شبیه‌سازی و تحلیل اثر دیمپل بر عملکرد آیرودینامیکی جریان حول باله‌های هواپیمای بدون سرنشین

هنگامی‌که بال هواپیما در مسیر جریان هوا قرار می گیرد به دلیل اثرات سطحی، لایه مرزی در نزدیکی سطوح آن ایجاد می شود. پدیده لایه مرزی بر عملکرد ایرفویل تاثیر گذاشته و اثرات بسیار مهمی بر ضرایب لیفت و درگ آن می گذارد، به طوری که این پدیده سبب اعمال محدودیت هایی می شود که از افزایش عملکرد بال جلوگیری می کند. لذا برای دستیابی به شرایط بهینه لازم است که لایه مرزی تشکیل‌شده را با روش هایی کنترل کرد. در این مقاله با استفاده از ایجاد دیمپل (شیاری عمود) بر سطح بالایی ایرفویل naca0012، کنترل جریان مکشی ایجاد شده و عملکرد بال هواپیما در دو حالت دوبعدی و سه‌بعدی و تحت زوایای حمله و سرعت های جریان آزاد مختلف مورد بررسی قرار گرفته است. بدین منظور شبیه سازی لازم با استفاده از نرم‌افزار فلوئنت و با استفاده از مدل آشفتگی سه معادله ای k-klω انجام شده است. عرض شیار ایجادشده 2.5 درصد طول وتر ایرفویل، محل قرارگیری شیار 10 درصد از طول وتر (از لبه حمله ایرفویل) و سرعت مکش نصف سرعت آزاد در نظر گرفته شده است. نتایج به‌دست آمده نشان می دهد که با ایجاد جریان مکشی در سطح بال می توان ضریب لیفت را افزایش داده و ضریب درگ را کاهش داد که باعث به تاخیر افتادن جدایش جریان گردیده و متعاقباً می توان زوایای حمله و همچنین سرعت جریان آزاد مناسب را جهت بهبود پرواز هواپیمای بدون سرنشین انتخاب نمود.

Simulation and Analysis of the Effect of Dimple on the Aerodynamic Performance of Flow Around Drone Wings

When the wing of the plane is placed in the air flow direction, due to surface effects, a boundary layer is created near its surfaces.  The boundary layer phenomenon affects Airfoil’s performance and has significant effects on the lift and drag coefficients, this phenomenon leads to restrictions that prevent the increase in wing performance. Therefore, in order to achieve optimal conditions, it is necessary to control the formed boundary layer by several techniques. In this paper, by the creation a groove perpendicular to the outstanding edge of the airfoil’s NACA0012, suction flow controlled and the airplane wing performance is investigated in twodimensional and threedimensional models and under attack angles and different flow rates. For this purpose, the necessary simulation was carried out using the fluent software, using the KKlω threeequation turbulence model. The width of the jet (created groove) is %2.5 of the length of the airfoil chord (%2.5C), the location of the groove is %10 of the length of the chord (from the leading edge of the airfoil) and the speed of suction is considered to be half the free speed. The results show that increasing the coefficient of lift can be achieved by creating the suction flow at the wing level and reduced the drag coefficient, which causes a delay the separation of the flow Subsequently, the angles of attack and the appropriate free flow speed rate can be selected to improve the flight of the Unmanned plan.