ارزیابی عملکرد آیرودینامیکی پیچش هندسی با تغییر عدد رینولدز در یک نمونه هواپیمای بال‌پرنده

پیچش، یکی از مولفه‌های اساسی در طراحی هواپیماهای بال‌پرنده و بدون‌دم بوده که منجر به رفع برخی از چالش‌های آیرودینامیکی موجود در این دسته از هواپیماها می‌شود. تحقیق حاضر به منظور بررسی آیرودینامیکی اعمال پیچشِ هندسی در یک نمونه هواپیمای بال‌پرنده‌ی مادون صوت و ارزیابی میزان عملکرد این مولفه در هریک از فازهای پروازی انجام شده است. هندسه مورد بررسی یک مدل هواپیمای بال‌‌پرنده‌ی لامبدا شکل می‌باشد که از بالی با زاویه عقبگرد 56 درجه بهره می‌برد. پیچش اعمالی به این مدل از نوع پیچشِ منفی (washout) بوده که به صورت خطی در راستای دهانه بال توزیع می‌گردد. مطالعه انجام شده در چارچوب شبیه سازی‌ عددی و بر پایه حل معادلات رینولدز (rans) گسسته شده با روش حجم محدود است. فرآیند شبیه‌سازی بعد از اعتبارسنجی با داده‌های تجربی، برای زوایای پیچش صفر و 6 درجه و محدوده زوایای حمله 5 تا 20 درجه به انجام رسیده؛ همچنین به‌‌منظور بررسی نحوه عملکرد پیچش در محدوده فاز نشست و برخاست و فاز کروز، مطالعات در دو عدد رینولدز مختلف صورت گرفته ‌است. نتایج نشان می‌دهد که با اعمال پیچش، بازده آیرودینامیکیدر زوایای حمله بالا ارتقاء می‌یابد، اما این مشخصه، در زاویه حمله صفر درجه کاهش قابل توجهی خواهد‌ داشت. همچنین در اثر اعمال زاویه پیچش، شروط لازم جهت پایداری طولی ارضا شده و پدیده پیچ‌آپ به تاخیر خواهد‌ افتاد. با افزایش سرعت، بازده آیرودینامیکیدر طیف وسیعی از زوایای حمله بهبود می‌یابد؛ همچنین تغییرات بازده آیرودینامیکی ناشی از اعمال زاویه پیچش افزایش یافته و پیچش، موثرتر خواهد بود. بررسی گشتاور حول محور طولی نشان می‌دهد که با افزایش سرعت درجه پایداری افزایش خواهد یافت و رفتار پدیده پیچ‌آپ بهبود می‌یابد.

Evaluation of aerodynamic performance of the geometrical twist by variation the Reynolds number in a flying wing

The twist is one of the most important parameters in the design of the flying wing and tailless aircraft that causes eliminate some aerodynamic challenge at these categories of aircrafts. The present study was performed for an aerodynamic investigation of the geometrical twist at a subsonic flying wing and evaluate this parameter at different flight phases. The study geometry is a lambdashaped flying wing that has a wing with a 56degree sweepback. The twist angle applied on wingtips is washout, which is linearly distributed along the wingspan. The study is conducted in the framework of numerical simulation and based on solving ReynoldsAveraged NavierStokes (RANS) equations by finite volume method. The simulation process was performed after validation with experimental data, for twist angles of 0 and 6 degrees and range of attack angles of 5 to 20 degrees; also, to investigate the twist performance in the range of landing and takeoff phase and cruise phase, studies have been performed in two different Reynolds numbers. The results show that by applying twist, the aerodynamic efficiency is improved at high angles of attack, but this characteristic will drop significantly at the zerodegree angle of attack. Also, by applying the twist, the conditions required for longitudinal stability are satisfied, and the pitch up phenomenon will be delayed.As speed increases, aerodynamic efficiency improves over a wide range of attack angles; also, aerodynamic efficiency changes due to twist increased, and twist will be more effective. Pitch moment analysis shows that as speed increment, the degree of stability will increase, and the pitchup behavior will improve.