تخمين عددي گذار لايه مرزي بال درون ميدان جريان ملخ

Numerical estimation of the wing boundary layer transition in propeller flowfield

در اين تحقيق جريان حول مقطع بال NACA2415 در رژيم‌هاي مختلف و در حضور و عدم حضور ملخ به كمك ديناميك سيالات محاسباتي شبيه‌سازي گرديد. براي پيش‌بيني محل گذار لايه مرزي، از دو روش بهره گرفته شد: در روش اول از تاريخچه زماني نوسانات ضريب پساي اصطكاكي در تخمين محل پيدايش و طول ناحيه گذار استفاده گرديد. در روش دوم مدل گذار γ-〖Re〗_θ براي شبيه‌سازي گدار جريان آرام به آشفته بكار رفت. به منظور مقايسه تأثير پيش‌بيني گذار، شبيه‌سازي با يك مدل آشفتگي كه جريان را با فرض كاملاً آشفته مدل‌سازي مي‌كند نيز تكرار و نتايج هر دو تحليل با داده‌هاي تجربي مقايسه گرديده‌اند. بررسي نتايج حاكي از دقت مناسب روش عددي در تخمين پارامترهاي آيرويناميكي، با لحاظ نمودن گذار جريان آرام به آشفته است. در حاليكه شبيه‌سازي كاملاً آشفته تا 70% خطا در محاسبه ضريب پساي مقطع دارد، با تخمين گذار اين مقدار حداكثر به 10% كاهش مي‌يابد. با حضور ملخ علاوه بر تغيير در الگوي جريان، مشخصه‌هاي لايه مرزي در طول دهانه بال تحت تأثير قرار مي‌گيرد. تغيير در توزيع برآ و مكان آغاز گذار لايه مرزي نتيجه قرارگيري بال در جريان لغزشي ملخ است. جريان لغزشي ملخ، مولفه عمودي سرعت بر روي سطح بال را افزايش داده، گذار جريان آرام به آشفته به تأخير مي‌افتد. سطح بالايي بال در ناحيه فرووزش مشمول اين تأثير بوده و در مقابل در ناحيه فراوزش جريان، گذار نزديكتر به لبه حمله رخ مي‌دهد. افزايش دور ملخ باعث تشديد اين رويه مي‌گردد.

This work aims to prediction of laminar/turbulent transition which plays an important role on aerodynamics of wing section. In this respect the flow around the NACA2415 airfoil simulated in a Computational Fluid Dynamics (CFD) solver in different regimes with and without propeller flowfield. For predicting the transition onset, two approaches were used: The first is based on time history of the skin-friction coefficient for determining the transition onset and the transition length on the airfoil. The second is to apply transition γ-〖Re〗_θ model for laminar/turbulent transition simulation. For investigation of transition effect, the simulation repeated by use of a classical turbulent model and both results was compared with experimental data. The comparison shows that taking into account the transition effects gives a good agreement with experiment. Relative error of calculated drag coefficients for the transition based simulation is lower than 10%, while fully turbulent simulation are 70% overestimated in some incidences. Slipstream of upstream propeller changes flow pattern and boundary layer characteristics over the wing. Indeed in presence of propeller, spanwise load distribution and laminar/turbulent transition onset were affected. In propeller flowfield, increasing of velocity normal component over wing surface causes transition delay. Movement of transition onset to trailing edge on the upper surface in propeller downwash is representative of such phenomenon. On the other hand, in upwash region, the transition onset moves upstream. With the increasing propeller rotational speed, this tendency augments and so the transition onset on the wing upper surface moves far downstream in propeller downwash.