دسته:
مهندسی کامپبوتر و فناوری اطلاعات
بازدید:
4 بار
فرمت فایل:
doc
حجم فایل:
3471 کیلوبایت
تعداد صفحات فایل:
28
ترجمه مقاله اثرات هندسی در جدایی جریان
ایرفویل و انتقال در 28 صفحه فارسی ورد قابل ویرایش با فرمت
doc به همراه اصل مقاله انگلیسی
عنوان فارسی :
اثرات هندسی در جدایی جریان ایرفویل و انتقال
عنوان انگلیسی :
Geometrical effects on the airfoil flow separation and
transition
تعداد صفحات فارسی : 28 صفحه ورد قابل
ویرایش
سطح ترجمه : متوسط
شناسه کالا : brr
دانلود رایگان مقاله انگلیسی :
http://ofmas.ir/dlpaper/brr.pdf
دانلود ترجمه فارسی مقاله : بلافاصله پس از
پرداخت آنلاین 22 هزار و 500 تومان قادر به دانلود خواهید بود
.
بخشی از ترجمه :
چکیده
ما در حال حاضر نتایج حاصل از شبیه سازی عددی مستقیم (DNS) جریان
تراکم ناپذیر را بیش از دو ایرفویلها ، NACA-4412 و
NACA-0012-64، به بررسی اثر هندسه در جدایی جریان و الگوهای گذار
در پاسخ بروز = 104 و 10 درجه می باشد . دو ایرفویلهای
انتخاب هندسی مشابه به جز برای حداکثر موارد خمیده (به
ترتیب 4٪ C و C با طول 0 وتر) می باشد ، که منجر به یک منطقه طرح
ریزی بزرگتر با توجه به جریان ورودی برای NACA-4412 ایرفویل می
باشد و انحنای سطح بزرگتر بادپناه در لبه پیشرو برای ایرفویل
NACA-0012-64 خواهد بود و معادلات حاکم با استفاده از انرژی
مرتبه چهارم محافظه کار طرح گسسته فضایی می باشد . یک ارزیابی در
ارتباط دو نقطه نشان می دهد که اندازه دامنه در جهت span می باشد
و به اندازه کافی برای شبیه سازی در حال حاضر بزرگ است. ما
بحث را در مورد جریان جدایی در ایرفویل لبه، انتقال از لایه
برشی از هم جدا به جریان سه بعدی و پس از آن مشکلات موجود داریم .
نتایج عددی نشان می دهد یک میدان گرادیان فشار منفی قوی تر در
منطقه منجر لبه ایرفویل NACA-0012-64 با توجه به سرعت در حال
انحنای سطح مختلف وجود دارد . به عنوان یک نتیجه، جریان تجارب
دکولمان در x / C = 0.08، و از هم جدا برشی لایه انتقال از طریق
مکانیزم کلوین-هلمهولتز رخ می دهد X / C = 0.29 با جریان آشفته به
طور کامل توسعه اطراف X / C = 0.80 قرار دارد و این
مراحل توسعه جریان ها با تاخیر در موقعیت های پایین دست بسیار رخ
می دهد، به ترتیب، مشاهده در اطراف X / C = 0.25، 0.71 و 1.15
برای ایرفویل NACA-4412 ارائه می شود . شدت آشفتگی ، اندازه گیری
شده توسط نوسانات آشفته و آشفته تنشهای رینولدز، بسیار بزرگتر
برای NACA-0012-64 از شروع انتقال تا ایرفویل لبه فرار خواهد بود
، در حالی که به طور قابل توجهی پایین دست تلاطم توسعه از لبه
عقبی برای NACA-4412 ایرفویل خواهد بود . برای هر دو ایرفویلهای،
نتایج DNS ما نشان میدهد که میانگین رینولدز در فاصله از
سطح حدود ضخامت جابجایی برابر، سازگار با مشاهدات تجربی
(Boutilier و Yarusevych) فیزیکی وجود دارد . سیالات حداکثر
ارزش خود را خواهند داشت . تجزیه و تحلیل سیستم eigen کمی
در زمین سرعت لحظه نشان می دهد که اگر چه جریان بیش از یک ایرفویل
ذاتا ناهمسانگرد است، صف بین بردار ورتیسیتی و بردارهای ویژه Sij
و SikSkj + QikQkj کاملا شبیه به کسانی است که از آشفته
ایزوتروپیک همگن هستند جریان به دلیل به شکل گیری لوله گرداب می
باشند .
Abstract
We present results from direct numerical simulations
(DNS) of incompressible flow over two airfoils, NACA-4412 and
NACA-0012-64, to investigate the effects of the airfoil
geometry on the flow separation and transition patterns at
Re=104Re=104 and 10 degrees incidence. The two chosen airfoils
are geometrically similar except for maximum camber
(respectively 4%C4%C and 0 with C the chord
length), which results in a larger projection area with respect
to the incoming flow for the NACA-4412 airfoil, and a larger
leeward surface curvature at the leading edge for the
NACA-0012-64 airfoil. The governing equations are discretized
using an energy conservative fourth-order spatial
discretization scheme. An assessment on the two-point
correlation indicates that a spanwise domain size of 0.8C0.8C
is sufficiently large for the present simulations. We discuss
flow separation at the airfoil leading edge, transition of the
separated shear layer to three-dimensional flow and
subsequently to turbulence. Numerical results reveal a stronger
adverse pressure gradient field in the leading edge region of
the NACA-0012-64 airfoil due to the rapidly varying surface
curvature. As a result, the flow experiences detachment at
x/C=0.08x/C=0.08, and the separated shear layer transition via
Kelvin–Helmholtz mechanism occurs at x/C=0.29x/C=0.29 with
fully developed turbulent flow around x/C=0.80x/C=0.80. These
flow development phases are delayed to occur at much downstream
positions, respectively, observed around x/C=0.25x/C=0.25, 0.71
and 1.15 for the NACA-4412 airfoil. The turbulent intensity,
measured by the turbulent fluctuations and turbulent Reynolds
stresses, are much larger for NACA-0012-64 from the transition
onset until the airfoil trailing edge, while turbulence
develops significantly downstream of the trailing edge for the
NACA-4412 airfoil. For both airfoils, our DNS results indicate
that the mean Reynolds stress View the MathML sourceu′u′‾/U02
reaches its maximum value at a distance from the surface
approximately equal to the displacement thickness, consistent
with the experimental observations (Boutilier & Yarusevych,
Phys. Fluids, 2012). A quantitative eigen-system analysis on
the instantaneous velocity field shows that although the flow
over an airfoil is intrinsically anisotropic, the alignments
between the vorticity vector and the eigenvectors of SijSij and
SikSkj+ΩikΩkjSikSkj+ΩikΩkj are quite similar to those of the
homogeneous isotropic turbulent flows due to the formation of
vortex tubes.
قیمت : 22,500 تومان
بلافاصله پس از پرداخت ، لینک دانلود به شما نمایش داده می شود و
همچنین یک نسخه نیز برای شما ایمیل می شود .
کلمات کلیدی :
ترجمه مقاله اثرات هندسی در جدایی جریان ایرفویل و انتقال ,
ترجمه مقاله اثرات هندسی در جدایی جریان ایرفویل و انتقال ,
اثرات هندسی در جدایی جریان ایرفویل
