تحليل عددي كنترل جدايش جريان روي يك پهپاد BWB با استفاده از مولد گردابه

Numerical Analysis of Flow Separation Control on a BWB Drone Using a Vortex Generator

امروزه بررسي اثرات سه‌بُعدي جريان در نزديكي ناحيه نوك تيغه و بال در صنايع توربوماشيني همچون روتور هليكوپترها، توربين‌سازي‌ها و همچنين بهينه‌سازي بال در صنايع هواپيمايي براي داشتن پروازي ايمن همراه با قابليت مانورپذيري بالا از مباحث مورد توجه صنايع فعال در اين حوزه است. پديده واماندگي را مي‌توان به‌ عنوان پديده تاثيرگذار در اين حوزه دانست. در تحقيق حاضر كنترل جدايش جريان توسط مولد گردابه روي بال يك پهپاد تهاجمي رادارگريز شامل ايرفويل Naca64a210 با زاويه پيچش 5درجه در نوك بال و بال‌هاي يكپارچه و متصل به بدنه با زاويه پسگرايي 47درجه در رژيم جريان مادون صوت بررسي شده است. حل در جريان آشفته با روش kw-sst براي زواياي حمله در محدوده 5 تا 20درجه و سرعت‌هاي 30 و 60متر بر ثانيه انجام شده است. نتايج نشان از تطابق مناسب با نتايج عددي و تجربي دارد، به‌طوري كه منحني‌هاي توزيع فشار نشان‌دهنده رشد فشار در نواحي استقرار مولد گردابه و همين‌طور نواحي نزديك به نوك بال هستند كه منجر به باقي‌ماندن جريان روي سطح جسم در اين نواحي مي‌شود. بنابراين با بررسي نمودارهاي گشتاور پيچشي و كانتورهاي سرعت، جدايش جريان از زاويه حمله 15 به 20درجه به تاخير افتاده است و همچنين توانايي قابليت كنترل جدايش جريان همراه با رشد سرعت نيز رقم خورده است.

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.