Aerofoil A

Denne aerofoilen er spesielt utvalgt for validering av numeriske metoder og modeller [6]. Det eksisterer en stor mengde eksperimentelle data, i form av krefter, momenter, trykkfordelinger, veggfriksjon og profiler med hastigheter og turbulente størrelser. I tillegg er profilet blitt undersøkt i to vindtunneller med forskjellig størrelse og lufthastighet, slik at også kvaliteten på de eksperimentelle forholdene kan evalueres [7].

Reynoldstallet ved undersøkelsen er 2.1 millioner, og strømningen kan antas inkompressibel.

Den beregnede løftekoeffisienten som funksjon av angrepsvinkelen er vist i Fig 3. Som det framgår av figuren er maksimalt løft på ca. 1.65 i svært god overensstemelse med eksperimentene i Oneras F1 tunnel. Etter maksimalt løft avtar løftet først langsomt, før det ved 20 graders angrepsvinkel faller brått. Ved å sammenlikne med eksperimentene ser vi at det eksisterer to verdier for løftet i intervallet 14-22 graders angrepsvinkel. Denne hysteresen kommer av at høyere løft kan oppnås ved to-dimensjonal strømning over profilet, hvilket er tilfellet for de øverste dataene. Ved massiv steiling blir strømningen tre-dimensjonal med virvelgenerering, noe som er spesielt framtredende i vindtunneller der endeeffekter oppstår på den to-dimensjonale modellen. Denne type tre-dimensjonal strømning utgjør de nederste dataene.

Fig 3 viser også den beregnede motstanden sammenliknet med de eksperimentelle dataene. De beregnede verdiene er gjennomgående noe lavere enn de eksperimentelle, noe som for det meste skyldes at i eksperimentene var grensesjiktet på undersiden av aerofoilen trippet, det vil si at omslaget fra laminær til turbulent strømning var påtvunget ved 30 % korde. I beregningene var derimot grensesjiktet på undersiden laminært, noe som medførerte lavere friksjonsmotstand.

Figurene 4–6 viser trykk-koeffisient og friksjons-koeffisient samt fortrengnings- og impulstapstykkelse for angrepsvinklene $7^circ$, $12^circ$ og $13^circ$. Beregnet trykk er i godt samsvar med eksperimentene for alle angrepsvinklene, mens friksjonen er noe underestimert like etter omslaget til turbulent strømning. Grensesjiktslengdene er også i god overensstemmelse med målingene.

Ved en sammenlikning med oppmålte profiler av hastighet (U), turbulent kinetisk energi (k) og Reynoldsspenninger (uv) ved $alpha=12^circ$ i Fig. 7–9 finner vi igjen godt samsvar med eksperimentene. Vi ser tydelig at strømningen er i ferd med å avløses ved profilets bakkant.

Til sist ser vi i Fig. 10 på strømlinjemønsteret over profil A ved et stall-forløp.

  

Figure 3: Dimensjonsløst løft og drag plottet mot angrepsvinkelen $alpha$for A-aerofoil ved Re=2.1 millioner.

  

Figure 4: Trykk-koeffisient (C_p ), friksjonskoeffisient (C_f ), fortrengningstykkelse ($delta^*$) og impulstapstykkelse ($theta$) som funksjon av posisjon langs korden for $alpha=7^circ$.

  

Figure 5: Trykk-koeffisient (C_p ), friksjonskoeffisient (C_f ), fortrengningstykkelse ($delta^*$) og impulstapstykkelse ($theta$) som funksjon av posisjon langs korden for $alpha=12^circ$.

  

Figure 6: Trykk-koeffisient (C_p ), friksjonskoeffisient (C_f ), fortrengningstykkelse ($delta^*$) og impulstapstykkelse ($theta$) som funksjon av posisjon langs korden for $alpha=13^circ$.

  

Figure 7: Hastighetsprofiler på profilets overside som funksjon av veggavstand ved forskjellige stasjoner målt i prosentvis korde for $alpha=12^circ$.

  

Figure 8: Turbulent kinetisk energi på profilets overside som funksjon av veggavstand ved forskjellige stasjoner målt i prosentvis korde for $alpha=12^circ$.

  

Figure 9: Reynolds-spenning på profilets overside som funksjon av veggavstand ved forskjellige stasjoner målt i prosentvis korde for $alpha=12^circ$.

  

Figure 10: Strømlinjer over profil A ved økende angrepsvinkel. Fra toppen: $alpha=7.2^circ$, $12.3^circ$,$13.3^circ$ og $15.3^circ$.

  

Figure 10: (forsatt) Strømlinjer over profil A ved økende angrepsvinkel. Fra toppen: $alpha=16.3^circ$, $18.3^circ$,$20^circ$ og $22^circ$.