مطالعه تجربی رفتار آیرودینامیکی ایرفویل ناکا 0012 در نزدیک سطح

هنگامی‌که یک وسیله پرنده به یک سطح آبی یا خاکی نزدیک می‌شود، در الگوی میدان جریان سیال اطراف آن تغییراتی بوجود می‌آید. این تغییر میدان جریان بر آیرودینامیک و کنترل پرنده اثر مستقیم می‌گذارد. این موضوع بیشتر در هنگام نشست و برخاست پرنده و نیز پرواز کروز با ارتفاع کم نمود پیدا می‌کند، که آن را اثر سطحی می‌نامند. در این پژوهش پدیده اثر سطحی و اثر آن در ضرایب آیرودینامیکی و الگوی جریان اطراف ایرفویل‌ ناکا0012 در رژیم مادون‌صوت تراکم‌ناپذیر در حالت استاتیکی به‌صورت عددی و تجربی بررسی شده است. آزمون تجربی در تونل باد مادون‌صوت تراکم‌ناپذیر مرکز تحقیقات ملی آیرودینامیک قدر دانشگاه جامع امام حسین (ع) با سطح مقطع 80 در 100 سانتی متر انجام شده است. شبیه سازی پدیده به‌صورت زمین ثابت و با حداقل ضخامت لایه مرزی ممکن در تونل باد می‌باشد. حل میدان جریان به‌صورت عددی براساس معادلات ناویراستوکس به همراه مدل لزجت گذار-اس‌اس‌تی انجام شده است. تاثیر پدیده اثر سطح بر تغییر ضرایب آیرودینامیکی با درنظر گرفتن فواصل مختلف از سطح در حالت استاتیکی بررسی شده است. توزیع فشار روی سطح ایرفویل بوسیله سنسور دقیق فشار اندازه‌گیری شده است و  در فواصل نزدیک به سطح متاثر از پدیده اثر سطح است. نتایج تحلیل استاتیکی نشان دهنده‌ی افزایش نیروی برآ و کاهش نیروی پسا است.

experimental study of aerodynamic behavior of naca0012 airfoil near the surface

when a flying vehicle approaches a surface of water or land, changes occur in the pattern of the fluid flow field around it. this change in flow field eliminates the direct effect on aerodynamics and control of the vehicle. this is more common when the vehicle is landing and taking off, as well as flying at low altitudes, which is called the surface effect. in this research, the phenomenon of surface effect and its effect on aerodynamic coefficients and flow pattern around naca0012 airfoil in the static incompressible subsonic regime have been investigated numerically and experimentally. experimental tests were performed in the incompressible subsonic wind tunnel of the ghadr national aerodynamics research center of imam hossein university with a cross-sectional area of 80 by 100 cm. the simulation of the phenomenon is a fixed ground with the minimum possible thickness of the boundary layer in the wind tunnel. solve the flow field numerically based on navier stokes equations along with the transition-sst viscous model. the impact of the surface effect phenomenon on the change of aerodynamic coefficients has been investigated by considering different distances from the surface in the static state. the pressure distribution on the airfoil surface is measured by an accurate pressure sensor and is due to the surface effect phenomenon at close distances to the surface. the results of the static analysis show an increase in lift force and a decrease in drag force.