بررسي عددي اثرات سوئيپ و تيزي لبه حمله روي رفتار آيروديناميكي بال مثلثي

Numerical analysis of the effects of sweep angle and sharpness of leading edge on Aerodynamic behavior of delta wing

بال مثلثي در زواياي حمله مختلف، رژيم‌هاي صوتي متفاوت، زواياي عقبگرد گوناگون و لبه حمله تيز و خميده، ، مورد تحليل و بررسي عددي قرار‌گرفته شده‌است. الگوي جريان روي سطح بالايي بال براي كليه موارد مذكور حل شده و روند جريان به صورت‌هاي مختلف به تصوير درآمده‌است. الگوي جريان روي بال مثلثي مورد مطالعه در اين تحقيق با الگوهاي شناخته‌شده در مطالعات پيشين مقايسه شده و تغييرات اين الگوها با تغيير عدد ماخ جريان آزاد و تغيير زاويه حمله و تغيير زواياي عقبگرد و تغيير لبه حمله‌ مورد بحث قرار گرفته‌است. تصاوير بدست آمده از آشكار‌سازي‌ها نشان مي‌دهد كه روي سطح بالايي بال مثلثي، گردابه‌اي پديد مي‌آيد كه با افزايش عدد ماخ، به سطح بال، نزديكتر شده و تدريجاً كشيده‌تر مي‌شود. هم چنين، علاوه بر گردابه اوليه، در قسمت بين اين گردابه و سطح روي بال، گردابه ثانويه نيز پديد مي‌آيد. در اعداد ماخ بيش از 1/2، لبه حمله بال مثلثي مافوق‌صوت شده و موج انبساطي منتشرشده از لبه حمله، به جريان شتاب مي‌دهد.

Delta wing is studied in several Mach numbers, sweep angles, sharp and curved edges of attack. Algorithm of flow on upper side of the wing is studied and illustrated. Algorithm of flow is compared with the elder studies and changes of these options by Mach number and angle of attack and sweep angle is determined. Illustrations show that on the upper side of the delta wing, a vortex arises that by increasing Mach number, stretches and comes near the wing. Also addition to the primary vortex, secondary vortex arises. In Mach numbers up to 1.2 edge of attack becomes supersonic and expansion waves, accelerate the flow. In higher angles of attack, vortex breakdown occurred that in different Mach numbers and different angles of attack is studied.