مقاله مطالعه عددی تاثیر میدانهای الکترو مغناطیس بر روی جدایی جریان در ایرفویل

مقاله مطالعه عددی تاثیر میدانهای الکترو مغناطیس

بر روی جدایی جریان در ایرفویل

مقاله مطالعه عددی تاثیر میدانهای الکترو مغناطیس بر روی جدایی جریان در ایرفویل

عنوان ............................................................................................................. صفحه

مقدمه......................................................................................................................................................

فصل اول- تعاریف مفاهیم به کار رفته در این گزارش.............................................................

فصل دوم: روش های حل معادلات توربولانس............................................................................

2-1 روش استاندارد ..........................................................................................................

2-1-1 معادلات حامل در مدل استاندارد ...........................................................

2-1-2 مدل سازی لزجت مغشوش در مدل استاندارد ...................................

2-2-3 ثابت‌های مدل استاندارد ............................................................................

2-2 مدل RNG..............................................................................................................................

2-2-1 معادلات حامل در مدل RNG............................................................................

2-2-2 مدل سازی لزجت موثر در مدل RNG..............................................................

2-2-3 اصلاح چرخش در مدل RNG.............................................................................

2-2-4 محاسبه اعداد پرانتل معکوس موثر در مدل RNG........................................

2-2-5 ترم در معادله ............................................................................................

2-2-6 ثابت های مدل RNG.............................................................................................

2-3 مدل هوشمند ..........................................................................................................

2-3-1 معادلات حامل برای مدل هوشمند.......................................................................

2-3-2 مدل سازی لزجت مغشوش در مدل هوشمند...................................................

2-3-3 ثابت های مدل هوشمند..........................................................................................

فصل سوم: تئوری مدل MHD......................................................................................................

3-1 روش القای مغناطیس.............................................................................................................

3-2 روش پتانسیل الکتریکی .......................................................................................................

فصل چهارم: حل جریان و تاثیر نیروی لورنتس..........................................................................

4-1 ساده سازی معادلات ماکسول...............................................................................................

4-2 نحوه ایجاد نیروی لورنتس موازی با جریان.......................................................................

4-3 شرایط مسئله و حل جریان...................................................................................................

4-4 بررسی نتایج..............................................................................................................................

جمع بندی و پیشنهادات.................................................................................................................

مراجع......................................................................................................................................................

چکیده

در کار حاضر هدف ما بررسی تاثیر نیروی لورتنس ناشی از تداخل میدان های الکترومغناطیسی و میدان جریان سیال، بر روی جریان سیال یونیزه آب نمک از روی ایرفویل NACA0015 می‌باشد. در اثر تاثیر این نیروها دیده می‌شود که ضریب لیفت افزایش و ضریب درگ کاهش می یابد و همچنین زاویه استال افزایش می یابد.

با توجه به اثرات مثبت این پدیده بر جریان سیال، تحقیقات گسترده ای بر روی این روش انجام شده و در صنعت ساخت هواپیما و زیر دریایی می‌تواند گره گشای برخی نواقص باشد.

مقدمه

کنترل جریان بصورت دستکاری کردن میدان جریان برای ایجاد یک تغییر مطلوب تعریف می شود. جریان از روی یک جسم مانند سطح بیرونی هواپیما یا زیر در یایی را می­توان برای اهداف زیر دستکاری کرد:

1-به تاخیر انداختن گذار

2- به تعویق انداختن جدایش

3-افزایش لیفت

4- کاهش درگ فشاری و اصطکاک پوسته­ای

روشهایی که برای نائل شدن به اهداف بالا مورد استفاده قرار می­گیرد را روشهای کنتر ل جریان می­نامند. دسته بندی‌های مختلفی برای روشهای کنترل جریان وجود دارد. گد-ال-هک [1] روشهای کنترل جریان را در چند بخش تقسیم بندی کرده است. که برای مثال می توان به روشهای زیر اشاره کرد :

روشهایی که روی دیوار یا دور از آن اعمال می شود:

وقتی کنترل جریان روی دیوار اعمال می شود پارامترهای سطح شامل زبری، شکل سطح، تحدب، جابجایی دیوار، دما و تخلخل سطح برای ایجاد مکش ودمش می تواند روی نتایج نهایی که در بالا ذکر شد تاثیر بگذارد.گرم وسرد کردن سطح نیز می­تواند از طریق ایجاد گرادیانهای دانسیته و ویسکوزیته روی جریان تاثیر گذار باشد. همچنین روشهایی که دور از دیوار (سطح) اعمال می شوند مانند بمباران کردن لایه­های برشی از طریق امواج آکوستیک از بیرون سطح، شکست ادیهای بزرگ بوسیله وسایلی که دور ازدیوارند روشهای مفید و سودمندی هستند.

روشهای اکتیو و پسیو:

روش دومی که برای دسته بندی روشهای کنترل جریان وجود دارد به روشهای اکتیو و پسیو موسومند. روشهای پسیو مانند تولید کننده های ورتکس، فلپ ها، ریبلت ها نیازمند مصرف انرژی نیستند. ولی روشهای اکتیو نیاز به انرژی مصرفی دارند مانند مکش و دمش، سطوح متحرک. روش اکتیو دیگری که برای کنترل جریان اطراف ایرفویل استفاده می شود هیدرو دینامیک مغناطیسی یا به اختصار MHD است که باعث افزایش لیفت و کاهش درگ می شود. جریان یک سیال الکترولیت در داخل میدان­های الکتریکی و مغناطیسی باعث اعمال نیروهای حجمی (نیروهای لورنتس ) به ذرات سیال می گردد.

از آغاز دهه 50 میلادی به بعد، نحوه بکار بستن این نیرو در صنعت هوافضا و مکانیک به عنوان یک بحث جدی موضوع تحقیقات جدی محافل علمی بوده است. ایجاد نیروی پیشران برای یک زیر دریایی و یا کشتی، ایجاد نیروی پیشران در جریان مافوق صوت و ماورای صوت، کنترل شوک جریان در دهانه ورودی جت، کنترل پدیده­های پیچیده در جریان سیال در مجاورت دیواره از قبیل لایه مرزی، توربولانس، گردابه جریان، و جدایش از جمله کاربردهای این علم به شمار می رود.

فصل اول- تعاریف مفاهیم به کار رفته در این گزارش

ضریب درگ: نیروی درگ یا مقاوم وارد شده بر جسم برابر است با مجموع درگ فشاری یا شکلی و درگ اصطکاکی یا پوسته ای

(1-1)

(2-2)

نیروی درگ پوسته ای یا اصطکاکی: نیروی درگ اصطکاکی به علت وجود تنش روی سطح حاصل می‌گردد و نیرویی است که توسط سیال بر روی جامداتی که در مسیر جریان قرار می گیرند اعمال می‌شود. انتقال ممنتوم عمود بر سطح ناشی از این نیرو است که موازی با مسیر جریان بر سطح وارد می‌شود.

نیروی درگ شکلی: هر گاه سیال به موازات سطح جریان نداشته باشد به طوری که جهت عبور از جسم جامد ناگزیر به تغییر مسیر گردد (مانند کره) علاوه بر نیروی درگ اصطکاکی نیروی درگ فشاری هم حاصل خواهد شد.

درگ فشاری از اختلاف فشار زیاد در ناحیه ی سکون جلوی جسم و ناحیه کم فشار در قسمت جدا شده پشت جسم در حالتی که دنباله تشکیل شود، ناشی می‌شود. در حالی که درگ اصطکاکی به علت وجود تنش برشی روی سطح ایجاد می‌گردد. سهم هر کدام از دو نوع درگ در نیروی درگ کل، به شکل جسم و به خصوص ضخامت آن وابسته است. به طوری که هرگاه ضخامت جسم صفر باشد یعنی یک صفحه مسطح داشته باشیم، درگ فشاری صفر است و درگ کل برابر است با درگ اصطکاکی.

ضریب درگ از تقسیم زیر به دست می‌آید.

خرید فایل

تحلیل دو بعدی ایرفویل های چند المانی به کمک روش پنل عددی

تحلیل دو بعدی ایرفویل های چند المانی به کمک روش پنل عددی

خرید فایل

دانلود پروژه شناسایی،شبیه سازی و تحلیل ایرفویل های مورد استفاده در پهپادها

دانلود پروژه شناسایی،شبیه سازی و تحلیل ایرفویل های مورد استفاده در پهپادها

بصورت فایل ورد قابل ویرایش و آماده ارائه

چکیده

پرنده هدایت‌پذیر از دور (با نماد اختصاری پَهپاد) یا هواپیمای بدون سرنشین، وسیله پرنده هدایت‌پذیر از راه دور است. کنترل پهپاد بدون استفاده از انسان در درون آن صورت می‌گیرد. اگر چه انسان نیز می‌تواند به عنوان محموله در آن باشد. این وسیله پرنده از نیروهای آیرودینامیکی برای پرواز در مسیر دلخواه استفاده می‌کند. پهپادها بوسیله کنترل از راه دور یا با برنامه‌های پیش پروازی ریخته شده از قبل یا با سامانه‌های خودکار دینامیک هدایت می‌شوند. پهپادها در حال حاضر در برنامه‌های نظامی که شامل جاسوسی و حمله می‌شود فعالیت می‌کنند. این هواپیماها همچنین در برنامه‌های غیر نظامی مانند خاموش کردن آتش سوزی‌ها یا جایی که پرواز برای خلبان خطر دارد یا کنترل پلیس در ناآرامی‌ها و صحنه‌های جرم یا شناسایی بیشتر حوادث غیرمترقبه طبیعی استفاده می‌شوند. عملکرد مقطع بال به عنوان اصلی ترین عامل به وجود آورنده ی نیروهای آئرودینامیکی، اهمیت زیادی دارد. در این پروژه سعی بر این است با بررسی ۵ ایرفویل که کاربرد زیادی در ساخت بال پهپادها دارند و به دست آوردن مشخصات آیرودینامیکی آنها، ایرفویل مناسبی را انتخاب کنیم. برای بدست آوردن مشخصات آیرودینامیکی مانند ضریب برآ ، ضریب پسا و ضریب گشتاور، هندسه ایرفویل ها در نرم افزار GAMBIT رسم می شوند. سپس برای شبیه سازی جریان بر روی آنها از نرم افزار FLUENT استفاده می شود. با بررسی نمودارهای بدست آمده و مقایسه ی مشخصات ۵ ایرفویل در نهایت ایرفویل DrelaDAE21 انتخاب می شود.

واژه‌های کلیدی: پهپاد ، ایرفویل ، نیروهای آئرودینامیکی ، ضریب برآ ، FLUENT

فهرست مطالب

1- فصل 1:کلیات 1

1-1- مقدمه.......................................................................................................................................................... .... .1

1-1-1-پهپاد 1

1-1-2-تاریخچه پهپادها 3

1-2- ایرفویل........................................................................................................................................................ .... ..4

1-2-1-تاریخچه توسعه ایرفویل ها 4

1-2-2-مشخصات هندسی ایرفویل 8

1-2-3-ایجاد انحنای متغیر در ایرفویل 11

1-2-4-اسلات ها و اسلت ها 12

1-3- نیروها و ضرایب آیرودینامیکی............................................................................................................... .... 12

1-4- نمودارهای ضرایب آیرودینامیکی.......................................................................................................... ..... 14

1-4-1-مروری بر نمودارها 15

1-4-1-1-نمودار ضریب برآ در مقابل زاویه ی حمله 15

1-4-1-2-نمودار ضریب پسا در مقابل ضریب برآ 17

1-4-1-3-نمودار برآ به پسا در مقابل زاویه ی حمله 18

1-5- استال.......................................................................................................................................................... .... 18

1-6- تاثیر هندسه ی ایرفویل بر ضرایب آیرودینامیکی............................................................................. ..... 19

1-6-1-تاثیر ضخامت ایرفویل بر ضریب برآ 19

1-6-2-تاثیر ضخامت ایرفویل بر ضریب پسا 20

1-6-3-تاثیر ضخامت ایرفویل بر نسبت برآ به پسا 21

1-6-4-تاثیر انحنای ایرفویل بر ضریب برآ 21

1-6-5-تاثیر انحنای ایرفویل بر ضریب پسا 22

1-6-6-تاثیر انحنای ایرفویل بر نسبت برآ به پسا 23

1-6-7-تاثیر انحنای ایرفویل بر ضریب گشتاور 23

1-6-8-تاثیر موقعیت بیشینه ضخامت بر ضریب برآ 24

1-6-9-تاثیر موقعیت بیشینه ضخامت بر ضریب پسا 25

1-7- ایرفویل های مورد استفاده در پهپادها................................................................................................ ..... 25

2- فصل 2:روش حل مساله 27

2-1- شرح مساله................................................................................................................................................ .... 28

2-1-1-مشخصات هندسی ایرفویل های بررسی شده 28

2-1-2-مشخصات هندسی میدان حل 33

2-1-2-1-شبکه بندی میدان 34

2-1-3-روش حل عددی 35

2-1-3-1-جزئیات روش های مورد استفاده 36

2-1-4-ملاحظات انتخاب ایرفویل مناسب 36

3- فصل 3:نتایج 39

3-1- نتایج............................................................................................................................................................ .... 40

3-1-1-نمودار ضرایب آیرودینامیکی 40

3-1-2-ارزیابی نمودار های ضرایب آیرودینامیکی 42

3-1-3-کانتورسرعت و فشار ایرفویل منتخب در زاویه ی حمله ی ۴ درجه 43

3-1-4-کانتورسرعت و فشار ایرفویل منتخب در زاویه ی حمله ی استال 45

3-2- پیشنهادها.................................................................................................................................................. ..... 48

4- مراجع 49

5- پیوست ها 51

فهرست اشکال

شکل (‏1 1) نمایی از یک پهپاد 2

شکل (‏1 2) نمایی از یک میکروپهپاد 3

شکل (‏1 3) نمایی از یک مینی پهپاد 3

شکل (‏1 4) نمایی از یک پهپاد تاکتیکی 4

شکل (‏1 5) نمایی از یک پهپاد هال 4

شکل (‏1 6) ایرفویل های آزمایش شده توسط لیلینتال 6

شکل (‏1 7) ایرفویل های آزمایش شده در اولین تونل های باد 6

شکل (‏1 8) ایرفویل هایی که بر اساس سعی و خطا تولید شدند 7

شکل (‏1 9) اولین ایرفویل جریان آرام 7

شکل (‏1 10) ایرفویل هایی که در اعداد رینولدز پایین راندمان بالایی دارند 8

شکل (‏1 11) ایرفویلی با هندسه ی متغیر با سطح پایینی قابل انعطاف 8

شکل (‏1 12) پارامتر های هندسی مهم یک ایرفویل 9

شکل (‏1 13) نمایی از شعاع زاویه ی حمله ی یک ایرفویل 9

شکل (‏1 14) پارامترهای هندسی که امروزه از آنها استفاده نمی شوند 10

شکل (‏1 15) ایرفویل هایی با ضخامت بیشینه ی یکسان ولی با توزیع ضخامت متفاوت 10

شکل (‏1 16) تولید هندسه یک ایرفویل با ترکیب خط کمبر و توزیع ضخامت 11

شکل (‏1 17) نمایی از ایرفویل متقارن و انحنادار 11

شکل (‏1 18) انواع فلپ 12

شکل (‏1 19) نمایی از اسلات و اسلت 13

شکل (‏1 20) نیروهای آیرودینامیکی وارد بر ایرفویل تحت زاویه ی حمله ی α 14

شکل (‏1 21) بیان نموداری مرسوم مشخصات آیرودینامیکی ایرفویل 15

شکل (‏1 22) مشخصه های مختلف استال 18

شکل (‏1 23) نمودار مرسوم ضریب پسا در مقابل ضریب برآ 18

شکل (‏1 24) نمودار مرسوم نسبت برآ به پسا در مقابل زاویه حمله 19

شکل (‏1 25) انتقال نقطه ی جدایش جریان روی ایرفویل به نقاط بالادست با افزایش زاویه حمله 20

شکل (‏1 26) نمودار ضریب برآی ایرفویل با نسبت ضخامت متفاوت در مقابل زاویه ی حمله 20

شکل (‏1 27) نمودار ضریب برآی بیشینه در مقابل نسبت ضخامت 21

شکل (‏1 28) نمودار ضریب پسای ایرفویل با نسبت ضخامت متفاوت در مقابل زاویه ی حمله 21

شکل (‏1 29) نمودار نسبت برآ به پسا ی ایرفویل با نسبت ضخامت متفاوت در مقابل زاویه ی حمله 22

شکل (‏1 30) نمودار ضریب برآی ایرفویل با نسبت انحنای متفاوت در مقابل زاویه ی حمله 23

شکل (‏1 31) نمودار ضریب برآی ایرفویل با نسبت انحنای متفاوت در مقابل ضریب پسا 23

شکل (‏1 32) نمودار نسبت برآ به پسای ایرفویل با نسبت انحنای متفاوت در مقابل زاویه ی حمله 24

شکل (‏1 33) نمودار ضریب گشتاور ایرفویل با نسبت انحنای متفاوت در مقابل زاویه ی حمله 25

شکل (‏1 34) نمودار ضریب برآی ایرفویل با موقعیت ضخامت بیشینه ی متفاوت در مقابل زاویه ی حمله 25

شکل (‏1 35) نمودار ضریب پسای ایرفویل با موقعیت ضخامت بیشینه ی متفاوت در مقابل زاویه ی حمله 26

شکل (‏1 36) ایرفویل متقارن 26

شکل (‏1 37) ایرفویل بخشی متقارن 27

شکل (‏1 38) ایرفویل ته مسطح 27

شکل (‏1 39) ایرفویل انحنا داده شده در کف 27

شکل (‏1 40) ایرفویل reflexed 27

شکل (‏2 1) ایرفویل CLARK Y 29

شکل (‏2 2) ایرفویل SD 7032 30

شکل (‏2 3) ایرفویل NACA 64(2)415 31

شکل (‏2 4) ایرفویل DAE- 21 32

شکل (‏2 5) ایرفویل FX 63-137 33

شکل (‏2 6) مشخصات هندسی میدان حل 34

شکل (‏2 7) شبکه بندی میدان حل ایرفویل DAE 21 35

شکل (‏2 8) شبکه بندی میدان حل در اطراف ایرفویل DAE 21 36

شکل (‏2 9) مرزهای میدان حل 36

شکل (‏2 10) مواردی که در انتخاب ایرفویل مناسب باید در نظرگرفته شوند 38

شکل (‏3 1) نمودار ضریب برآ در مقابل زاویه ی حمله 41

شکل (‏3 2) نمودار ضریب برآ در مقابل ضریب پسا 42

شکل (‏3 3) نمودار ضریب گشتاور در مقابل زاویه ی حمله 42

شکل (‏3 4) نمودار نسبت برآ به پسا در مقابل زاویه ی حمله 43

شکل (‏3 5) کانتور فشار استاتیکی در زاویه ی حمله ی ۴ درجه 45

شکل (‏3 6) کانتور سرعت در زاویه ی حمله ۴ درجه 45

شکل (‏3 7) ضریب فشار در زاویه حمله ۴ درجه 46

شکل (‏3 8) بردار سرعت بر روی سطح بالایی ایرفویل در زاویه ی حمله استال 47

شکل (‏3 9) کانتور فشار استاتیکی در زاویه حمله استال 47

شکل (‏3 10) کانتور سرعت در زاویه حمله استال 48

شکل (‏3 11) ضریب فشار در زاویه حمله استال 49

فهرست جداول

جدول (‏2 1) مشخصات هندسی ایرفویل CLARK Y 29

جدول (‏2 2) مشخصات هندسی ایرفویل SD 7032 30

جدول (‏2 3) مشخصات هندسی ایرفویل NACA 64(2)415 31

جدول (‏2 4) مشخصات هندسی ایرفویل DAE-21 32

جدول (‏2 5) مشخصات هندسی ایرفویل 33

جدول (‏2 6) مشخصات مرزهای میدان حل 36

جدول (‏2 7) جدول مقایسه ای برای ارزیابی ایرفویل های مورد بررسی 38

جدول (‏3 1) بررسی مشخصات آیرودینامیکی مهم ایرفویل ها 42

جدول (‏3 2) ارزیابی مشخصات آیرودینامیکی ایرفویل ها 43

جدول (‏الف 1) نتایج حاصل از شبیه سازی جریان حول ایرفویل های DAE21 و Clark Y 52

جدول ‏(الف 2) نتایج حاصل از شبیه سازی جریان حول ایرفویل های NACA 64(2)415 و Fx 63137 53

جدول (‏الف 3) نتایج حاصل از شبیه سازی جریان حول ایرفویل SD 7032 55

جدول ‏(ب 1) مختصات نقاط روی سطوح ایرفویل های بررسی شده 57

فهرست علائم اختصاری

سرعت صوت C(m⁄s)

زاویه حمله α

سرعت V(m⁄s)

نیروی برآ L(N)

نیروی پسا D(N)

گشتاور M(N.m)

ضریب برآ C_l

ضریب پسا C_d

ضریب گشتاور C_m

چگالی ρ (Kg⁄m^3 )

مساحت مقطع A(m^2)

زاویه استال α_s

بیشینه ضریب برآ C_(l_max )

زاویه حمله برآ صفر α_0

ضریب برآی ایده آل C_(l_i )

ضریب برآ در زاویه حمله صفر C_(l_0 )

شیب منحنی ضریب برآ در مقابل زاویه حمله C_(l_α )

نسبت ضخامت t/c

بیشینه نسبت ضخامت t_max/c

کمینه ضریب پسا C_(d_min )

عدد رینولدز Re

ویسکوزیته سینماتیکی ν (m^2⁄s)

عدد ماخ Ma

بیشینه شیب منحنی ضریب برآ در مقابل زاویه حمله C_(l_(∝_max ) )

بیشینه نسبت برآ به پسا 〖(C_l/C_d )〗_max

طول وتر c(m)

خرید فایل

دانلود پاورپوینت ایرفویل - 29 اسلاید

      nاولین سازمانی که به طراحی، ساخت و تست ایرفویل اقدام نمود. nنتایج کار این کمیته در سال‌های بین 1920 تا 1960 "ماهیواره های  استاندارد" شد. nبسیاری از این ماهیواره های استاندارد امروزه بر روی هواپیمای در حال پرواز نصب شده اند. n  این سازمان بعدها به ناسا تبدیل شد.(NASA  سازمان هوافضای ملی آمریکا) برای دانلود کل پاپورپوینت از لینک زیر استفاده کنید: ...