این سایت در حال حاضر پشتیبانی نمی شود و امکان دارد داده های نشریات بروز نباشند
مهندسی مکانیک مدرس، جلد ۱۷، شماره ۲، صفحات ۱۵۷-۱۶۵
عنوان فارسی تخمین عددی گذار لایه مرزی بال درون میدان جریان ملخ
چکیده فارسی مقاله در این تحقیق جریان حول مقطع بال NACA2415 در رژیم‌های مختلف و در حضور و عدم حضور ملخ به کمک دینامیک سیالات محاسباتی شبیه‌سازی گردید. برای پیش‌بینی محل گذار لایه مرزی، از دو روش بهره گرفته شد: در روش اول از تاریخچه زمانی نوسانات ضریب پسای اصطکاکی در تخمین محل پیدایش و طول ناحیه گذار استفاده گردید. در روش دوم مدل گذار γ-〖Re〗_θ برای شبیه‌سازی گدار جریان آرام به آشفته بکار رفت. به منظور مقایسه تأثیر پیش‌بینی گذار، شبیه‌سازی با یک مدل آشفتگی که جریان را با فرض کاملاً آشفته مدل‌سازی می‌کند نیز تکرار و نتایج هر دو تحلیل با داده‌های تجربی مقایسه گردیده‌اند. بررسی نتایج حاکی از دقت مناسب روش عددی در تخمین پارامترهای آیروینامیکی، با لحاظ نمودن گذار جریان آرام به آشفته است. در حالیکه شبیه‌سازی کاملاً آشفته تا 70% خطا در محاسبه ضریب پسای مقطع دارد، با تخمین گذار این مقدار حداکثر به 10% کاهش می‌یابد. با حضور ملخ علاوه بر تغییر در الگوی جریان، مشخصه‌های لایه مرزی در طول دهانه بال تحت تأثیر قرار می‌گیرد. تغییر در توزیع برآ و مکان آغاز گذار لایه مرزی نتیجه قرارگیری بال در جریان لغزشی ملخ است. جریان لغزشی ملخ، مولفه عمودی سرعت بر روی سطح بال را افزایش داده، گذار جریان آرام به آشفته به تأخیر می‌افتد. سطح بالایی بال در ناحیه فرووزش مشمول این تأثیر بوده و در مقابل در ناحیه فراوزش جریان، گذار نزدیکتر به لبه حمله رخ می‌دهد. افزایش دور ملخ باعث تشدید این رویه می‌گردد.
کلیدواژه‌های فارسی مقاله گذار، لایه مرزی آرام، آشفتگی، ملخ،
عنوان انگلیسی Numerical estimation of the wing boundary layer transition in propeller flowfield
چکیده انگلیسی مقاله 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.
کلیدواژه‌های انگلیسی مقاله Transition, Laminar Boundary Layer, Turbulence, Propeller
نویسندگان مقاله حمزه امینایی |
دانشجوی دکتری

مجتبی دهقان منشادی | dehghan manshadi
دانشیار دانشگاه صنعتی مالک اشتر اصفهان
سازمان اصلی تایید شده: دانشگاه صنعتی مالک اشتر (Malek ashtar university of technology)

علیرضا مستوفی زاده |
دانشیار

نشانی اینترنتی http://mme.modares.ac.ir/article_16198_acb4985c3e9ad83a35212c9aa1fd3a53.pdf
فایل مقاله اشکال در دسترسی به فایل - ./files/site1/rds_journals/1256/article-1256-358579.pdf
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