بررسی اثر محل قرارگیری سامانه کنترلی اسپلیت درگ رادر در طول دهانه بال یک هواپیمای بال‌پرنده بر گشتاورهای گردشی و غلتشی

در این تحقیق با استفاده از روش شبیه‌سازی عددی محل قرارگیری سامانه کنترلی اسپلیت درگ در طول دهانه بال پهپاد و اثر آن بر ضرایب آئرودینامیکی بررسی می‌شود. این سامانه کنترلی از دو صفحه بر روی‌هم تشکیل‌شده است که با باز شدن آن، پسای فشاری در یک بال را ایجاد می‌نماید. این سامانه برای ایجاد گشتاور گردشی در هواپیماهای بال پرنده مورد استفاده قرار می‌گیرد. هواپیماهای بال پرنده به دلیل وجود زاویه عقب‌گرد در بال‌ها و تشکیل گردابه راس بال در زوایای حمله بالا در این نوع پیکربندی از حساسیت بالایی برای تعیین محل قرارگیری سطوح کنترلی برخوردار است. در اینجا برای نصب و جانمایی سامانه کنترلی اسپلیت درگ، از دیدگاه استاتیکی،  نیاز است تا صفحات متحرک اسپلیت درگ در انتهای بال ( نوک بال) نصب گردند، زیرا بیشترین بازوی گشتاوری در این قسمت خواهد بود که سبب تولید بیشترین گشتاور گردشی می‌گردد؛ اما از نظر آئرودینامیکی قرارگیری صفحات سطوح کنترلی در این محدوده به دلیل وجود گردابه راس بال و گردابه‌های نوک بال، همواره دارای معایبی می‌باشد. از این‌ رو در پژوهش حاضر سعی شد سامانه اسپلیت درگ را در 3 زاویه باز شوندگی مختلف در 3 موقعیت طولی نسبت به نوک بال قرار داده و گشتاورهای حاصله را در زوایای حمله مختلف از 0 تا 12 درجه بررسی کنیم. هدف این پژوهش، افزایش ضریب گشتاور گردشی و کاهش ضریب گشتاور غلتشی است.

investigating the effect of the placement of the split drag rudder control system along the wing span of a flying wing aircraft on rolling and yawing moments

in this research, using the numerical simulation method, the placement of the split drag control system along the length of the uav wing and its effect on the aerodynamic coefficients are investigated. this control system consists of two plates on top of each other, which, when opened, creates a pressure drag in one wing. this system is used to create a yawing moment in flying wing airplanes.  flying wing airplanes have a high sensitivity for determining the location of control surfaces due to the presence of the swept back angle in the wings and the formation of the wing apex vortex at high angles of attack in this type of configuration. here, for the installation and positioning of the split drag control system, from a static point of view, it is necessary to install the moving surfaces of the split drag at the end of the wing (wing tip), because the maximum moment arm will be in this part, which causes the production of the maximum yawing moment; however, from the aerodynamic point of view, the placement of the control surface in this range always has disadvantages due to the existence of the wing tip vortex and the wing apex vortices. therefore, here it has been trying to place the split drag system in 3 different opening angles in 3 longitudinal positions relative to the tip of the wing and check the resulting moments in different angles of attack from 0 to 12 degrees. the aim of this research is to increase the yawing moment coefficient and decrease the rolling moment coefficient.