مطالعه عددي جريان حول دو ايرفويل پشت سر هم و چگونگي توزيع نيروي فشار

Numerical Analysis of the Flow around Two Airfoils in a Tandem Configuration Regarding Pressure Distribution

در تحقيق حاضر جريان حول دو ايرفويل NACA0009 در چيدماني هم‌راستا و پشت سر هم با فاصله طول كورد از يكديگر بررسي و اثرات آنها روي همديگر از لحاظ توزيع نيروي فشاري به‌روش عددي بررسي شده است. از جمله مواردي كه كاربرد دو ايرفويل پشت سر هم حائز اهميت است، پيكربندي كانارد و بال مي‌باشد كه در طراحي جنگنده‌ها مورد استفاده قرار مي‌گيرد. براي انجام حل عددي هندسه و حجم كنترل مورد نظر در نرم‌افزار ANSYS ايجاد و نتايج از طريق استخراج كانتورها و نمودارهاي مربوطه بررسي شده است. براساس نتايج حاصله، نقطه بيشينه فشار براي دو ايرفويل در ابتداي سطح زيرين آنها رخ داده كه بيانگر نقطه سكون مي‌باشد. همچنين محدوده فشار منفي و فشار مثبت به‌ترتيب در بالا و پايين ايرفويل نخست بيشتر و گسترده‌تر از ايرفويل دوم بوده كه بيانگر نيروي براي بيشتر در ايرفويل نخست مي باشد. اثر حضور ايرفويل نخست روي توزيع فشار ايرفويل دوم به‌گونه‌اي است كه نيروي براي اين ايرفويل را كاهش مي‌دهد. با توجه به كانتور دما، ايرفويل نخست اثر چشمگيري بر توزيع دماي ايرفويل دوم ندارد و تنها يك لايه مرزي حرارتي روي هر دو ايرفويل شكل گرفته كه در فاصله نه چندان دور از ايرفويل با دماي جريان آزاد برابر مي‌گردد. اختلاف دماي بين ايرفويل و جريان هوا تأثيري بر توزيع فشار نداشته و نمودار ضريب فشار در هر دو حالت ايرفويل گرم‌تر و سردتر از جريان هوا يكسان مي‌باشد. در حاليكه اين اختلاف دما بر ميزان ضريب نيروي برشي روي ايرفويل‌ها مؤثر بوده است و نيازمند مطالعه بيشتر مي‌باشد.

In the present study, fluid flow around two NACA0009 airfoils in a tandem configuration with a chord length distance from each other was investigated numerically and their mutual effects were studied in case of pressure distribution. One of applications consisting tandem airfoils is a wing-canard configuration which is used in designing fighter aircrafts. In order to solve such a problem numerically, the geometry and computational domain were created in the ANSYS Workbench Software and the results were extracted in terms of force contours and diagrams. According to the results, the point of maximum pressure occurs at the beginning of the lower surface for both airfoils which depicts the stagnation point. Furthermore, zones of negative and positive pressures are more pronounced for the forward airfoil which is an evidence of higher lift coefficient. Effects of the flow behind the forward airfoil and passing the second one are such that its lift coefficient will decrease. Regarding the contours of temperature, the forward airfoil has no considerable influence over the second one and just a temperature boundary layer forms on the surface meeting the free flow values not so far from the airfoil. The temperature difference between the airfoil surface and the air flow does not affect the pressure distribution, and diagrams of pressure distribution are almost the same for hotter-than-air/colder-than-air airfoils. However, it has been observed that the difference in temperature between the air and the airfoil surface has some influence on shear force distribution which needs further investigation.