نوع مقاله: مقاله پژوهشی

نویسندگان

1 دانشیار دانشکده مهندسی دریا، دانشگاه صنعتی امیرکبیر

2 استادیار دانشکده مهندسی دریا، دانشگاه صنعتی امیرکبیر

3 دانشجوی کارشناسی ارشد دانشکده مهندسی دریا، دانشگاه صنعتی امیرکبیر

چکیده

روش پانل مرتبه بالا برای تحلیل آئرودینامیکی ایرفویل دوبعدی سری چهاررقمی ناکا در مجاورت سطح و با درنظر گرفتن تئوری لایه‌ی مرزی، مورد مطالعه قرار گرفته است. ابتدا ایرفویل دوبعدی به کمک معادلات کوادراتیک بیزیر، مدل‌سازی می‌شود. سپس با استفاده از قضیه‌ی دوم گرین و تابع گرین برای مسائل دوبعدی، پتانسیل آشفتگی در هر نقطه از میدان جریان پتانسیل، محاسبه می‌شود. برروی پانل‌های درجه دو ایرفویل، تکین گردابه بصورت خطی توزیع می‌شود. بر روی پانل‌های خطی زمین نیز، تکین چشمه بصورت یکنواخت، قرار می‌گیرد. اعمال شرط مرزی نیومن برروی نقاط کنترل ایرفویل و زمین، نتایج را در حالت پتانسیل بدست می‌دهد. سپس با استفاده از روابط نیمه تجربی، تئوری لایه‌ی مرزی را اعمال می‌کنیم. در آخر نیز، اثر پارامترهای مختلف هندسی و محیطی را برروی نیروی لیفت و درگ مورد بررسی قرار می‌دهیم. مقایسه-ینتایجنشانداد،ایرفویلدرفواصلنزدیکتربهزمین،ازعملکردآئرودینامیکیبهتری،برخورداراست. همچنینبرایدستیابیبهبالاترینبازدهوکیفیتآئرودینامیکی،نزدیکترین نقطه‌ی سطح زیرین ایرفویل به زمین، تا حد ممکن به لبه‌ی فرار ایرفویل نزدیک باشد.

کلیدواژه‌ها

موضوعات

عنوان مقاله [English]

A Higher Order Panel Method for the Analysis of Airfoil near Free Surface Whereas Boundary Layer Theory

نویسندگان [English]

  • H Ghasemi 1
  • M Ghiasi 2
  • M Ghorbani 3

چکیده [English]

The combined high-order panel method and boundary layer theory applied for the calculation of the aerodynamic characteristicsof 2D airfoils moving above the free surface. The body is divided into 2nd order panels, which are approximated by the quadratic Bezier curve form. Each panel is associated with a vortex distribution of unknown strength which varies linearly.The collocation approach was employed to satisfy the Neumann boundary condition. The flow past a lifting body cannot be uniquely determined unless some additional condition (i.e. Kutta Condition) is specified. In addition, the free surface is modeled by point source singularity. Having solved for the unknown strengths, 2nd Green’s theorem can be used in order to find the potential at any point inside the fluid domain. This method is then extended to determine the viscous effect by utilizing the semi-empirical formula, which is implemented in different boundary layer regimes. Results show when the wing is close to the ground, the lift force increases while the drag decreases. In addition, the result shows the lowest point of the lower surface of the foil has to be located at the nearest possible position to the trailing edge.

کلیدواژه‌ها [English]

  • High-Order Panel Method
  • Boundary Layer Theory
  • Pressure Distribution
  • Lift-Drag Ratio

[1] Silverstein, A., Becker, J. “Determination of Boundary Layer Transition on Three Symmetrical Airfoils in The NACA Full-Scale Wind Tunnel”, NACA report, No. 637, 1939.

[2] Vince, J., “Mathematics for Computer Graphics”, 3rd Edition, Springer, pp. 17-37, ‎2010‎.

[3] Katz, J., Plotkin A., “Low Speed Aerodynamics”, Cambridge University Press, Second Edition, 2001.

[4] Coenen, M., “Viscous–Inviscid Interaction with the Quasi-Simultaneous Method For 2D& 3D Aerodynamic Flow”, PhD Thesis, Groningen University, 2001.

[5] White, F. M., “Viscous Fluid Flow”, Second Edition, McGraw–Hill, 1991.

[6] Schetz, J. A., “Boundary Layer Analysis”, Prentice–Hall, 1993.

[7] Pinkerton R. “The Variation with Reynolds Number of Pressure Distribution Over an Airfoil Surface”, NACA report, No. 613, 1938.

[8] Kikuchi, M. & et al, “Effect of Camber Form on Airfoil Characteristics by Towing Wind Tunnel”, 57th Kyushu Branch Regular Meeting of the Japan Society of Mechanical Engineering, No. 048-1, pp. 269-270, 2004

[9] Takahashi, Y., Kikuchi, M., Hirano, K., “Analysis of Ground Effect on Aerodynamic Characteristics of Airfoil Using Boundary Later Approximation”, JSME Int. J., Series B, Vol. 49, No. 2, pp. 401-408, 2006.