ترجمه مقاله اثرات هندسی در جدایی جریان ایرفویل و انتقال

۱۳۹۶/۰۲/۰۵
نويسنده:

ترجمه مقاله اثرات هندسی در جدایی جریان ایرفویل و انتقال  در ۲۸ صفحه فارسی ورد قابل ویرایش با فرمت doc به همراه اصل مقاله انگلیسی

  • عنوان فارسی : اثرات هندسی در جدایی جریان ایرفویل و انتقال
  • عنوان انگلیسی : Geometrical effects on the airfoil flow separation and transition
  • تعداد صفحات فارسی : ۲۸ صفحه ورد قابل ویرایش
  • دانلود رایگان مقاله انگلیسی

ترجمه مقاله اثرات هندسی در جدایی جریان ایرفویل و انتقال

بخشی از ترجمه :

چکیده ما در حال حاضر نتایج حاصل از شبیه سازی عددی مستقیم (DNS) جریان تراکم ناپذیر را  بیش از دو ایرفویلها ، NACA-4412 و NACA-0012-64، به بررسی اثر هندسه در جدایی جریان و الگوهای گذار در پاسخ بروز = ۱۰۴ و ۱۰ درجه می باشد  . دو ایرفویلهای انتخاب هندسی مشابه به جز برای حداکثر  موارد خمیده (به ترتیب ۴٪ C و C با طول ۰ وتر) می باشد ، که منجر به یک منطقه طرح ریزی بزرگتر با توجه به جریان ورودی برای NACA-4412 ایرفویل می باشد و انحنای سطح بزرگتر بادپناه در لبه پیشرو برای ایرفویل NACA-0012-64 خواهد بود و  معادلات حاکم با استفاده از انرژی مرتبه چهارم محافظه کار طرح گسسته فضایی می باشد . یک ارزیابی در ارتباط دو نقطه نشان می دهد که اندازه دامنه در جهت span می باشد و  به اندازه کافی برای شبیه سازی در حال حاضر بزرگ است. ما بحث را  در مورد جریان جدایی در ایرفویل لبه، انتقال از لایه برشی از هم جدا به جریان سه بعدی و پس از آن مشکلات موجود داریم . نتایج عددی نشان می دهد یک میدان گرادیان فشار منفی قوی تر در منطقه منجر لبه ایرفویل NACA-0012-64 با توجه به سرعت در حال انحنای سطح مختلف وجود دارد . به عنوان یک نتیجه، جریان تجارب دکولمان در x / C = 0.08، و از هم جدا برشی لایه انتقال از طریق مکانیزم کلوین-هلمهولتز رخ می دهد X / C = 0.29 با جریان آشفته به طور کامل توسعه اطراف X / C = 0.80  قرار دارد و  این مراحل توسعه جریان ها با تاخیر در موقعیت های پایین دست بسیار رخ می دهد، به ترتیب، مشاهده در اطراف X / C = 0.25، ۰٫۷۱ و ۱٫۱۵ برای ایرفویل NACA-4412 ارائه می شود . شدت آشفتگی ، اندازه گیری شده توسط نوسانات آشفته و آشفته تنشهای رینولدز، بسیار بزرگتر برای NACA-0012-64 از شروع انتقال تا ایرفویل لبه فرار خواهد بود ، در حالی که به طور قابل توجهی پایین دست تلاطم توسعه از لبه عقبی برای NACA-4412 ایرفویل خواهد بود . برای هر دو ایرفویلهای، نتایج DNS ما نشان میدهد که میانگین رینولدز در  فاصله از سطح حدود ضخامت جابجایی برابر، سازگار با مشاهدات تجربی (Boutilier و Yarusevych)  فیزیکی وجود دارد . سیالات حداکثر ارزش خود را خواهند داشت .  تجزیه و تحلیل سیستم eigen کمی در زمین سرعت لحظه نشان می دهد که اگر چه جریان بیش از یک ایرفویل ذاتا ناهمسانگرد است، صف بین بردار ورتیسیتی و بردارهای ویژه Sij و SikSkj + QikQkj کاملا شبیه به کسانی  است که از آشفته ایزوتروپیک همگن هستند جریان به دلیل به شکل گیری لوله گرداب می باشند .

Abstract

We present results from direct numerical simulations (DNS) of incompressible flow over two airfoils, NACA-4412 and NACA-0012-64, to investigate the effects of the airfoil geometry on the flow separation and transition patterns at Re=104Re=104 and 10 degrees incidence. The two chosen airfoils are geometrically similar except for maximum camber (respectively 4%C4%C and 0 with C   the chord length), which results in a larger projection area with respect to the incoming flow for the NACA-4412 airfoil, and a larger leeward surface curvature at the leading edge for the NACA-0012-64 airfoil. The governing equations are discretized using an energy conservative fourth-order spatial discretization scheme. An assessment on the two-point correlation indicates that a spanwise domain size of 0.8C0.8C is sufficiently large for the present simulations. We discuss flow separation at the airfoil leading edge, transition of the separated shear layer to three-dimensional flow and subsequently to turbulence. Numerical results reveal a stronger adverse pressure gradient field in the leading edge region of the NACA-0012-64 airfoil due to the rapidly varying surface curvature. As a result, the flow experiences detachment at x/C=0.08x/C=0.08, and the separated shear layer transition via Kelvin–Helmholtz mechanism occurs at x/C=0.29x/C=0.29 with fully developed turbulent flow around x/C=0.80x/C=0.80. These flow development phases are delayed to occur at much downstream positions, respectively, observed around x/C=0.25x/C=0.25, 0.71 and 1.15 for the NACA-4412 airfoil. The turbulent intensity, measured by the turbulent fluctuations and turbulent Reynolds stresses, are much larger for NACA-0012-64 from the transition onset until the airfoil trailing edge, while turbulence develops significantly downstream of the trailing edge for the NACA-4412 airfoil. For both airfoils, our DNS results indicate that the mean Reynolds stress View the MathML sourceu′u′‾/U02 reaches its maximum value at a distance from the surface approximately equal to the displacement thickness, consistent with the experimental observations (Boutilier & Yarusevych, Phys. Fluids, 2012). A quantitative eigen-system analysis on the instantaneous velocity field shows that although the flow over an airfoil is intrinsically anisotropic, the alignments between the vorticity vector and the eigenvectors of SijSij and SikSkj+ΩikΩkjSikSkj+ΩikΩkj are quite similar to those of the homogeneous isotropic turbulent flows due to the formation of vortex tubes.

ترجمه مقاله اثرات هندسی در جدایی جریان ایرفویل و انتقال

ترجمه مقاله اثرات هندسی در جدایی جریان ایرفویل و انتقال

Link: http://www.getf.ir/?p=17381

بروز رساني: ۱۳۹۶/۰۹/۰۲ در ۱۱:۱۵ ق.ظ

پاسخ دهید

کد امنیتی *