این سایت در حال حاضر پشتیبانی نمی شود و امکان دارد داده های نشریات بروز نباشند
مهندسی مکانیک مدرس، جلد ۱۹، شماره ۲، صفحات ۴۴۷-۴۵۶
عنوان فارسی تحلیل عددی کنترل جدایش جریان روی یک پهپاد BWB با استفاده از مولد گردابه
چکیده فارسی مقاله امروزه بررسی اثرات سه‌بُعدی جریان در نزدیکی ناحیه نوک تیغه و بال در صنایع توربوماشینی همچون روتور هلیکوپترها، توربین‌سازی‌ها و همچنین بهینه‌سازی بال در صنایع هواپیمایی برای داشتن پروازی ایمن همراه با قابلیت مانورپذیری بالا از مباحث مورد توجه صنایع فعال در این حوزه است. پدیده واماندگی را می‌توان به‌عنوان پدیده تاثیرگذار در این حوزه دانست. در تحقیق حاضر کنترل جدایش جریان توسط مولد گردابه روی بال یک پهپاد تهاجمی رادارگریز شامل ایرفویل Naca64a210 با زاویه پیچش 5درجه در نوک بال و بال‌های یکپارچه و متصل به بدنه با زاویه پسگرایی 47درجه در رژیم جریان مادون صوت بررسی شده است. حل در جریان آشفته با روش kw-sst برای زوایای حمله در محدوده 5 تا 20درجه و سرعت‌های 30 و 60متر بر ثانیه انجام شده است. نتایج نشان از تطابق مناسب با نتایج عددی و تجربی دارد، به‌طوری که منحنی‌های توزیع فشار نشان‌دهنده رشد فشار در نواحی استقرار مولد گردابه و همین‌طور نواحی نزدیک به نوک بال هستند که منجر به باقی‌ماندن جریان روی سطح جسم در این نواحی می‌شود. بنابراین با بررسی نمودارهای گشتاور پیچشی و کانتورهای سرعت، جدایش جریان از زاویه حمله 15 به 20درجه به تاخیر افتاده است و همچنین توانایی قابلیت کنترل جدایش جریان همراه با رشد سرعت نیز رقم خورده است.
کلیدواژه‌های فارسی مقاله واماندگی،کنترل جدایش جریان،مولد گردابه،پهپاد تهاجمی،
عنوان انگلیسی Numerical Analysis of Flow Separation Control on a BWB Drone Using a Vortex Generator
چکیده انگلیسی مقاله Today, the effects of three-dimensional flow near the blade and wing tip in the turbomachinery industry, such as rotor helicopters, turbine, as well as wings optimization in the airline industry, for safe flight with high maneuverability, are the focus of the industry in this area. Stall can be considered an influential phenomenon in this field. In the present study, the flow separation control was investigated by a vortex generator on a wing of a radar invader UAV, including a Naca64a210 airfoil with a 5° washout angle at the wing tip and integrated wings and attached to the body with a 47° sweep angle in the subsonic flow. The turbulent flow was solved by the kw-sst method for attack angles ranging from 5-20° and speeds of 30 and 60 m/sec. The results show a good fit with numerical and experimental results so that the pressure distribution curves indicate the growth of pressure in the vortex generating regions and also the areas near the tip of the wing, which results in the flow remain in the wing surface in these areas. Therefore, by examining the pitching moment and velocity contours, it can be seen that the flow separation from the 15° angle of attack, has been delayed to 20°, and also the ability to control the separation of flow along with the growth of velocities has been achieved.
کلیدواژه‌های انگلیسی مقاله واماندگی,کنترل جدایش جریان,مولد گردابه,پهپاد تهاجمی
نویسندگان مقاله مصطفی گرشاسبی |
گروه آیرودینامیک، دانشکده هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران

محمدمهدی جعفری |
گروه آیرودینامیک، دانشکده هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران

حمید پرهیزکار |
گروه آیرودینامیک، دانشکده هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران

نشانی اینترنتی https://mme.modares.ac.ir/article_10590_d9f9292754c648c5975801b40883f0cc.pdf
فایل مقاله فایلی برای مقاله ذخیره نشده است
کد مقاله (doi)
زبان مقاله منتشر شده fa
موضوعات مقاله منتشر شده
نوع مقاله منتشر شده
برگشت به: صفحه اول پایگاه   |   نسخه مرتبط   |   نشریه مرتبط   |   فهرست نشریات