Πειραματική μελέτη του πεδίου ροής συστήματος ορθογωνικής πτέρυγας-ατράκτου με χρήση PIV

Abstract

Σκοπός της εργασίας αυτής ήταν η πειραματική μελέτη του πεδίου ροής συστήματος ορθογωνικής πτέρυγας-ατράκτου με χρήση PIV. Η άτρακτος ήταν μικρών διαστάσεων τετραγωνικής διατομής πλευράς 3cm και η πτέρυγα ορθογωνικής διατομής τύπου NACA 4415 μήκους χορδής 4cm. Οι συνθήκες υπό τις οποίες διεξήχθη η μελέτη αφορούσαν χαμηλούς αριθμούς Reynolds (104) για διάφορες γωνίες πρόνευσης και περιστροφής. Για τη μελέτη του πεδίου ροής χρησιμοποιήθηκε η οπτικοποίηση της ροής με τη χρήση λαδιού καθώς και η μέτρηση των διανυσμάτων της ταχύτητας η οποία βασίστηκε στην τεχνική 2D–PIV. Υπολογίστηκαν οι αδιάστατες συνιστώσες της ταχύτητες u, v, το μέτρο της ταχύτητας και η κλίση του διανύσματός της, παρουσιάζοντας τις αντίστοιχες ισοϋψείς καμπύλες. Λόγω της ύπαρξης της ατράκτου, η ροή στην πλευρά χαμηλών πιέσεων της πτέρυγας δεν αποκολλάται στην περιοχή σύνδεσής της με την άτρακτο, ακόμη και για μεγάλες γωνίες πρόνευσης. Αντίθετα, η αύξηση της γωνίας πρόνευσης προκαλεί από μία γωνία και άνω την ταχεία αποκόλληση της ροής στην άνω πλευρά της πτέρυγας στην περιοχή μεταξύ της ατράκτου και του ακροπτερυγίου. Τέλος, αποτυπώθηκε το πεδίο ροής δινών οι οποίες είχαν αφετηρία είτε το ακροπτερύγιο είτε τις ακμές του σώματος της ατράκτου, εμφανιζόμενες εντονότερα όσο αυξάνονταν οι γωνίες πρόνευσης και περιστροφής.

The present Diploma thesis examines experimentally the flow field around a square cross section fuselage combined with a rectangular wing attached on top of it. The fuselage as well as the wing (NACA 4415) were of small dimensions and the examined Reynolds number based on the chord length was 104 at various pitch and roll angles. Based on 2D-PIV, the velocity field was recorded, presenting contours of the two velocity components, the velocity magnitude and its orientation. Due to the presence of the fuselage, the wing did not stall in the region where this was connected to the fuselage, even for high angles of attack. On the contrary, flow separation was strong on the suction side of the wing in the region between the fuselage and the wing tip for angles of attack higher than 120, while close to the wing tip the flow was attached again. Changing the plane of observation so that this was perpendicular to the free stream, the circumferential velocity component of vortices was recorded, which were shed either from the wing tip or from the sharp edges of the rectangular fuselage. These vortices appeared stronger for increased pitch and roll angles.