بررسی تجربی ضرایب آیرودینامیکی یک نمونه هواپیمای بال پرنده لامبدا شکل با تغییر زاویه پس گرایی لبه حمله بال

در این تحقیق ضرایب آیرودینامیکی یک نمونه هواپیمای بال پرنده بدون دم با بال لامبدا شکل با زاویه پس گرایی لبه حمله بال درونی ۵۵ و بال بیرونی ۳۰ درجه، در یک تونل باد مدار بسته زیر صوت بررسی شده است. آزمایش ها در محدوده سرعت ۹۰ متر بر ثانیه و در زاویه حمله های ۶- تا ۱۷ و زاویه جانبی ۸- تا ۸ درجه انجام گرفته است. نیروها و گشتاورهای آیرودینامیکی هواپیما به وسیله دستگاه بالانس ۶ مولفه بیرونی اندازه گیری شده و اثرات دیواره بر نتایج اصلاح گردیده است. به منظور بهبود پایداری طولی هواپیما، زاویه پس گرایی لبه حمله بال ۲ درجه افزایش یافته و با نتایج نمونه اصلی مقایسه شده است. نتایج نشان داده است که در زاویه حمله ۷.۷ درجه پیچ آپ رخ داده که با افزایش زاویه پس گرایی، این پدیده ۱ درجه دیرتر اتفاق افتاده است که به معنای افزایش نیروی برآی قابل بهره برداری است. همچنین به منظور بررسی شروع و گسترش جدایش جریان روی بال، میدان فشار بالای سطح بال به وسیله ریک لایه مرزی اندازه گیری شده است. نتایج نشان داده که جدایش جریان روی سطح بال از ناحیه شکستگی لبه فرار شروع شده و با افزایش زاویه حمله بخش های دیگر بال، به ویژه بال بیرونی را فراگرفته است. ضریب گشتاور سمتی هواپیما منفی به دست آمده است که نشان دهنده ناپایداری سمتی ذاتی هواپیماست.

کلیدواژه ها:

Flying wing ، Lambda wing ، Aerodynamic coefficients ، Sweep angle ، بال پرنده ، بال لامبدا ، ضرایب آیرودینامیکی ، زاویه پس گرایی