بررسی تجربی اثر فرکانس‌کاهش‌یافته بر توزیع فشار سطح پایین ایرفویل فوق بحرانی در حرکت توقف ناگهانی حین نوسان و سپس برگشت

در این تحقیق، تاثیرات فرکانس‌کاهش‌یافته، مدت زمان توقف و زاویه توقف بر توزیع فشار سطح زیر بال با مقطع ایرفویل فوق بحرانی نازک، در حرکت توقف ناگهانی حین نوسان و سپس برگشت بررسی می‌شود. این آزمایش‌ها در تونل باد مادون صوت، در زاویه حمله متوسط و دامنه حرکت ثابت و با محدوده فرکانس‌کاهش‌یافته 01 / 0 تا 12 / 0 انجام می‌شود. زوایای توقف مورد نظر در حالت بالارونده و در 3 محدوده زیر، نزدیک و بالای واماندگی استاتیکی انتخاب می‌شوند. توزیع فشار انتهای سطح پا یین ایرفویل در همه زوایای حمله زیر واماندگی استاتیکی، از یک چهارم انتهای وتر به بعد، کاملا یکسان بوده اما در زوایای حمله بالاتر x ، یکسان می‌باشد. نتایج دینامیکی نشان از واماندگی استاتیکی، توزیع فشار ناحیه ابتدایی زیر ایرفویل از لبه حمله تا 15 / x/c =0 می‌دهند رفتار توزیع فشار موقعیت‌های زیر ایرفویل در هر سه زاویه توقف و در همه فرکانس‌های کاهش‌یافته و همچنین مدت زما ن x کاملا یکسان بوده و بالاتر از مقدار فشار در زاویه حمله صفر درجه استاتیک است اما رفتار c توقف متفاوت، تا موقعیت 70 / 0=x/c متفاوت گردابه‌های گرتل ر زمان‌مند در زوایای توقف مختلف، باعث ایجاد رفتارهای کاملا غیر مشابه در توزیع فشار 30 درصد انتهای سطح پا یین زیر ایرفویل می‌باشد، این نتایج به صورت کیفی ارائه شده است. در زاویه توقف بالای واماندگی استاتیکی و در پایین‌ترین فرکانس‌کاهش‌یافته، پدیده واماندگی دینامیکی مشاهده می‌شود.

Impact of Reduced Frequency on Pressure Distribution on the Lower Surface of a Supercritical Airfoil in Pitch-Pause-Return-Motion

Effects of reduced frequency, pause duration and stop angle on pressure distribution   on the lower surface of a thin supercritical airfoil undergoing the pitchpausereturn maneuver have been studied. The experiments have been performed in a subsonic wind tunnel for a fixed mean angle of attack and at a constant amplitude. The reduced frequencies were from 0.01 to 0.12, and three stop angles were chosen during upstroke motion in below stall, near stall and poststall regions. For all angles of attack below the static stall, the pressure distributions are nearly identical at the rear quarter chord on the lower surface. For beyond the stall angles, the lower surface pressure distributions are observed to remain unchanged from the leading edge downstream to x⁄c=0.15. Also, dynamic results show that the behavior of pressure distribution at the lower surface taps for all stop angles, reduced frequencies and pause durations, are identical from the leading edge to x⁄c=0.70 and are higher than the static values at zero angle of attack. However, the lower surface pressure distributions have been observed to be entirely different at the rear %30 chord for various pause angles, which can be deemed to be the signature of the unsteady Gortler vortices.