بهینه یابی سامانه اسپلیت درگ رادر در زوایای حمله مختلف در یک مدل هواپیمای بال پرنده

در این تحقیق سامانه اسپلیت درگ در زوایای حمله مختلف برای یک هواپیمای بال پرنده توسط یک روش عددی شبیه‌سازی و بهینه‌یابی شده است. سامانه اسپلیت درگ با ایجاد پسا نامتقارن بین بال راست و چپ، کنترل محور عمودی را فراهم می‌کند. هواپیمای مورد مطالعه، یک هواپیما لامبدا شکل زاویه عقب‌گرد 56 می‌باشد. سامانه کنترلی اسپلیت درگ نصب شده از دو صفحه بر روی‌هم تشکیل گردیده است، با باز شدن خلاف جهت در یک سمت هواپیما پسا لازم برای تولید گشتاور گردشی را ایجاد می‌نماید. موقعیت نصب آن‌ها، نوک بال‌ها و در قسمت لبه فرار می‌باشد. هنگام استفاده از اسپلیت درگ علاوه بر گشتاور گردش، گشتاور غلتشی مزاحمی ایجاد می‌شود که ناشی از اختلاف پسا بین سطح بالا و پایین این سامانه است و علت این امر تغییرات در زاویه حمله هواپیما می‌باشد. باز کردن نامتقارن صفحه‌ها می‌تواند غلتش ایجادشده را به صفر و در بعضی شرایط به حداقل برساند. آزمایش صورت‌گرفته در زوایای حمله 0 تا 12 درجه برای زوایای باز شوندگی اسپلیت درگ 10 و 20 و 30 درجه اجرا گردیده است. محاسبات بر پایه‌ی معادلات (rans) با روش حجم محدود گسسته سازی شده است. نتایج به‌دست‌آمده نشان می‌دهد بسته به مقدار زاویه حمله چه میزان به زاویه سطوح اسپلیت درگ افزوده شود تا بهینه‌ترین حالت برای خنثی‌سازی غلتش پیدا گردد که در نهایت نمودار‌های بهینه‌شده این سامانه به دست می‌آیند.

optimization of the split drag rudder mechanism at different angles of attack in a flying wing airplane model

in this research, the split drag system at different aoa for a flying wing aircraft has been simulated and optimized by a numerical method. the split drag system provides vertical axis control by creating asymmetric drag between the right and left wings. the aircraft under study is a lambda shape aircraft with a swept-back angle of 56. the split drag control system is made up of two surfaces on top of each other, by opening in the opposite direction on one side of the aircraft, it creates the drag necessary to produce yawing moment. their installation position is at the tip of the wings and on the trailing edge. when using split drag, in addition to the yawing moment, a disturbing rolling moment is created, which is caused by the drag difference between the upper and lower surface of this system, and the reason for this is the change in the aoa of the aircraft. asymmetric opening of the surfaces can reduce the induced roll to zero and in some cases to a minimum. the test was carried out in aoa of 0 to 12ᵒ for drag split opening angles of 10, 20, and 30ᵒ. calculations based on equations (rans) are discretized with the finite volume method. the obtained results show how much to add to the angle of the split drag surfaces depending on the aoa in order to find the most optimal mode to neutralize the roll, and finally, the optimized diagrams of this system are obtained.