بخشی از مقاله
*** این فایل شامل تعدادی فرمول می باشد و در سایت قابل نمایش نیست ***
بررسي تجربي اثرموانع (يخ زدگي ) برروي نوک بال ايرفويل ناکا ٠٠١٥
خلاصه
يخ زدگي يکي از پديده هاي متداول است که براي هواپيماهايي که در ارتفاع بالاتر از ٣٠٠٠٠ پا (١٠٠٠٠متر) و شرايط آب و هوايي نامساعد پرواز مي کنند، رخ مي دهد. با تشکيل يخ بر روي بال هواپيما جريان لايه مرزي در محل تشکيل يخ از سطح جدا شده و باعث توليد گراديان فشار منفي و افزايش سرعت مي شود. گراديان هاي فشار و سرعت باعث تشکيل گردابه مي شوند که گردابه به وجود آمده در پشت يخ ، باعث ايجاد ناحيه کم فشار شده و اختلاف فشار ناحيه کم فشار پشت يخ و ناحيه پر فشار جلوي يخ باعث ايجاد نيروي پساي اضافي مي شود. در تحقيق حاضر، ساختن نمونه ايرفويل ناکا ٠٠١٥ و تست آن در آزمايشگاه تونل باد دانشگاه فردوسي مشهد در زواياي حمله صفر و ده درجه و همچنين اثر حضور يخ با استفاده از تعبيه نوارهايي از جنس خود بال با ابعاد متناسب با بال، در دو موقعيت و در دو شکل متفاوت و مقايسه با کار گذشتگان مورد بررسي قرار گرفته است . نتايج تجربي حاصل از به کارگيري فشار سنج هاي تعبيه شده و جريان سنج سيم داغ نشان ميدهند که موقعيت و شکل يخ تأثير زيادي بر مشخصه هاي جريان در پشت ايرفويل و نتيجتا بر ضريب پسا خواهند داشت .
کلمات کليدي : ايرفويل ، جريان سنج سيم داغ، يخ زدگي، ضريب پسا
١. مقدمه
آيروديناميک علمي است که جريان هواي عبوري از اطراف اجسام را بررسي ميکند. با اينکه سه روش تئوري، عددي و تجربي براي تحليل مسائل آيروديناميک وجود دارد ولي روشهاي تجربي که عمدتا بر مبناي استفاده از انواع تونل باد استوارند براي تحليل جريان حول اجسام به عنوان روشي کارآمد محسوب ميشوند. نيروها و گشتاورهاي وارد بر ايرفويل از دو منبع اصلي سرچشمه ميگيرند:
١. توزيع فشار بر روي سطح جسم ٢. توزيع تنش برشي بر روي سطح جسم
صرف نظر از پيچيدگي شکل جسم تمام نيروها و گشتاورهاي آيروديناميکي که بر آن عمل ميکنند کاملا از دو منبع اصلي ناشي ميشوند. هنگامي که هواپيما در ارتفاعات پرواز ميکند به خاطر کاهش دماي بسيار زياد وجود قطرات مادون سرد درون ابرها در اثر برخورد به بال هواپيما باعث ايجاد يخ بر روي بال ميگردند به اين پديده، يخ زدگي بال ١ *گفته ميشود که از پديدههاي مهم و خطر آفرين براي هواپيما محسوب مي شود. يخ زدگي بر روي جريان اطراف ايرفويل و دنباله سرعت و نتيجتا ضريب پسا اثر ميگذارد. از ديدگاه علمي بررسي و درک پديده يخ زدگي بر عملکرد آيروديناميکي بال و ويژگيهاي جريان حائز اهميت مي باشد. در طول ١٥ سال گذشته تحقيقات بسياري بر روي پديده يخ زدگي صورت گرفته است ناسا تست هاي مختلف پروازي را از سال ١٩٨٦ بر روي هواپيما ٦-DHC انجام داده است و اطلاعات خوبي در زمينه يخ زدگي به دست آورده است [١ ٢ ٣]. گروه ديگري بر پايداري و کنترل هواپيما در اوايل دهه ١٩٩٠ پژوهش هايي انجام دادند[٤]. به محض اين که يخ زدگي به عنوان يک اولويت در سال ١٩٩٧ اعلام شد، ناسا در همان سال يک تيم به نام گروه پژوهشي يخ زدگي تشکيل داد و دانشمنداني از دانشگاه ايالت ايلينويز٢ يخ زدگي هواپيماهاي مختلف را مورد بررسي قرار داده و پيشنهاد ساخت سيستم يخ زدگي هوشمند ٣(sis) را ارائه دادند و به دنبال آن تکنيک هاي مختلفي در زمينه شناسايي پديده يخ زدگي ارائه شده است [٦ ٥].
در تحقيق حاضر، ساختن نمونه ايرفويل ناکا ٠٠١٥ و تست آن در تونل باد آزمايشگاه سيالات دانشگاه فردوسي مشهد در زواياي حمله صفر و ده درجه و همچنين اثر حضور يخ با استفاده از تعبيه نوارهايي از جنس خود بال با ابعاد متناسب با بال، در دو موقعيت و در دو شکل متفاوت و مقايسه با کار گذشتگان مورد بررسي قرار گرفته است . نتايج تجربي حاصل از به کارگيري فشار سنج هاي تعبيه شده و جريان سنج سيم داغ نشان ميدهند که موقعيت و شکل يخ تأثير زيادي بر مشخصه هاي جريان در پشت ايرفويل و نتيجتا بر ضريب پسا خواهند داشت . پارامترهاي اندازه گيري شده توسط جريان سنج سيم داغ شامل سرعت متوسط ، شدت اغتشاشات ، ضريب فشار ، ضريب برآ و ضريب پسا مي باشد. علاوه بر اين اثرات ابعاد يخ و شکل يخ نيز در نتايج بدست آمده مورد مطالعه قرار گرفته است [١٠ ٩ ٨ ٧].
٢. آزمايش هاي انجام شده :
آزمايش هاي بيان شده همگي در تونل بادي که متعلق به آزمايشگاه سيالات دانشکده فني و مهندسي دانشگاه فردوسي مشهد مي باشد، انجام شده است . اين تونل باد از نوع مدار باز با بدنه اي از جنس آهن با ورقه هاي ٤ميليمتري فولادي و اتاقک آزمايش از جنس پلکسي گلاس به طول ٢٥٠٠ ميليمتر و سطح مقطع مربعي ٦٧٠ *٦٧٠ ميليمتر مربع ساخته شده است . در شکل (١) فن محوري تونل باد مذکور نشان داده شده است . در اين شکل ، فن ، ديفيوزر اوليه ، اتاقک آزمايش و نازل ورودي به اتاقک آزمون را به ترتيب از راست به چپ مشاهده مي کنيد.
در آزمايشهاي مربوط به اين پژوهش سرعت جريان هوا توسط دستگاه جريان سنج سيم داغ برآورده شده است . سنسور سيم داغ پاسخ فرکانس بالايي نسبت به تغييرات جريان سيال داشته ، اما استحکام مکانيکي آن محدود است . پراب يک بعدي داراي يک سنسور بوده و قادر به اندازهگيري سرعت در جهت جريان سيال مي باشد. در شکل (٢) يک پراب يک بعدي نصب شده در اتاق آزمايش و نمونه هاي مختلف يک بعدي نشان داده شده است . سنسور اين پراب از جنس تنگستن با قطر حدود ٥ ميکرو متر و طول mm ١.٢٥ بوده که مستقيما به دو سر پايه ها جوش داده شده است .
٣. روش آزمايشگاهي محاسبه ضريب پسا:
براي محاسبه ضريب آيروديناميکي جسم با استفاده از روش هاي تجربي، حجم کنترلي را مطابق شکل (٣) در اطراف جسم فرض مي نماييم . حجم کنترل را طوري انتخاب مي کنيم که شامل مرز تماس سيال با جسم باشد که مقطع هاي ورود و خروج حجم کنترل را با خط چين نمايش مي دهيم .
شکل (٣) حجم کنترل فرضي براي محاسبه نيروهاي وارده به جسم [١٢]
در اين حالت براي محاسبه نيروي خالص وارده از طرف جسم به حجم کنترل مي بايست نيروهاي فشاري دو طرف حجم کنترل را از معادله (١) کم کنيم که در نهايت داريم :
که در آن برآيند کل نيروهاي وارده از طرف جسم به حجم کنترل و عبارت برابر است با کل نيروهاي فشاري
وارده بر سطح abhg . معادله (١) رابطه اي براي محاسبه نيروهاي وارد شده به يک جسم غوطه ور در سيال متحرک با سرعت v مي باشد. با فرض جريان پايا ، ترم که متغير با زمان مي باشد حذف شده و معادله (٢) به صورت زير ساده مي شود :
همچنين در زمان انتخاب حجم کنترل متذکر شديم که مرزهاي حجم کنترل را در فواصل دور نسبت به مدل که فشار آن نقاط با فشار محيط برابر است ، انتخاب مي کنيم بنابراين ترم که بيانگر نيروهاي فشاري در مرزهاي حجم کنترل است ، قابل صرفنظر کردن مي باشد. پس از اعمال تغييرات در نهايت معادله (٣) به صورت زير نوشته مي شود:
براي محاسبه نيروي وارده به جسم در راستاي محور x که همان نيروي پسا است ، مي بايست مولفه x بردار بالا را حساب نماييم . در اين صورت داريم :
همانطور که در ابتداي بخش گفته شد مرزهاي جانبي حجم کنترل، مماس بر خطوط جريان مي باشد. در اين صورت حاصل عبارت u.dA در دو مرز جانبي حجم کنترل صفر مي شود. بنابراين ميت وان معادله (٥) را به صورت زير خلاصه کرد :
توجه کنيد که علامت منفي در جلوي نخستين جمله طرف راست معادله بالا به سبب خلاف جهت بودن بردارهاي عمود بر سطح و سرعت در ورودي حجم کنترل مي باشد.
با نوشتن معادله پيوستگي در حالت پايا براي حجم کنترل مورد نظر وهمچنين فرض ثابت بودن چگالي سيال داريم :
حال معادله فوق را در مقدار ثابت ضرب کرده و حاصل را با معادله (٥) جمع مي کنيم . در اين صورت خواهيم داشت :
نيروي محاسبه شده، نيروي وارده از طرف جسم به حجم کنترل بر واحد چگالي سيال مي باشد. نيروي وارد شده از طرف حجم کنترل به جسم در خلاف جهت اين نيرو مي باشد . پس عبارت بالا را در يک منفي ضرب کرده و داريم :
از معادله (١٢) براي محاسبه ضريب پسا اجسام مختلف استفاده مي شود، بدين صورت که ابتدا با استفاده از دستگاه هاي سنجش سرعت مانند جريان سنج سيم داغ ( هات واير)، سرعت سيال را در مقاطع ورودي و خروجي حجم کنترل در نظر گرفته شده ، اندازگيري مي نماييم ، سپس اين معادله را به صورت قابل استفاده براي جزء سطح هاي گسسته تبديل کرده و با استفاده از سرعت هاي اندازگيري شده و معادله (١١) ابتدا نيروي پسا و سپس ضريب پسا جسم مورد نظر را محاسبه مي نماييم . نکته مهم در انتخاب حجم کنترل، دور بودن مرزهاي ورودي و خروجي جريان تا حد امکان است که سبب يکي شدن فشار مرزهاي حجم کنترل با فشار محيط است .
همانطور که در معادله (١٢) مشاهده مي کنيم در اين معادله از اثرات مولفه هاي نوساني سرعت چشم پوشي شده است .
در ادامه به معرفي روش survey –wake مي پردازيم که در اين روش اثرات مولفه هاي نوساني سرعت نيز در محاسبه ضريب پسا لحاظ شده است . معادلاتي که براي اندازگيري نيروي پسا استفاده شده است ، به راحتي و با اعمال قوانين مومنتوم بقاي جرم در يک حجم کنترل ، قابل استخراج مي باشد.
٤. وارد کردن اثر اغتشاشات جريان در معادله آزمايشگاهي ضريب پسا:
چائو [١٣] ، آنتونيا وراجاکوپالان [١٤]، و وان دام [١٥]، تحقيقات بسياري براي بررسي اثرات شدت اغتشاشات جريان در اندازگيري نيروي پسا انجام دادند. وان دام [١٥] معادله اي براي محاسبه ضريب نيروي پسا به دست آورد که در آن ترم هاي تنش هاي رينولدزي و شدت اغتشاشات جريان وجود داشتند، اما از تغييرات چگالي جريان و ترم لزج صرف نظر شده بود .
کل معادله بصورت زير بيان مي شود:
که در اين رابطه همانطور که مي بينيم اين معادله از سه بخش زير تشکيل شده است :
اما بر طبق تحليل گلدشتاين [ ١٦]:
اگر معادله (١٧) و (١٨) را در معادله (١٣) قرار دهيم به عبارت زير مي رسيم :
با استفاده از رابطه (١٩) مي توان ضريب پسا را به روش wake-surve به دست آورد.
٥. اعتبار سنجي
در تحقيق حاضر مطابق شکل (٤) و (٥) نتايج حاصل از بررسي تجربي ضريب فشار ايرفويل ناکا ٠٠١٥ در زاويه حمله صفر و پانزده درجه با نتايج مرجع مقايسه شده است . و مشاهده ميشود که نتايج تحقيق حاضر از تطابق خوبي با نتايج مرجع برخوردار است [١].
تاثير موقعيت يخ زدگي (s.c) بر پروفيل بي بعد سرعت و ضريب پسا
در شکل (٦) موقعيت ، نوع ضخامت و شکل تيزي يخ مورد مطالعه به نمايش در آمده است . در اين بخش ابتدا به بررسي اثر موقعيت يخ بر روي اغتشاش و دنباله جريان پرداخته ميشود سپس به تأثير اثر موقعيت يخ بر ضريب پسا اشاره خواهد شد.
حال به بررسي اثر موقعيت يخ بر دنباله و ميزان اغتشاشات ايجادشده در اثر تغيير اين پارامتر از يخ زدگي پرداخته ميشود. داده برداري در فاصله ي ١.٥ برابر وتر و در عدد رينولدز ٥١٠× ١.٥ و در زواياي حمله ١٥و ١٠ و ٠ و ٥- درجه صورت گرفته است ، ولي تنها نتايج مربوط به دو زاويه حمله ٠ و ١٠ درجه آورده شده است از آوردن بقيه نتايج به علت تکرار روند تغييرات صرفنظر شده است . ابتدا به بررسي پروفيل سرعت در پشت مدل پرداخته مي شود ضمنا يادآوري ميشود تمام نتايج به صورت بي بعد نشان دادهشده نتايج سرعت با سرعت جريان آزاد و مشخصات طولي با طول وتر ايرفويل بي بعد شدهاند.
در شکل (٧) و شکل (٨) پروفيل هاي سرعت دنباله را در دو زاويه حمله ٠ و ١٠ درجه نشان داده شده است . اندازهگيري سرعت در پشت مقطع بال در فاصله ١.٥ برابر وتر صورت گرفته است . به وضوح ديده ميشود که اندازه دنباله جريان با افزايش زاويه حمله و تغيير موقعيت يخ (افزايش s.c) بزرگتر ميشود.
شکل (٧) مقايسه پروفيل سرعت بي بعد مدل يخ زده در موقعيت هاي مختلف (s.c) با حالت بدون يخ زدگي در زاويه حمله صفر درجه
شکل (٨) مقايسه پروفيل سرعت بي بعد مدل يخ زده در موقعيت هاي مختلف (s.c) با حالت بدون يخ زدگي در زاويه حمله ده درجه
در شکل (٩) و شکل (١٠) درصد توربولانس براي دو زاويه حمله ٠ و١٠ درجه مقايسه شده است . اغتشاشات نيز با افزايش زاويه حمله و همچنين قرار گيري يخ و تغيير موقعيت يخ (افزايش s.c) بيشتر ميشوند.
همان طور که از مقايسه نمودارهاي دنباله سرعت و درصد اغتشاش جريان پايين دست برميآيد، با تغيير موقعيت يخ ، تغييرات سرعت و اغتشاشات به نواحي بالاي محور عمودي سرايت ميکنند و نسبت سرعت در کمترين نقطه (x.c)، بيشتر شده و محل آن نيز به سوي بالاي نمودار منتقل ميشود و به علت پيوستگي جريان ، نسبت سرعت در قسمت هاي بالايي نمودار که تغييرات ناچيز ميباشد، افزايش مييابد. همچنين شديدترين اختلاف بين نمودارها هنگامي شروع ميشود که يخ از موقعيت ٠=s.c به موقعيت هاي ديگر يخ زدگي برود.
اختلاف ديگر نمودارها افزايش زاويه حمله ميباشد. تغيير زاويه حمله ، اثر يخ زدگي را موثرتر ميکند اغتشاشات در دنباله بيشتر ميشود و بال به صورت يک بدنه ضخيم تر در جريان قرار مي گيرد و همچنين باعث افزايش گراديان فشار و کاهش ميزان سرعت جريان در پروفيل دنباله مي شود. ميتوان گفت هنگامي که بال در زاويه هاي حمله پايين قرار دارد و اختلاف فشار در ناحيه دنباله هنوز زياد نشده است ، اختلاف سرعت به طور محسوسي کمتر است ، ولي با افزايش زاويه حمله گراديان فشار شديدتر شده و ميزان سرعت کاهش بيشتري خواهد داشت که در نقاط مرکزي ناحيه دنباله اين تغييرات بسيار شديدتر از نقاط ديگر ميباشد. همچنين مشاهده ميشود که در زاويه حمله صفر درجه کمترين ميزان جدايش رخ مي دهد و جريان با توجه به مقطع بال، جريان هوا از روي آن عبور کرده و تا قسمت زيادي از روي سطح به صورت آرام عبور مي نمايد. تفاوت پروفيل زاويه صفر با زاويه حمله ١٠ درجه نيز گوياي همين رفتار جريان مي باشد.
با مقايسه نمودارهاي دنباله و شدت توربولانس اين گونه استنباط ميشود که هنگامي که يخ در نوک بال تشکيل ميشود(٠=s.c)، جدايش جريان خيلي تحت تأثير قرار نميگيرد و گراديان فشار کمتر خواهد بود، اما همين که شروع به جابجايي ميکند جدايش سريع تر رخ داده و گراديان فشار نيز تغيير خواهد کرد و گردابه هاي قوي تري به وجود ميآيند و نيروي پسا بيشتر خواهد شد.
