تاثیر زاویه پس‌گرایی بر ناپایداری دینامیکی بال هواپیما بر مبنای معادلات کاملا ذاتی و تحت اثر واماندگی استاتیکی

هدف از تحقیق حاضر بررسی اثر زاویه پس‌گرایی بر ناپایداری دینامیکی بال هواپیما با استفاده از معادلات هندسه دقیق کاملاً ذاتی و با در نظر گرفتن آثار ناشی از واماندگی استاتیکی است. مقایسه روند تغییرات نوسانات با دامنه محدود در بال دارای زاویه پس‌گرایی با به‌ کارگیری مدل آیرودینامیک اُنرا و لحاظ نمودن واماندگی استاتیکی از دستاوردهای این مقاله است. معادلات کاملاً ذاتی فقط شامل نیروها، گشتاورها، سرعت‌های خطی و زاویه‌ای هستند و در این معادلات تغییر مکان‌ها و دوران‌ها به صورت صریح ظاهر نمی‌شوند. در این تحقیق، بارهای آیرودینامیکی وارد بر بال هواپیما توسط مدل اُنرا در معادلات آیروالاستیک جایگزین شده‌اند. به منظور تعیین وضعیت ناپایداری سیستم آیروالاستیک، ابتدا معادلات غیرخطی حاکم توسط روش تفاضلات محدود گسسته شده و سپس مرز ناپایداری و تغییرات نوسانات با دامنه محدود پس از ناپایداری بررسی شده‌اند. دقت نتایج حاصل از طریق مقایسه با نتایج پیشینه تحقیقات مورد بررسی قرار گرفته است. در ادامه عامل تاثیرگذار زاویه پس‌گرایی مورد مطالعه قرار گرفته و در انتها مشخص گردید که معادلات کاملاً ذاتی، ناپایداری بال‌های دارای زاویه پسگرایی را با دقت خوبی شبیه‌سازی می‌کنند و انتخاب زاویه پس‌گرایی مناسب می‌تواند موجب تعویق پدیده نوسانات با دامنه محدود شود.

Limit cycle oscillations in swept wings based on fully intrinsic equations and considering the static stall effects

In this paper, the dynamic instability of swept wings by using the geometrically exact fully intrinsic beam equations and with considering the static stall effects is investigated. Study of variations of the limit cycle amplitudes by using the fully intrinsic beam equations and ONERA unsteady aerodynamic model with static stall effects in swept wings is the achievement of this article. the geometrically exact fully intrinsic beam equations involve only moments, forces, velocity and angular velocity, and in these equations, the displacements and rotations will not appear explicitly. In this study, the aerodynamic loads on the wing in an incompressible flow regime are determined by using the ONERA unsteady aerodynamic model. In order to check the instability behavior of the system, first the resulting nonlinear partial differential equations are discretized by using the central finite difference method, and then time responses are obtained. The obtained results are compared with those available in the literature. Furthermore, the effects of sweep angle are studied. Finally, it is observed that by using the geometrically exact fully intrinsic beam equations, the instability of the swept wings can be determined accurately and selection of suitable sweep angle can postpone the occurrence of limit cycle oscillation.