بررسي تجربي و عددي عملكرد آيروديناميكي ايرفويل ناكا 0012 در رينولدز هاي پايين

Numerical and experimental analysis of aerodynamic effect of NACA0012 airfoil at low Reynolds numbers

هدف اين مقاله، بررسي تجربي و عددي جريان اطراف ايرفويل ناكا 0012، در رينولدز هاي پايين است. شبيه سازي عددي در رينولدزهاي پايين چالش اساسي در ديناميك سيالات محاسباتي است كه در اين پژوهش به آن پرداخته مي شود. جريان اطراف ايرفويل به روش تجربي در اعداد رينولدز 4^10×4، 4^10×6.5، 4^10×8.5 و در محدوده وسيعي از زواياي حمله اندازه گيري شده است. سپس با استفاده از روش عددي محاسبات تكرار شده اند و نتايج آن ها با نتايج تجربي مقايسه شده است. شبيه سازي عددي در رينولدزهاي 3^10×5 و 4^10×2 نيز انجام شده است. در اعداد رينولدز كمتر از 4^10×2 با توجه به آنكه لايه مرزي در محدوده گذار قرار دارد، خواص به شدت به عدد رينولدز وابسته است و نيروهاي آيروديناميكي تغييرات غير خطي نسبت به زاويه حمله دارند به همين دليل تمام حل هاي عددي در اين محدوده بايد به صورت ناپايا انجام پذيرد. بررسي مدل هاي مختلف آشفتگي نشان داد كه نتايج حاصل از مدل Transition SST از نظر پيش بيني خواص آيروديناميكي و پيش بيني وقوع حباب جدايش با نتايج تجربي تطابق بسيار خوبي دارند. در اين مطالعه زاويه اي كه در آن استال رخ مي دهد نيز بررسي شده است. مشاهده مي شود كه در رينولدز 3^10×5، به دليل آنكه لايه مرزي به صورت لايه اي باقي مي ماند، استال رخ نمي دهد ولي در رينولدزهاي بالاتر اين پديده ديده مي شود و با افزايش عدد رينولدز، زاويه استال نيز افزايش ميابد. در ادامه براي بررسي دقيق تر تغييرات ضريب درگ و ليفت، ضريب فشار اطراف ايرفويل و شكل گيري و حركت حباب جدايش در رينولدزها و زواياي حمله مختلف مورد بحث قرار گرفت. مشاهده مي شود كه با افزايش زاويه حمله، حباب جدايش به سمت لبه حمله ايرفويل حركت مي كند و با افزايش عدد رينولدز طول حباب جدايش كاهش ميابد.

This article studies experimentally and numerically the flow around a NACA 0012 airfoil at low Reynolds numbers regimes. This range of Reynolds numbers is challenging in computational fluid dynamic. In the experimental part flow around airfoil at Reynolds numbers of 4×10^4, 6.5×10^4 and 8.5×10^4 and various angles of attack is investigated. All the experimental results are repeated numerically. Numerical simulation are also done in Reynolds number of 2×10^4 and 5×10^3 that in this range of Reynolds numbers the flow is in transition regime and flow characteristics are dependent to the Reynolds number and aerodynamic loads has nonlinear variation with respect to the angle of attack , so all calculations should be done in unsteady form. Calculations show that Transition SST model predict aerodynamic characteristics and separation bubble well. Also stall angle in different cases is detected. It is shown that when Reynolds number is 5×10^3 stall not occurred and boundary layer remains laminar. In other ranges of Reynolds numbers stall occurs and the angle of stall increase with the increase of Reynolds number. Laminar separation bubble is a phenomenon that helps us to investigate lift and drag coefficient variations. It is shown that the location of separation bubble moves toward the leading edge with increasing the angle of attack and the length of separation bubble decreases when Reynolds number increases.