(1995) Computational study of the flowfield through a cascade of NACA 0012 Airfoils. Masters thesis, King Fahd University of Petroleum and Minerals.

Preview

PDF 9691.pdf Download (3MB) | Preview

Arabic Abstract

إن دراسة انسياب المانع حول الأجنحة مهم في مجال التصميم الانسيابي لأجنحة الطائرات وأجزاء أخرى من الأجهزة الهوائية وهذه الأجهزة غالباً تصل إلى أفضل فعالية لها مثل بدء السائل بالانفصال عنها ولهذا فإن خاصة انفصال السائل عن الجسم لابد من دراستها إذا كنا نريد دراسة خواص هذه الأجنحة بفعالية . وبالتلي فإن هذه الدراسة سوف تدرس رقمياً الانسياب الثابل الزمني خلال عمود خطي من أجنـحة ناكا 12 .. ، باستخدام طريقة الاحداثيات المنحنية تم تحديد المجال الانسياب للمانع بحمل معادلات تغير ستكوكس من الدرجة الثانية وباخال تأثير السريان المضطرب بادخال نموذج (4 - 12) . تم أيضاً تحديد نقطة انفصال السائل لأجنحة ذات ميل عال في مواجهة السائل . تم أيضاً حساب قيم الضغط معامل الدفع ومعامل التراجح وتمت بالنتائج المتوفرة من خلال انسياب المانع حول جناح ناكا 12 واحد . وفي هذا البحث تم أيضاً إضافة تأثير زاوية ستقر لعمود الأجنحة ودورات الأخراف لجناح واحد معزول على خواص جريان المانع . لقد وجد من خلال هذا البحث أن زيادة الصلابة أو زاوية الميلان يزيد من زاوية المواجهة والتي يحدث عندها انفصال السائل . وكذلك فإن الضغط ومعامل الدفع والارتجاع يتأثران تأثراً كبيراً بزاوية المواجهة ومعاملات الصلابة . وخلال حالة الجناح المتقدم الدوران فإن نقصان في حجم الاضطرب قد لوحظ عند زيادة زاوية الماوجهة . وفي نفس الحالة لوحظ زيادة في معامل الدفع وانخفاض في معامل التراجع قد تم ملاحظته .

English Abstract

Numerical simulation of flow past airfoils is important in the aerodynamic design of aircraft wings and turbomachinery components. These lifting devices often attain optimum performance at the condition of onset of separation. Therefore separation phenomena must be included of the analysis is aimed at practical applications. Consequently, in the present study, numerical simulation of steady flow in a linear cascade of NACA 0012 airfoils is accomplished using a numerical scheme employing control volume approach. The flow field is determined by solving two dimensional incompressible Navier-Strokes equations while the effects of turbulence are accounted for by the k-ε model. Separation point at the airfoil surface is predicted at high angles of attack. Pressure, lift and drag coefficients are computed and the results are compared with the predictions of isolated single NACA 0012 airfoil. The study is extended to include the effects of stagger angle of the cascade and rotating boundaries of the isolated airfoil on the flow charateristics. It is found that increase in solidity and/or stagger angle increases the angle of attack at which separation occurs and pressure, lift and drag coefficients are highly influenced by the angle of attack and the solidity ratios. For the case of airfoil leading edge rotation a reduction in the wake size is predicted at high angle of attack. For this case an increase in the lift and a decrease in the drag coefficient is also predicted.

Item Type:	Thesis (Masters)
Subjects:	Mechanical
Department:	College of Engineering and Physics > Mechanical Engineering
Committee Advisor:	Yilbas, Bekir Sami
Committee Members:	Habib, Mohammed A. and Sahin, Ali and Budair, Mohammad O.
Depositing User:	Mr. Admin Admin
Date Deposited:	22 Jun 2008 13:46
Last Modified:	01 Nov 2019 13:49
URI:	http://eprints.kfupm.edu.sa/id/eprint/9691