مطالعه عددی عملکرد آیرودینامیکی ایرفویل دو المانی با رویکرد کاهش باند فرود

هدف از این تحقیق بهبود عملکرد آیرودینامیکی ایرفویل ناکا-23012 مجهز به ابزار برآافزای لبه فرار با تغییر در یکی از مهم‌ترین پارامترهای هندسی آن می‌باشد. در این تحقیق حل معادلات ناویراستوکس در شرایط جریان آشفته و تراکم‌ناپذیر با بهره‌گیری از نرم‌افزار فلوئنت صورت پذیرفته است. بعد از فرآیند مدل‌سازی ایرفویل و فلپ، در زوایای فلپ متفاوت(10 الی 30 درجه)، شبکه‌بندی بی‌سازمان در نرم‌افزار گمبیت تولید شد و بهبود عملکرد آیرودینامیکی ناشی از تغییر در پارامتر هندسی لبه شکاف مورد بررسی قرار گرفت. جریان از نوع دائم، آشفته و تراکم‌ناپذیر فرض شده و الگوریتم حل معادلات نیز فشار مبنا انتخاب شده است. محدوده عدد رینولدز جریان106×3.6 بوده و مدل آشفتگی مورد استفاده کا-اپسیلون در نظر گرفته شده است. مقایسه نتایج و مشخصه‌های آیرودینامیکی ایرفویل مجهز به فلپ تک‌شکافه پس از ایجاد تغییر موردنظر در پارامتر هندسی، نشان می‌دهد که با بهبود قابل توجه ضرایب آیرودینامیکی(به طور میانگین افزایش 9 درصدی ضریب برآ و نیز افزایش 6 درصدی ضریب پسا)، باند فرود هواپیما کاهش خواهد یافت. هم‌چنین بررسی گرادیان‌های فشار و سرعت در مقاطع مختلف، نشان می‌دهند که تغییر به وجود آمده موثر بوده و در مقایسه با مقاله مرجع توزیع بهتری صورت پذیرفته است.

numerical study of slot lip effects on aerodynamics performance of a two-element airfoil with the approach of decreasing the landing distance

this research aims to improve the aerodynamics performance of a naca 23012 airfoil equipped with a high lift device by changing one of its most important geometric parameters. in this research, navier-stokes equations are solved in turbulent and incompressible flow conditions using fluent software. after the airfoil and flap modeling process, at different flap angles (10 to 30 degrees), unstructured meshing was produced in gambit software and the improvement of aerodynamics performance due to change in the geometric parameter of the slot lip was investigated. the flow is assumed to be steady, turbulent, and incompressible, and the algorithm for solving the equations is also selected as pressure-based. the flow reynolds range is 3.6×106 and the turbulence model used is realizable k-epsilon. a comparison of the results and aerodynamics characteristics of the airfoil equipped with a flap after making a change in the geometric parameter shows that with the significant improvement of the aerodynamics coefficients (on average, an increase of 9% in the lift coefficient and also an increase of 6% in the drag coefficient), the landing distance of the airplane will be reduced. also, the investigation of the pressure and velocity gradients at different stages shows that the change is effective and better distributed compared to the reference article.