مطالعه مشخصات آیرودینامیکی یک ایرفویل فوق بحرانی با پیکره بندی برآافزای دو المانی

در این تحقیق عملکرد آیرودینامکی مقطع بال NASA SC(۲)-۰۷۱۴ با پیکره بندی برآافزا شامل المان اصلی بال و فلپ اسلاتی در لبه فرار، به طور تجربی مورد تحقیق قرار گرفته است. آزمایشات در تونل باد و در عدد رینولدز ۱۰۶×۰۱/۱ تحت زوایای حمله مختلف در بازه۱۰- تا ۲۵ درجه و همچنین زاویه انحراف فلپ ۰، ۲۰ و ۳۵ درجه انجام شده است. در این آزمایشات با استفاده از اندازه گیری های نیرویی، راندمان آیرودینامیکی و محدوده واماندگی بال در شرایط مختلف تعیین شده است. همچنین با استفاده از اندازه گیری توزیع فشار در مقطع میانه بال اصلی و فلپ و همچنین افت فشار کل در دنباله، به ترتیب موقعیت های شروع جدایش جریان و شکل پروفیل دنباله مشخص شده است. نتایج این تحقیق نشان می دهد که با طراحی پیکره بندی برآافزا و بکارگیری فلپ اسلاتی در لبه فرار بال، ضریب برآی بیشینه در زاویه انحراف فلپ ۳۵ درجه به میزان ۵۸% نسبت به حالت پایه ایرفویل افزایش داشته است.