research centers


Search results: Found 3

Listing 1 - 3 of 3
Sort by

Article
Effects of internal Acoustic Excitation on the Improvementof Airfoil Performance
تأثير الإثارة الصوتية الداخلية على تحسين الخصائص الديناهوائية على الجنيح

Author: Ikhlase M.Fayed اخلاص محمد فياض
Journal: Al-Khwarizmi Engineering Journal مجلة الخوارزمي الهندسية ISSN: 18181171 23120789 Year: 2007 Volume: 3 Issue: 3 Pages: 66-88
Publisher: Baghdad University جامعة بغداد

Loading...
Loading...
Abstract

The effect of internal acoustic excitation on the leading-edge, separated boundary layers and the aerodynamic performance of NACA23015 cross section airfoil are examined as a function of excitation location with ranging frequency range (50-400) Hz of the introduced acoustic. Tests are separately conducted in two sections, open type wind tunnels at the Reynolds number of 3.3x105 for measurement at angle of attack (0, 3, 6, 9 &12) deg. and 3x104 for the visualization at angle of attack (12) deg. based on the airfoil chord. Results indicated that the excitation frequency and the excitation location are the key parameters to alter the flow properties and thus to improve the aerodynamic performance. The most effective excitation frequency is found to be equal to the shear layer instability frequency and on excitation location close to the separation point. Moreover, the lift is increased and drag reduced dramatically. The corresponding boundary layers are visualized to be reattached to the surface.

درس تأثیر الإثارة الصوتیة الداخلیة على الحافة الأمامیة للجنح ، انفصال الطبقة المتاخمة و أداء. (٥٠ - بدلالة موقع الإثارة لمدى من الترددات الصوتیة ( ٤٠٠ (NACA الدیناھوائیة لمقطع جنح ( 23015أجریت مجموعة من التجارب ، المجموعة الأولى أجریت في نفق ھوائي مفتوح عند عدد رینولدز محسوب على١٢ ). المجموعة الثانیة o، ٩ o ،6 o ،3o، 0o) 3.3 ) لقیاس توزیع الضغط لزوایا ھجوم x أساس الوتر ( 105١٢ ) . أظھرت النتائج ان تردد و موقع الاثارة ھما o) أجریت في نفق الدخان لإظھار الجریان لزاویة ھجومالعاملان الاساسیان في تغیر خصائص الجریان و تحسین خصائص الدیناھوائیة. ان أفضل تردد اثارة وجدبالقرب من تردد العتبة مع موقع إثارة قریب من نقطة الانفصال إضافة الى ذلك زیادة في الرفع و انخفاض فيالكبح. كما لوحظ في إظھار الجریان ان الطبقة المتاخمة تعید تلامسھا مع السطح.


Article
ENHANCEMENT PERFORMANCE OF WIND TURBINE BLADE BY COMPARISON STUDY OF SUCTION AND BLOWING TECHNIQUESUSING SEP METHOD
تحسين الاداء لزعنفة التوربين الهوائي بواسطة دراسة مقارنة لتقنيات الشفط والنفخ باستخدام طريقة SEP

Loading...
Loading...
Abstract

In this work a new concept of flow separation control mechanism has been introduced to improve the aerodynamic characteristics of an airfoil. Control of flow separation over an airfoil at low Reynolds number is theoretically simulated under the effects of suction and blowing, based on the computation of Reynolds-average Navier-Stocks equations(the solution of each set of equations is achieved by application of the SEP(strong explicit procedure)solver) is carried out. Using Finite Volume Method to solve the governing equations on a body, so, a numerical model is developed. The suction and blowing control mechanism appears to be suppression of the separation bubble and reduction of the upper surface pressure to increase the lift and decrease the drag. To make section model, NACA 4421 airfoil has been chosen. In present study, the theoretical are performed with different angle of attack (20º, 22º, 23º), Uj/U (A) =6 and different chord (1c,0.9c,0.8c,0.7c). The theoretical results show that the flow separation control is possible by the proposed mechanism and benefits can be achieved by suction and blowing (for suction position at the end of the chord (0.8c) and for blowing position at the begging of the chord (0.1c)). The section performance is significantly improved due to control of flow separation by suction and blowing. It has also been found that the lift increases about 14% at the angle of attack 20º, 22ºand 23º and seen that the blowing is better than the suction.

في هذا العمل تم إدخال مفهوم جديد لألية السيطرة على انفصال الهواء وتحسين الخصائص الايروديناميكية على نموذج مطيار. السيطرة على انفصال الهواء حول المطيار بعدد رينولدز منخفض قد تم نظريا تحقيقه تحت تأثير الشفط والنفخ، اعتمادا على حسابات معدل رينولدز في معادلة نافيير – ستوك (وقد تم حل كل مجموعة من المعادلات بتطبيق السياق الضمني الشديد(SEP)).ولحل المعادلات الحاكمة لشبكة توافق الاجسام تم تطوير نموذج رياضي عددي باستخدام تقنية الحجوم المحددة .ان آلية السيطرة عن طريق الشفط والنفخ تظهر إخماد فقاعات الانفصال والتي تؤدي الى تقليل الضغط على السطح العلوي للجناح لزيادة الرفع وتقليل الكبح . اجريت دراسة حسابية على مقطع المطيار 4421 NACA اختير كموديل. تم اعتماد في الدراسة الحالية زواية هجوم مختلفة (20º, 22º, 23º ) وUj/U (A) =6 وبأطوال اوتار مختلفة(1c,0.9c,0.8c,0.7c).بينت النتائج النظرية التي تم الحصول عليها بان السيطرة على انفصال الهواء ممكنة بواسطة الية الشفط والنفخ (موقع الشفط يكون في نهاية الوتر(0.8c) و موقع النفخ في بداية الوتر(0.1c)).تم تحسين اداء المطيار بشكل ملحوظ بسبب السيطرة على انفصال الهواء بواسطة الشفط والنفخ. وقد وجد أيضا ان الرفع يزداد حوالي14٪ في زاوية الهجوم(20º, 22º, 23º ).وبينت ان عملية النفخ هو افضل من عملية الشفط .


Article
CONTROL OF FLOW SEPARATION OVER NACA 0015 AIRFOIL USING SYNTHETIC JET ACTUATORS
باستخدام تقنية المحركات النفاثة NACA0015 السيطرة على انفصال الجريان على جنح الاصطناعية

Authors: Khuder N. Abed --- Itimad D J Azzawi
Journal: DIYALA JOURNAL OF ENGINEERING SCIENCES مجلة ديالى للعلوم الهندسية ISSN: 19998716/26166909 Year: 2015 Volume: 8 Issue: 4 Pages: 674-685
Publisher: Diyala University جامعة ديالى

Loading...
Loading...
Abstract

In this paper the concept of active flow control using an array of synthetic jet actuators has been investigated. Synthetic jets are the one type of actuators that will be used in this research to introduce important modification to the pressure distribution levels that appear over the lifting surface of airfoil model when the flow separation exists. Two synthetic jet actuators arrays were used; the first one placed at 3% c and the second array located at 6% c on the upper surface of a NACA0015 airfoil. The experiments are conducted at Re=455000 in 8 different angles of attack 0º to 15º using the wind tunnel at University of Diyala. The first part of this paper concentrates on making comparison of the collected experimental data of the pressure distribution over NACA0015 airfoil at Re = 4.4x105 at angle of attack varied from 0.0 to 20 degrees without synthetic jet actuators (baseline case study) and previous experimental results as a baseline validation of the onset of flow separation location. Figure 3 and 4 clearly showed that the pressure distribution and the calculated lift were converged in the stall region at high angle of attack. In the second part of this study we had utilized a NACA0015 airfoil of 300 mm chord length with a rounded leading edge of 20 mm diameter. 18 discrete synthetic jet actuators with 1.2 mm diameter is distributed along the lifting surface of the wing. This distribution is used to investigate the effect of jets and vertical structures on the characteristics of pressure coefficients (Cp) and flow separation over the airfoil. Pressure and lift coefficients have been measured and calculated by using surface pressure measurements technique that uses 29 pressure tapings over the lifting surface of the wing. A piezo-ceramic diaphragms technology of 15mm diameter have been used in the experiments and excited at a variety of frequencies (resonant frequency and vortex shedding separated flow frequency) in order to get the effective interaction between the synthetic jets and separated boundary layer which is the most significant parameter of producing the vertical structure that affects the flow separation. The results showed that at 3% c SJA location, the best enhancement in the lift was seen at Vp-p of 8 which increased by about 0.1. However, the overall results showed that maximum enhancement in lift of about 0.2 at 6% c.

يتناول البحث الحالي دراسة تأثير استخدام تقنية المحركات النفاثة الاصطناعية للسيطرة على انفصال الجريان حيث استخدم صفين من اجهزة النفث المصطنع، تم وضع الصف الأول على بعد %3 من مقدمة الجنح والصف الثاني على بعد %6 من مقدم الجنح. تمت التجارب عند عدد رينولد 455000 و 6 زوايا هجوم مختلفة تتراوح بين 6 و 15 درجة وجميع هذه التجارب أجريت في النفق الهوائي منخفض السرعة في جامعة ديالى / كلية الهندسة. تقنية المحركات النفاثة الاصطناعية هي واحدة من الوسائل المهمة للسيطرة على انفصال الجريان وتحسين الخواص الديناهوائية من خلال تعديل مستوى توزيع الضغوط على الاجنحة وبالتالي زيادة قوة الرفع وتأخير انفصال الجريان.المحور الاول من البحث قدم مقارنة للنتائج العملية لتوزيع الضغوط ومعاملاتها على الجنح بين البحث الحالي مع نتائج بحوث عملية سابقة، عند زوايا هجوم تتراوح بين 0 و20 درجة ورينولد 440000 للتأكد من موقع الانفصال المحدد.المحور الثاني من البحث ركز على دراسة تأثير استخدام 18 جهاز نفثي مصطنع داخل جنح ناكا 0015 ذو 300 ملم طول الوتر مع 20 ملم قطر مقدمة الجناح. الاجهزة تتألف من 1.2 ملم قطر الفتحة الخارجية على سطح الجناح مع 15 ملم قطر الغشاء المتحرك المسؤول عن توليد النفث المصطنع وبالتالي زيادة السرعة في الطبقة المتاخمة الضعيفة المعرضة للانفصال وجعلها متكاملة بإضافة زخم متغير تبعا للتردد المسلط والفولتية وموقع الاجهزة والذي بدوره يندمج مع هذه الطبقة ويعمل على تحسينها وتأخير الانفصال.

Listing 1 - 3 of 3
Sort by
Narrow your search

Resource type

article (3)


Language

English (2)

Arabic and English (1)


Year
From To Submit

2017 (1)

2015 (1)

2007 (1)