Πειραματική μελέτη του πεδίου ροής διάταξης ατράκτου-πτέρυγας σε μοντέλο μικρών διαστάσεων

Abstract

Σκοπός της εργασίας αυτής ήταν η πειραματική μελέτη των χαρακτηριστικών του πεδίου ροής γύρω από διάταξη ατράκτου μικρών διαστάσεων τετραγωνικής διατομής και ορθογωνικής πτέρυγας NACA 4415 τοποθετημένης στο επάνω μέρος της υπό συνθήκες χαμηλών αριθμών Reynolds και για διάφορες γωνίες πρόνευσης και διατοιχισμού. Για την ποσοτική εκτίμηση των δυνάμεων που ασκούνται στην άτρακτο έγιναν μετρήσεις πιέσεων σε μια διατομή της, ενώ για την μέτρηση του πεδίου ταχυτήτων στον ομόρρου του μοντέλου χρησιμοποιήθηκε σωλήνας Pitot 7 οπών. Για την ποιοτική εκτίμηση των χαρακτηριστικών του πεδίου ροής κοντά στην επιφάνεια του σώματος χρησιμοποιήθηκε μέθοδος οπτικοποίησης με μίγμα λαδιού-TiO2 . Λόγω της τετραγωνικής διατομής της ατράκτου και των οξέων ακμών της διαπιστώθηκε οτι ροή αποκολλάται από αυτές ανεξαρτήτως των γωνιών προσανατολισμού του μοντέλου, ενώ η παρουσία της πτέρυγας προκαλεί αύξηση των πιέσεων στην επιφάνεια της ατράκτου και ενίσχυση της ασυμμετρίας της κατανομής των πιέσεων μεταξύ των απέναντι πλευρών της ατράκτου κατά την αύξηση της γωνίας διατοιχισμού.

The objective of the present Diploma thesis was the experimental investigation of the flow field characteristics about a square cross- section fuselage of small dimensions with a NACA 4415 rectangular wing on top of it at low Reynolds numbers and various pitch and roll angles. In order to obtain an estimate of the forces applied on the fuselage static pressures were measured on a cross section, while the velocity field in the wake of the model was measured employing a seven hole Pitot tube. A qualitative study of the flow close to the body was based on oil flow visualization (oil –TiO2). Due to the square cross section of the fuselage and its sharp edges, it was found that the flow separates from them independently of the angle of attack, whereas the presence of the wing caused an increase in the pressures on the fuselage surface and it enhanced the asymmetry of the pressure distribution between the opposite sides of the fuselage.