الملخص
هذا البحث يتعلق بقياسات في نفق الهواء لمركبات السرعة الثلاثة الغير مستقرة الخاصة بتدفق الهواء الدوامي الشكل في المجال تحت الصوتي فوق المركبات الطائرة الانزلاقية الفرط صوتية ذات الشكل دلتا. القياسات تمت باستخدام مسبار السلك الساخن من النوع ثابت درجة الحرارة
تم قياسها في نفق رياح دون سرعة الصوت عند زوايا هجوم مختلفة. تم تثبيت مسبار السلك الساخن على منظومة متحركة على ثلاثة محاور متعامدة متصلة بالحاسب الذي يتم برمجته ليثبت بدقة عند جميع نقاط القياس المحددة مسبقا والتي تشكل مقطع عرضي في الهواء فوق سطح المركبة الطائرة. تم مقارنة موقع محور الدوامة على جانبي الطائرة المتحصل عليه من هذه النتائج مع موقعها بناء على اظهار حركة الهواء باستخدام مقاطع الليزر والتي تم نشرها مسبقا من الباحث واظهرت اختلاف عند زاوية الهجوم العالية. تم مقارنة هذه النتائج ايضا مع نتائج توزيع الضغط السطحي عند مقاطع مختلفة تم نشرها في بحث مسبق للباحث واظهرت انهيار مبكر للدوامتان في القياسات باستخدام السلك السخن عند زاوية الهجوم العالية (30 درجة) وذلك بسبب التأثير التداخلي لمسبار السلك الساخن المتواجد داخل الدوامتان ومحورهما مع الهواء داخل الدوامتان وبالتبعية اعاقة تدفق الهواء من داخل الدوامتان لخارجهما في اتجاه سريان الهواء وبخاصة في اسطوانة محور كل دوامة مما سرع بحدوث انهيار للدوامتان عند زاوية هجوم ثلاثون درجة في حين اظهرت نتائج قياس الضغط السطحي وكذلك صور اظهار حركة الهواء في الدوامتان عند نفس المقطع وزاوية الهجوم عدم وجود انهيار للدوامتان وان هذا الانهيار بدا فعليا عند زوايا هجوم اعلي من هذه الزاوية. تزداد هذه الاختلافات بزيادة زاوية الهجوم بسبب تحرك موقع انهيار الدوامة (الذي يحدث خلف المركبة الطائرة) الى الامام عكس اتجاه سريان الهواء في اتجاه الحافة الخلفية لجناح المركبة الطائرة وظهور منطقة تدرج ضغطي مناوئ فوق المنطقة الخلفية للجناح وبسبب ازدياد انحناء القلب الاسطواني المصمت للدوامة.
تزداد اعاقة تدفق الهواء داخل الدوامات المخروطية فوق سطح الجناح الدلتا بسبب وجود مسبار السلك الساخن في مجالها مع زيادة زاوية الهجوم للمركبات الطائرة ومع تحرك مقطع القياس تجاه الحافة الخلفية للجناح الدلتا ويؤدي ذلك بالتبعية الى تشويه النتائج وعدم موثوقيتها والى انهيار مبكر للدوامات عند زوايا الهجوم العالية وينصح في هذه الحالة باستخدام طرق قياس لا تتداخل مع مسار تدفق الهواء مثل القياس باستخدام الليزر.
ABSTRACT
In this wind-tunnel investigation, unsteady 3-D velocity components over a hypersonic delta glider have been measured in subsonic wind tunnel using a constant temperature hot-wire probe at different angles of attack. The effect of the intrusive hot-wire probe on the vortex core and the vortex structure has been predicted at angles of attack over 25 degree and x/Cr=0.9 resulting in an early vortex breakdown. Stream wise, vertical and lateral root-mean-square velocity components over the wing have been presented. The acquired data are correlated to the surface-pressure data and the laser-light-sheet results published by the author. The lateral location of the vortex subcore has been predicted using the data of the hot-wire measurements, the surface pressure measurements, and the flow visualization, while the vertical location of the vortex subcore axis over the wing upper surface is predicted using the data of hot-wire measurements and the flow visualization. The predicted experimental data using the intrusive hot-wire probe reflects obvious interferences and deviations from those obtained using surface pressure transducers. These differences increase by increasing the angle of attack and by moving downstream close to the trailing edge due to the upstream movement of the adverse pressure region and to the kinking of the vortex axis over the rear part of the wing. Based on these results, it is advised to avoid using intrusive probes to investigate vortex flow because of its distortion effect on the vortex structures and the early vortex breakdown, and using instead nonintrusive methods as Laser Doppler Velocimetry (LDV).
