مطالعه عددی رشد یخ شبنم و روشن روی دهانه بال پهپاد

در این پژوهش رشد دو نوع یخ شبنم و روشن در طول دهانه بال یک پهپاد (uav) مورد مطالعه قرار گرفت. همچنین علت فیزیکی تشکیل این یخ‌ها روی سطح به‌همراه تاثیر یخ‌زدگی روی ضرایب آیرودینامیکی بال توسط روش عددی بررسی شد. برای این‌منظور، بال مستطیلی با مقطع ناکا0012 در زاویه حمله 4 درجه، در دو دمای مختلف مورد مطالعه قرار گرفت. از حلگر فشارمبنا و مدل آشفتگی یک معادله‌ای اسپالارت-آلماراس در نرم افزار تجاری استفاده شد. محاسبات در رینولدز 106×3 صورت گرفت. نتایج حاصل از الگوی رشد یخ حاکی از آن است که روی دهانه بال از ریشه تا میانه تفاوتی میان ضخامت یخ وجود نداشته ولی از قسمت میانه تا نوک، به‌علت افزایش سرعت جریان، میزان برخورد و تجمیع قطرات در ناحیه مذکور افزایش یافته که نتیجه آن افزایش ضخامت یخ می‌باشد. همچنین تحت شرایط یخ روشن، در نزدیک لبه فرار به‌علت رشد لایه مرزی، یخ تشکیل می‌شود. با انجام محاسبات مشابه درحالت غیرلزج و عدم رشد یخ در نزدیک لبه فرار، صحت این ادعا نیز ثابت شد. ازطرفی پدیده جریان القایی که روی نوک بال‌های سه‌بعدی به-وجود می‌آید، باعث برخورد قسمتی‌از قطرات به نوک بیرونی بال و درنتیجه رشد مقداری ناچیز یخ در ناحیه مذکور می‌شود. بعلاوه بررسی ضرایب برآ و پسا نشان داد که تشکیل یخ باعث افت عملکرد آیرودینامیکی بال می‌شود. همچنین این مطالعه نشان داد که افت عملکرد ناشی از یخ روشن به‌دلیل ایجاد شاخ روی سطح بال، بیشتر از یخ شبنم می‌باشد.

Numerical study of glaze and rime ice accretion along UAV’s wing span

In this study, the growth of glaze and rime ice along the UAV’s wing span was studied. In addition, the cause of the formation of these ices on the surface and the effect of ice accretion on the aerodynamic performance of the wing were investigated numerically. For this reason, a rectangular wing with NACA 0012 airfoil section at an angle of attack of 4 degree was studied at two different temperatures. A pressure-based solver and the Spalart-Allmaras turbulence model were used in commercial software. Calculations were performed at Re = 3×106. The results of the ice growth pattern indicate that there was no difference between the ice thickness on the wing span from root to middle, but from the middle to the tip, due to the increase in flow velocity, the rate of collision and the accumulation of droplets in the area increased. Also under glaze ice conditions, ice forms near the trailing edge due to the growth of the boundary layer. This calculation also proved the accuracy of this claim by performing similar calculation in the inviscid condition and the lack of ice growth near the trailing edge. On the other hand, the vortex phenomenon that occurs on the tip of the three-dimensional wings causes part of the droplets to hit the tip of the wing, resulting in the growth of a small amount of ice in this area. study of lift and drag coefficients showed that ice formation reduces the aerodynamic performance of the wing. This study also showed that the aerodynamic performance degradation due to glaze ice due to the formation of horns on the wing surface is more than that of rime ice.