نشریه مهندسی مکانیک امیرکبیر

نشریه مهندسی مکانیک امیرکبیر نشریه مهندسی مکانیک امیرکبیر دوره 49 شماره 1 سال 1396 صفحات 19 تا 28 DOI: 10.22060/mej.2016.741 مطالعه تجربی و عددی اثر صدمه ستاره ای شکل بر عملکرد آیرودینامیکی بال یک پهپاد سهیال عبدالهی پور *1 محمود مانی 2 1 پژوهشگاه هوافضا وزارت علوم تحقیقات و فناوری تهران ایران 2 دانشکده مهندسی هوافضا دانشگاه صنعتی امیرکبیر تهران ایران چکیده : این مقاله عملکرد آیرودینامیکی بال یک پهپاد را که به دلیل برخورد یک جسم مانند گلوله جنگی دچار صدمه شده است با دو روش شبیه سازی عددی و تجربی مورد مطالعه قرار می دهد. به منظور شبیه سازی اثر برخورد گلوله و ایجاد گوشه های تیز در صدمه واقعی از یک حفره ستاره ای شکل برای شبیه سازی صدمه استفاده شده است. مقطع بال مورد مطالعه ايرفويل نامتقارن با شمارة NACA 641-412 در نظر گرفته شده است. در این تحقیق اثر موقعیت صدمه در راستای دهانه بال در سه مکان مختلف سر ميانه و ريشه بال بر روی عملکرد آیرودینامیکی بال تحت زوایای حمله مختلف مطالعه شده است. در بخش تجربی اين مقاله مشخصات جريان عبوري از روي بال و صدمه با تکنیک رنگ استاندارد آشکارسازي شده و اثرات آن بر ضرایب آیرودینامیکی ارائه شده است. به منظور بررسی قابلیت حل عددی در پیش بینی عملکرد آیرودینامیکی بال صدمه دیده جریان اطراف بال به صورت عددی تحلیل شده و نتایج حاصل با نتایج آزمایشگاهی اعتبارسنجی و مقایسه شده است. در نتایج آشکارسازی جریان یک جریان جت قوی و دو گردابه با چرخش خالف جهت متصل به صدمه ستاره ای شکل در سطح مکش بال مشاهده مي شود. نتایج نشان می دهد صدمه ستاره ای که مساحت آن حدود 1 درصد مساحت کل بال است می تواند ضريب برآی بال را حدود 6 درصد در مقايسه با بال سالم کاهش و ضريب پسا را حدود 15/7 درصد نسبت به بال سالم افزايش دهد. همچنین صدمه باعث می شود بال ضريب ممان پيچشي منفي تری را تجربه کند. نتایج صدمه در مکان های مختلف نشان داد که صدمه در نزدیک نوک بال تأثیر کمتری بر کاهش کارایی آیرودینامیکی بال دارد. تاریخچه داوری : دریافت 28 : دی 1394 بازنگری 9 : فروردین 1395 پذیرش 23 : فروردین 1395 ارائه آنالین 18 : آبان 1395 کلمات کليدي : بال صدمه ديده مشخصات آيروديناميکي صدمه ستاره ای شکل آزمايش تونل باد تکنیک آشکارسازي جريان حل عددي هايس [ ]4 در سال 1968 اشاره نمود که مشخصات آيروديناميكي بال صدمه دیده يك مدل هواپيما با بال پس گرا در ناسا را انجام داده و نتایج آن را به صورت گزارش فنی ارائه نمود. پس از هایس نیز مطالعاتی در زمینه تأثیرات صدمه گلوله جنگی واقعی بر مشخصات آیرودینامیکی [ ]5 مشخصات آیرواالستیکی بال هواپیما [ ]6-7 و همچنین مشخصات پایداری و کنترل هواپیما [ ]8 انجام گرفت. اسپیرمن [ ]9 در مركز تحقيقات النگلي ناسا نتایج مطالعاتش را که نشان دهنده اثرات صدمه بر عملكرد آيروديناميكي هواپيماها و موشك ها بود ارائه كرده و در آن صدمه روي مدل های تونل باد را که به صورت از بين رفتن همه و يا بخشي از بال و دم هاي عمودي و افقي بود شبيه سازي نمود. این تحقيقات دو هدف اصلی داشت اول بررسي خطرات احتمالي و دوم تعيين محدوده صدمه اي كه برای موشك يا هواپيما قابل تحمل باشد و به آنها اجازه بازگشت به قلمروي شخصي و یا اتمام مأموريت را مي دهد. ایروین و همكاران [ ]3 در دانشگاه الفبورو انگلستان تحقيقاتي را روي خواص آيروديناميكي بال صدمه ديده ناشی از گلوله انجام دادند. در اين تحقيق بال نامحدود توپر و صدمه با هندسه دایروی برای شبيه سازي در نظر گرفته شد. صدمه در وسط دهانه 1 بال و در موقعيت هاي مختلف روي وتر بال مدل سازی شد. در اين آزمایش ها استقالل نتايج از طول وتر بال ابعاد صدمه و محل قرارگيري صدمه روي بال مورد بررسی قرار گرفت. نتايج 1-1 مقدمه يكي از مهم ترين مسايلي که در طراحي یک پهپاد در نظر گرفته مي شود سالم ماندن و قابلیت نجات آن در شرايط اضطراری است. بقاي يك هواپیما در شرایط آسیب فیزیکی بستگي به میزان آسيب پذيري آن نسبت به صدمه اي دارد كه بر آن ايجاد شده است [.]1-2 صدمه ممکن است به وسيله سالح هاي كوچك و يا آتش بارهاي ضدهوايي بر بال هواپیما ايجاد شده باشد [.]3 بي شك صدمه اي كه باعث از دست رفتن بخش فيزيكي بال يا سطوح كنترل پرواز شود در كاهش عملكرد آيروديناميكي بال و کارایی سطوح كنترل پرواز مؤثر است و باعث کاهش توانايي پرواز خواهد شد به طوري كه شانس بازگشت موفقیت آمیز و فرود سالم آن در حد قابل توجهي كاهش مي يابد. بنابراين انجام آزمایش های تونل باد و بهره بردن از روش هاي عددي در طراحي بهينه سطوح آيروديناميكي یک پهپاد مي تواند به پيش بيني تغييرات ضرايب آيروديناميکي بال صدمه دیده و در نهایت حفظ بقاي هواپیما و کاهش خسارات جبران ناپذير کمک نماید. تاکنون تحقیقات محدودی در زمینه تأثيرات صدمه روي بال بر ضرایب آيروديناميكي انجام شده است و عمده کارهای ارائه شده محدود به داده های منتشر شده توسط چند تیم تحقیقاتی می باشد. از اولین مطالعات اثرات صدمه بال می توان به نتایج حاصل از تحقیقات نویسنده عهده دار مکاتبات sabdolahi@ari.ac.ir : 1 Span 19

نشان داد مكانهاي 25 درصد و 50 درصد از وتر مكانهاي بسيار حساس نسبت به صدمه هستند و بر ضريب برآ پسا و ممانپيچشي بيشتر از صدمه لبه حمله و لبه فرار تأثير ميگذارند و تأثيرات صدمه در این محدوده مستقل از اعداد رينولدز جریان است. در ادامه این تحقيقات ایروین و همکاران ]10[ تأثير سازه داخلي را بر مشخصات آيروديناميكي بالهاي صدمهدیده جنگي تحقیق کردند. رابينسون و ليشمن ]11-13[ اثرات آيروديناميكی صدمه بر روي پره هليكوپتر را مطالعه نمودند. نتايج تحقیقات آنها نشان داد بيشترين افت آيروديناميكي در زماني كه صدمه روي ناحيه جلويي پره قرار گرفته باشد اتفاق ميافتد. ايروين و رندر ]14[ روشهاي تجربی قابل استفاده در شبيهسازي صدمات جنگي بر روي بال و همچنين فرضيات پايه و كليدي مورد استفاده در اين مدلسازي را ارائه نمودند. تحقیقاتی در زمینه تأثير فلپ و انحنای پروفیل بال بر روي مشخصات آيروديناميكی بالهاي صدمهديده انجام شد ]15[. ماني و رندر ]16[ تأثیر صدمههايی با اشکال مختلف را بر مشخصات آيروديناميكي یک بال نامحدود با استفاده از اندازهگيري فشار و نیرو در مکانهاي مختلفي از وتر بال مورد تحقيق قرار داده و نتايج را با يكديگر و همچنين با ايرفويل بدون صدمه مقايسه نمودند. شاه ]17[ نیز ضرایب آیرودینامیکی سطوح مختلف آیرودینامیکی یک هواپیمای صدمه دیده را به منظور بررسی تغییر پایداری پرواز بررسی نمود. در سالهای اخیر روشهای عددی نیز برای پیشبینی اثر صدمه بر مشخصات آیرودینامیکی یک ایرفویل مورد استفاده قرار گرفته و اثرات دیواره تونل باد بر نتایج بررسی شد ]18-19[. عالوه بر این مطالعهای در خصوص اثر تعمیر صدمه بر احیاء مشخصات آیرودینامیکی ایرفویل صورت گرفته است که در آن صدمه به سه روش تعمیر و میزان اثرگذاری تعمیر بر کارایی بال مورد بررسی قرار گرفته است ]20[. کی جون کیم و همکاران ]21-22[ اثر صدمه بال روی مشخصههای دیناميک پروازی یک وسیله پرنده بیسرنشین را مورد بررسی قرار دادند. آنها نشان دادند که صدمه به شکل نامتقارن بر روی بال پرنده بیسرنشین سبب کند شدن حرکت رول و همچنین ناپایداری محوری میشود. عمده کارهای انجامشده در زمینه مطالعه صدمه بال تا به امروز به بالهایی با جریان دوبعدی و یا شکلهای ساده دایروی ]23[ محدود میشوند که البته تأثیرات آیرودینامیکی جریان عبوری از صدمه در یک بال دوبعدی به خوبی تشریح نمیشود. لذا در تحقیق حاضر برای تجزیه و تحلیل دقیقتر اثرات صدمه روی جریان عبوری از یک بال سهبعدی مطالعه شده است. بدین وسیله تأثیر صدمه به صورت سهبعدی برخی از مشخصههای جریان مثل گردابههای القایی سربال و جریان عرضی روی بال را در اختیار قرار میدهد که در حالت دوبعدی دیده نمیشوند. از موارد دیگری که در این تحقیق بررسی شده است شکل سوراخ صدمه است. در حقیقت باید گفت که صدمه جنگی واقعی تصادفی است و شکل آن به زاویه نسبی برخورد سرعت برخورد و محل برخورد بستگی دارد و شکلهای متفاوتی در عمل میتوان برای شکل صدمه متصور شد. آزمايشات تجربي نشان میدهند که شکل سوراخ تأثیر زیادی روی جریان جت خروجی از آن دارد و مقاطع جت با هندسه غير دايروي بیشترین اثر اختالطی را در جریان دارند ]24[. از اینرو تحقیقی در زمینه صدمه مثلثی نیز انجام شده و نتایج آن ارائه شده است ]25[. با توجه به این موارد و ذکر این موضوع که گلولههای جنگی و اثرات ترکش آنها گوشههای تیزی در بدنه ایجاد میکنند در این تحقیق از صدمه ستارهای شکل برای صدمه استفاده شده است تا شکلی نزدیک به واقعیت برای مطالعه در نظر گرفته شود و حساسیت نتایج نسبت به هندسه سوراخ صدمه و جت عبوری از آن بررسی شود. در کار حاضر برای مطالعه اثرات صدمه از هر دو روش تجربی و عددی استفاده و روش عددی با نتایج آزمایش تونل باد صحهگذاری شده است. همچنین به منظور مطالعه بهتر جریان اطراف صدمه در حالت سهبعدی موقعیت صدمه در مکانهای مختلف ریشه میانه و نوک دهانه بال تحقیق شده است. 2-2 تجهیزات آزمایشگاهی و مشخصات مدل و تونل باد در این تحقیق به منظور بررسی اثر صدمه بر مشخصات آیرودینامیکی بال نسبت به بال سالم دو نمونه بال سالم و بال صدمهديده در تونل باد مورد آزمایش قرار گرفته و ضرایب آیرودینامیکی آن استخراج شده است. مطالعات آزمايشگاهي مورد نظر در يك تونل باد مدار باز واقع در دپارتمان مهندسی خودرو و هوانوردی دانشگاه الفبورو در انگلستان انجام شده است. محفظه آزمون اين تونل باد داراي ابعاد 3/6 1/32 1/92 متر و درجه اغتشاشات آن 0/15 درصد ميباشد ]26[. اندازهگیری نیروي مورد نظر توسط يك باالنس ششمؤلفهاي که در زير مقطع آزمايش قرار دارد انجام شده است. دقت هر مؤلفه 0/01 درصد در اندازهگيري نيرو ميباشد. آزمایشها روی دو مدل بال سالم و بال صدمهدیده در سرعت 40 متر بر ثانيه و با عدد رينولدز حدود 570000 انجام شده است. مقطع بال از نوع ايرفويل نامتقارن ناكا با شمارة NACA64 1 است و ابعاد وتر بال به طول 200 ميليمتر و نيمدهانة -412 بال به طول 800 ميليمتر میباشد. مدل بال در وسط عرض و طول محفظه آزمون تونل باد قرار گرفته است به طوری که یک سمت به دیواره تونل متصل بوده و از سمت دیگر 0/52 متر از دیواره فاصله دارد. به منظور شبيهسازي صدمه گلوله بر روي بال صدمه به شکل یک سوراخ گذرنده از بال مدل شده است. همچنین به منظور بررسی اثر گوشههای تیز هندسه مقطع صدمه به شكل ستارهای در نظر گرفته شده است. از آنجایی که مطالعات قبلی نشان داده است که صدمات دایروی با قطر كمتر از 20 درصد وتر اثر قابلمالحظهاي بر ضرائب آيروديناميكي ايجاد نميكند ]14[ مساحت اين ستاره برابر مساحت مقطع دايره به قطر 46 ميليمتر )23 درصد وتر( در نظر گرفته شده است. مركز هندسه اين ستاره در ميانه وتر قرار دارد. در این آزمایشها از تکنیک رنگ استاندارد که ترکیبی از دیاکسید تیتانیوم پارافین و روغن بذر کتان است برای آشکارسازی جریان روی بال استفاده شده است. در شکل 1 محفظه آزمون و مدل نصب شده در آن نشان داده شده است. همانطور که مشاهده میشود بال از یک طرف به 20

دیواره محدود شده و از طرف دیگر آزاد است تا شرایط یک بال سهبعدی فراهم شود. کليه دادهبرداريهاي نیرو و ممان مورد نظر به منظور تکرارپذيري نتیجهها حدود 3 بار در هر مرحله تکرار شد. با اين تکرار يک خطاي نسبي کمتر از 2/5 درصد براي متوسط مقادیر ضرایب آیرودینامیکی در هر نقطه تخمين زده شد. Fig. 2. Flow visualization on upper side of wing at 0 angle of attack شکل 2: خطوط مسير جريان از نماي بااليي بال در زاويه حمله صفر درجه Fig. 1. Installed model in the wind tunnel test section شکل 1: محفظه آزمون تونل باد و مدل بال نصب شده در آن Fig. 3. Flow visualization on upper side of wing at 2 angle of attack 3-3 آشکارسازی جریان عبوری روی بال صدمهدیده در این بخش مشخصات جریان عبوری روی بال صدمهدیده در زوایاي حمله صفر تا 7 درجه آشکارسازی شده است. برای این منظور از تصاویر آزمایش تونل باد که با استفاده از تکنیک رنگ استاندارد آشکارسازی شده استفاده شده است. شکلهای 2 تا 5 آشکارسازی جريان عبوری روي بال صدمهدیده در زوایاي حمله صفر تا 7 درجه را از نماي روی بال برای صدمه میانه در مكان 450 ميليمتري از ریشه بال نشان میدهد. در تمامی این تصاویر همانطور که جهت پیکان نشان میدهد جریان آزاد از سمت چپ به سمت راست تصویر در حرکت است. به علت بیشتر بودن فشار در زیر بال نسبت به فشار در روی بال جریانی از زیر بال به طرف روی بال در قسمت صدمه ستارهای شکل 3: خطوط مسير جريان از نماي بااليي بال در زاويه حمله 2 درجه شکل جاری ميشود. در زاویه حمله صفر درجه این اختالف فشار کم است و در نتیجه جریان کمی به طرف سطح مکش بال کشیده میشود و در نتیجه گردابه تشکیل شده در ناحیه پشت صدمه ستارهای شکل کوچک است. در این نوع صدمه تحت زوایای حمله کم جت خروجي از صدمه جت ضعيف است. با توجه به شکل 2 یک جدایش اولیه ضعیف در نقطه 1 به وجود ميآید که ناشی از گرادیان فشار مثبت ناشی از نشت کردن جریان به روی بال است. همچنین در پشت نقطه انتهایی تیز صدمه جت خروجی ضعیف در 21

28 تا 19 صفحه 1396 سال 1 شماره 49 دوره امیرکبیر مکانیک مهندسی نشریه حالت 3 شکل در درجه 2 تا حمله زاویه افزایش با است. مشخص 2 قسمت آشفتگی 4 شکل در درجه 4 حمله زاویه در و ميشود دیده آشفتگی به گذار میشود. مشاهده خوبی به جریان در در بیشتر فشار اختالف به توجه با 5 شکل در درجه 7 حمله زاویه در قویتر بال مکش سطح طرف به بال زیر از نفوذپذیر جریان بال روی و زیر همانگونه ميشود. تشکیل شکل ستارهای صدمه پشت در گردابه دو و شده هک میشود حاصل 1 نقطه در اولیهای جدایش میشود مشاهده شکل از که شدن قوی اثر در ثانویهای جدایش 2 نقطه در و دارد نام 1 جلويي جدايش خط جدايش خط ناحیه این میشود. ایجاد صدمه انتهایی قسمت در خروجی جت 3 ناحیه در بزرگ گردابه دو ایجاد با صدمه از بعد جریان دارد. نام 2 ثانويه گرفته نام 3 جهت خالف چرخش با گردابه نام به گردابه دو اين مییابد. ادامه توسط شده ايجاد جت قدرت با گردابهها این مركز موقعيت و قدرت است. است برگشتی جریان دارای که بزرگ گردابه دو اين است. متناسب صدمه و ميكشد بال مکش سطح طرف به را بال فشاري سطح از ناشي جريان دو برخورد محض به ميكند. ایجاد را 4 ناحيه آزاد جریان با برخوردش تحت ميشود جدا 5 مكان در )معكوس( برگشتي جريان اين صدمه جت با گردابه در 5 مکان در جريان جدايش خط ميشود. كشيده جت داخل سمت به و در كه جدايي جت دو و است شده مشخص واضح طور به باال حمله زاويه هم با مؤثري طور به اكنون هم بودند شده مشخص پايين حمله زواياي دو وسيله به جت عرض دادهاند. را واحد جت يك تشكيل و شدهاند تركيب واقع 6 مكان در ستاره پشتي كناري رأس دو پشت در كه كوچكي گردابه آزاد جريان جهت در جريان صدمه پاییندست در ميشود. نمايان شدهاند ایرفویل نوع این ویژگی که 4 آرام جدايش حباب ناحیه از و ميكند حركت میکند. عبور است ایجاد بزرگ گردابههای باالتر حمله زوایای در شد مشاهده که همانطور تشکیل صدمه پشت ناحیه و بال سطح روی در بزرگی حباب نتیجه در و شده شدهاست. گسترده بال فرار لبه سمت به صدمه پشت از بالفاصله که ميشود پدید وسيع برگشتي جريان يك با سهبعدي كامال جرياني ناحیه اين در است. شده ناميده قوي جت جريان نوع اين میآید. Fig. 4. Flow visualization on upper side of wing at 4 angle of attack درجه 4 حمله زاويه در بال بااليي نماي از جريان مسير خطوط 4: شکل محاسباتی شبکه تولید و عددی 4-4 مدلسازی دو بال آیرودینامیکی عملکرد بر صدمه اثر عددی شبیهسازی منظور به از است. گرفته قرار حل مورد و مدلسازی صدمهدیده بال و سالم بال نمونه مقايسه باد تونل آزمایش نتايج با عددی حل نتايج تحقیق این در که آنجایی باد تونل در شده آزمایش مدل ابعاد با عددی شبيهسازي در بال ابعاد شده طول به بال نيمدهانة و ميليمتر 200 طول به بال وتر ابعاد و است یکسان شمارة با ناكا بال نامتقارن ايرفويل مقطع هندسه میباشد. ميليمتر 800 شده ايجاد نقطه 140 مشخصات کمک به كه ميباشد NACA 64 1-412 مقطع طرفين ديوارههاي تجربی و عددی نتایج بهتر مقایسه منظور به است. مقطع هندسي ابعاد است. شده لحاظ مدلسازي در نیز باد تونل آزمايش 1 Forward separation line 2 Secondary separation line 3 Contra rotating vortex 4 Laminar separation bubble Fig. 5. Flow visualization on upper side of wing at 7 angle of attack درجه 7 حمله زاويه در بال بااليي نماي از جريان مسير خطوط 5: شکل 22

آزمايش تونل باد 1/32 متر در ارتفاع و 1/92 متر در عرض است و مدل بال در وسط عرض و طول محفظه آزمون تونل قرار گرفته است. مدل از یک سمت به دیواره تونل متصل است و از سمت دیگر 0/52 متر از دیواره فاصله دارد. زاويه حمله مورد نظر 2 1 0 و 6 درجه بوده که در حل عددی از طريق تغيير زاويه بال نسبت به ديوارهها در مدلهاي هندسی مجزا ايجاد شده است. به منظور شبيهسازي صدمه گلوله بر روي بال صدمه به شکل یک سوراخ گذرنده از بال مدل شده است. همچنین به منظور بررسی اثر گوشههای تیز هندسه مقطع صدمه به شكل ستارهای در نظر گرفته شده است. همانطور که در بخش قبل بیان شد مساحت اين ستاره برابر مساحت مقطع دايره به قطر 46 ميليمتر )23 درصد وتر( است. مركز هندسه اين ستاره در ميانه وتر قرار دارد. صدمه در ابتدا در موقعيت میانه دهانه بال بررسي شده است. سپس بعد از اطمينان از مدلسازي مناسب به منظور بررسي اثر سهبعدی جریان صدمه در دو مکان دیگر ريشه و نوک بال نيز بررسی شده است. صدمه براي هر يك از موقعيتهاي ريشه میانه و نوک به ترتيب در فواصل 450 150 و 650 ميليمتر از ریشه بال مدلسازي شده است. شکل 6 مدل عددي بال صدمهديده را در مكان 450 ميليمتري از ریشه بال نشان ميدهد. به دلیل پیچیدگی هندسه صدمه از شبکه بیسازمان برای تولید شبکه محاسباتی جریان اطراف بال استفاده شده است. بررسی استقالل نتایج از شبکه برای 5 شبکه محاسباتی مختلف با تعداد المان 0/8 تا حدود 2/93 میلیون بررسی شده است. از آنجایی که در این بررسی تغییر ضریب نیروی برآ در مشخصات آیرودینامیکی بال هواپیما بسیار حائز اهمیت است این پارامتر برای بررسی استقالل نتایج از شبکه استفاده شده و نتایج آن در شکل 7 ارائه شده است. همانطور که مشاهده میشود با افزایش تعداد المانهای شبکه از 2/35 به 2/93 میلیون تغییر چشمگیری در نتایج حاصل نشده است. بنابراین در این تحقیق برای صرف زمان کمتر از شبکه با تعداد المان 2/35 میلیون استفاده شده است. برای اطمینان از دقیق بودن خواص آیرودینامیکی سیال در نزدیکی دیواره بال تا حد امکان شبکهبندی از نوع الیهمرزی استفاده شده است. فاصله اولین گره شبکه الیه مرزی تا سطح دیواره بال معادل 0/00085 متر در نظر گرفته شده که + Y حدود 30 را نتیجه میدهد. کیفیت شبکه محاسباتی از نمای جانبی و داخل سوراخ صدمه در شکل 8 و 9 نشان داده شده است. Fig. 7. Grid independency study at 6 angle of attack شبیهسازی عددی بهصورت جریان پایا و سهبعدی و با استفاده از معادالت ناویر-استوکس توسط نرمافزار فلوئنت انجام شده است. در این شبیهسازی از حلکننده فشار مبنا و روش گسستهسازی مرتبه دوم استفاده شده است. از آنجايي كه جریان با عدد ماخ کمتر از 0/3 مدنظر است معادالت جریان و مدلهاي فيزيكي در این مسئله بر اساس جريانغیرقابل تراكم در نظر گرفته شده است. مقادير فشار شرايط كاري معادل 101325 پاسكال در نظر گرفته شده است. از آنجایی که جریان هوا غيرقابل تراكم است تغييرات دما در آن مطرح نيست بنابراين استفاده از چگالي ثابت 1/225 كيلوگرم بر متر مكعب مناسب است. در اين مسأله لزجت به صورت مقدار ثابت 5-10 1/7894 كيلوگرم بر متر-ثانيه در نظر گرفته شد. براي شبيهسازي جريان مغشوش از مدل k-ε استاندارد كه داراي قابليتهاي اثبات شده در مسائل مهندسي مشابه اين تحقیق است استفاده شده است ]27-28[. اين مدل از مدلهاي دو معادلهاي است كه بر فرض بوزينسك استوار است و بر مبناي آن تنش رينولدز با گراديان سرعت متوسط جريان متناسب است. شرایط مرزی در اين مسئله بر اساس هندسه و نوع تحليل مطابق شکل 10 مرز ورودي سرعت )رنگ طوسی روشن( مرز خروجي فشار )رنگ طوسی روشن( و ديواره )بال و صفحات به رنگ طوسی تیره( به كار رفتهاند. مشخصات جريان در مرزها عبارتند از سرعت جريان آزاد 40 متر بر ثانيه شدت توربوالنس 0/15 درصد که دقیقا برابر مقدار معادل آن در آزمایش تونل باد است. طول مشخصه نیز 0/2 متر معادل طول وتر بال در نظر گرفته شده است. هر دو مدل بال سالم و بال صدمه دیده در شرایط یکسان حل شده است. معيار همگرايي حل Fig. 6. Geometry of damaged wing شکل 6: مدل هندسی بال صدمهديده شکل 7: بررسي استقالل از شبكه در زاويه حمله 6 درجه برای یک بال صدمه دیده 23

عددی رسيدن باقيمانده حل به مرتبه 6-10 براي مؤلفههاي سرعت و فشار و برقراري باالنس جرمي بين مرزهاي ورودي و خروجي كه با انتگرالگيري دبي جرمي روي اين مرزها در هر تكرار بررسي ميشود در نظر گرفته شده است. 5-5 صحهگذاری نتایج حل عددی با استفاده از نتایج آزمایش تونل باد شکلهای 11 و 12 نتایج ضریب برآ و پسای حل عددی بال سالم را در مقایسه با نتايج تجربي آزمایش تونل باد نشان میدهد. با توجه به این نمودارها ضریب برآی محاسبه شده در کار عددی دقت قابل قبولی را در مقایسه با نتایج تجربی از خود نشان ميدهد. ضریب پسای حل عددی در شکل 12 نیز به لحاظ رفتار با نتایج تجربی همخوانی دارد. اختالف بین این نتایج ناشی از عدم قطعیت در دادههای تجربی ناشی از ابزار دادهبرداری و همچنین خطای حل عددی در شبیهسازی جریان آشفته ميباشد. علت تخمین بهتر ضریب برآ نسبت به ضریب پسا این است که در محاسبه نیروی برآ اهمیت نیروهای فشار که ماهیتی غیرلزج دارد خیلی بیشتر از نیروهای لزج است و در محاسبه ضریب پسا که سهم نیروهای لزج قابلتوجهتر است مدلهای توربوالنسی خطای بیشتری از خود بروز میدهند. به همین دلیل ضریب برآی ناشی از تخمین عددی در مقایسه با ضریب پسا به مقادیر تجربی اندازهگیری شده نزدیکتر است. در شکلهای 13 و 14 نیز نتایج بال صدمهدیده در مقایسه با نتايج تجربي آزمایش تونل باد نشان داده شده است. همانطور که پیش از این بیان شد ابعاد و مشخصات بال آزمایش شده در تونل باد با مدل همارزشان كه مورد تحليل نرمافزاري واقع شدهاند مشابه ميباشد. همچنين سعي شده است تا خواص فيزيكي و شرايط كاري و شرايط مرزي تا حد امكان مشابه شرايط آزمايش باشد. با توجه به شکل 13 ضریب برآی بال صدمه دیده در Fig. 8. Side view of the unstructured grid around the wing near damage center line شکل 8: کیفیت شبکه محاسباتی در اطراف بال سهبعدی و در ناحیه صدمه از نمای جانبی Fig. 9. Quality of the grid inside of the damage شکل 9: کیفیت شبکه محاسباتی در داخل سوراخ صدمه ستاره Fig. 11. Comparison between numerical and experimental results of lift coefficient for undamaged wing شکل 11: ضريب نيروي برآ بال سالم نتايج حل عددی و آزمایش تونل باد Fig. 10. Geometry of numerical simulation domain and boundary conditions شکل 10: شرایط مرزی در حل عددی 24

28 تا 19 صفحه 1396 سال 1 شماره 49 دوره امیرکبیر مکانیک مهندسی نشریه خود از تجربی نتایج با مقایسه در را مناسبی رفتار و مقادیر عددی حالت ميدهد. نشان بر بال دهانه راستای در صدمه مکانی موقعیت اثر 6-6 بررسی آيروديناميكي ضرايب دهانه راستای در مختلف مكانهاي در صدمه وجود اثر بخش اين در به است. گرفته قرار عددی مطالعه مورد بال آيروديناميكي مشخصات بر بال ميليمتر 650 و ميليمتر 450 ميليمتر 150 مكانهاي در صدمه منظور این آیرودینامیکی ضرایب نمودارها این در است. شده مدلسازی بال ریشه از ضرایب تغییرات تا است شده ارائه نیز سالم بال برای ممانپیچشی و نیرویی باشد. سالم بال با مقایسه قابل صدمه اثر در برای را حمله زاویه حسب بر برآ نیروی ضریب تغییرات 15 شکل نمودار توجه با میدهد. نشان مختلف مکانهای در صدمهدیده بالهای و سالم بال موجب بال بر صدمه وجود که این بر عالوه میشود مشاهده نمودارها این به يعني است. داده كاهش را برآ ضريب منحني شيب است شده برآ نيروي افت افت و دارد بال برآی نیروی بر بیشتری تأثیر باالتر حملة زواياي در صدمه اصلی دليل شد ذکر قبل بخش در که همانطور میشود. سبب را بیشتری فشاری سطح از بیشتری جريان باال حمله زاویه در که است آن مسئله این میکند. نفوذ بال مکش سطح به و شده کشیده صدمه سوراخ سمت به بال برآ نیروی ایجاد عامل که بال پایین و باال سطح دو فشار اختالف از بنابراین و 16 شکل دو در موضوع این مییابد. کاهش برآ ضریب و شده کاسته است درجه 6 و صفر حمله زاویه دو برای ترتیب به را جریان مسیر خطوط که 17 میشود. مشاهده میدهد نشان بال جانبی نمای از نشان 15 شکل در مختلف دیده صدمه بالهای بین مقایسه همچنین کاهش در کمتری تأثیر بال نوک نزدیک در شده ایجاد صدمه که میدهد برآ توزیع سهبعدی بال در که است علت آن به موضوع این دارد. برآ ضریب بال نوک به نسبت بیشتری برآی بال ریشه نزدیک در که است گونهای به روي بر برآ نيروي توزيع دارد. وجود است القایی گردابههای تأثیر تحت که Fig. 12. Comparison between numerical and experimental results of drag coefficient for undamaged wing باد تونل آزمایش و عددی حل نتايج سالم بال پسا نيروي ضريب 12: شکل Fig. 13. Comparison between numerical and experimental results of lift coefficient for damaged wing on 450 mm حل نتايج میانه مکان در صدمهدیده بال برآ نيروي ضريب 13: شکل باد تونل آزمایش و عددی Fig. 15. The lift coefficient for undamaged and damaged wing in different span positions موقعیت سه در صدمهدیده بال برآي نيروي ضريب مقایسه 15: شکل سالم بال با بال نوک و میانه ریشه Fig. 14. Comparison between numerical and experimental results of drag coefficient for damaged wing on 450 mm حل نتايج میانه مکان در صدمهدیده بال پسا نيروي ضريب 14: شکل باد تونل آزمایش و عددی 25

28 تا 19 صفحه 1396 سال 1 شماره 49 دوره امیرکبیر مکانیک مهندسی نشریه در را بال از وسيعتري منطقة حمله زاوية افزايش با گردابهای ساختار این 6 حمله زاویه برای صدمه حالت بدترین در پسا ضریب افزایش ميگيرد. بر حدود درجه صفر حمله زاویه برای مقدار این است. درصد 11/7 حدود درجه 12 حدود ]25[ مثلثی صدمه نتایج با مقایسه در که ميباشد درصد 15/7 صدمه شدن دور با که است این دیگر قابلتوجه نتیجه دارد. افزایش درصد بال پسای ضريب بر صدمه اثرگذاری میزان بال نوک سمت به بال ریشه از مییابد. کاهش برآ ضریب مشابه نیز ربع حول شده )محاسبه ممانپیچشی ضریب مقادیر نمودار نیز 19 شکل در را بال نوک و میانه ریشه موقعیت سه در دیده صدمه بالهای بال( وتر صدمهدیده بال ممانپیچشی ضریب اندازه میدهد. نشان سالم بال با مقایسه صدمهدیده بال ممانپیچشی ضریب دیگر بیان به و است بزرگتر سالم بال از میکند روشن را موضوع دو مسأله این است. شده منفيتر سالم بال به نسبت است. نموده مکان تغییر صدمه اثر در بال آیرودینامیکی فشار مرکز اینکه اول پایدارتری شرایط منفیتر ممانپیچشی ضریب شیب با صدمهدیده بال ثانیا مقدار میدهد. کاهش را مانورپذیری و است کرده پیدا سالم بال به نسبت 3/5 حدود حالت ماکزیمم در صدمهدیده بال ممانپیچشی ضریب قدرمطلق در صدمه مکانی موقعیت است. یافته افزایش سالم بال با مقایسه در درصد ندارد. پیچشی ممان ضریب روی بر چندانی تاثیر بال دهانه راستای حسب بر دیده صدمه بال پسای به برآ نیروی نسبت تغییرات 20 شکل آنها مقایسه و بال نوک و میانه ریشه نزدیک صدمههای برای حمله زاویه حدود تا صدمه که است این بیانگر نتایج میدهد. نشان را مشابه سالم بال با ميدهد. کاهش را پسا به برآ ضریب نسبت درصد 19 Fig. 16. Numerical result, side view of path lines colored by velocity magnitude on damage center line at 0 angle of attack صفر حمله زاویه در بال جانبی نمای از جریان مسیر خطوط 16: شکل عددی حل نتايج از سرعت مقادیر با شده رنگآمیزی Fig. 17. Numerical result, side view of path lines colored by velocity magnitude on damage center line at 6 angle of attack درجه 6 حمله زاویه در بال جانبی نمای از جریان مسیر خطوط 17: شکل عددی حل نتايج از سرعت مقادیر با شده رنگآمیزی ساير به نسبت بال سر منطقه سهم كه طوري به است بيضوي تقريبا بال بيشتري سهم ترتيب به بال ميانه و ريشه قسمتهاي و است كمتر قسمتها بال نوك حوالي در صدمه ايجاد بنابراين ]29[. ميشوند شامل را برآ نيروي از صدمه بال برآي ضریب داشت.کاهش نخواهد برآ نيروي بر قابلتوجهی تأثير که است درصد 6 حدود صدمه حالت بدترین در سالم بال به نسبت دیده بزرگتر دارد. افزایش درصد 13 حدود ]25[ مثلثی صدمه نتایج با مقایسه در عوامل صدمه از عبوری جت جریان افزایش و صدمه سوراخ مساحت شدن است. مثلثی صدمه به نسبت ستاره صدمه برآی ضریب افت افزایش اصلی مدل سه براي مختلف حمله زواياي در پسا ضریب تغييرات 18 شکل در 650 450 و )150 بال نوک و میانه ریشه موقعیت سه در صدمهدیده بال از بالهای پسا ضریب مقادیر است. شده ارائه سالم بال همچنین و ميليمتر( نيروي از بزرگی بخش است. یافته افزایش سالم بال به نسبت دیده صدمه پشت در که است گردابهاي ساختار از ناشي صدمه حضور حالت در پسا میکند. ایجاد را برگشتی جریان از ناحیهای و میآید پدید صدمه سوراخ Fig. 18. The drag coefficient for undamaged and damaged wing in different span positions موقعیت سه در صدمهدیده بال پساي نيروي ضريب مقایسه 18: شکل سالم بال با بال نوک و میانه ریشه 26

Fig. 19. The pitching moment coefficient for undamaged and damaged wing in different span positions شکل 19: مقایسه ضريب نيروي ممانپیچشی بال صدمهدیده در سه موقعیت ریشه میانه و نوک بال با بال سالم و ممانپیچشی برای همه موقعيتهاي صدمه مشاهده شده است که شامل کاهش ضریب برآ افزایش ضریب پسا و تولید گشتاور پيچشي منفيتر است. مقایسه ضرایب بال صدمهدیده با بال سالم نشان داد که در تمامي نمودارها تغييرات ضرايب نیرویی در حضور صدمه در مكان ریشه و میانه بال نسبت به نوک بال بیشتر است. برای صدمه ستارهای که حدود 1 درصد مساحت سطح مؤثر بال را آسیب برساند ضریب نیروی برآ در حدود 6 درصدکاهش و ضریب نیروی پسا در حدود 15/7 درصد افزایش مییابد. با توجه به این نتایج نسبت ضریب برآ به پسا نیز تا حدود 19 درصد کاهش مييابد. همچنین بررسی ضرایب ممانپیچشی نشان داد صدمه بر توزیع فشار سطح بال و مکان مرکز فشار آیرودینامیکی تأثیر داشته است بهطوری که اندازه ضریب ممانپیچشی در حدود 3/5 درصد افزایش یافته است. تغییرات ایجاد شده در بال صدمه دیده در کنترل و پایداری وسیله پرنده بسیار مؤثر است. آشکارسازی جریان نشان داد جريان عبوری از صدمه به دو شکل بر روی بال گسترده میشود. شکل اول جت ضعيف است كه دنباله ایجاد شده از آن بالفاصله در پشت صدمه روي بال خم شده و به سطح بااليي بال چسبيده است. اين جت ضعيف كمترين تغيير را در ميدان فشار سطح بال ايجاد کرده است. شکل دوم كه در اثر افزايش زاويه حمله مشاهده شد جت قوي است. در این حالت اثرات صدمه و نفوذ جریان جت و تغییرات ميدان فشار به طور محسوسي در راستاي دهانه بال گسترش مييابد. همچنین آشکارسازی جریان نشان داد که در زوایای حمله باال یک زوج گردابه با جهت چرخش مخالف بر روی بال تشکیل میشود که افزایش زاویه حمله باعث بزرگ شدن این گردابهها ميشود. 7-7 نتیجهگیری در این تحقیق یک نمونه بال محدود که بر اثر برخورد گلوله جنگی دچار صدمه شده است به دو روش تجربی و عددی مورد مطالعه قرار گرفت تا اثرات صدمه بر عملکرد آیرودینامیکی بال بررسی شود. نتایج این بررسی در قالب ضرایب آیرودینامیکی نیرو و ممانپیچشی و همچنین آشکارسازی میدان جریان عبوری از سطح بال ارائه و با بال سالم مقایسه شد. به منظور بررسی اثر گوشههای تیز صدمه صدمه مورد نظر به صورت یک سوراخ گذرنده از بال با مقطع ستارهای شکل شبیهسازی شد. همچنین به منظور بررسی اثر جریان سهبعدی بر تغییرات ضرایب آیرودینامیکی صدمه در سه مکان مختلف ریشه میانه و سر در راستای دهانه که فاصله آنها به ترتیب 450 150 و 650 میلیمتری از ریشه بال است مدل شد. نتایج نشان داد که به طور کلی در مقايسه با بال سالم تغييرات مشابهي در ضرایب آیرودینامیکی منابع [1] U.K. military standard, Reduction of vulnerability to battle damage, DEF STAN 00-970, 1, 1994. [2] Irwin, A. J., Investigation into aerodynamic effects of simulated battle damage to a wing, Ph.D. Dissertation, Loughborough University, loughborough, U.K., 1998. [3] Irwin, A. J., P. M. Render, J. J. McGuirk, B. Porobert and P. M. Alonze,. Investigation into aerodynamic propertied of a battle damaged wing. The 13th AIAA Applied Aerodynamics Conference, California, USA, 1995. [4] Hayes, C., Effects of simulated wing damage on the aerodynamic characteristic of swept wing airplane model. NASA, USA, TMX-1550, 1968. [5] Betzina, M. and D. H.Brown,. Aerodynamic characteristic of an A-4 b aircraft with simulated and actual gunfire damage to one wing. NASA, USA, TMX- 73119, 1976. [6] Westkaempir, J. C. and P. M. Chandrasekharan, The effects of warhead-induced damage on the aeroelastic characteristics of lifting surface.aerodynamic Effects, Fig. 20. The lift-to-drag ratio for undamaged and damaged wing in different span positions شکل 20: مقایسه نسبت نیروی برآ به پساي بال سالم با بال صدمهدیده در سه موقعیت ریشه میانه و نوک بال 27

and F. Ajalli, Aerodynamic investigation of a damaged airfoil with wall effects.scientiairanica, International journal of science and technology Transaction B: Mechanical engineering, 17.5 (2010): 395-405. [19] Etemadi, F., B. Yahyavi and M. Mani. Experimental and numerical investigations on an airfoil with triangularand star-shaped damage.proceedings of the Institution of Mechanical Engineers Part G, Journal of Aerospace Engineering, 226 (2012): 341-360. [20] Saeedi, M., F. Ajali and M. Mani,. A comprehensive numerical study of battle damage and repairs upon the aerodynamic characteristics of an aerofoil. The Aeronautical Journal, 114.1158 (2010): 469-484. [21] Ki-joon, K., A. Jong-Min, K. Seungkeun, C. Jong-soo, S. Jinyoung, L. Heungsik and H. Gi-bong, Analysis of partial wing damage on flying-wing unmanned air vehicle. Journal of aerospace engineering, Part G, 228.3 (2014): 355-374. [22] Ki-joon, K., A. Jong-Min, L. Moonkyou, K. Do-Myung, B. Keuk-hee, L. Heungsik, K. Nakwan, K. Byoung-soo, K. Seungkeun and S. Jinyoung, Flight test of partial wing damaged flying-wing type UAV. Asia-Pacific International Symposium on Aerospace Technology, Jeju, Korea, November 13-15, 2012. [23] Render, P. M., M. Samad-Suhaeb and Zhiyin Yang, Aerodynamics of battle-damaged finite-aspect-ratio wings. Journal of Aircraft, 46.3 (2009): 997-1004. [24] Mi, J., G. J. Nathan and R. E. Luxton,. Centerline mixing characteristic of jets from nine different shaped nozzles.experiments in Fluids, 28 (2000): 93-94. [25] Abdolahi, S. and M. Mani, The effect of the damage on the aerodynamic characteristics of wing with respect to the three-dimensional effects, Aerospace Knowledge and Technology Journal, 4.2 (2015): 7-19. [26] Johl, G., M.A. Passmore and P.M. Render, Design methodology and performance of an indraft wind tunnel. The Aeronautical Journal, 108.1087 (2004): 465-473. [27] Wilcox, D. C., Turbulence Modeling for CFD. Third Edition, 146-157, California: DCW Industries, Inc., 2006. [28] White, F. M., Viscous Fluid Flow. Second Edition, pp. 84-90, New York: McGraw-Hill, 1991. [29] Anderson, J. D., Fundamentals of Aerodynamics. Fifth Edition, pp. 430-438, New York: McGraw-Hill, 2010. Please cite this article using: 2, AFOSR, TR-80-1040, 1980. [7] Scott, D. S. and R. Stearman, The influence of ballistic damage on the aeroelastic characteristics of lifting surfaces. AFOSR, USA,TR-80-0220, 1979. [8] M. Lamb, Effects of simulated damage on stability and control characteristics of a fixed-wing twin-verticaltail fighter model at mach numbers from 2.50 to 4.63. NASA, USA, TMX-2815, 1973. [9] Spearman, M. L., Wind tunnel studies of the effects of simulated damage on the aerodynamic characteristics of aeroplanes and missiles. NASA, USA, TM-84588, 1982. [10] Irwin, A. J. and P. M. Render. The influence of internal structure on the aerodynamic characteristics of battledamaged wings. The 14th AIAA Applied Aerodynamics Conference, AIAA96-2395, New Orlean, USA, 1996. [11] Robinson, K. W. and J. G. Leishman, The effect of ballistic damage on the aerodynamic of helicopter rotor airfoils. Proceeding of 53rd Annual Forum of the American Helicopter Society, Virginia, USA, 1997. [12] Leishman, J. G., Aerodynamic characteristic of a helicopter rotor aerofoil as affected by simulated ballistic damage. U. S army research lab, USA, Rept. ARL- CR-66, 1993. [13] Robinson, K. W. and J. G. Leishman, Effect of ballistic damage on the aerodynamic of helicopter of rotor airfoils. Journal of Aircraft, 35.5 (1998): 695-703. [14] Irwin, A. J. and P. M. Render,. The influence of midchord battle damage on the aerodynamic characteristics of two-dimensional wings. The Aeronautical Journal, royal aeronautical society, 104.1033 (2000): 153-161. [15] Render, P. M., Aerodynamics of battle damaged wingsthe influence of flaps, camber and repair schemes. 23rd AIAA Applied Aerodynamics Conference, AIAA-2005-4721, Toronto, Canada, 2005. [16] Mani, M. and P. M. Render, Experimental investigation into the aerodynamics characteristics of airfoils with triangular and star shaped through damage. The 23rd AIAA Applied Aerodynamics Conference, AIAA-2005-4978, Toronto, Canada, 2005. [17] Shah, G. H., Aerodynamic effects and modeling of damage to transport aircraft. In Proceedings of the AIAA Atmospheric Flight Mechanics Conference, Hawaii, USA, Augus 18-21, 2008. [18] Rasi Marzabadi, F., B. Beheshti Boroumand, M. Mani براى ارجاع به این مقاله از عبارت زیر استفاده کنید: S. Abdolahi and M. Mani, Experimental and Numerical Investigation of Aerodynamic Performance of a Star-Shaped Damaged Wing, Amirkabir J. Mech. Eng., 49(1) (2017) 19-28. DOI: 10.22060/mej.2016.741 28