بررسی عددی اثر عدد ماخ و زاویة حمله بر الگوی جریان روی بال مثلثی 60 درجه

در این مقاله جریان پایا روی یک بال مثلثی با زاویه پسگرایی 60 درجه و لبه حمله تیز، در زوایای حمله و رژیم‌های صوتی گوناگون، به‌روش عددی بررسی شده ‌است. الگوی جریان روی سطح بالایی بال مثلثی با لبه حمله تیز، براساس مولفه زاویه حمله عمود بر لبه حمله و مولفه عدد ماخ عمود بر لبه حمله به شش نوع طبقه‌بندی می‌شود. در این مقاله الگوی جریان روی بال مثلثی مورد مطالعه با الگوهای شناخته‌شده در مطالعات پیشین مقایسه شده و تغییرات این الگوها با تغییر عدد ماخ جریان آزاد و زاویه حمله مورد بحث قرار گرفته ‌است. تصاویر آشکارسازی حاصل از نتایج شبیه‌سازی نشان می‌دهد یک گردابه لبه حمله با یا بدون حضور جدایش ثانویه روی سطح بالایی بال مثلثی تشکیل می‌شود که با افزایش عدد ماخ به سطح بال نزدیک‌تر شده، تدریجاً کشیده‌تر می‌شود. در اعداد ماخ بیش از 2/1، لبه حمله بال مثلثی فرا‌صوت شده و موج انبساطی منتشرشده از لبه حمله به جریان شتاب می‌دهد. در این حالت امواج ضربه‌ای روی بال تشکیل می‌شود؛ امواجی که با گردابه اندرکنش دارند. با افزایش زاویه حمله، گردابه از سطح بال فاصله می‌گیرد و به موج ضربه‌ای نزدیک می‌شود. در پایان، اثر تغییر عدد ماخ جریان آزاد و زاویه حمله بر محل انفجار گردابه بررسی شده ‌است.

Computational Investigation of Mach number and angle of Attack Effectson the Flow Pattern over a 60º Delta Wing

Steady flows over a 60º delta wing with sharp leading edge are computationally studied at different angles of attack and Mach numbers. Flow patterns over the upper surface of a delta wing are classified into six types based on the component of angle of attack normal to the leading edge  and component of Mach number normal to the leading edge MN. Flow patterns over the delta wing studied in this research are compared to known patterns of previous studies and their variations with free stream Mach number and angle of attack are investigated. Visualization results obtained by numerical simulations show that a leading edge vortex is formed on the upper side of the wing with or without the presence of the secondary separation which gradually expands and becomes closer to the wing surface with increasing Mach number. At Mach numbers higher than 1.2, the leading edge becomes supersonic and the expansion wave emanating from the leading edge accelerates the flow. At this condition, shock waves are formed on the wing which interact the vortices. With increasing angle of attack, the vortex gets away from the wing and closer to the shock wave. The effects of free stream Mach number and angle of attack on the location of vortex breakdown are also studied.