مطالعه تجربی اثرات نوک بال بر نیروهای آئرودینامیکی بال سه‌بعدی

تغییرات ضریب نیروی برآ در یک مدل مستطیلی سه بعدی مربوط به قسمت نوک پره توربین باد با وتر 25 و طول60 سانتیمتر و سوراخ های فشاری تعبیه شده در نقاط مختلف وتر در سه موثعیت در راستای طول بال جهت بدست آوردن فشار محلی روی سطح بال به صورت تجربی در محدوده رینولدز 0.13 تا 0.39 میلیون مورد مطالعه قرار گرفته است. با انتگرال گیری از توزیع فشار بر روی سطح مدل، ضریب نیروی برآ محلی استخراج شده است. نتایج نشان می‌دهد اثرات ناشی از گردابه های نوک پره و همچنین مولفه سرعت در راستای طول پره، باعث افزایش فشار سطح بالایی بال سه‌بعدی می‌گردد. بنابراین نیروی برآ به دست آمده برای بال سه‌بعدی در مقطع نوک کمتر از بال دوبعدی است. اما در مقاطع میانی و ریشه بال که کمتر تحت تاثیر اثرات سه بعدی هستند مقادیر بدست آمده برای ایرفویل دو و سه بعدی با هم برابر است. از طرف دیگر وجود جریان عرضی روی بال سه‌بعدی و افزایش فشار ناشی از آن، باعث کاهش شیب تغییرات فشار از لبه حمله تا لبه فرار می‌شود. در نتیجه جدایش جریان که تحت تاثیر شیب تغییرات فشار است، در بال سه بعدی نسبت به بال دوبعدی به تاخیر افتاده و شیب تغییرات برآ بر حسب زاویه حمله کاهش می‌یابد. ضمناً شیب مقاطع میانی و نوک بال نسبت به مقادیر پیش‌بینی شده تئوری ایرفویل نازک کم‌تر است. در ادامه از توزیع برآ محلی استفاده شد تا ضریب برآ کلی بال در زوایای حمله مختلف بدست آید. در ناحیه خطی ضریب برآ، هم‌خوانی بسیار مناسبی بین داده های تجربی و تحلیلی دیده می‌شود البته با افزایش سرعت این موضوع پررنگ تر می شود. با توجه به روابط تحلیلی، نتایج تحلیلی استقلال حدودی از سرعت جریان را نشان می دهد در صورتی که با توجه به نتایج تجربی، این برداشت صحیح نمی باشد. علت این اختلاف وابستگی نتایج فشار به جریان آشفته و لایه مرزی تونل باد می باشد که این اثرپذیری در سرعت های کم، بیشتر می باشد.

Experimental Investigation of Wing-Tip Effects on the Aerodynamic Forces of a 3D-Wing

Variations of lift coefficient for a 3D rectangular model with chord length of 25 cm and span of 60 cm is experimentally studied in the range of Reynolds numbers of 0.13 to 0.39 million. Pressure taps are located in three spanwise locations to measure the sectional lift coefficient of the wing. Sectional lift coefficient of the model is calculated by integration of surface pressure in each section. Results show that tip vortices and spanwise flow increases the pressure on the upper surface of the model. But the middle and root sections are not affected by the tip effects, so 2D and 3D results are close together. Spanwise flow near the wing tip and increase of surface pressure leads to the reduction of lift slope. For tip section, flow separates in lower angles of attack in comparison of 2D model. The lift coefficient of the airfoil is lower that well-known lift coefficient of thin airfoil theory (2?). Total lift coefficient of the model is calculated using sectional lift coefficient. In the linear region, good agreement between the experimental and analytical results is seen, especially in higher angles of attack. Although analytical results show that the results is independent of freestream velocity, because of the turbulence of the freestream and the boundary-layer of the wind tunnel wall, agreement of the experimental and analytical results becomes better in higher velocities where freestream turbulence level is lower and the thickness of wall boundary-layer decreases.