يهدف هذا العمل لمحاكاة ودراسة الجريان حول الطائرة صافات-01 باستخدام الحل العددي لمعادلات نافيير- ستوكس اللاإنضغاطية المقرونة بنموذج السريان المائر K-ω SST .
بدأت استراتيجية الحل بتحليل الجناح لوحده أولا ثم القيام بتحليل الطائرة كاملة, هذه الاستراتيجية تسمح بدراسة السريان حول الجناح بعناية وتحليل الدوامات التي تحدث على الجناح وتحديد مناطق تأثير الدوامات على نحو فعال في ظروف تصميم مختلفة, مثل حالة انهيار الطائرة . تم تحليل هذه الدوامات بدراسة السريان حول الطائرة و تخمين منطقة تأثير الدوامات على سطح الجناح بتوضيح رسومات مسار الجريان وخطوط تساوي الضغط.
تم استخراج مخططات توزيع الضغط عند مختلف المقاطع في اتجاه باع الجناح كأحمال ايرودينامية تستخدم في تحليل هيكل الطائرة.
في هذه الدراسة تم حساب معاملات و مشتقات الدينامية الهوائية للطائرة صافات-01 في زوايا مختلفة من زوايا الهجوم وزوايا الانزلاق الجانبي. حسبت معاملات القوى و العزوم للمحاور x,y , z و ذلك عندما كانت سرعة الطائرة 50 (م / ث) عند مستوى سطح البحر. رسمت العلاقات بين معامل قوة الرفع و زاوية الهجوم و معامل قوة الكبح و معامل العزم الطولي و نسبة الكفاءة الايرودينامية (D/L) . كان الحد الأقصى لمعامل قوة الرفع للطائرة هو 1.67 الذي يحدث عند زاوية الهجوم 17o ، والحد الأقصى لنسبة الرفع/الاعاقة (D/L) هو 14 ويحدث عند زاوية هجوم 2 ~ 3 درجة و معامل الكبح عند قوة رفع صفرية هو 0.0342. كما تم رسم معاملي عزم الإنعراج وعزم الدوران في زوايا إنزلاق جانبي مختلفة. كذلك تم استخراج مخططات توزيع الضغط عند مختلف المقاطع في اتجاه باع الجناح كأحمال ايرودينامية تستخدم في تحليل هيكل الطائرة.
تم حساب مشتقات الاستقرارية الطولية المتأثرة بتغير زاوية الهجوم, تغير السرعة, تغير السرعة الدورانية للارتفاع, ومعدل تغير زاوية الهجوم مع الزمن.كذلك تم حساب مشتقات الحركة العرضية حيث حسبت المشتقات بالنسبة لزاوية الانزلاق الجانبي .
لغرض التحقيق من صحة هذه المحاكاة . تم تحليل جناح نموذجي وجد في [1] ؛ اجريت مقارنة بين النتائج المستخلصة لهذا الجناح و النتائج المنشورة [2,3] و التي كانت متوافقة لحد جيد مما يؤكد أن هذه المحاكاة العددية لديها قدرة عالية للتنبوءبالمعاملات والتحليلات الخاصة بالديناميكا الهوائية.
الملخص الانجليزي
This work aims to simulate and study the flow field around SAFAT-01 a/c using numerical solution based on solving Reynolds Averaged Navier-Stokes equations coupled with K-ω SST turbulent model.
Solution strategy began by analyzing wing alone then analyzing the whole a/c configuration. This strategy allows to study the wing flow field carefully and to analyze the vortices which occur over the wing and capture their effective regions at critical design conditions like stall condition. These regions were captured by plotting pressure contours and flow pathlines.
The aerodynamics behavior of SAFAT-01 aircraft developed at SAFAT aviation complex were calculated at different angles of attack and side slip angles. The x,y and z forces and moments were calculated at flight speed 50m/s and at sea level condition. Lift and drag curves for different angles of attack were plotted. The maximum lift coefficient for SAFAT-01 was 1.67 which occurred at angle of attack 17o and Maximum lift to drag ratio (L/D) was 14 which occurred at α=3 o, and the zero lift drag coefficient was 0.0342. Also the yawing moment coefficient was plotted for different side slip angles as well as rolling moment.
The longitudinal stability derivatives with respect to angle of attack, speed variation (u), rate of pitch (q) and time rate of change of angle of attack were calculated using obtained CFD results. Concerning lateral stability only side slips derivatives were calculated.
To validate this numerical simulation a typical wing reported in [1] was analyzed; a comparison between predicted results for this wing and available results [2,3] indicated that this numerical simulation has high ability for predicting the aerodynamics characteristics.
محمد مهدي عبدالله محمد | Mohammed Mahdi Abdulla Mohammed | 2499