research centers


Search results: Found 16

Listing 1 - 10 of 16 << page
of 2
>>
Sort by

Article
Prediction of Aerodynamic Coefficients of Missile using Panel Method

Authors: Wisam Mohsin Jabur --- Hussain Y. M. --- Kamil I. AL-Doulaimi
Journal: Journal of Engineering مجلة الهندسة ISSN: 17264073 25203339 Year: 2006 Volume: 12 Issue: 2 Pages: 389-404
Publisher: Baghdad University جامعة بغداد

Loading...
Loading...
Abstract

The low order panel method with Neumann boundary condition have been used to predict the normal force curve slope, the pitching moment curve slope, the center of pressure location and the aerodynamic load distribution for missile in compressible, steady flow. The wing-body-canard interference problem have been solved using two schemes (iterative method and internal singularity method) both are based on the panel method. The normal force curve slope, the pitching moment curve slope and the center of pressure location for a given missile has been predicted using the present numerical method and the DATCOM technique.

تم استخدام طريقة الأواح ذات الدرجة الواطئة مع الظروف المحيطة لنيومان وذلك للتنبا بميل المنحني للقوة العمودية ، عزم الطول، موقع مركز الضغط وتوزيع الأحمال الايروديناميكية لصاروخ في جريان انضغاطي مستقر، أن مشكلة تداخل الجناح مع الجسم ومع الزعنفة الجانبية تم حلها بواسطة طريقتين ( طريقة التكرار وطريقة الوحدة الداخلية ) والطريقتان اساسها طريقة الألواح . أن ميل منحي القوة العمودية ، عزم الطول ، وموقع مركز الغضط للصاروخ المعتمد تم التنبأ به باستخدام الطريقة العددية الحالية وتقنية DATCOM


Article
Theoretical and Experimental Study of a Forward Swept Wing
دراسة عملية ونظرية لجناح ذات اكتساح متقدم

Loading...
Loading...
Abstract

The aerodynamic characteristics of forward swept wing were studied theoretically and experimentally .In the present work, theoretically a computer program was constructed to predict the pressure distribution about surface of the wing using three dimensional Low Order Subsonic Panel method. The aerodynamic coefficients of the wing were calculated from the pressure distribution which gained from tangential velocities Experimentally ,test were carried out by designing and manufacturing a wing model with special arrangement for pressure tapping, suitable for low wind tunnel testing. The entire wing was rotated rotate about an axis in the plane of symmetry and normal to the chord to produce different sweep and incidence angles for wing, by using rotating mechanism. Wind tunnel test was carried out at (Uپ‡=33.23m/s) for different swept angles and angles of attack.
Comparisons were made between the predicted and experimental results. It is good and gave reasonable closeness. It was clear from the present investigation that the lift and drag characteristics for the forward swept wing are less in values compared with the swept back wing, therefore a forward swept wing can fly at higher speed corresponding to a pressure distribution associated for lower speed.

تم في هذا البحث دراسة الخصائص الديناهوائيه للجناح ذي الاكتساح المتقدم نظريا وعمليا. الدراسة النظرية تضمنت بناء برنامج حسابي تم فيه حساب توزيع الضغط على سطح جناح باستخدام طريقة الاشرطة ثلاثية الابعاد ذات الدرجة الواطئة.تم حساب السرعة المماسية ومنها حساب توزيع الضغط على سطح الجناح عند السرع تحت الصوتية ثم حساب المعاملات الديناهوائيه0 عمليا ,تم تصميم وتصنيع نموذج لجناح ذي مقطع ثابت 0اجريت مجموعة من التجارب المختبرية لذالك الجناح باستخدام نفق هوائى واطىء السرعة ( 33.24 m/Sce=U∞ (, مع الأخذ بنظر الاعتبار ادخال متغير اكتساح الجناح في تلك التجارب وقياس توزيع الضغط على سطح الجناح حول مقطعه وعلى مواقع مختلفة من الباع . قورنت النتائج النظرية بتلك المناظرة لها المستخرجة من التجارب العملية, حيث اظهرت النتائج وجود توافق مقبول فيما بينها كما اظهرت انتائج التي تم التوصل اليها في هذه الدراسة ان خصائص الكبح والرفع للجناح المتقدم تكون اقل من الرفع والكبح للجناح المتراجع المناظر له ويمكن استخدام هذا الاستنتاج لتصميم جناح يطير بسرعة عالية ولكن بتوزيع ضغط يخص سرع واطئة0


Article
Experimental Determination of Drag Coefficient on Different Automobiles Geometry

Authors: Abdulhassan A.Karamallah --- Abdessamed Kacem Wahab
Journal: Engineering and Technology Journal مجلة الهندسة والتكنولوجيا ISSN: 16816900 24120758 Year: 2011 Volume: 29 Issue: 15 Pages: 3043-3057
Publisher: University of Technology الجامعة التكنولوجية

Loading...
Loading...
Abstract

The undertaken research deals with an experimental determination of dragcoefficient for five car models. Experiments were run within a subsonic aspiration wind tunnel, covering an air speed up to 33m/s.Drag coefficients of 0.45, 0.39, 0.53, 0.34 and 0.68 for Mercedes SEL300, Hyundai, Toyota, Pajero, and Mini-Bus models were obtained respectively.The flow field around the pre-quoted models with a qualitative description about the flow visualization for car models using a subsonic smoke wind tunnel has been accomplished.


Article
Flow Computation through the Passage Bounded By the Dish and Supports of the Awacs

Authors: Shwan F. Mahmood --- Ihsan Y. Hussien
Journal: Journal of Engineering مجلة الهندسة ISSN: 17264073 25203339 Year: 2007 Volume: 13 Issue: 1 Pages: 1331-1352
Publisher: Baghdad University جامعة بغداد

Loading...
Loading...
Abstract

A numerical method has been introduced to predict the flow through a complex geometry bounded by the fuselage, airfoil supports and rotating dish of the AWACS. The finite volume computational approach is used to carry out all computations with staggered grid arrangement. The (k-) turbulence model is utilized to describe the turbulent flow. The solution algorithm is based on the technique of automatic numerical grid generation of curvilinear coordinate system having coordinate lines coincident with the boundary counters regardless of its shape. A general coordinate transformation is used to represent complex geometries accurately and the grid is generated using a system of elliptic partial differential equations technique. The extension of the SIMPLE algorithm for compressible flow is used to obtain the required solution.. The results obtained in the present work show that the moving boundary (the rotating dish) has small effects on the free stream and the effects vanish after short distance away from the lower surface of the rotating dish along the span distance. The results of the proposed numerical method show good agreement with available results obtained in literatures.

تم تقديم طريقة عددية لحساب الجريان خلال المنطقة المعقدة المحاطة بجسم الطائرة، الدعامتين والصحن الدوار لطائرة الانذار المبكر (الاواكس). تم استخدام طريقة الحجوم المحددة لإجراء جميع الحسابات مع العقد الزاحفة. تم استخدام موديل (k-) لوصف الجريان المضطرب. اعتمدت خوارزمية الحل على اساس تقنية توليد العقد الذاتية لنظام الاحداثيات المقوس الذي تكون فيه الاحداثيات متطابقة مع حدود الجسم دون الاعتماد على شكله. تم استخدم نظام عام لتحويل الاحداثيات لتمثيل الشكل المعقد بصورة دقيقة وتم تكوين العقد في الشبكة باستخدام تقنية نظام المعادلات التفاضلية الجزئية. طور نظام الخورازمية المعروفة (SIMPLE) للجريان الانضغاطي واستخدم للحصول على الحل المطلوب. أظهرت النتائج المستحصلة ان الصحن الدوار له تأثير قليل على جريان الهواء وأن ذلك التأثير يتلاشي بعد مسافة قصيرة اسفل الصحن باتجاه جسم الطائرة. بينت نتائج الطريقة الحسابية المقترحة توافقا جيداً مع النتائج المستحصلة في البحوث السابقة.


Article
Experimental and Numerical Analysis of Incompressible Flow over an Iced Airfoil
التحليل التجريبي والعددي لجريان لاانضغاطي حول مطيار مثلج

Authors: Karima E. Amori Karima E. Amori كريمة أسماعيل عموري --- drkarimaa@yahoo.com --- Ethar Saad Ahmed ايثار سعد أحمد
Journal: Journal of Engineering مجلة الهندسة ISSN: 17264073 25203339 Year: 2014 Volume: 20 Issue: 5 Pages: 126-145
Publisher: Baghdad University جامعة بغداد

Loading...
Loading...
Abstract

Determining the aerodynamic characteristics of iced airfoil is an important step in aircraft design. The goal of this work is to study experimentally and numerically an iced airfoil to assess the aerodynamic penalties associated with presence of ice on the airfoil surface. Three iced shapes were tested on NACA 0012 straight wing at zero and non-zero angles of attack, at Reynolds No. equal to (3.36*105). The 2-D steady state continuity and momentum equations have been solved utilizing finite volume method to analyze the turbulent flow over a clean and iced airfoil. The results show that the ice shapes affected the aerodynamic characteristics due to the change in airfoil shape. The experimental results show that the horn iced airfoil consumes more power than the other shapes of ice, its value was (44.4W). The horn iced shape has the worst effect on the airfoil than the other shapes. The present results are compared with previously reported results; it is found there is a very good agreement between them. A comparison between the experimental and computational results of the presented work were pursing the same behavior.

إن تحديد الخصائص الديناميكية الهوائيه لمطيار متكون عليه جليد هو خطوة هامة في تصميم الطائرات. الهدف من هذا العمل هو بناء تجارب عملية وعددية لجنيح متجمد وذلك لتقييم الاداء الايروديناميكي المرتبط بوجود ثلج على سطح الجنيح.تم اختيار ثلاثة اشكال لثلج متكون على مطيار من نوعNACA 0012 حيث اختبرت عند زاويا هجوم صفرية غير صفرية ولعدد رينولدز3.36*105)). تم حل معادلات الاستمرارية والزخم ذات البعدين للحاله المستقرة باستخدام طريقة الحجوم المحددة وذلك لتحليل الجريان المضطرب حول جنيح بدون ومع وجود الثلج عليه.أظهرت النتائج إن اشكال الثلج المتولده على المطيار تؤثر على الخصائص الايروديناميكية وذلك بسبب تغير الشكل الانسيابي للجنيح. النتائج التجريبية بينت أن شكل الثلج بحافة حادة على الجنيح يستهلك طاقة اعلى من بقية اشكال الثلج, حيث كانت أعظم طاقة (44.4 واط). أظهرت النتائج ايضا أن الثلج ذو الحافة الحادة تأثيره الاسوء على الأجنحة من بقية الاشكال.قورنت النتائج الحالية مع نتائج لبحوث سابقة وكانت متوافقة معها بصورة جيدة جدا. قورنت النتائج العملية مع النتائج النظرية، حيث كانت تسلك نفس السلوك .


Article
EFFECT OF BEARING POSITION ON THE VIBRATION RESPONSE FOR ROTOR–BEARING–FAN SYSTEM USING FLUID STRUCTURE INTERACTION (FSI)

Authors: Mauwafak Ali Tawfik --- Mohammed Idris Abu-Tabikh --- Adil Abed. Nayeeif
Journal: Journal of Engineering and Sustainable Development مجلة الهندسة والتنمية المستدامة ISSN: 25200917 Year: 2018 Volume: 22 Issue: 2 (part-6) Pages: 30-43
Publisher: Al-Mustansyriah University الجامعة المستنصرية

Loading...
Loading...
Abstract

This paper presents a theoretical and experimental study to investigate the effect of the bearing position on the vibration response of a centrifugal fan – rotor – bearing system. The theoretical analysis includes fluid – structure interaction (FSI) analysis. ANSYS Parametric Design Language (APDL) was used for this purpose. The interaction between the two fields typically takes place at the boundary of the model solution (the fluid – structure interface on the fan impeller), where the results of one field are passed to other field as a load. This load is already sensitive to dynamic pressure pulsation developed either as a part of normal fan operation or as a result of abnormal structure dynamic or aerodynamic un stabile conditions. The experimental work is done on a test rig designed and constructed at the workshop of Baghdad – South Steam Power Plant. A single – stage centrifugal fan impeller is driven by a motor through coupling and driving rotor. The rotor is supported by two journal bearings, where the axial position of one of them is controlled by means of sliding mechanism and control circuit. The test rig is equipped with multisensory system for measuring the essential experimental parameters. The results indicated distinguished bearing positions at which the response is so high. These positions must be taken into account to avoid the higher response of vibration. The values of the stiffness and damping coefficients are fluctuating along the span position due to the change in the value of the external loads on the bearings. Also, their behavior depends on the bearing oil pressure.


Article
Computational Method for Unsteady Motion of Two-Dimensional Airfoil

Author: Anmar H. Ali
Journal: Journal of Engineering مجلة الهندسة ISSN: 17264073 25203339 Year: 2008 Volume: 14 Issue: 4 Pages: 3136-3152
Publisher: Baghdad University جامعة بغداد

Loading...
Loading...
Abstract

A numerical method is developed for calculation of the wake geometry and aerodynamic forces on two-dimensional airfoil under going an arbitrary unsteady motion in an inviscid incompressible flow (panel method). The method is applied to sudden change in airfoil incidence angle and airfoil oscillations at high reduced frequency. The effect of non-linear wake on the unsteady aerodynamic properties and oscillatory amplitude on wake rollup and aerodynamic forces has been studied. The results of the present method shows good accuracy as compared with flat plate and for unsteady motion with heaving and pitching oscillation the present method also shows good trend with the experimental results taken from published data. The method shows good results for a wide range of unsteady motion of a two-dimensional airfoil.

تم تطوير طريقة عددية لحساب القوى الهوائية وشكل الاعقاب خلف مطيار ثنائي الابعاد واقع تحت تاثير حركة غير متوازنة لجريان غير لزج وغير قابل للانضغاط (طريقة البوابات). طبقت الطريقة على المطيار الذي يبدا بحركة فجائية وبزاوية هجوم معينة كذلك المطيار الذي يتحرك بتذبذب ذو قيمة اهتزازية عالية. ان تاثير التصرف اللاخطي للاعقاب على الخواص الهوائية وقيم العليا للحركة الاهتزازية وتاثيراتها على الالتفاف الحاصل بالاعقاب خلف المطيار والقوى الهوائية المتولدة حيث تمت دراستها. اوضحت الطريقة المستخدمة حاليا نتائج جيدة اذا ما قورنت مع الاسطح المستوية كذلك فان الحركة الاهتزازية الرفعية والانحنائية اظهرت تطابق جيد من حيث التصرف مع النتائج العملية المتحصلة من بحوث سابقة. ان الطريقة الحالية تظهر نتائج جيدة ولمديات واسعة في الحركة الغير مستقرة لمطيار ثنائي البعد.


Article
Aerodynamic Parameters Analysis of Transonic Flow Past Unswept and Swept Wings
تحليل عوامل الأيروديناميكية لجريان حول صوتي على الأجنحة المتراجعة والمستقيمة

Author: Raad Shehab Ahmed
Journal: Engineering and Technology Journal مجلة الهندسة والتكنولوجيا ISSN: 16816900 24120758 Year: 2011 Volume: 29 Issue: 5 Pages: 948-960
Publisher: University of Technology الجامعة التكنولوجية

Loading...
Loading...
Abstract

The transonic flow past unswept and swept wings has been studied. For thispurpose the transonic potential flow equation is solved for inviscid compressible flow.The shock waves are replaced by discontinuities across which the entropy isconserved. The velocity field and pressure coefficients are estimated as function offree stream Mach number. The results show the effect of free stream Mach number onshock waves location and the velocity field around the wing section. The Eulersolution and potential flow solutions are identical at subsonic flow; however, atsupersonic flow the potential theory can no longer predict the flow field correctly. Theresults show the important effect of sweep angle on the value of the critical Machnumber for wings. By using Visual foil plus the pressure distribution and liftcoefficient and Mach contours for flow Past a NACA 0012 airfoil can be predicted.


Article
Experimental Study of Lift/Drag Ratio Enhancement Using Continuous Normal Suction
دراسة عملية لتحسين نسبة الرفع/الكبح باستخدام المص العمودي المستمر

Authors: Taha A. Abdullah طه احمد عبد الله --- Dr. Laith M. Jasim . ليث محمد جاسم --- Dr. Amir S. Dawood . أمير سلطان داؤود
Journal: AL Rafdain Engineering Journal مجلة هندسة الرافدين ISSN: 18130526 Year: 2012 Volume: 20 Issue: 1 Pages: 76-84
Publisher: Mosul University جامعة الموصل

Loading...
Loading...
Abstract

AbstractAn experimental work of continuous normal suction from the wing upper surface effects on the aerodynamic forces is carried out, as well as, the effect of normal suction slot channels location and the mass flow rate sucked strength are involved in this study. The wing model with NACA-0015 has been made to achieve normal suction from the wing upper surface by means of four slot channels. The satisfaction of the suction is done by using vacuum pump. The tests are to be done for incompressible flow over wing with and without a continuous normal suction for three different angle of attack 8, 12 and 16 Deg., and for three different Reynolds numbers 13.6×104, 20.4×104 and 24.5×104. The results showed that the continuous normal suction can significantly increase the lift to drag force ratio, and this ratio is increasing more as the strength of the suction increases.Keywords : Aerodynamic – Incompressible Flow – Boundary Layer Control – Normal Suction– Experimental work – Lift and Drag Coefficient

المستخلصيتضمن هذا البحث دراسة عملية لتأثير المص العمودي المستمر لجريان الهواء من السطح العلوي للجناح على القوى الايروديناميكية, وشملت الدراسة أيضا تأثيرات موقع قنوات المص وقوة الجريان الممتص على هذه القوى. لقد تم تصنيع نموذج الاختبار الذي استخدم في هذا البحث والذي هو عبارة عن جناح ذي مطيار متماثل نوع NACA-0015, صمم النموذج ليحقق عملية المص العمودي المستمر من السطح العلوي للجناح عن طريق أربع قنوات على طول باع الجناح, وقد تم استخدام مضخة ماصة لانجاز عملية المص. لقد تم إجراء الاختبارات باستخدام جريان لا انضغاطي على الجناح مرة بوجود المص وأخرى بعدم وجوده لثلاث زوايا هجوم مختلفة هي 12،8 و16 درجة وكذلك لثلاث ارقام رينولدز هي 13,6×410، 20,6×410 و 24,5×410 وقد بينت النتائج أن المص العمودي المستمر يعمل على زيادة النسبة بين قوتي الرفع والكبح وان هذه النسبة تزداد اكبر كلما زادت قوة المص.


Article
Enhancement of Wind Turbine Performance Using Air- Blowing Technique by Modified Strong Implicit Procedure (MSIP) Optimization Solver Method
تحسين أداء التوربين الهوائي بأستخدام تقنية نفخ الهواء بطريقة الحل بالأسلوب الضمني القوية المثلى (MSIP

Authors: Abdulhadi Mohammed Jawad --- Muhannad Zedan Khelifa --- Mustafa Sami Abdullateef --- Yasser Ahmed Mahmood
Journal: Engineering and Technology Journal مجلة الهندسة والتكنولوجيا ISSN: 16816900 24120758 Year: 2014 Volume: 32 Issue: 6 Part (A) Engineering Pages: 1580-1601
Publisher: University of Technology الجامعة التكنولوجية

Loading...
Loading...
Abstract

A powerful intensifier of friction in air flows affects the lift and drag coefficients, the flow separation plays a vital part in aerodynamic characteristics for technical applications. The porous air blowing is also one of a powerful technique that determines and improves of these characteristics. In present work the influence of this technique on power coefficient in separated laminar flow over wind turbine blade is investigated in numerical and optimization methods. The influence of some parameters associated with using air blowing, such as the speed air blowing ratio (U_j/U) strength on the performance of the NACA 4415 two dimensional airfoil at different angle of attack(5^o، 〖10〗^o، 〖15〗^o) have been studied. The result shows that the air blowing is effective in controlling the separation in all cases but the power coefficient is greater in α=5 than the other angles and at tip speed ratio equal 2.5. The influence of air blowing technique on the power coefficient is clear and greater than without blowing cases.

يعتبر الأحتكاك من أشد العوامل المؤثرة على معامل الرفع والكبح للهواء المنساب حيث يلعب أنفصال الهواء المنساب نتيجة الأحتكاك دوراً مهما في تحديد المواصفات الأيروديناميكية في التطبيقات التقنية. ان النفخ المسامي للهواء يعتبر أحدى التقنيات الفعالة لأيجاد وتحسين هذه المواصفات. في هذا البحث تم دراسة تأثير هذه التقنية على معامل القدرة للهواء الطباقي المنفصل على ريش التوربين الهوائي بأستخدام طرق عددية وتحسينية مثلى، حيث تمت دراسة تأثير بعض العوامل الخاصة بأستخدام نفخ الهواء مثل شدة نسبة النفخ الى سرعة الهواء(U_j/U)على أداء المطيار NACA 4415 الثنائي البعد لمختلف زوايا الهجوم(5^o، 〖10〗^o، 〖15〗^o). بينت النتائج ان نفخ الهواء له سيطرة فعالة على انفصال الهواء في كل الحالات ولكن معامل القدرة له قيمة أعلى ما يمكن في زاوية هجوم 〖α=5〗^o ونسبة السرعة النسبية 2.5 قياساً بالزوايا والنسب الاخرى. ومن الواضح، وحسب النتائج التي تم الحصول عليها في هذا البحث، تأثير تقنية نفخ الهواء على معامل القدرة كبير مقارنةً مع حالة عدم استخدام هذه التقنية.

Listing 1 - 10 of 16 << page
of 2
>>
Sort by
Narrow your search

Resource type

article (16)


Language

English (13)

Arabic and English (3)


Year
From To Submit

2018 (3)

2016 (1)

2015 (2)

2014 (2)

2012 (2)

More...