تحلیل آئرودینامیکی ایرفویل دوبعدی در مجاورت سطح با درنظر گرفتن تئوری لایه‌ی مرزی بااستفاده از روش پانل مرتبه بالا

روش پانل مرتبه بالا برای تحلیل آئرودینامیکی ایرفویل دوبعدی سری چهاررقمی ناکا در مجاورت سطح و با درنظر گرفتن تئوری لایه‌ی مرزی، مورد مطالعه قرار گرفته است. ابتدا ایرفویل دوبعدی به کمک معادلات کوادراتیک بیزیر، مدل‌سازی می‌شود. سپس با استفاده از قضیه‌ی دوم گرین و تابع گرین برای مسائل دوبعدی، پتانسیل آشفتگی در هر نقطه از میدان جریان پتانسیل، محاسبه می‌شود. برروی پانل‌های درجه دو ایرفویل، تکین گردابه بصورت خطی توزیع می‌شود. بر روی پانل‌های خطی زمین نیز، تکین چشمه بصورت یکنواخت، قرار می‌گیرد. اعمال شرط مرزی نیومن برروی نقاط کنترل ایرفویل و زمین، نتایج را در حالت پتانسیل بدست می‌دهد. سپس با استفاده از روابط نیمه تجربی، تئوری لایه‌ی مرزی را اعمال می‌کنیم. در آخر نیز، اثر پارامترهای مختلف هندسی و محیطی را برروی نیروی لیفت و درگ مورد بررسی قرار می‌دهیم. مقایسه نتایج نشان داد، ایرفویل درفواصل نزدیکتر به زمین، ازعملکرد آئرودینامیکی بهتری، برخورداراست. همچنین برای دستیابی به بالاترین بازده وکیفیت آئرودینامیکی، نزدیکترین نقطه سطح زیرین ایرفویل به زمین، تا حد ممکن به لبه فرار ایرفویل نزدیک باشد.

A Higher Order Panel Method for the Analysis of Airfoil near Free Surface Whereas Boundary Layer Theory

The combined highorder panel method and boundary layer theory applied for the calculation of the aerodynamic characteristicsof 2D airfoils moving above the free surface. The body is divided into 2nd order panels, which are approximated by the quadratic Bezier curve form. Each panel is associated with a vortex distribution of unknown strength which varies linearly.The collocation approach was employed to satisfy the Neumann boundary condition. The flow past a lifting body cannot be uniquely determined unless some additional condition (i.e. Kutta Condition) is specified. In addition, the free surface is modeled by point source singularity. Having solved for the unknown strengths, 2nd Green’s theorem can be used in order to find the potential at any point inside the fluid domain. This method is then extended to determine the viscous effect by utilizing the semiempirical formula, which is implemented in different boundary layer regimes. Results show when the wing is close to the ground, the lift force increases while the drag decreases. In addition, the result shows the lowest point of the lower surface of the foil has to be located at the nearest possible position to the trailing edge.