بررسی جامع عددی تفاوت میان ضرایب آیرودینامیکی یک ایرفویل کلاسیک متقارن با دو فرض جریان گذار و جریان تماماً آشفته در هر دو رژیم تراکم ناپذیر و تراکم پذیر

در مقاله پیش رو  دقت مدل  آشفتگی دو  معادله‌ای k-ω sstو   مدل گذار k-ω transition در تسخیر فیزیک آیرودینامیک خارجی حول ایرفویل کلاسیک ناکای سری0012 یا در اصطلاح naca0012در هر دو رژیم تراکم ناپذیر (با عدد رینولدز 6 میلیون) و تراکم پذیر زیرصوت (با اعداد ماخ 3/0 الی 9/0 و اعداد رینولدز 1 میلیون الی 100 میلیون) بررسی دقیق شده اند تا با مقایسه نتایج بتوان اختلاف میان فرض جریان تماماً آشفته با فرض جریان گذار (جریان ترکیبی تماماً آرام+ ناحیه گذار + جریان تماماً آشفته) بر‌روی ضرایب آیرودینامیکی را به درستی مشخص نمود. در همین راستا تعداد قابل توجهی از حساسیت سنجی‌ها مشتمل بر تغییر درعدد ماخ جریان آزاد (در رژیم تراکم پذیر)، عدد رینولدز جریان آزاد، تغییر در زاویه حمله جریان برخوردی، تغییر در تراکم شبکه محاسباتی و تغییر در شدت آشفتگی جریان آزاد هستند. در هر تحلیل سعی شده است تا حساسیت نقطه وقوع گذار و پارامترهای تاثیر گذار بر آن در نتایج عددی حاصله و میزان انطباق نتایج بر مبانی تئوریک منتشره در خصوص فیزیک گذار و نیز پارامترهای تاثیرگذار بر روی اندازه برآ، پسا، شیب منحنی برآ، توزیع فشار و ضرایب برآ و پسای اصطکاکی و فشاری این ایرفویل مورد بررسی دقیق قرار گیرند. کلیه نتایج به دست آمده در این مقاله و استنتاج های به عمل آمده از روی نتایج عددی، با تعداد زیادی از نتایج منتشره در مقالات معتبر مقایسه دقیق شده اند.

Comprehensive numerical study of difference between the aerodynamic coefficients in symmetrical classic airfoil with two different assumptions of transitional and fully turbulent flows in both of compressible and incompressible regimes

In the following paper, the accuracy of full turbulent Ke and transitional Kw models in external aerodynamic capturing of NACA0012 in both incompressible regime (Re number of 6 million) and subsonic compressible regime (Mach number of 0.3 to 0.9 and Re number of 1 million to 100 million) have been comprehensively investigated until using comparison between both results, the differences between full turbulent and transitional flow (combined fully laminar + transition region + fully turbulent) assumptions in aerodynamic coefficients specified accurately.  Among these investigations, some sorts of sensitivity analysis, including changes in freestream Mach number, freestream Reynolds number, freestream angle of attack, grid density and free stream turbulence level have been done. Also the effects of transition inception point and affecting parameters, and the magnitude of the conformity between numerical results and theoretical concepts about transition and related effective parameters on the magnitude of lift, drag, liftslope, pressure distribution, and pressure/friction liftanddrag coefficients have been investigated in detail. To confirm the validity and the accuracy of the results, the numerical results have been compared with some published references. [1]Saniei Nejad, M., “Fundamentals of Turbulent Flows and Turbulence Modeling”, Danesh Negar Pub. In Persian (2009). [2]Gregory, N., and Wilby, P.G., “NPL 9615  and  NACA  0012 A  Comparison  of  Aerodynamic  Data”, Aeronautical Research Council, London, (1973). [3]Jameson, A., and Mavriplis, D., “Finite Volume Solution of the Twodimensional Euler Equations on a Regular Triangular Mesh”, AIAA850435, Reno, Nevada, January 1417 (1985). [4]McCroskey, W.J., “A Critical Assessment of Wind Tunnel Results for the NACA0012 Airfoil”, NASA Technical Memorandum 100019, USAAVSCOM Technical Report 87A5, October (1987). [5]Maksymiuk, C.M., and Pulliam, T.H., “Viscous Transonic Airfoil Workshop Results using ARC2D”, AIAA8704 15, AIAA 25th Aerospace Sciences Meeting, Reno, Nevada, January 1215 (1987). [6]Arias, O., Falcinelli, O., Fico, N., and Elaskar, S.,  “Finite Volume Simulation of a Flow over a NACA 0012 using Jameson, Maccormack, Shu and Tvd Esquemes”, Mecanica Computacional, Vol. XXVI, pp. 30973116,  Argentina, Oct. (2007). [7]Barter, G.E., “Shock Capturing with PDEbased Artificial Viscosity for an Adaptive, Higherorder Discontinuous Galerkin Finite Element Method”, Doctor of Philosophy Thesis, Massachusetts Institute of Technology, USA, (2008). [8]Schook, R., “Bypass Transition Experiments in Subsonic Boundary Layers”, Eindhoven University Press Facilities, The Netherlands, (2000). [9]Mayle, R.E., “The Role of Laminarturbulent Transition in Gas Turbine Engines”, Journal of Turbomachinery, Vol. 113, No. 4, pp. 509536, Oct, (1991). [10]  Sveningsson, A., “Transition Modelling – A Review”, Department of Thermo and Fluid Dynamics, Chalmers University of Technology, Gothenburg, Sweden, Oct. (2006). [11]  Menter, F.R., “Twoequation Eddyviscosity Turbulence Models for Engineering Applications”, AIAA J., Vol. 32, No. 8,  pp. 15981605, August, (1994). [12]  Wilcox, D.C., “Turbulence Modeling for CFD”, DCW Industries, Inc., La Canada, California, (1998). [13]  Hutchinson, B.R., and Raithby, G.D., “A Multigrid Method Based on the Additive Correction Strategy”, Numerical Heat Transfer, Vol. 9, pp. 511537, (1986). [14]  Weiss, J.M., Maruszewski, J.P., and Smith, W.A., “Implicit Solution of Preconditioned NavierStokes Equations, using Algebraic Multigrid”, AIAA J., Vol. 37, pp. 2936, (1999). [15]  Rumsey, C.L., Smith, B.R., and Huang, G.P., “Description of a Website Resource for Turbulence Model Verification and Validation”, AIAA Paper 20104742 40th  AIAA Fluid Dynamics Conference, Chicago, IL, June 28July 1 (2010).