نویسندگان
چکیده
به منظور مطالعۀ اثرات دم عمودی بر کارایی یک هواپیما، تحقیقات گسترده ای روی دو مدل از یک جنگنده با دمهای عمودی تکین و دوتایی در زوایای کنت مختلف در یک تونل باد انجام شده است. بدین منظور آزمایشاتی با استفاده از این مدلها و در شرایط مادون صوت انجام گرفت و دنبالۀ جریان با اندازه گیری فشار دینامیک به دست آمد. همچنین اثر شوکهای ایجاد شده در جریان مافوق صوت بر روی دمهای عمودی مختلف با آشکارسازی مورد بررسی قرار گرفت. ضرایب آیرودینامیکی این مدلها نیز در شرایط مافوق و مادون صوت اندازه گیری شد. با استفاده از نتایج این آزمایشات می توان تاثیر دم عمودی تکین و دوتایی بر عملکرد هواپیما در شرایط مختلف را مطالعه کرد. نتایج حاصله اثر دمهای عمودی بر مقادیر اندازه گیری شدۀ نیرو و ممان در زاویۀ جانبی غیر صفر را نشان می دهند. همچنین اثر دمهای عمودی بر جریان پشت مدل در زاویه حمله کاملا مشهود است. دمهای عمودی دوتایی با زاویۀ کنت 22 درجه باعث انفجار متقارن گردابه های مدل در زاویه حملۀ بالا در سرعت مادون صوت می شوند. نتایج نشان می دهد که با افزایش زاویۀ کنت دم عمودی، ضریب نیروی پسا افزایش می یابد. ولی با افزایش زاویۀ حمله این تفاوتها کاهش می یابد.
کلیدواژهها
عنوان مقاله [English]
Experimental Investigation of the Effect of Vertical Tail on the Flow Field and Aerodynamic Forces of a fighter Model
نویسندگان [English]
- M.R. Soltani
- O.R. Keramati
- M. Dehghan Manshadi
- M. Aalaei
- and S.A. Sin
چکیده [English]
An intensive experimental investigation was conducted to study the effect of vertical tail, single and twin (with different cant angles) on the flow field and the corresponding aerodynamic forces and moments of a model of a fighter A/C. Aerodynamic forces under different flight conditions and different vertical tail settings were measured in a supersonic wind tunnel. Furthermore, effects of vertical tail on the model wake at subsonic speed were investigated. In addition to the force and pressure measurements, schlieren system was used to visualize the shock formation and movement oat various locations on the model. The results show existence of a pair of symmetric vortices for the model equipped with a 22 degree vertical tail cant angle. The vortices burst symmetrically at moderate angle of attack. The drag coefficient increases with increasing cant angle at low to moderate alpha and decreases when alpha is further increased.
کلیدواژهها [English]
- Vertical tail
- Cant angle
- Wind tunnel
- Aerodynamic coefficient
- shock wave