بررسی آزمایشگاهی توقف ناگهانی ایرفویل فوق بحرانی Sc-0410 حین حرکت نوسانی

در تحقیق حاضر رفتار آیرودینامیکی و زمان تاخیر ایرفویل فوق‌بحرانی sc-0410 در یک مانور کلاسیک مورد بررسی قرار گرفته است. این حرکت شامل نوسان پیچشی سپس توقف ناگهانی و در ادامه حرکت پایین‌رونده می‌باشد. در این تحقیق اثرات فرکانس کاهش‌یافته و مدت زمان توقف بررسی شد. این آزمایشات در تونل باد مدار بسته زیر‌صوت با مقطع 0.8× 0.8متر مربع انجام گرفت. حرکت نوسانی پیچشی حول محور ربع وتر توسط دستگاه نوسان‌ساز سینوسی در محدوده فرکانس کاهش‌یافته 0.10 تا 12/ 0 تولید شده و زاویه حمله متوسط و دامنه نوسان، ثابت در نظر گرفته شده است. توقف در محدوده بالارونده ایرفویل صورت گرفته و زاویه توقف 5 درجه انتخاب شده است. این زاویه توقف، کمتر از زاویه واماندگی استاتیکی ایرفویل است. بعد از حرکت بالارونده، ایست ناگهانی و حرکت پایین‌رونده، میدان جریان بلافاصله به وضعیت استاتیکی نخواهد رسید و زمانی طول خواهد کشید تا تغییرات ایجاد شده در سه مرحله، بر میدان جریان حول ایرفویل به‌طور کامل گذشته و بال به شرایط پایدار اولیه دست یابد. نتایج نشان داد، فرکانس کاهش‌یافته بر زمان تاخیر، بسیار تاثیر گذار است. اما مدت زمان توقف تاثیر محسوسی بر زمان تاخیر اندازه‌گیری شده، ندارد. بدلیل افزایش استهلاک انرژی در فرکانس‌‌های بالا، با افزایش فرکانس کاهش‌یافته، زمان تاخیر کمتر می‌شود. قابل ذکر است نمودار ضرائب آیرودینامیکی بر حسب زاویه حمله در جریان ناپایا، حلقه هیسترسیس تشکیل می‌دهند. اثر هیسترسیس ایجاد شده در نتیجه اختلاف فاز بین حرکت بال و میدان جریان است.

Experimental Investigation of Suddenly Stop of Supercritical Airfoil SC-0410 between Pitching Motion

In this research, the aerodynamic behavior and the time lag of supercritical airfoil SC-0410 undergoing a classic maneuver were investigated. This maneuver consist of pitchup motion, pause and then pitchdown motion. In this research, the effect of reduced frequency and stop duration were investigated. The experiments were conducted in a subsonic close return wind tunnel with test section dimensions of 0.8 m×0.8 m. A pitching motion was produced by oscillation system about the quarter cord axis at reduced frequency of 0.01 to 0.12. In this study, both the mean angle of attack and oscillation domain were constant. The stop occurs between the upstroke motions. The stop angle of 5 degrees, was smaller than the static stall angle. Immediately after upstroke motion, suddenly stop and down stroke motion, the flow field is not achieved the static condition and the time lasts that the changes of 3 stages pass the flow field about airfoil and gain to initial steady state condition. The results show that reduced frequency was major parameter on the time lag. While the measured time lag was not sensitive to the pause duration. By increasing the reduced frequency, the time lag decreases because of large amount of energy dissipation at high frequencies. It was worth to point that the aerodynamic coefficient diagram verses angle of attack forms the hysteresis loop at unsteady stream. The hysteresis loop is the result of phase difference between the motion and the flow field.