تصحیح مدل واماندگی دینامیکی بوئینگ-ورتل با درنظر گرفتن آثار ناپایای جریان

در میان مدل های نیمه تجربی موجود، مدل بوئینگ ورتل از تعداد پارامتر وابسته به آزمایش های تجربی کمتری استفاده می کند. این مدل برخلاف روابط ساده و عملکرد مناسب، ضرایب آیرودینامیکی برآ و گشتاور پیچشی مقطع را در برخی از زوایای حمله با دقت لازم پیش بینی نمی کند. این در حالی است که مشابه با اکثر مدل های نمیه تجربی، آثار ناپایای ناشی از دنباله های جریان در پشت مقطع را نیز در نظر نمی گیرد. به منظور افزایش دقت ضرایب آیرودینامیکی مدل، هدف اصلی مقاله حاضر تصحیح و توسعه مدل بوئینگ-ورتل با درنظرگرفتن آثار ناپایای دنباله های جریان است. در همین راستا با استفاده از تئوری آیرودینامیک ناپایا براساس تابع وگنر، آثار ناپایای مذکور به وسیله معرفی یک زاویه حمله موثر جدید شامل درجات آزادی خمش و پیچش مقطع به همراه مشتقاتشان در نظر گرفته می شوند. سپس به کمک زاویه حمله موثر معرفی شده و همچنین آثار جرم ظاهری جریان ضریب برای مدل اصلاح می شود. در ادامه با انجام بررسی های لازم، ضریب گشتاور پیچشی جدید و متفاوتی برای مدل بوئینگ ورتل پیشنهاد و جایگزین می شود. در نهایت صحت ضرایب آیرودینامیکی معرفی شده در مقایسه با نتایج آزمایش های تجربی موجود، تایید و مدل پیشنهادی اعتبارسنجی می شود و تفاوت های مدل پیشنهادی در مقایسه با مدل اصلی بوئینگ ورتل نمایش داده می شود. نتایج به دست آمده حاکی از اصلاح ضریب نیروی برآ در ناحیه خطی منحنی برآ، بهبود مقدار ضریب بیشینه برآ و زاویه حمله متناظر آن و ارتقا ضریب گشتاور در مدل بوئینگ-ورتل است. در این مقاله همچنین اثر تغییرات فرکانس کاهش یافته روی زاویه حمله موثر به صورت پارامتری بررسی و مشاهده می شود با افزایش فرکانس کاهش یافته تا مقدار0/36، آثار ناپایای دنباله های جریان روی مقدار زاویه حمله موثر مقطع به بیشترین مقدار خود می رسند. همچنین ملاحظه می شود تغییر موقعیت محورپیچ مقطع در فرکانس های کاهش یافته بزرگ تر از 0/1، مشخصات زاویه حمله موثر ناشی از آثار ناپایای دنباله های جریان را تغییر خواهد داد.

Development of Boeing-Vertol Dynamic Stall Model Considering Unsteady Flow Effects

In precision of the aerodynamic coefficients, modification and development of the BoeingVertol model are the main goal of the presented paper in which unsteady wake effects are considered. Hence, this paper uses based on Wagner function to consider the unsteady wake effects and to introduce an effective angle of airfoil degrees of freedom and their derivatives for both bending and pitching oscillations. The aerodynamic lift coefficient of the Boeing model is improved by using the introduced effective angle of attack and flow apparent mass effects. Also, a new pitching moment coefficient is introduced and is replaced in the model. The introduced aerodynamic coefficients are validated and verified by experimental data and also compared with the original model. The obtained results represent correction of the lift coefficient of the Boeing Vertol model in of the static lift curve and improvement of maximum lift coefficient and of . Also, the results show that the proposed formulation enhances the Boeing Vertol model to predict moment coefficient in dynamic condition. In addition, a parametric study is conducted to investigate the effects of reduced frequency on effective angle of attack and it is shown that while reduced frequency increases to 0.36, unsteady wake effects on effective angle of attack of an airfoil reach to its maximum value. Moreover, for reduced frequencies upper than 0.1, pitch axis location changes the characteristics of the effective angle of attack of the airfoil.