research centers


Search results: Found 3

Listing 1 - 3 of 3
Sort by

Article
INFLUENCE OF SURFACE ROUGHNESS ON THE DYNAMIC STALL OF A ROTARY WING SECTION IN SUBSONIC FLOW
تأثير خشونة السطح على ظاهرة الأنهيار الديناميكي لمقطع جناح دوار عند الجريان تحت الصوتي

Author: Farag Mahel Mohammed
Journal: Al-Rafidain University College For Sciences مجلة كلية الرافدين الجامعة للعلوم ISSN: 16816870 Year: 2008 Issue: 22 Pages: 92-115
Publisher: Rafidain University College كلية الرافدين الجامعة

Loading...
Loading...
Abstract

Wear involves the losses of some material from the surface and leads to the surface roughness. In the present work, the influence of surface roughness on the dynamic stall of a rotary wing section in subsonic flow has been investigated with different degree of surface roughness. The airfoil surface roughness was estimated using arithmetic mean roughness value (ISO-4287/1). For this purpose an indicial response method for unsteady, two dimensional flow is used to calculating the unsteady lift and pitching moment of NACA 0012 airfoil undergoing a pitching oscillation in the deep dynamic stall regime. Using the ANSYS-5.8 software as a source for the preliminary static data that required by the indicial method. The investigation is done through a number of test cases with different mean angles of attack, amplitude and reduced frequencies for airfoil oscillating around its quarter chord axis. The results include the time dependent behaviour and hysteresis loops of the lift and pitching moment for the airfoil with different degree of surface roughness. For rough airfoil an aerodynamic characteristic showed a reduction in the lift coefficient, separation point moved forward to the leading edge, the boundary layer reattachment take place at smaller angle of attack, the stall angle decrease and the pitching moment coefficient decrease as compared with smoother airfoil. So the periodic test must be done and re-coating the rotary wing if the surface roughness increased.

في هذا البحث تمت دراسة تأثير خشونة السطح على ظاهرة الأنهيار الديناميكي لمقطع جناح دوار عند الجريان تحت الصوتي. استخدم معدل القيمة الحسابية لمعرفة خشونة سطح المقطع وفق النظام العالمي (ISO-4287/1) . تم استخدام طريقة الاستجابة القرائنية للجريان غير المستقر ثنائي الأبعاد لحساب الرفع والعزم غير المستقر لمقطع جناح نوع (NACA 0012) تحت تذبذب العزم في نظام انهيار ديناميكي عالي. استخدم برنامج ANSYS-5.8على الحاسبة للحصول على المعطيات الستاتيكية المطلوبة في الطريقة القرائنية. تمت دراسة العديد من الحالات المختلفة وتضمنت النتائج التصرف المعتمد على الزمن على شكل حلقات للرفع والعزم المتكون من استخدام خشونة مختلفة لمقطع الجناح. وبينت نتائج الاسطح الخشنة ان معامل الرفع يقل ونقطة الانفصال تتقدم الى الامام باتجاه الحافة الامامية وان اعادة طبقة الانفصال تحصل عند زوايا صغيرة وان زاوية الانهواء تقل وعزم التأرجح يقل بالمقارنة مع الاسطح الاكثر نعومة وعليه يجب اجراء الفحص الدوري للريش الدوارة لمعرفة خشونة السطح واعادة طلائها كلما استوجب ذلك.


Article
A CFD assessment to subsonic flow around NACA4412
التخمين باستخدام CFD لجريان الهواء دون سرعة الصوت لمقطع جناح NACA 4412

Author: Ali Abud AL-Nabi Abass علي عبد النبي
Journal: Journal of Engineering and Sustainable Development مجلة الهندسة والتنمية المستدامة ISSN: 25200917 Year: 2011 Volume: 15 Issue: 4 Pages: 173-188
Publisher: Al-Mustansyriah University الجامعة المستنصرية

Loading...
Loading...
Abstract

The purpose of this study is determined values of Mach Number (Ma) for Subsonic flow around NACA4412 which is begun shock wave and known the location it. A 2-dimensional triangular C-type grid is used to match the reference measurements at an airfoil cross-section was taken from NACA 4412 from leading edge to trailing edge. The Mach numbers which used are (0.1 to 0.9) respectively and angles of attack (2.31° and 0.0°)for three cases inviscid and viscous flow with choose two cases (K epsilon RNG and Spalart-Allmaras turbulent models).
The numerical results show that the inviscid and two turbulence models well predict the shock wave location and size as well as flow properties along the airfoil surface. The Lift Force Coefficient (CL) decrease and the Drag Force Coefficient (CD) increase with using viscous term as well as pressure coefficient (CP) give fit location for the shock wave

الغرض من هذه الدراسة تحديد قيم عدد ماخ للجريان تحت الصوتي حول مقطع جناح NACA 4412. الشبكة المستخدمة ثلاثية الخلية ذات بعد ثنائي نوع سي تم استخدام تمثل التوزيع النقطي لرسم سطح الجناح المقياس السطحي للجناح والذي اخذ من NACA 4412 من نقطة حافة البداية الى النهاية. أعداد ماخ المستخدمة كانت (0.1-0.9) بالترتيب وزايتا هجوم (2.31 و 0.0) درجة لثلاثة حالات جريان غير لزج وحالتين جريان لزج (K-epsilon RNG and Spalart-Allmaras turbulent models).النتائج العددية بينت بان الجريان الغير لزج بالإضافة إلى الجريان اللزج بنوعيه أعطى تخمين جيد لموقع الموجة الصدمية وحجمها وكذلك خصائص الجريان على طول سطح الجناح تم ملاحظة انخفاض معامل الرفع مع ازدياد معامل الكبح مع استخدام حدود اللزوجة وكذلك استخدام معامل الضغط أعطى تصور جيد لموقع الصدمة.


Article
Predicting Unsteady Flow Parameters in a Subsonic Air Diffuser Using MacCormack’s Explicit Method
توقع متغيرات التدفق غير المستقر في ناشر الهواء دون سرعة الصوت باستخدام طريقة ماكورماك الصريحة

Author: Tawfeeq Wasmi M. Salih توفيق وسمي محمد صالح
Journal: Wasit Journal of Engineering Sciences مجلة واسط للعلوم الهندسية ISSN: 23056932 Year: 2019 Volume: 7 Issue: 1 Pages: 1-10
Publisher: Wassit University جامعة واسط

Loading...
Loading...
Abstract

A numerical procedure is presented to predict the flow characteristics inside a subsonic diffuser by solving Navier-Stokes' equations, using MacCormack’s explicit method. The flow is assumed to be viscous, compressible, unsteady and two-dimensional. The grid model suggested for the diffuser has 20 points in the horizontal direction and 30 points in the vertical direction. The numerical solution has shown reasonable results with a 2D variation of flow properties inside the diffuser and the steady state solution can be satisfied by 600-900 loops only. The obtained results of the present study are compared with those obtained by using a numerical code of National Project for Application-oriented Research in CFD (NPARC) as well as those obtained from a previous experimental study and give an acceptable range of errors (about ± 15%).

تم في هذا البحث تقديم طريقة عددية لتوقع متغيرات التدفق داخل ناشر هواء دون سرعة الصوت عن طريق حل معادلات نافير- ستوكس باستخدام طريقة ماكورماك الصريحة. ويفترض الحل تدفق لزج طباقي مضغوط غير مستقر وثنائي الأبعاد. يتكون نموذج الشبكة المقترح للناشر من 20 نقطة في الاتجاه الأفقي و 30 نقطة في الاتجاه الرأسي. لقد اظهر الحل العددي نتائج مقبولة لقيم متغيرات الجريان (السرعة والضغط والكثافة ودرجة الحرارة) حيث تبين أن عدد التكرارات المطلوبة للوصول إلى حالة الاستقرار يمكن أن تكون (600-900) فقط. تمت مقارنة النتائج التي تم الحصول عليها من هذه الدراسة مع دراسة عددية معتمدة على الكود (NPARC) وكذلك دراسة تجريبية سابقة مقاربة وأعطت مديات مقبولة من الأخطاء بحدود (± 15%) .

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

2019 (1)

2011 (1)

2008 (1)