بررسی عددی تاثیر سامانه میکرودمش بر کاهش نیروی پسای ایرفویل فوق بحرانی sc(2)-0710

هدف اصلی این پژوهش، طراحی یک سامانه میکرودمش به جهت کاهش نیروی پسا یک هواپیما با ایرفویل فوق بحرانی sc(2)0710 می‌باشد. به همین منظور، جریان متلاطم زیرصوتِ اطراف ایرفویل، توسط نرم‌افزار فلوئنت شبیه‌سازی شده است. شبیه‌سازی عددی در شرایط گشت‌زنی و در محدوده عدد ماخ بین 4/0 تا 6/0 و زاویه حمله بین 0 تا 3 درجه بررسی گردیده است. جریان متلاطم با به‌کارگیری مدل توربولانسی   sst kω شبیه‌سازی شده و برای اعمال روش میکرودمش کد udf به زبان برنامه‌نویسی c نوشته شده است. نتایج عددی به دست آمده با نتایج آزمایشگاهی و عددی در دسترس مقایسه شده‌اند و تطابق قابل قبولی با یکدیگر داشته‌اند. نتایج نشان داد که ضریب پسا اصطکاکی با افزایش ضریب دمش کاهش می‌یابد. از طرفی، در زوایای حمله 0 تا 2 درجه، افزایش ضریب دمش سبب افزایش ضریب پسا فشاری ایرفویل با میکرودمش نسبت به ایرفویل بدون آن شده است. درواقع، میکرودمش تاثیر معکوسی بر روی میدان فشار اطراف ایرفویل ایجاد کرده است. نتایج برای شش موقعیت قرارگیری میکرودمش بررسی گردید. مشاهده شد که بیشترین کاهش ضریب پسای کل در حالتی رخ داده است که میکرودمش در نزدیکی لبه حمله و در قسمت سطح فشار قرار گیرد. همچنین، مشاهده گردید که نیروی برا با اعمال میکرودمش کاهش می‌یابد، اما موقعیت انتخاب شده، کمترین اثر را در کاهش ضریب برا دارد. همچنین، نتایج نشان داد که در زاویه حمله 3 درجه، مناسب‌ترین نتایج (یعنی کمترین مقدار نیروی پسا) به دست آمده است. درنهایت، پس از بررسی‌های عددی انجام شده، سیستم موردنظر، طراحی شده و نقشه‌های مونتاژ و دمونتاژ آن ارائه شده‌اند.

Numerical Study of Microblowing System Effect on Reducing the Drag Force of a SC(2)-0710 Supercritical Airfoil

The main purpose of this study is to design a microblowing system to reduce the drag force of an aircraft with SC(2)0710 supercritical airfoil. For this purpose, the subsonic turbulent flow around the airfoil is simulated by the Fluent software. The numerical simulation has been investigated in cruise conditions at the Mach number of 0.40.6 and attack angle of 0º3º. The turbulent flow is simulated using the SST kω turbulent model, and the UDF code is written in C programming language to apply the microblowing technique. The numerical results have been compared with the available experimental and numerical data, and they have had in accordance with each other. The results showed that the friction drag coefficient decreases with increasing the blowing fraction. On the other hand, in attack angle of 0º2º, the increase in blowing fraction causes to increase the pressure drag coefficient of the airfoil with its microblowing compared to the airfoil without it. In fact, the microblowing has created the reverse effect on the pressure field around the airfoil. The results have been examined for six microblowing positions. It was detected that the greatest reduction in the total drag coefficient has occurred when microblowing has been located near the leading edge on the suction side. Also, it was observed that the lift force decreases by applying the microblowing, but the selected position has the least effect on reducing the lift coefficient. Besides, the results showed that the suitable results (that is, the lowest drag force) have been attained at the attack angle of 3º. Finally, after the numerical studies, the proposed system is designed, and assembly and disassembly maps have been provided.