The propulsive airfoil concept deve

The propulsive airfoil concept developed by Kummer and Dang [20] using CFD alone was later verified via an experimental wind-tunnel program by Dygert and Dang [21] and Dygert [62]. In their experiment, the airfoil chord length was 0.4 m, and the fan diameter was 0.057 m, and the tested airspeed was up to 5.9 m/s, corresponding to Reynolds number based on chord of 170,000. Data obtained in this work included static pressure distributions over the airfoil surfaces upstream of the cross-flow fan, wake total pressure profiles View the MathML source chord downstream of the airfoil, and flow visualization images captured using a helium bubble-seeding technique. Fig. 46 shows flow visualization of the propulsive airfoil at 40° angle-of-attack with the fan turned off and on, at a Reynolds number of 85,000. The upper figure shows the airfoil with the fan off, where the flow is seen to be fully separated near the quarter-chord location. The bottom figure shows the same configuration with the fan running at 4100 rpm, corresponding to an advance ratio, J=U∞/Uo (air speed/wheel speed) of 0.24. With the fan turned on the flow is completely attached, and the time required for the fan to re-attach the flow is on the order of 10 chord/U∞. Pressure taps placed on the airfoil surface also confirm the CFD results of Kummer and Dang [20]. Fig. 47 depicts the pressure distribution obtained from tests for two fan operating points, as well as for the case where the fan is turned off, and for the original Gottingen 570 airfoil. This figure clearly shows the ability of the cross-flow fan to increase the airfoil circulation as the flow coefficient is decreased. In their experimental study, lift coefficient on the order of 7 was attained at an advance ratio of 0.32, at 30° angle-of-attack.

ผลลัพธ์ (ไทย) 1:

ภายหลัง propulsive airfoil แนวคิดพัฒนาอย่างไร Kummer และแดง [20] โดยใช้ CFD คนเดียวถูกตรวจผ่านโปรแกรมทดลองการใช้อุโมงค์ลม Dygert และแดง [21] และ Dygert [62] ในการทดลองของพวกเขา airfoil คอร์ดมี 0.4 m, 0.057 m มีเส้นผ่าศูนย์กลางพัดลม และ airspeed ทดสอบได้ถึง 5.9 m/s ที่สอดคล้องกับเลขเรย์โนลด์สตามคอร์ดของ 170,000 ข้อมูลที่ได้ในงานนี้รวมการกระจายความดันสถิตเหนือ airfoil พื้นผิวต้นน้ำของแฟนข้ามกระแส ค่าความดันรวมปลุกดู MathML แหล่งคอร์ดน้ำของ airfoil และขั้นตอนการแสดงภาพประกอบเพลงภาพจับภาพโดยใช้เทคนิคปลูกฟองฮีเลียม Fig. 46 แสดงขั้นตอนการแสดงภาพประกอบเพลงของ airfoil propulsive ที่ 40° มุมของโจมตี ด้วยพัดลมที่เปิดปิดและเมื่อ ที่เรย์โนลด์สถึง 85000 รูปด้านบนแสดง airfoil พัดลมปิด ที่กระแสที่เห็นทั้งหมดแยกออกใกล้ที่ตั้งไตรมาสคอร์ด รูปด้านล่างแสดงการกำหนดค่าเดียวกันพัดลมที่ทำงานอยู่ที่ 4100 rpm ที่สอดคล้องกับอัตราการล่วงหน้า J = U∞/อายุ (ความเร็วความเร็วลม/ล้อ) ของ 0.24 พัดลมที่เปิดการไหลอยู่อย่างสมบูรณ์ และเวลาที่จำเป็นสำหรับแฟนใหม่แนบขั้นตอนการเป็นขั้นคอร์ด U∞ 10 ก๊อกกดดันวางบนผิวของ airfoil ยืนยันผล CFD อย่างไร Kummer และแดง [20] Fig. 47 แสดงให้เห็นการกระจายความดันที่ได้จากการทดสอบ สำหรับแฟนสองจุดปฏิบัติงาน และ ในกรณีที่พัดลมถูกปิดใช้งาน และ airfoil Gottingen 570 ฉบับ รูปนี้แสดงความสามารถของพัดลมข้ามกระแสเพื่อเพิ่มการไหลเวียนของ airfoil เป็นค่าสัมประสิทธิ์การไหลจะลดลงอย่างชัดเจน ในการศึกษาทดลอง สัมประสิทธิ์ยกขั้น 7 ถูกบรรลุที่มีอัตราส่วนล่วงหน้าของ$ 0.32, 30 °มุมของโจมตี

ผลลัพธ์ (ไทย) 2:

แนวคิด airfoil ขีปนาวุธที่พัฒนาโดย Kummer และแดง [20] ใช้ CFD เพียงอย่างเดียวคือการตรวจสอบในภายหลังผ่านทางโปรแกรมอุโมงค์ลมทดลองโดย Dygert และแดง [21] และ Dygert [62] ในการทดลองของพวกเขามีความยาวคอร์ด airfoil เป็น 0.4 เมตรและเส้นผ่าศูนย์กลางแฟนเป็น 0.057 เมตรและเครื่องบินทดสอบได้ถึง 5.9 เมตร / วินาทีซึ่งสอดคล้องกับจำนวน Reynolds ขึ้นอยู่กับคอร์ด 170,000 ข้อมูลที่ได้รับในงานนี้รวมถึงการกระจายความดันคงที่กว่าพื้นผิว airfoil ต้นน้ำของแฟนไหลข้ามตื่นโปรไฟล์ดันรวมดูแหล่งที่มา MathML คอร์ดปลายน้ำของ airfoil และไหลภาพการสร้างภาพโดยใช้เทคนิคการจับก๊าซฮีเลียมฟองเพาะ มะเดื่อ. 46 แสดงให้เห็นว่าการสร้างภาพการไหลของ airfoil ขีปนาวุธที่ 40 °มุมของการโจมตีที่มีพัดลมเปิดปิดและที่นาดส์จำนวน 85,000 รูปด้านบนแสดงให้เห็น airfoil มีพัดลมออกที่ไหลจะเห็นที่จะแยกออกจากกันได้อย่างเต็มที่ใกล้สถานไตรมาสคอร์ด รูปด้านล่างแสดงให้เห็นถึงการตั้งค่าเดียวกันกับแฟนทำงานที่ 4100 รอบต่อนาทีซึ่งสอดคล้องกับอัตราส่วนล่วงหน้า J = U∞ / Uo (ความเร็วลม / ความเร็วล้อ) 0.24 มีพัดลมเปิดการไหลที่แนบมาอย่างสมบูรณ์และเวลาที่จำเป็นสำหรับแฟนคลับอีกครั้งแนบไหลอยู่ในลำดับที่ 10 คอร์ด / U∞ ก๊อกน้ำแรงดันวางอยู่บนพื้นผิว airfoil ยังยืนยันผลการ CFD ของ Kummer และแดง [20] มะเดื่อ. 47 แสดงให้เห็นถึงการกระจายความดันที่ได้จากการทดสอบสองจุดปฏิบัติการพัดลม, เช่นเดียวกับกรณีที่แฟนถูกปิดและสำหรับต้นฉบับ Gottingen 570 airfoil ตัวเลขนี้แสดงให้เห็นชัดเจนความสามารถของพัดลมไหลข้ามเพื่อเพิ่มการไหลเวียน airfoil เป็นค่าสัมประสิทธิ์การไหลลดลง ในการศึกษาทดลองของพวกเขาค่าสัมประสิทธิ์ลิฟท์ในการสั่งซื้อของ 7 บรรลุในอัตราส่วน 0.32 ล่วงหน้าที่ 30 °มุมของการโจมตี

ผลลัพธ์ (ไทย) 3:

ใช้ขับดันและใช้แนวคิดการพัฒนาโดย Kummer ดัง [ 20 ] การใช้ CFD คนเดียวภายหลังตรวจสอบผ่านการทดลองอุโมงค์ลมและโปรแกรมโดย dygert ดัง [ 21 ] และ dygert [ 62 ] ในการทดลองของพวกเขา การใช้คอร์ดความยาวคือ 0.4 เมตร และพัดลมขนาด 0.057 M และทดสอบความเร็วของเครื่องบินได้ถึง 5.9 M / S ที่ Reynolds Number ตามคอร์ดของ 170 , 000 .ข้อมูลที่ได้ในงานนี้ ได้แก่ การกระจายความดันสถิตเหนืออากาศ พื้นผิวน้ำของการไหลของพัดลมข้าม ปลุกโปรไฟล์ความดันรวมดู MathML ปลายน้ำของแหล่งคอร์ดแบบและภาพการไหลจับใช้ฮีเลียม 1 ฟอง ) ภาพประกอบ46 แสดงการไหลของอากาศ แรงขับที่ 40 องศามุมของการโจมตีด้วยพัดลมปิดเปิดที่ Reynolds number ของ 85 , 000 . รูปด้านบนแสดงให้เห็นแบบที่มีพัดลมปิดที่ไหลเห็นอย่างเต็มที่ที่จะแยกใกล้ไตรมาสคอร์ดที่ตั้ง รูปด้านล่างแสดงให้เห็นถึงการตั้งค่าเดียวกันกับพัดลมวิ่งที่ 100 รอบต่อนาที ที่ต้องมีก่อนส่วนJ = u ∞ / UO ( ความเร็วลม / พวงมาลัย ) 0.24 . มีพัดลมเปิดไหลได้อย่างแนบ และเวลาที่ต้องใช้สำหรับพัดลมจะแนบไหลในการสั่งซื้อ 10 คอร์ด / u ∞ . แรงดันก๊อกวางไว้บนพื้นผิวแบบยังยืนยัน CFD และผลลัพธ์ของ Kummer ดัง [ 20 ] รูปที่ 47 ให้กระจายความดันที่ได้จากการทดสอบพัดลมสองปฏิบัติการจุดเช่นเดียวกับกรณีที่พัดลมถูกปิด และต้นฉบับ Gottingen 570 แบบ . รูปนี้แสดงให้เห็นชัดเจนว่า ความสามารถของการไหลของพัดลมข้าม เพื่อเพิ่มการไหลเวียนของอากาศที่ไหลมีค่าลดลง ในการศึกษาของพวกเขา , สัมประสิทธิ์แรงยกลำดับที่ 7 คือบรรลุที่ล่วงหน้าเท่ากับ 0.32 , 30 องศา มุมของการโจมตี