research centers


Search results: Found 4

Listing 1 - 4 of 4
Sort by

Article
Effect of Rotating Cylinder on the Drag Force of A Road Truck Vehicle

Authors: Alaalddin A. Ismail --- Najdat N. Abdulla
Journal: Journal of Engineering مجلة الهندسة ISSN: 17264073 25203339 Year: 2011 Volume: 17 Issue: 3 Pages: 636-646
Publisher: Baghdad University جامعة بغداد

Loading...
Loading...
Abstract

The effect on aerodynamic drag of a truck by controlling the boundary layer separation using a rotating cylinder on leading edge of the truck-trailer is investigated numerically. The flow was assumed to be steady, incompressible, turbulent, and two-dimensional passing over the top surface of the truck. The boundary condition for all the boundaries of the truck was set as well as the cylinder was treated as a moving wall with a specific rotational velocity. The developed computational algorithm is tested for the flow over a flat plate (8m) long with various free stream inlet relative velocity (U∞) which are considered the same as truck velocity and has the values (40, 60, 90, and 120) km/h. The effect of cylinder diameter (10,20,30,and 40) , rotational speed (1000-5000 r.p.m) and free stream velocity on the aerodynamic drag and pressure distribution of the flow field were investigated. The governing equations which used are the continuity, momentum, and the (K-ε) turbulence model. These equations are approximated by using a finite volume method, with staggered grid and modified SIMPLE algorithm. A computer program in FORTRAN 90 is built to perform the numerical solution.The numerical results show that, the optimum cases for inlet free stream relative velocity (U∞) values( 40,60) km/h, a significant reduction of drag coefficient equal to 80% and 77% respectively was obtained by useing a speed of rotation and diameter size equal to 5000 r.p.m and 40 cm , for (U∞) value( 90 )km/h a reduction equal to76%, and for (U∞) equal to (120) km/h a reduction equal to 60% was obtained . These optimum results lade to reduce the effect of the aerodynamic drag on the vehicle by delaying the separation zone of boundary layer and enhancing the pressure gradient of the flow field. Comparison of the results with the available previous published experimental and fluent program results was investigated.

تم بحث في التأثير على مقاومة حركة جريان الهواء على نموذج شاحنة بواسطة السيطرة على انفصال الطبقة المتاخمة عن طريق حقن الزخم (momentum injection) باستعمال اسطوانة دوارة في الحافة العليا لمقدمة مقطورة الشاحنة بحثا عدديا,افترض الجريان بأنه مستقر غير انضغاطي غير مضطرب و كذلك ثنائي البعد ,يمر فوق السطح العلوي للشاحنة. جميع الظروف المتاخمة للشاحنة تعامل على أنها جدار ثابت عدا الاسطوانة الدوارة فأنها تعامل كجدار متحرك بسرعة دورا نية معينة. النموذج العددي يتضمن الجريان على صفيحة مستوية طولها ( 8م) مع سرعة جريان داخلة متغيرة للسطح الحر (U∞) و التي تمثل سرعة الشاحنة نفسها و قيمها (40, 60, 90, 120) كلم /ساعة.العملية تضمنت تغيير السرعة الدورانية و القطر للاسطوانة الدوارة مع كل مقدار من سرعة الجريان الحر(U∞) لتوضيح تأثير الدوران على مقاومة حركة جريان الهواء و توزيع الضغط في حقل الجريان , تم استخدام القطر بأبعاد (10 , 20 , 30 , 40) سم مع سرعة دورا نية تتراوح بين (1000-5000) دورة بالدقيقة.المعادلات الرياضية الرئيسية المستخدمة هي معادلات الاستمرارية، الزخم، ومعادلة نموذج ( ε - K ) للاضطراب. تم حل المعادلات عدديا باستخدام طريقة الحجوم المحددة (Finite Volume Method) مع الشبكة المزحفة ( Staggered Grid ) باستخدام خوارزمية (Simple Algorithm) . تم بناء برنامج حاسوبي بلغة FORTRAN 90) ) لانجاز الحل العددي.النتائج العددية أظهرت بحصول انحسار مميز لمعامل مقاومة حركة جريان الهواء و يختلف باختلاف سرعة جريان السطح الحر(U∞) وكانت النسبة المئوية للانحسار للسرع (60,40) كلم/ساعة تساوي 80%, 77% بالتتابع و ذلك بأستخدام سرعة دورانية بقيمة (4000) دورة بالدقيقة و قطر بقياس (30) سم , و النسبة المئوية للانحسار للسرعة (90) كلم/ساعة تساوي %76,كذلك النسبة المئوية للانحسار للسرعة (120) كلم/ساعة تساوي %60 .هذه النتائج أدت إلى تقليل تأثير مقاومة جريان حركة الهواء عن طريق تأخير ظهور عملية انفصال الطبقة المتاخمة و تحسين انحدار الضغط في حقل الجريان.عملية مقارنة نتائج البحث مع النتائج العملية المتوفرة والنتائج التي تم الحصول عليها باستخدام برنامج (fluent)أعطت نتائج متقاربة.


Article
Improving the Lift Characteristics of Supersonic Double 257 Wedge Airfoil at Low Speed Using Passive-Active Flow Controlling Methods
تحسين خصائص الرفع لمطيار الاسفين المزدوج فوق الصوتي عند السرع الواطئة باستخدام وسائل سلبيه وفعاله للسيطرة على الجريان

Authors: Mohammed I.Abutabikh --- AbdulKareem Al-Musawi --- Mohammed K. Khashan
Journal: Engineering and Technology Journal مجلة الهندسة والتكنولوجيا ISSN: 16816900 24120758 Year: 2015 Volume: 33 Issue: 1 Part (A) Engineering Pages: 257-272
Publisher: University of Technology الجامعة التكنولوجية

Loading...
Loading...
Abstract

The supersonic double wedge airfoil performs quite excellent in the supersonic speed regime but would lead to poor performance at subsonic speed regime due to sharp edges stall. For this purpose a theoretical and experimental study was undertaken to improve performance characteristics of the supersonic double wedge airfoil at low speed by using passive-active flow controlling methods. The proposed passive method was a shape modification through changing the sharp leading edge and mid- section upper and lower surface apex to smooth curved control segment actived during subsonic flight regime; and the blowing technique was used as an active method. ANSYS FLUENT CFD package was used to simulate the flow around the standard and modified airfoils. Low speed wind tunnel tests were also conducted in order to measure pressures and velocities chordal-wise the model airfoils fabricated to accomplish these wind tunnel tests. The results had proven that the proposed flow controlling methods had improved the performance of the double wedge airfoil at low speed. The maximum lift coefficient C_(l,max) was increased by about (38%) and the stall angle for C_(l,max) was jumped from (12°) for the standard airfoil to (18°) for the modified airfoil with blowing. The experimental results coincide well with the theoretical results.

صمم مطيار الاسفين المزدوج فوق الصوتي للعمل بأداء عالي عند السرع فوق الصوتية في حين ينخفض اداءه بشكل كبير عند السرع الواطئة تحت الصوتية بسبب انهواء الجريان عند الحافات الحاده للمطيار, لهذا الغرض تم اجراء دراسة نظريه وعمليه للتحقق من امكانيه رفع اداء مطيار الاسفين المزدوج فوق الصوتي عند السرع الواطئة باستخدام وسائل سيطرة على الجريان سلبيه وفعاله. نفذت الوسيلة السلبية للسيطرة على الجريان عن طريق تغيير الحافات الحاده الأمامية والعليا للمطيار بسطوح سيطرة منحنيه يتم تفعيلها اثناء الطيران تحت الصوتي, في حين تمثلت الوسيلة الفعالة بطريقة النفث. تم توظيف حقيبة برمجيات ANSYS FLUENT CFD لمحاكاة الجريان حول المطيار القياسي والمعدل وتم اجراء التجارب في نفق ريح ذو سرعه واطئة على نماذج للمطيار صنعت خصيصاً للعمل الحالي. اثبتت النتائج ان الوسائل المقترحة للسيطرة على الجريان قد حسنت من اداء المطيار في السرع الواطئة, حيث ازداد معامل الرفع الاقصى بنسبه (38%) وارتفعت زاويه معامل الرفع الاقصى من (12°) للمطيار القياسي الى (18°) درجه بالمطيار المعدل مع النفث. كان التطابق جيد بين النتائج النظرية والعملية.


Article
Parametric Study Of Suction Or Blowing Effects On Turbulent Flow Over A Flat Plate

Authors: Sajida Lafta Ghashim Jassim --- Najdat Nashat Abdulla
Journal: Journal of Engineering مجلة الهندسة ISSN: 17264073 25203339 Year: 2010 Volume: 16 Issue: 4 Pages: 6164 -6185
Publisher: Baghdad University جامعة بغداد

Loading...
Loading...
Abstract

The two-dimensional, incompressible, and turbulent boundary layer flow over a flat plate with suction or blowing from a spanwise slot is examined numerically. The mathematical modeling involves the derivation of the governing partial differential equations of the problems. These are the continuity, the momentum, the energy and the (K-ε) turbulence model. Besides, the perfect gas law is also used. A numerical solution of the governing equations is approximated by using a finite volume method, with staggered grid and modified SIMPLE algorithm. A computer program in FORTRAN 90 is built to perform the numerical solution.The developed computational algorithm is tested for the flow over a flat plate (4m) long with uniform suction or blowing velocity ratios of (V/U∞ =± 0.0185, ± 0.0463 and ±0.0925 m/s) are imposed on the slot for Reynolds number of (1.36 x 10^7 ), based on the plate length. The position of the slot change in the range of (X/L=1/4, 1/2 and 3/4) from leading edge and also, change width of slot in the value equal (0.12, 0.2 and 0.28m).The plate temperature is (70 °C), with the free stream velocity and temperature are (8.6m/s) and (25 °C) respectively. In addition, the effects of pitch angles on the flow field are investigated in the range of (30о<=α<=150о).The numerical results show that, for a uniform blowing, location of slot equal (X/L=1/4) from leading edge, a significant reduction of skin friction coefficient, wall shear stress and boundary layer thickness [displacement and momentum] to occur. While, an increase in boundary layer shape factor. Reynolds stress (uv) is more decreased than [(uu) and (vv)], mean velocity profiles in wall coordinates and dimensionless distance (U+, y+) decreases. When slot location is moved downstream to locations (X/L=1/2 or 3/4) a similar behavior can be said and most effective slot is obtained as (slot at X/L= 3m) from leading edge. While width of slot equal (0.28m) is better than values equal (0.12m and 0.2m). An opposite observations for the case of suction. The numerical results are compared with available numerical results and experimental data and a satisfactory results are obtained.

تم بحث جريان الطبقة المتاخمة المضطربة الثنائي البعد واللأنضغاطي والمستقر على صفيحة مستوية مع وجود شق صغير دراسة عددية. يتضمن النموذج الرياضي اشتقاق المعادلات التفاضلية الجزئية للمسالة ، والتي هي معادلات الاستمرارية، الزخم، الطاقة ومعادلة نموذج ( ε - K ) للاضطراب.بالاضافة الى ذلك,تم استخدام معادلة الغاز المثالي. تم حل المعادلات عدديا باستخدام طريقة الحجوم المحددة (Finite Volume Method) مع الشبكة المزحفة ( Staggered Grid ) باستخدام خوارزمية (Simple Algorithm) . تم بناء برنامج حاسوبي بلغة FORTRAN 90) ) لانجاز الحل العددي. النموذج العددي يتضمن الجريان على صفيحة مستوية طولها ( 4m ) مع فرض نسب سرع دفع أو سحب على الشق مقدارها ( ±0.0185, ±0.0463,± 0.0925=V/U∞) لعدد رينولد ( 1.36x10^7) وذلك بالاعتماد على طول الصفيحة. دراسة تاثير تغير موقع الشق بمعدل(X/L=1/4, 1/2, 3/4)مع استعمال قيم مختلفة لعرض الشق ) (0.12,0.2,0.28m. درجة حرارة الصفيحة كانت (70°C ) بينما كانت سرعة ودرجة حرارة الجريان الحر ( m/s 8.6 ),( 25°C) على التوالي. بالاضافة الى ذلك، تم التحقق من تاثير زاوية الخطوة على حقل الجريان بحدود(30о<=α<=150о). من خلال النتائج العددية نلاحظ انه في حالة الدفع، عند اختيار موقع الشق ببعد((X/L=1/4 عن مقدمة الصفيحة, نلاحظ نقصان معامل الاحتكاك ، الاجهاد القصي مع نقصان سمك الطبقة المتاخمة (الزخم،السمك) ، بينما معامل شكل الطبقة المتاخمة يزداد، اجهادات Reynolds (uv) اكثر نقصان من (uu) و(vv)، الابعاد اللابعدية (U,+y+) تقل، وعندما يتم تسليط سرعة الدفع من خلال شق اخر يبعد عن مقدمة الصفيحة مثلا(X/L=1/4, 1/2) نلاحظ انه نفس الشي يحدث وافضل موقع فعال يبعد (X/L=3/4). اما مقدار الشق الذي يساوي0.28m)) افضل من بقية القيم الاخرى التي تساوي (012,0.2m) عكس الشي يمكن ملاحظته في حالة السحب. وتم مقارنة النتائج العددية مع النتائج العددية والعملية المتوفرة وكانت نتائج المقارنة مقاربة مع اختلاف بسيط مع النتائج العددية.


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.

Listing 1 - 4 of 4
Sort by
Narrow your search

Resource type

article (4)


Language

English (4)


Year
From To Submit

2015 (1)

2012 (1)

2011 (1)

2010 (1)