بررسي تجربي جريان روي يك بال با ضريب منظري پايين

An Experimental Investigation of the Flowfield over a Low Aspect Ratio Wing

رفتار آيروديناميكي يك بال با زاويه پسگراي 70 درجه در تونل باد زيرصوت دانشكده مهندسي مكانيك دانشگاه صنعتي شريف مورد بررسي قرار گرفته است. اين بررسي شامل تعيين پروفيل گردابه روي بال و محاسبه شدت اغتشاش در لايه مرزي روي بال در زواياي حمله 10 تا 35 درجه و در محدوده اعداد رينولدز ^5^10×1/5 تا ^5^10×5 بوده است. آزمايشات روي دو مدل يكي بال كامل و ديگري نيمه بال مثلثي انجام گرفت. در اين سري آزمايشات، ميدان جريان روي بالهاي مثلثي با لوله پيتوت و سيم داغ بررسي شده و شدت اغتشاش در لايه مرزي نيز به دست آمده است. نتايج حاصله وجود يك جفت گردابه نسبتاً قوي را نشان مي‌دهد كه شدت اغتشاش در ناحيه درون اين گردابه‌ها بسيار زياد بوده و سرعت دوراني نيز در اين نواحي بيشتر از ساير نقاط است. در نتيجه اين افزايش سرعت، فشار در مركز گردابه به شدت افت پيدا كرده كه اين پديده منجر به افزايش نيروي برا به صورت غيرخطي با زاويه حمله خواهد شد.

A wind tunnel investigation was performed to study the flow field over a 70° swept sharped edge delta wing model at high angles of attack. The experiments were conducted in the subsonic wind tunnel at the Department of Mechanical Engineering, Sharif University of Technology. Velocity profiles have been measured using a special pitot tube and hot wire anemometer at angles of attacks of 10 to 35 degrees and Reynolds numbers between 1.5 to 5´105 over half and a full model. From these studies the shape of the leading edge vortices as well as the turbulence intensity inside the vortices were obtained and analyzed. This study revealed a region of increased velocity highly tubulent flow at the vortex core. As a result, the lift will increase nonlinearly with angle of attack.