research centers


Search results: Found 5

Listing 1 - 5 of 5
Sort by

Article
Panel Method Caculations of Wing - Tail Interference Effects

Author: Maki H. Majeed
Journal: Journal of Engineering مجلة الهندسة ISSN: 17264073 25203339 Year: 2009 Volume: 15 Issue: 3 Pages: 4041-4056
Publisher: Baghdad University جامعة بغداد

Loading...
Loading...
Abstract

A low-order panel method was used to predict the flow characteristics between two sets of wings representing wing and tail. Constant source and doublet singularities with Drichlet boundary condition are used on the body surfaces. Distance and setting angle changes of the tail are studied to predict the air flow characteristics. Since the flow is incompressible non-viscous (potential flow), the results obtained contain a large physical evidence and may give a good design tool for aircraft stability consideration. A FORTRAN program was built to calculate the flow characteristics and then validated with published data. Highly acceptable results are obtained as compared with these data, so that; the program can be used for discussing the design or control parameters of such aerodynamical problems.

طريقة الالواح ذات الدرجة الواطئة استخدمت لتخمين خواص الجريان مابين جناحين يمثلان الجناح والذنب. استخدم مصدر وقطب مع تطبيق شرط دريشلت على سطح الجسم. تغيير البعد وزاوية التثبيت للذنب تمت درستها لتخمين خواص جريان الهواء. رغم ان الجريان لا انضغاطي وغير لزج (جريان كامن), فان النتائج المتحصلة منه كانت تحمل الكثير من الملاحظات الفيزيائية والتي من الممكن ان تكون اداة جيدة لدراسة استقرارية الطائرات. برنامج بلغة الفورتران تم بناءه لحساب خواص الجريان وتحقيق هذه النتائج مع بيانات منشورة. النتائج المتحصلة كانت مقبولة الى حد عالي مع هذه البيانات المنشورة, ولذلك فان البرنامج يمكن استعماله لمناقشة عوامل التصميم والسيطرة لمسائل الديناميكا الهوائية.


Article
AERODYNAMIC CHARACTERISTICS OF TWO DIFFERENT AIRFOILS USING PANEL METHOD

Author: Nabeel Mohammed Jasim
Journal: KUFA JOURNAL OF ENGINEERING مجلة الكوفة الهندسية ISSN: 25230018 Year: 2010 Volume: 2 Issue: 1 Pages: 17-38
Publisher: University of Kufa جامعة الكوفة

Loading...
Loading...
Abstract

In this paper, a numerical investigation to analysis the potential flow over 2D airfoil, is carried out. The governing equation for potential flow is Laplace's equation, a widely studied linear partial differential equation. One of Green's theorem can be used to write a solution to Laplace's equation in a two-dimensional domain subjected to the Neumann boundary condition using Panel method. A computer program is developed by implementing a specific model using doublet panels of constant strength to compute the flow over a member of two different airfoil shapes (NACA0020 & NACA4412). The results are presented in terms of streamlines to show the behavior of the fluid flow for several values of angle of attack ( ). Also, pressure distribution, lift coefficient, pitching moment, and drag coefficient are calculated for the airfoils. The results show that the pressure distribution, lift coefficient, pitching moment, and drag coefficient are a strong function of the airfoil's geometry and the angle of attack. Also the peak value of the lift coefficient for NACA4412 is observed to occur at angle of attack of (10o) and its value is equal to (1.82), while its value is equal to (0.9) for NACA0020 at the same value of angle of attack. The numerical results of lift coefficient have been confirmed by comparing it with experimental and other numerical results. Good agreement was obtained.

في هذا البحث تم إجراء دراسة عددية لتحليل الجريان ألجهدي (الجريان بالطاقة الكامنة) حول جنيح ثنائي البعد. إن المعادلة الحاكمة للجريان ألجهدي هي معادلة (لابلاس) و التي تعتبر من المعادلات التفاضلية الجزئية الخطية التي تدرس على نطاق واسع. و قد تم حل معادلة لابلاس حسب نظرية (كرين) في مجال ثنائي البعد يخضع لشروط (نيومان) الحدية و باستخدام طريقة اللوحة أو الأجزاء .تم إنشاء برنامج حاسوبي بالاعتماد على الموديل الرياضي المستخدم و حسب طريقة القيمة الثابتة لمعامل دوبلت لكل لوحة لغرض تحليل الجريان حول شكلين مختلفين من الجنيح (NACA0020 & NACA4412). تم تمثيل نتائج الدراسة بدلالة خطوط الانسياب لبيان سلوك الجريان و لقيم مختلفة من زاوية الجريان ( ). كذلك تم حساب و إيجاد توزيع الضغط, و معاملات الرفع , العزم و السحب للجنيح. لقد بينت النتائج بان توزيع الضغط, و معاملات الرفع , العزم و السحب هي دالة قوية لشكل الجنيح و زاوية الجريان. كذلك بينت النتائج أن القيمة القصوى لمعامل الرفع للجنيح (NACA4412) تحدث عند زاوية جريان (10o) وقيمته تساوي (1.82) ، في حين أن قيمته تساوي (0.9) للجنيح (NACA0020) عند القيمة نفسها لزاوية الجريان. لقد تم مقارنة النتائج العددية لقيم معامل الرفع لهذه الدراسة مع نتائج عملية و عددية لدراسات سابقة ووجد إن الحل العددي الحالي مقارب جدا لهذه الدراسات.


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
WAKE ROLL-UP BEHIND WINGS WITH GROUND EFFECT

Author: Anmar H. Ali
Journal: Iraqi journal of mechanical and material engineering المجلة العراقية للهندسة الميكانيكية وهندسة المواد ISSN: 20761819 Year: 2010 Volume: 10 Issue: 2 Pages: 181-202
Publisher: Babylon University جامعة بابل

Loading...
Loading...
Abstract

A numerical method for the calculation of the three-dimensional wake rollup behind symmetric wings with ground effect and its aerodynamic characteristics for steady low subsonic flow have been developed. A non-planar quadrilateral vortex-ring method with vortex wake relaxation iterative scheme for lifting surfaces is obtained. A computer program was build to treat wings with breaks, span wise trailing edge flaps, local dihedral angle, camber, twist and ground effect. Forces and moments are obtained from vector product of local velocity and vortex strength multiplied by density. The program has been validated for a number of configurations for which experimental data is available. Good agreement has been obtained for these configurations. Also many results obtained for different cases of wing with different shapes parameters.

تم تطوير طريقة عددية لحساب دوران الاعقاب الهوائية الثلاثية الابعاد خلف الاجنحة المتماثلة مع التاثير الارضي عليها وخواصها الهوائية للجريان المستقر دون الصوتي. استخدمت الحلقات-الدوامية الرباعية الشكل غير المستوية مع طريقة التكرار المرن لدوامات الاعقاب الهوائية خلف اسطح الرفع. تم بناء برنامج حاسوبي ليتعامل مع الاجنحة ذات الكسرات, جنيحات عند الحافة الخلفية للجناح, زوايا ميلان محلية, تقوس, برم بالاضافة الى التاثير الارضي لها. تم ايجاد القوى والعزوم من الضرب الاتجاهي للسرعة المحلية وقوة الدوامة مضروبة بكثافة الهواء. اختبر البرنامج للعمل على عدد من الاشكال التي تتوافر البيانات العملية لها. اظهر البرنامج تطابق جيد لهذه الاشكال. كذلك ايجاد النتائج للعديد من متغيرات الاشكال المختلفة للاجنحة.


Article
Aerodynamic Characteristics of a Rectangular Wing Using Non-Linear Vortex Ring Method
خصائص الديناميكا الهوائية لجناح مستطيل باستخدام طريقة الدوامة الحلقية غير الخطية

Author: Anmar Hamid Ali انمارحامد علي
Journal: Journal of Engineering مجلة الهندسة ISSN: 17264073 25203339 Year: 2017 Volume: 23 Issue: 4 Pages: 125-141
Publisher: Baghdad University جامعة بغداد

Loading...
Loading...
Abstract

The aerodynamic characteristics of general three-dimensional rectangular wings are considered using non-linear interaction between two-dimensional viscous-inviscid panel method and vortex ring method. The potential flow of a two-dimensional airfoil by the pioneering Hess & Smith method was used with viscous laminar, transition and turbulent boundary layer to solve flow about complex configuration of airfoils including stalling effect. Viterna method was used to extend the aerodynamic characteristics of the specified airfoil to high angles of attacks. A modified vortex ring method was used to find the circulation values along span wise direction of the wing and then interacted with sectional circulation obtained by Kutta-Joukowsky theorem of the airfoil. The method is simple and based mainly on iterative procedure to find the wings post stall aerodynamic results. Parametric investigation was considered to give the best performance and results for the rectangular wings. Wing of NACA 0012 cross sectional airfoil was studied and compared with published experimental data for different speeds and angle of attacks. Pressure, skin friction, lift, drag, and pitching moment coefficients are presented and compared good with experimental data. The present method shows simple, quick and accurate results for rectangular wings of different cross-section airfoils.

تمت دراسة الخصائص الايروديناميكية للاجنحة الثلاثية الابعاد المستطيلة الشكل باستخدام التاثير اللاخطي المتبادل بين طريقة الالواح لزج-غير لزج ثنائية البعد وطريقة الدوامة الحلقية .ان الجريان الكامن لجنيح ثنائي البعد بطريقة Hess و Smith البدائية قد استخدم مع الطبقة المتاخمة الطباقية ,الانتقالية والمضطربة لحل الجريان حول اشكال معقدة من الجنيحات متضمنا تاثير الانهواء فيها .طريقة فيترنا استخدمت لتمديد الخواص الايروديناميكية للجنيح الى زوايا هجوم عالية .طريقة الدوامة الحلقية المعدلة استخدمت لايجاد قيم التدوير على طول امتداد الجناح وايجاد تاثيرها مع التدورة المقطعي الماخوذة من نظرية Kutta-Joukowsky للجنيح. الطريقة بسيطة وتعتمد اساسا على عملية التاثير المتبادل لايجاد النتائج الايروديناميكية الاجنحة ما بعد الانهواء. تمت دراسة العوامل التي تعمل على اعطاء افضل اداء ونتائج للمسالة . الجناح ذو مقطع مطيار NACA 0012 تمت دراسته ومقارنته مع البيانات العملية المنشورة لمختلف السرع وزوايا الهجوم. معامل الضغط, الاحتكاك, الرفع, الممانعة, و عزم التارجح قد تم عرضها ومقارنتها جيدا مع البيانات العملية. ان الطريقة الحالية تظهر بساطة, سرعة ودقة النتائج للجناح المستطيل ولمختلف مقاطع الجنيحات.

Listing 1 - 5 of 5
Sort by
Narrow your search

Resource type

article (5)


Language

English (5)


Year
From To Submit

2017 (1)

2010 (2)

2009 (1)

2006 (1)