مدلسازي عددي جريان تراكم پذير، غير لزج حول يك ايرفويل در زواياي حمله مختلف

در اين مقاله به برر سي جريان پاياي تراكمپذير حول يك مقطع از سطح برآزا با ا ستفاده از روش عددي پرداخته شده ا ست. شبيهسازي با استفاده از روش حجم محدود به كمك نرم افزار گمبيت و فلوئنت انجام شده است. در حوزه مهندسي مكانيك، بررسي جريان حول اجسام و تحليل اندركنش ميان سازه و سيال از جمله مسائل مهم مهندسي محسوب شده كه در گستره بسيار وسيعي از حوزه هاي تخصصي از جمله انرژي و سيالات، هوافضا، ايروديناميك، هيدروديناميك و مهندسي دريا ظاهر مي شووووند. به اين صوووورت كه براي طراحي سوووازهي مورد نظر كه در جريان قرار ميگيرد و يا جريان از درون آن عبور ميكند، نيروهاي ايروالاستيك ايجادشده ميبايست از معيارهاي طراحي تجاوز نكند. در اين پژوهش، جريان تراكم پذير، غير لزج و پايا حول يك ايرفويل در زواياي حمله مختلف، ب صورت عددي شبيه سازي شده ا ست. نتايج براي عدد ماخ 5 / 0 در زواياي حمله 0 ، 2 درجه ارائه شده ا ست. نتايج ن شان ميدهد كه با افزايش زاويه حمله از صفر به دو درجه اين موج شوك كماني بر روي ميانه قوس بالايي براي ماخ جريان آزاد يك سان شديدتر و در در زير ايرفويل ب سيار ضعيف تر مي با شد. همچنين لازم به ذكر ا ست كه اين شوك براي ماخ 5 / 0 در ابتداي لبه ها و براي ماخ 8 / 0 در پايين د ست تر و مخت صات x/c حدوداً 5 / 0 اتفاق مي افتد. افزايش زاويه حمله در هر ماخ باعث افزايش تنش برشي و كرنش الاستيك در مقطع زيرين بال ميشود. از طرفي در يك زاويه حمله و عدد ماخ مشخص، بيشترين تنش اصلي و كرنش الاستيك در نزديكي نوك مقطع بال اتفاق ميافتد. اين در حالي است كه در زاويه حمله صفر بيشترين تنش برشي صفحه xy در وسط مقطع ايجاد ميشود.

In this paper, we investigate the trapping constant flow around a wing using a numerical method. Simulation using finite volume method has been performed using Gambit and Fluent software. In the field of mechanical engineering, the study of the flow around objects and analysis of the interaction between structure and fluid are among the most important engineering issues that appear in a wide range of specialized fields, including energy and fluids, aerospace, aerodynamics, hydrodynamics and marine engineering. In this way, the iro-elastic forces created must not exceed the design criteria in order to design the structure in question or flow through it. In this study, a compressible, non-slippery and stable flow around an airfoil in different attack angles is simulated numerically. The results for the Mach number are 0.5 at an angle of attack of 0, 2 degrees. The results show that by increasing the angle of attack from zero to two degrees, this wave of shock wave is more intense on the upper arc of the arch for the same free-flow Mach and below the airfoil is much weaker. It is also worth noting that this shock for Mach 0.5 is at the beginning of the edges and for Mach 0.8 is downstream and the coordinate x / c is about 0.5. Increasing the angle of attack in each Mach increases the shear stress and elastic strain at the bottom of the wings. On the other hand, at an angle of attack and a specified Mach number, the highest tensile stress and elastic strain occur near the tip of the wing section. At the same time, at the angle of zero attack, the greatest shear stress on the XY page is created in the middle of the cross section.