بخشی از مقاله
چکیده
در این پژوهش به مطالعه عددی جریان آشفته حول ایرفویل متقارن با مشخصه ناکا 0012 با استفاده از رهیافت میانگیری جزئی معادلات ناویر استوکس - پنس - 2 که یکی از موفقترین رهیافتهای روش ترکیبی3 در جریانهای آشفته میباشد، پرداخته شده است. مدلسازی بهصورت دوبعدی حول هندسه ایرفویل انجام شده است و جریان ورودی با زاویه حمله 4 درجه و عدد رینولدز 105 حول ایرفویل در جریان میباشد. جریان ورودی بهصورتکاملاً آشفته میباشد و همراه با جدایی و بازگشت جریان روی سطح ایرفویل همراه است.
برای حل عددی معادلات از نرمافزار متنباز اپن فوم4 استفاده شده و معادلات میانگینگیری جزئی معادلات ناویر استوکس با استفاده از کد با زبان C++ به کتابخانه نرمافزار فراخوانی شده است. روش پنس تحت سه دقت متفاوت 0/2 - و 0/5 ، - fk=0/7 موردبررسی قرارگرفته و با نتایج دی-ان-اس5 مقایسه شده است. نتایج بهدستآمده از مدل پنس نشان میدهد هر چه مقدار fk کوچکتر شود دقت محاسبات بالاتر میرود چراکه با کوچکتر شدن این مقدار شبیهسازی به حل دی-ان-اس نزدیکتر شده و سهم بیشتری از مقیاسها حل مستقیم میشود. این رهیافت باعث میشود که باکم شدن حجم محاسبات میتوان به نتایج دقیقی دست پیدا کرد.
مقدمه
در زندگی روزمره و در طبیعت اطراف ما، موقعیتهای زیادی برای مشاهده جریانهای آشفته وجود دارد. جریان پیرامون اتومبیل، هواپیما، ساختمان، قطار، کشتی و زیردریایی همگی از نوع جریانهای آشفته هستند. ویژگیهای جریان آشفته باعث شده تا پژوهشگران به آن بهعنوان یک پدید سحرآمیز بنگرند.
با توجه به اهمیت بررسی و تعیین نیروی وارد بر ایرفویل ها و لزوم بررسی جریان سیال حول آنها، مهندسان را بر آن داشته تا شبیهسازی دقیقی را ارائه دهند تا با اعتماد و تکیهبر این شبیهسازی بتوانند طراحی بهینه و موردنظر خود را داشته باشند. پدیده کاویتاسیون، استال و دیگر پدیدهها صدمات و خسارات جبرانناپذیری بر روی ایرفویل ها داشته است و باعث هزینه اضافی و گزاف شدهاند. لذا برای کاهش این هزینهها نیاز به بررسی و تحلیل دقیق جریان حول ایرفویل با استفاده از ابزار کارآمد پیش از طراحی ایرفویل ها میباشد.
در سال 2013 بین جی1 و همکاران [1] پدیدهی کاویتاسیون ایجادشده اطراف هیدروفویل ناکا 0002 را با استفاده از مدل پنس شبیهسازی کردند. در این پژوهش اختلاط و مخلوط شدن سیال و گاز بهصورت همگن فرض شده است و همچنین از مدل کاویتاسیون زورت برای شبیهسازی کاویتاسیون استفادهشده است.
بر اساس تحقیقات جی - 2011 - و سنوکک2 - 2004 - بیشترین نسبت چگالی بین سیال و گاز - Pl/Pv - یک مشخصه تأثیرگذار در ناحیه ایجاد کاویتاسیون میباشد که این مقدار از حالت اولیه که در نرمافزار در نظر گرفتهشده - 1000 - به مقدار ماکزیمم نسبت - 43391 - تغییر پیداکرده است - به علت نتیجهی ضعیف نسبت چگالی . - 1000 در این پژوهش از مدل پنس کی-اپسیلون با مقادیر fk=0/2 و f =1 استفادهشده است.
مدل پنس با استفاده از یو-دی-اف3 به نرمافزار انسیس سی-اف-ایکس4 معرفیشده است. در این پژوهش با محاسبه ضریب لیفت و مقایسه آن با دادههای تجربی نتیجه گرفتهشده که مدل پنس برای شبیهسازی پدیده کاویتاسیون مدل قابل قبولی میباشد چراکه درصد خطای آن به مقدار %12 کاهش یافته است.
گیریماجی 5 و همکاران [2] در سال 2006 به بررسی روش پنس و مقایسه نتایج آن با مدلسازی یو-رنس6 پرداختند. نتایج حاصل از تحقیق آنها نشان داد که روش پنس بسیار بهتر از روش یو-رنس بر روی مانع میباشد و همچنین با تنظیم فیلتر کنترلی انرژی جنبشی - fk - میتوان مقیاسهای ناپایای بیشتری را رصد کرد.
لاکشیمپاتی7 و گریماجی [3] در سال 2004 جریان حول استوانه را با استفاده از روش پنس کی-اپسیلون بررسی کردند که نتایج تحقیق آنها مطابقت قابل قبولی در مقایسه با نتایج بهدستآمده از روشهای تجربی و مدلسازیهای انجامشده با استفاده از روش ال-ای-اس8 داشتند. همچنین با کوچکتر کردن fk میتوان مقیاسهای ناپایا و سهبعدی را هر چه بیشتر و بهتر رصد نمود. لاکشیمپاتی و گریماجی [4] در سال 2009 بعدها به بررسی جریان حول استوانه با استفاده از مدلسازی پنس کی- امگا پرداختند و نتایج بهدستآمده را با نتایج پنس-اپسیلون مقایسه کردند. نتایج حاصل نشان داد که روش پنس کی-امگا در نزدیک دیواره نتایج بهتری را در مقایسه با مدلسازی پنس کی-اپسیلون به دست میدهد.
در سال 2014 کاستیگ لیونی9 و همکاران [5] جریان توربولانسی دوبعدی و سهبعدی حول ایرفویل با مشخصه ناکا 0012 را با استفاده از مدل ای-ای-اس موردبررسی قراردادند و با دادههای دی-ان-اس حاصل از کار جونز10 و همکارانش مقایسه کردند. در این پژوهش عدد رینولدز برابر 5×105 ، عدد ماخ 0/4و همچنین زاویه حمله ایرفویل برابر 5 درجه میباشد. شبیهسازی با استفاده از روش کد عددی INCA انجامگرفته است و در گسسته سازی از دو روش ALMD و WENO استفادهشده است.
در این پژوهش با سه دقت متفاوت مش زنی در دو بعد انجامگرفته است. همچنین برای حالت سهبعدی از مش زنی در حالت دوبعدی استفادهشده و در راستای بعد سوم این مش زنیها تعمیم پیداکرده است. با مقایسه ضریب فشار و درگ حاصل از این پژوهش با مدل دی-ان-اس میتوان گفت جواب حاصل از این پژوهش با دادههای حاصل از دی-ان-اس مطابقت قابل قبولی دارد و مدل ای-ای-اس میتواند با داشتن سلولهای درشتتر نسبت به مدل دی-ان-اس - کاهش حجم محاسبات - نتایج نزدیک به مدل دی-ان-اس ارائه دهد.
در سال 2016 حسینی و همکاران [6] جریان حول ایرفویل با مشخصه ناکا 4412 را با استفاده از حل مستقیم معادلات دی-ان-اس به دست آوردند. عدد رینولدز استفادهشده در امتداد طول وتر - C - برابر 4×105 و زاویه حمله برابر 5 درجه میباشد. در این پژوهش در ابتدا از مدل رنس 1 بهمنظور تعیین توزیع سرعت در اطراف بال استفاده شد و سپس شبیهسازی با روش کد المان طیفی - Nek5000 - انجام شد. تعداد گره مورداستفاده شده برای شبکه زنی در این پژوهش برابر 2/3 میلیون میباشد.
نتایج به دست آمده از این پژوهش نشان میدهد که در ناحیه آرام - xtr>0/6 - حاصل از مدل رنس با روش دی-ان-اس مطابقت خوبی دارد ولی در قسمت جدایی جریان و ناحیه توربولانسی - 0/1>xtr>0/6 - روش دی-ان-اس جواب بسیار نزدیکتر و متفاوتتری نسبت به مدل رنس از خود نشان میدهد. در سال 2016 الایفلیت گارسیا2 و همکاران [7] جریان عبوری روی دو نمونه ایرفویل را با عبور جریان آرام سیال از ایرفویل در تونل آب موردبررسی قراردادند. این دو نمونه ایرفویل یکی از آن دو با مشخصه ناکا 0021 دارای ضخامتی برابر 21 درصد طول وتر - ضخیم - و دیگری با مشخصه ناکا 0009 دارای ضخامتی برابر 9 درصد طول وتر - نازک - میباشد.
این آزمایش در رینولدزهای مختلف 1/5 - ، 2، 3، 4، - 10 5 × 5 و زاویه حملههای مختلف - زاویههای حمله موردبررسی قرارگرفته شده بین 0 تا 12 درجه میباشد - انجامگرفته است. سرعت سیال عبوری مورداستفاده شده برای این پژوهش مقادیری بین 0/03 تا 0/75 متر بر ثانیه در نظر گرفتهشده است. تونل آب مورداستفاده بهصورت 2×2 فوت - صفحهی مقطع - در 8 فوت میباشد با ظرفیت 2560 گالن آب میباشد . در این پژوهش با عکسبرداری از جریان عبوری روی ایرفویل و همچنین اندازهگیری نیروی وارد بر ایرفویل ضرایب درگ و لیفت را برای هر دو نمونه ایرفویل محاسبه شده است.
نتایج نشان میدهد که ضریب لیفت برای ایرفویل نازک در رینولدزهای مختلف و با زوایا حملهی مختلف رفتار خطی از خود نشان میدهد ولی در ایرفویل ضخیم نوسانات زیادی از خود نشان میدهد. همچنین پدیده استال برای ایرفویل نازک در زاویه حمله 9 درجه برای تمام اعداد رینولدز اتفاق میافتد این در حالی است که پدیده استال برای ایرفویل ضخیم در زاویههای حمله 3، 7 و 8 درجه در رینولدزهای5×10 4،4،3 به ترتیب اتفاق میافتد. ایرفویل نازک - ناکا - 0009 دارای ویژگی آئرودینامیک بهتری نسبت به ایرفویل ضخیم - ناکا - 0021 میباشد.
در سال 2016 فرناندو3 و همکاران [8] جریان روی پرههای توربینهای بادی با مشخصه ناکا 4415 را با استفاده از دو مدل اسپالارت آلماراس و مدل رنس کا-امگا اس-اس-تی و همچنین با کمک گرفتن از نرمافزار متنباز اپن فوم شبیهسازی و با دادههای تجربی حاصل از کار هوفمن4 مقایسه کردند. این شبیهسازی در رینولدز برابر 1/5×106 و در زاویه حملههای مختلف بین -6 تا 16/3 درجه انجام شد. همچنین در شبکه زنی از تعداد 900000 سلول استفاده شد.
با به دست آوردن ضریب درگ و لیفت و مقایسه آن با دادههای تجربی میتوان نتیجه گرفت که استفاده از دو مدل آلمارس و کا- امگا اس- اس-تی برای زاویههای حملهی کوچک - 10 درجه برای ضریب درگ و 4 درجه برای ضریب لیفت - جواب نزدیکی با دادههای تجربی داشته است - خطای زیر - %8 ولی با افزایش زاویه حمله و بزرگتر شدن آن - بزرگتر از 10 درجه برای ضریب درگ و بزرگتر از 4 درجه برای ضریب لیفت - دو مدل آلمارس و کا-امگا اس-اس-تی جواب غیرقابل قبولی و دادههای شبیهسازیشده با دادههای تجربی فاصلهی زیادی داشتهاند.
نتیجه ی حاصل از این پژوهش این است که برای زاویه حمله بین -6 و 4 درجه شبیهسازی عددی رنس و آلمارس جواب نزدیک و قابل قبولی با دادههای تجربی دارند ولی برای زوایای بالا 6 درجه - به دلیل اتفاق افتادن پدیده استال - دیگر نمیتوان از این دو مدل استفاده کرد و میتوان از مدل ترکیبی رنس/ ال-ای-اس استفاده نمود.
