بررسي تجربي ضرايب آيروديناميكي يك نمونه هواپيماي بال پرنده لامبدا شكل با تغيير زاويه پس‌گرايي لبه حمله بال

Experimental investigation on aerodynamic coefficients of a flying wing aircraft with different leading edge sweep angle

در اين تحقيق ضرايب آيروديناميكي يك نمونه هواپيماي بال پرنده بدون دم با بال لامبدا شكل با زاويه پس‌گرايي لبه حمله بال دروني 55 و بال بيروني 30 درجه، در يك تونل باد مدار بسته زير صوت بررسي شده است. آزمايش‌ها در محدوده سرعت 90 متر بر ثانيه و در زاويه حمله‌هاي 6 تا 17 و زاويه جانبي 8 تا 8 درجه انجام گرفته است. نيروها و گشتاورهاي آيروديناميكي هواپيما به وسيله دستگاه بالانس 6 مؤلفه بيروني اندازه‌گيري شده و اثرات ديواره بر نتايج اصلاح گرديده است. به منظور بهبود پايداري طولي هواپيما، زاويه پس‌گرايي لبه حمله بال 2 درجه افزايش يافته و با نتايج نمونه اصلي مقايسه شده است. نتايج نشان داده است كه در زاويه حمله 7.7 درجه پيچ آپ رخ داده كه با افزايش زاويه پس‌گرايي، اين پديده 1 درجه ديرتر اتفاق افتاده است كه به معناي افزايش نيروي برآي قابل بهره‌برداري است. همچنين به منظور بررسي شروع و گسترش جدايش جريان روي بال، ميدان فشار بالاي سطح بال به وسيله ريك لايه مرزي اندازه‌گيري شده است. نتايج نشان داده كه جدايش جريان روي سطح بال از ناحيه شكستگي لبه فرار شروع شده و با افزايش زاويه حمله بخش‌هاي ديگر بال، به ويژه بال بيروني را فراگرفته است. ضريب گشتاور سمتي هواپيما منفي به دست آمده است كه نشان دهنده ناپايداري سمتي ذاتي هواپيماست.

The aerodynamic coefficients characteristics over a lambdashaped flying wing aircraft with 55°30° leading edge sweep angles have been investigated in a closed circuit low speed wind tunnel. The experiments were conducted at tunnel velocity of 90 m/s, the angles of attack of 6 to 17 and the sideslip angles of 8 to 8 degrees. All forces and moments were measured using an external sixcomponent force balance located below the wind tunnel. The wall corrections were also performed for all test conditions. To improve the aircraft longitudinal stability characteristics, a new model with an increased leading edge sweep angle of 2 degrees were also tested and compared with the original model. A “pitchup” phenomenon identified to occur at a rather low angle of attack of α=7.7 degrees, although it occurred at the higher angle of attack of α=8.7 degrees for the increased swept angle model which means an increase in useable lift of the aircraft. Moreover, offsurface pressure measurement over the wing surface was conducted to examine the onset and development of the flow separation over the wing surface. The results showed that the flow separation started at the trailing edge crank location and extended to the other parts of the wing, especially the outer wing.