بررسي اثر صدمه بر مشخصات ائروديناميکي بال با در نظر گرفتن آثار جريان سهبعدي

Σχετικά έγγραφα
نشریه مهندسی مکانیک امیرکبیر

در اين آزمايش ابتدا راهاندازي موتور القايي روتور سيمپيچي شده سه فاز با مقاومتهاي روتور مختلف صورت گرفته و س سپ مشخصه گشتاور سرعت آن رسم ميشود.

1 ﺶﻳﺎﻣزآ ﻢﻫا نﻮﻧﺎﻗ ﻲﺳرﺮﺑ

ﻞﻜﺷ V لﺎﺼﺗا ﺎﻳ زﺎﺑ ﺚﻠﺜﻣ لﺎﺼﺗا هﺎﮕﺸﻧاد نﺎﺷﺎﻛ / دﻮﺷ

e r 4πε o m.j /C 2 =

جلد / 10 شمارة /2 تابستان 1396 ص. ص NPR DTN F

هروتورراهچ داپهپ رلرتنک درکلمع يزاسه نيهب رب يراکتبا ارف ياهمتيروگ

تحليل جريان سيال غيرنيوتني در لوله مخروطي همگرا با استفاده از مدل بينگهام

Aerodynamic Design Algorithm of Liquid Injection Thrust Vector Control

a a VQ It ميانگين τ max =τ y= τ= = =. y A bh مثال) مقدار τ max b( 2b) 3 (b 0/ 06b)( 1/ 8b) 12 12

شماره : RFP تاريخ RFP REQUEST FOR RESEARCH PROPOSAL Q # # ساير باشند. F

مقدمه. دانشيار- نويسنده مخاطب (ايميل: كارشناس ارشد (ايميل:

هدف:.100 مقاومت: خازن: ترانزيستور: پتانسيومتر:

Downloaded from engineresearch.ir at 5: on Tuesday May 1st 2018 چكيده

ايران نارمك تهران چكيده مقدمه. *

بررسي علل تغيير در مصرف انرژي بخش صنعت ايران با استفاده از روش تجزيه

برخوردها دو دسته اند : 1) كشسان 2) ناكشسان

نيمتوان پرتو مجموع مجموع) منحني

t a a a = = f f e a a

٢٢٢ ٣٩٣ ﻥﺎﺘﺴﺑﺎﺗ ﻭ ﺭﺎﻬﺑ ﻢ / ﻫﺩﺭﺎﻬﭼ ﻩﺭﺎﻤﺷ ﻢ / ﺘ ﺸﻫ ﻝﺎﺳ ﻲﻨﻓ ﺖﺷﺍﺩﺩﺎﻳ ﻱ ﻪﻃ

10 ﻞﺼﻓ ﺶﺧﺮﭼ : ﺪﻴﻧاﻮﺘﺑ ﺪﻳﺎﺑ ﻞﺼﻓ ﻦﻳا يا ﻪﻌﻟﺎﻄﻣ زا ﺪﻌﺑ

yazduni.ac.ir دانشگاه يزد چكيده: است. ١ -مقدمه

O 2 C + C + O 2-110/52KJ -393/51KJ -283/0KJ CO 2 ( ) ( ) ( )

سبد(سرمايهگذار) مربوطه گزارش ميكند در حاليكه موظف است بازدهي سبدگردان را جهت اطلاع عموم در

يکسرگيردار کوتاه تير عيبيابي و ارتعاشي رفتار بررسي محوري

A مولفه Z نوشته ميشود: رساناي ي الكتريكي و تعريف ميباشد. سطح ميشود: T D جسم يعني:

در اين ا زمايش ابتدا راهاندازي موتور القايي رتور سيمپيچي شده سه فاز با مقاومت مختلف بررسي و س سپ مشخصه گشتاور سرعت ا ن رسم ميشود.

و دماي هواي ورودي T 20= o C باشد. طبق اطلاعات كاتالوگ 2.5kW است. در صورتي كه هوادهي دستگاه

( ) قضايا. ) s تعميم 4) مشتق تعميم 5) انتگرال 7) كانولوشن. f(t) L(tf (t)) F (s) Lf(t ( t)u(t t) ) e F(s) L(f (t)) sf(s) f ( ) f(s) s.

مقدمه ميباشد. Q = U A F LMTD (8-2)

حسين حميدي فر محمد حسين

V o. V i. 1 f Z c. ( ) sin ورودي را. i im i = 1. LCω. s s s

حل J 298 كنيد JK mol جواب: مييابد.

تأثير نوع اتصال عرشه به پايه در انتقال بارهاي ثقلي و

شبيه سازي انتقال حرارت از راهگاه آب موتور ملي EF7 با در نظر گرفتن پديدة جوشش

خلاصه

P = P ex F = A. F = P ex A

09-F-PSS-0219 چكيده ميپردازيم. 1- مقدمه كار در چنين شرايطي است. سيستمهاي قدرت در صورت باعث. 1 Derate Capacity

ﻴﻓ ﯽﺗﺎﻘﻴﻘﺤﺗ و ﯽهﺎﮕﺸﻳﺎﻣزﺁ تاﺰﻴﻬﺠﺗ ﻩﺪﻨﻨﮐ

بدست میآيد وصل شدهاست. سیمپیچ ثانويه با N 2 دور تا زمانی که کلید

حساسیتسنجی پایداري عرضی هواپیما نسبت به موقعیت عمودي بال عدد ماخ و زاویه حمله بر اساس دینامیک سیالات محاسباتی

جلسه 9 1 مدل جعبه-سیاه یا جستاري. 2 الگوریتم جستجوي Grover 1.2 مسا له 2.2 مقدمات محاسبات کوانتمی (22671) ترم بهار

* خلاصه

- 1 مقدمه كنند[ 1 ]:

هدف: LED ديودهاي: 4001 LED مقاومت: 1, اسيلوسكوپ:

3 و 2 و 1. مقدمه. Simultaneous كه EKF در عمل ناسازگار عمل كند.

Design of Horizontal Wind Turbine Blade via Blade Element Momentum Method with 3D Numerical Solution

+ Δ o. A g B g A B g H. o 3 ( ) ( ) ( ) ; 436. A B g A g B g HA است. H H برابر

آزمایش 2: تعيين مشخصات دیود پيوندي PN

طراحي و بهبود سيستم زمين در ا زمايشگاه فشار قوي جهاد دانشگاهي علم و صنعت

طراحی و مدل سازي خنک کاري پره ثابت توربین با استفاده از جریان جت برخوردي و خنک کاري لایه اي

بررسی میدان ویک بر روی عرشه پرواز یک شناور تریماران مبتنی بر انحنای بهینه روسازه

98-F-TRN-596. ترانسفورماتور بروش مونيتورينگ on-line بارگيري. Archive of SID چكيده 1) مقدمه يابد[

متلب سایت MatlabSite.com

مقاطع مخروطي 1. تعريف مقاطع مخروطي 2. دايره الف. تعريف و انواع معادله دايره ب. وضعيت خط و دايره پ. وضعيت دو دايره ت. وتر مشترك دو دايره

اتصال گیردار به ستون 1-5 مقدمه 2-5- نمونه محاسبات اتصال گیردار جوشی با ورق روسري و زیر سري WPF) ( مشخصات اولیه مقاطع

( ) x x. ( k) ( ) ( 1) n n n ( 1) ( 2)( 1) حل سري: حول است. مثال- x اگر. يعني اگر xها از = 1. + x+ x = 1. x = y= C C2 و... و

خلاصه

ΒΙΟΓΡΑΦΙΚΟ ΣΗΜΕΙΩΜΑ ΛΕΩΝΙΔΑΣ Α. ΣΠΥΡΟΥ Διδακτορικό σε Υπολογιστική Εμβιομηχανική, Τμήμα Μηχανολόγων Μηχανικών, Πανεπιστήμιο Θεσσαλίας.

چکيده واژگان کليدي سينا عالمي پروين اصغر محمدپور فتاحي

چكيده 1- مقدمه Solid solution GP Zones ή η (MgZn 2 )

آزمايش (٤) موضوع آزمايش: تداخل به وسيلهي دو شكاف يانگ و دو منشور فرنل

چكيده. Keywords: Nash Equilibrium, Game Theory, Cournot Model, Supply Function Model, Social Welfare. 1. مقدمه

آزمايشگاه ديناميك ماشين و ارتعاشات آزمايش چرخ طيار.

در پمپهای فشار قوی که جریان شعاعی غالب بوده و بدلیل دور باالی پمپها پتانسیل

Motion analysis and simulation of a stratospheric airship

R = V / i ( Ω.m كربن **

1. مقدمه بگيرند اما يك طرح دو بعدي براي عايق اصلي ترانسفورماتور كافي ميباشد. با ساده سازي شكل عايق اصلي بين سيم پيچ HV و سيم پيچ LV به

Pushover Analysis of Cantilever Tall Structures

چكيده مقدمه محجوب - بايرامعلي محمدنژاد - جواد بهمنش افزايش مييابد. مييابد.

Numerical and experimental investigation of fatigue life and frequency response of the different arrangements of tensile-shear spot-welded joints

مقايسه كارايي مدلهاي شبكه عصبي مصنوعي و رگرسيون خطي در پيش- بيني غلظت روزانه منواكسيدكربن بر اساس پارامترهاي هواشناسي

- تنش: ( ) kgf / cm. Pa 10. Δ L=δ. ε= = L σ= Eε. kg/cm MPa) 21 / 10. l Fdx. A δ= ε ν= = z ε y =ε z = νεx

امواج هدايتشده فراصوت سرعت فاز سرعت گروه ساختار موج سطح مقطع مستطيلی.

ناﺮﻳا ﮓﻨﺳ ﻚﻴﻧﺎﻜﻣ ﺲﻧاﺮﻔﻨﻛ ﻦﻴﻣﻮﺳ ناﺮﻳا -ناﺮﻬﺗ -ﺮﻴﺒﻛﺮﻴﻣا

و STATCOM بر روی پارامتر های مختلف سیستم و مطالعات پخش بار

فصلنامة علمي - پژوهشي تحقيقات موتور

آزمايش ارتعاشات آزاد و اجباري سيستم جرم و فنر و ميراگر

D-STATCOM چكيده 1- مقدمه Flexible Alternative Current Transmission System

No. F-15-AAA-0000 تشخيص SPS امري حياتي ميباشد.

چكيده مطالعات. و in vitro. تلفن/ نمابر: پست الكترونيك:

چكيده مقدمه.

فصل اول الکترومغناطيس

Q [Btu/hr] = GPM x 500 x ΔT [F o ]

ﺭﻮﺴﻨﺳ ﻮﻧﺎﻧ ﻚﻳ ﻲﺣﺍﺮﻃ ﻪﺸﻘﻧ ﺎﺑ ﻲﻳﺎﻨﺷﺁ

اراي ه روشي نوين براي حذف مولفه DC ميراشونده در رلههاي ديجيتال

آزمایش 8: تقویت کننده عملیاتی 2

)7( 4- Viscose 5- Receptance 6- Response Model. 1- Noise, Vibration, Harshness 2- Multi-Mass Model 3- Laser

چكيده کلمات کليدي سيد عبدالمهدي هاشمي مجيد دستمالچي مجيد نيكفر

Eects of Gas-Surface Interaction Model in Hypersonic Rareed Gas Flow

هلول و هتسوپ لدب م ١ لکش

بررسی تجربی توزیع سرعت جریان هوا و اغتشاش هاي آن در یک دیفیوزر با مقطع ورودي 8 ضلعی و خروجی 4 ضلعی

JSEE چكيده 1- مقدمه. MATLAB و

چكيده. برنامه نويسي Delphi5 تهيه نمودهايم. مقدمه

فصل چهارم موتورهاي جريان مستقيم

5/18/2014 بازپخت بازپخت بازپخت بازپخت بازپخت بازپخت درجه سانتيگراد)

120kW AVL و %10 اتانول %5-1 MTBE

Linearized Lifting Surface Theory Thin-Wing Theory

نقش نيروگاههاي بادي در پايداري گذراي شبكه

( Δ > o) است. ΔH 2. Δ <o ( ) 6 6

Transcript:

1 2 2 1 سهيال عبدالهيپور محمود ماني کارشناس ارشد مهندسي هوافضا پژوهشگاه هوافضا وزارت علوم تحقيقات و فناوري تهران sabdolahi@ari.ac.ir استاد دانشکدة مهندسي هوافضا دانشگاه صنعتي اميرکبير تهران تاريخ دريافت: 1394/05/09 تاريخ پذيرش: 1394/08/16 چکيده NACA 64 1-412 واژگان کليدي صدمهاي که روي آن ايجاد شده است بستگي دارد. بيشك صدمهاي که سبب از دست رفتن بخش فيزيكي يك بال يا سطوح کنترل پرواز شود در کاهش عملكرد ائروديناميكي و تنزل سطح 1. مقدمه از جمله مهمترين مسائلي که در طراحي هواپيما در نظر گرفته ميشود سالمماندن و قابليت نجات و بقاي هواپيما در شرايط اضطراري است. بقاي يك هواپيما به آسيبپذيري آن نسبت به 7

کنترل پرواز مؤثر است. بهعنوان نمونه صدمه ممكن است بهوسيلة سالحهاي کوچك و يا آتشبارهاي ضدهوايي بر بال هواپيما ايجاد شده باشد. صدمه بر بال هواپيما بهطور جدي باعث تنزل در توانايي پرواز هواپيما خواهد شد بهطوريکه شانس فرود سالم هواپيما در حد قابل توجهي کاهش مييابد. بنابراين صرف هزينه و زمان براي انجام آزمايشهاي تونل باد و بهرهبردن از روشهاي عددي در طراحي بهينة ائروديناميكي اجزاي هواپيما ميتواند در مقابل خسارات جبرانناپذير تلفات مالي و جاني مقرون بهصرفه باشد. در مورد صدمات وارده بر بال پيشبيني دقيق تغييرات ضرايب ائروديناميكي در اثر صدمه نقش قابل توجهي در ميزان بقاي هواپيما دارد. متأسفانه اقدامات اندکي در ارتباط با آثار ائروديناميكي صدمه روي بال انجام شده و فقدان توجه به عوامل ائروديناميكي موجب کمبود اطالعات مناسب در اين زمينه شده است. نشرية علمي پژوهشي دانش و فناوري هوافضا 8

سهيال عبدالهيپور محمود ماني شكل 1. محفظة آزمون تونل باد و مدل بال صدمهديدة نصبشده در آن NACA 64 1-412 NACA 64 1-412 9

Y+ 0.77 0.76 0.75 Lift Coefficient 0.74 0.73 0.72 0.71 0.7 1.25 1.35 1.45 1.55 1.65 1.75 1.85 1.95 2.05 2.15 2.25 Millions Number of Gridpoints شكل 3. بررسي استقالل از شبكه در زاوية حملة 6 درجه شكل 2. مدل هندسي بال صدمهديده κ-ε نشرية علمي پژوهشي دانش و فناوري هوافضا 10

سهيال عبدالهيپور محمود ماني شكل 4. کيفيت شبكة محاسباتي در اطراف بال سهبعدي و در ناحية صدمه شكل 5. کيفيت شبكة محاسباتي در داخل سوراخ صدمة مثلثي 11

. شكل 6. خطوط مسير جريان بال صدمهديده در زاوية حملة صفر درجه نماي جانبي حل عددي شكل 8. خطوط مسير جريان از نماي بااليي بال صدمهديده در زاوية حملة صفر درجه حل عددي شكل 7. آشكارسازي جريان از نماي بااليي بال صدمهديده در زاوية حمله صفر آزمايش تونل باد نشرية علمي پژوهشي دانش و فناوري هوافضا 12

سهيال عبدالهيپور محمود ماني. شكل 9. خطوط مسير جريان بال صدمهديده در زاوية حملة 6 درجه نماي جانبي حل عددي شكل 10. آشكارسازي جريان از نماي بااليي بال صدمهديده در زاوية حملة 6 درجه آزمايش تونل باد شكل 11. خطوط مسير جريان از نماي بااليي بال صدمهديده در زاوية حملة 6 درجه حل عددي 13

0.80 0.70 0.60 Cl 0.50 0.40 0.30 0.20 0 1 2 3 4 5 6 7 Angle of Attack (Degrees) Undamaged Damaged شكل 12. مقايسه ضريب نيروي برآي بال صدمهديده در مكان ميانه با بال سالم 0 1 2 3 4 5 6 7-0.071-0.073-0.075 Cm -0.077-0.079-0.081-0.083-0.085 Angle of Attack (Degrees) Undamaged Damaged شكل 13. مقايسة ضريب ممان پيچشي بال صدمهديده در مكان ميانه با بال سالم 0.07 0.06 0.05 0.04 Cd 0.03 0.02 0.01 0.00 0 1 2 3 4 5 6 7 Angle of Attack Undamaged شكل 14. مقايسه ضريب نيروي پسا بال صدمهديده در مكان ميانه با بال سالم Damaged نشرية علمي پژوهشي دانش و فناوري هوافضا 14

سهيال عبدالهيپور محمود ماني 0 1 2 3 4 5 6 7 0.000-0.005-0.010-0.015 dcl -0.020-0.025-0.030-0.035-0.040 Angle of Attack (Degrees) Root Middle Tip شكل 15. بررسي اثر مكان صدمه در راستاي دهانة بال ترم اختالفي ضريب برآ بال صدمهديده و بال سالم dc C dc dc l d m C C C l Damaged l Undamaged C d Damaged d Undamaged C m Damaged m Undamaged )1( 0 1 2 3 4 5 6 7 0.0000-0.0010-0.0020 dcm -0.0030-0.0040-0.0050-0.0060 Angle of Attack (Degrees) Root Middle Tip شكل 16. بررسي اثر مكان صدمه در راستاي دهانه بال ترم اختالفي ضريب ممان پيچشي بال صدمهديده و بال سالم 0.0055 0.0050 0.0045 0.0040 dcd 0.0035 0.0030 0.0025 0.0020 0.0015 0 1 2 3 4 5 6 7 Angle of Attack (Degrees) Root Middle Tip شكل 17. بررسي اثر مكان صدمه در راستاي دهانه بال ترم اختالفي ضريب پساي بال صدمهديده و بال سالم 15

نشرية علمي پژوهشي دانش و فناوري هوافضا 16

سهيال عبدالهيپور محمود ماني شكل 18. ضريب نيروي برآ بال سالم نتايج حل عددي و آزمايش تونل باد شكل 19. ضريب نيروي پسا بال سالم نتايج حل عددي و آزمايش تونل باد شكل 20. ضريب نيروي برآ بال صدمهديده در مكان ميانه نتايج حل عددي و آزمايش تونل باد شكل 21. ضريب نيروي پسا بال صدمهديده در مكان ميانه نتايج حل عددي و آزمايش تونل باد 10. مآخذ [1] Hayes, C. Effects of Simulated Wing Damage on the Aerodynamic Characteristic of Swept Wing Airplane Model. NASA Technical Report TMX-1550 (1968). [2] Betzina M., Brown D. H. Aerodynamic Characteristic of an A-4 B Aircraft with Simulated and Actual Gunfire Damage to One Wing. NASA Technical Report TMX-73119 (1976). [3] Westkaempir, J.C., Chandrasekharan, P.M. The Effects of Warhead-Induced Damage on the Aeroelastic Characteristics of Lifting Surface. 17

Aerodynamic Effects, Vol. 2, University of Texas At Austin, AFOSR Technical Report TR- 80-1040, 1980. [4] Stearman. R. The Influence of Ballistic Damage on the Aeroelastic Characteristics of Lifting Surfaces. AFOSR Technical Report TR-80-0220 (1979). [5] Lamb, M. Effects of Simulated Damage on Stability and Control Characteristics of a Fixedwing Twin-vertical-tail Fighter Model at Mach Numbers From 2.50 to 4.63. NASA Technical Report TMX-2815 (1973). [6] Spearman, M.L. Wind Tunnel Studies of the Effects of Simulated Damage on the Aerodynamic Characteristics of Aeroplanes and Missiles. NASA Technical Report Tm-84588 (1982). [7] Irwin, A.J., Render, P.M., McGuirk, J.J., Porobert, B., Alonze, P.M. Initial Investigation into Aerodynamic Propertied of a Battle Damaged Wing. Paper presented at the 13th AIAA Applied Aerodynamics Conference, California, USA, 1995. [8] Irwin, A.J., Render, P.M. The Influence of Internal Structure on the Aerodynamic Characteristics of Battle-Damaged Wings. Paper presented at the 14th AIAA Applied Aerodynamics Conference, New Orlean, USA, 1996. [9] Robinson, K.W., Leishman, J.G. The Effect of Ballistic Damage on the Aerodynamic of Helicopter Rotor Airfoils. Paper presented at the Proceeding of the American Helicopter Society 53rd Annual Forum, Virginia, USA, 1997. [10] Leishman, J.G. Aerodynamic characteristic of a Helicopter Rotor Aerofoil as Affected by Simulated Ballistic Damage. U. S army research lab report ARL-CR 66 (1993). [11] Robinson, K. W., Leishman, J.G. The Effect of Ballistic Damage on the Aerodynamic of Helicopter of Rotor Airfoils. Journal of Aircraft 35 (1998): 695-703. [12] Irwin, A.J., Render, P.M. The Influence of Mid-Chord Battle Damage on the Aerodynamic Characteristics of Two-Dimensional Wings. The Aeronautical Journal Royal Aeronautical Society 104 (2000): 153-161. [13] Render, P.M. Aerodynamics of Battle Damaged Wings-the Influence of Flaps, Camber and Repair Schemes. Paper presented at the 23rd AIAA Applied Aerodynamics Conference, Toronto, Canada, 2005. [14] Mani, M., Render, P.M. Experimental investigation into the Aerodynamics characteristics of Airfoils with Triangular and star Shaped through Damage. Paper presented at the 23rd AIAA Applied Aerodynamics Conference, Toronto, Canada, 2005. [15] Rasi, F., Ajali, F., Mani, M. Aerodynamic investigation of a damaged airfoil with wall effects. Scientia Iranica, International journal of science and technology Transaction B: Mechanical engineering 17 (2010): 395-405. [16] Etemadi, F., Yahyavi, B., Mani, M. Experimental and numerical investigations on an airfoil with triangular- and star-shaped damage. Proceedings of the institution of mechanical engineers part G, Journal of Aerospace Engineering 226 (2012): 341-360. [17] Saeedi, M., Ajali, F., Mani, M. A comprehensive numerical study of battle damage and repairs upon the aerodynamic characteristics of an aerofoil. The Aeronautical Journal 114 (2010): 469-484. [18] Render, P.M. Aerodynamics of Battle- Damaged Finite-Aspect-Ratio Wings. Journal of Aircraft 46 (2009): 997-1004. [19] Mi, J., Nathan, G.J., Luxton, R.E. Centerline Mixing Characteristic of Jets From Nine Different Shaped Nozzles. Experiments in Fluids 28 (2000): 93-94. [20] Wilcox, D.C. Turbulence Modeling for CFD. California: DCW Industries Inc., 2006. [21] White, F. M. Viscous Fluid Flow. New York: McGraw-Hill, 1991. [22] Anderson, J.D. Fundamentals of Aerodynamics. New York: McGraw-Hill, 2010. نشرية علمي پژوهشي دانش و فناوري هوافضا 18

سهيال عبدالهيپور محمود ماني پينوشت 1. span 2. paint technique 3. middle 4. root 5. tip 6. operating pressure condition 7. velocity inlet 8. pressure outlet 9. wall 10. forward separation line 11. secondary separation line 12. contra rotating vortex 13. laminar separation bubble 19