مطالعه عددي اثرات شكل لبه حمله بال هاي مثلثي بر رفتار جريان با استفاده از رهيافت شبيه سازي گردابه هاي بزرگ

Numerical Investigation of Delta Wings Leading Edge Configuration Effects on the Flow Behavior Using Large Eddy Simulation Approach

تعيين مشخصه‌ها و رفتار جريان سيال و به دست آوردن ضرايب آيروديناميكي، جز مسايل مهم و قابل‌توجه در بررسي جريان حول اجسام مي باشد. در اين تحقيق، اثرات شعاع لبه حمله بر رفتار جريان حول بال‌مثلثي با زاويه پس گرايي 50 درجه در اعداد رينولدز بين 106×50/0 الي 106×5/2 به‌صورت عددي مطالعه شده است. سه مدل هندسي مختلف شامل مدل داراي لبه حمله تيز و دو مدل داراي لبه حمله نيم‌دايره با شعاع متفاوت موردبررسي قرارگرفته است. شبيه سازي هاي عددي با استفاده از رهيافت شبيه سازي گردابه هاي بزرگ در نرم افزار فلوينت ويرايش 14 انجام‌شده و صحت و دقت روش عددي به كار گرفته‌شده، با استفاده از نتايج تجربي موجود بررسي-شده كه مطابقت خوبي را نشان مي دهد. تاثير شعاع لبه حمله روي ضرايب آيروديناميكي، اندازه و محل گردابه ها موردبررسي قرارگرفته است. با توجه به نتايج به‌دست‌آمده، در يك زاويه حمله ثابت، افزايش شعاع لبه حمله بال سبب كاهش ضريب گشتاور پيچشي مي شود. همچنين، اندازه و قدرت گردابه اوليه و مقادير نيروهاي برآ و پسا كاهش مي‌يابد. هنگامي‌كه عدد رينولدز بين 106×50/0 تا 106× 97/0 است، ضريب برآ تمايل به افزايش 6 تا 8 درصدي دارد، اما در اعداد رينولدز بزرگ‌تر، افزايش محسوسي در آن مشاهده نمي شود. همچنين در زاويه حمله 20 و 25 درجه، با افزايش عدد رينولدز، ضريب برآ كاهش محسوسي مي يابد. در بال مثلثي داراي لبه حمله تيز، گردابه هاي قوي تري تشكيل مي شود كه منجر به ضريب برآي بزرگ تري مي گردد. با گردكردن لبه حمله، به سبب تضعيف گردابه هاي مذكور، ضريب برآ كاهش مي يابد.

Determining characteristics and behavior of fluid flow and obtaining the aerodynamic coefficients are important and considerable tasks in investigation of flow over the bodies. In this research, leading edge radius effects on the flow behavior over a delta wing with a sweep angle of 50 degree at different Reynolds numbers between 0.5×106 and 2.5×106 are investigated numerically. Three different leading edge models including one sharp and two round (having different radius) are studied. Validation of the results is performed using available experimental results which showed good agreements. Leading edge radius effects on the aerodynamic coefficients and size and location of the vortices are investigated. Based on the obtained results, on a fixed angle of attack, increasing the wing leading edge radius reduces the moment coefficient. Also, it decreases size and strength of the preliminary vortex and magnitude of the lift and drag forces. When the Reynolds number varies Between 0.5×106 and 0.97×106, the lift coefficient tends to experience a 6 to 8 percent raise, while at higher Reynolds numbers, no considerable raisings observes. Also, at angle of attacks of 20 and 25 degrees, by increasing the Reynolds number, the lift coefficient graph experiences a noticeable reduction. At the sharp leading edge delta wing, stronger vortices generate which results higher lift coefficient. By rounding the leading edge, due to weakening the aforementioned vortices, the lift coefficient decreases.