محمدرضا سلطانی
دانشکده مهندسی هوافضا - دانشگاه صنعتی شریف
[ 1 ] - اندازه‌گیری فشار در مقطع سه‌بعدی پره توربین باد
به‌منظور بررسی رفتار آئرودینامیکی مقطع پره توربین باد، برای نخستین بار در کشور و با حمایت مالی بخش انرژی‌های نو برنامه‌یی جامع، شامل آزمایش‌های مختلف، تدارک دیده شده است. به‌دلیل وجود جریان‌های سه‌بعدی و اهمیت آن در رفتار آئرودینامیکی پره، یک مدل سه‌بعدی از مقطع پره توربینِ درحال ساخت در تونل باد مادون صوت جهاد کشاورزی شیراز، در زوایای حمله‌ی $-5$ تا ۲۵ درجه و سرعت‌های ۳۰، ۶۰ و ۸۰ متر بر ثانیه ...
[ 3 ] - بررسی تجربی لایه‌مرزی ایرفویل فوق بحرانی تحت حرکت نوسانی پیچشی
در این مطالعه، پروفیل سرعت لایه‌مرزی ناپایا روی سطح یک ایرفول فوق بحرانی تحت نوسان پیچشی اندازه‌گیری و تحلیل شده است. اندازه‌گیری با استفاده از یک لایه‌مرزی حاوی لوله‌های نازک فشار کل مستقر در فاصله‌ی ربع وتر ایرفویل از لبه‌ی حمله و روی سطح بالایی آن صورت گرفته است. در حالت استاتیک تأثیر زاویه‌ی حمله از ۳− تا ۱۴ درجه و سرعت جریان آزاد از ۴۰ تا ۷۰ متربرثانیه بررسی شده است؛ و در حالت دینامیکی در ...
[ 4 ] - تأثیر موقعیت عمودی کانارد بر میدان سرعت روی بال مثلثی
در این نوشتار اثرات کانارد بر میدان جریان روی بال و توزیع فشار آن به‌صورت تجربی مورد بررسی قرار گرفته است. کلیه آزمایش‌ها بر روی ترکیب‌بندی بال، کانارد و نیم‌بدنه و در دو حالت کانارد وسط و کانارد بالا به‌صورت چسبیده به جلوی بال در یک تونل بادِ مادونِ صوت در ایران انجام گرفته است. نتایج به دست آمده نشان می‌دهد که حضور کانارد سبب قوی‌تر و پایدارترشدن گردابه‌ی لبه‌ی حمله‌ی بال شده و آن را به سمت لبه...
[ 5 ] - بررسی تجربی اندرکنش جت مافوق صوت، جریان جانبی مادون صوت و بالک واقع در پایین‌دست جت بر میدان جریان
در این نوشتار اثرات تداخلی ناشی از حضور بالک در میدان گردابه‌ییِ ناشی از تخلیه‌ی متعامدِ یک جتِ مافوق صوت در جریان جانبیِ مادون صوتِ تراکم‌پذیر ــ که اهمیت ویژه‌یی در هدایت برخی اجسام پرنده دارد ــ مورد بررسی قرار گرفته است. برای بررسی این اثرات، میدان جریان با استفاده از یک ریک مخصوص در پایین‌دست بالک اندازه‌گیری شده است. نتایج حاصله نشان می‌دهد که اثرات حضور بالک در امتداد صفحه‌ی تقارن و در نواحی ...
[ 6 ] - بررسی تجربی اثرات ضریب منظری بال و فاصله‌ی آن تا بالک بر پارامترهای آئرودینامیکی یک پرتابه در زوایای حمله‌ی بالا
ضرورت افزایش عملکرد پرتابه‌ها در سال‌های اخیر، علاقه‌مندی زیادی در رابطه با آئرودینامیک این پرنده‌ها در زوایای حمله‌ی بالا ایجاد کرده است. بررسی‌ها نشان داده که نسبت ضریب منظری بال و محل قرارگیری بالک‌ها، سهم به‌سزایی در چگونگی تداخل بین گردابه‌های بدنه، بال و بالک و درنتیجه میزان مانورپذیری پرتابه دارد. در تحقیق حاضر اثرات تداخلی بدنه، بال ثابت و بالک بر پیکربندی یک پرتابه بررسی شده است. بدین...
[ 7 ] - بهبود توزیع فشار منقبض‌کننده برای کاهش آشفتگی تونل باد
یکی از اهداف اصلی در تونل باد، ایجاد جریان قابل کنترل و پایا با حداقل آشفتگی) توربولانس در مقطع کاری است. یکی از عوامل افزایش شدت آشفتگی در مقطع کاری ناپایداری‌ها و جدایش جریان در ابتدا و انتهای منقبض‌کننده‌ی تونل است. از میان روش‌های متعدد کاهش شدت آشفتگی در مقطع کاری، انتقال اجباری جریان با استفاده از نصب سیم نازک در قسمت خروجی منقبض‌کننده، یکی از جدیدترین و کم‌هزینه‌ترین روش‌ها است. در این پ...
[ 8 ] - بررسی میدان سرعت حول یک ترکیب بال ـ کانارد با استفاده از روش‌های تجربی و شبکه‌ی عصبی
در این تحقیق به‌منظور بررسی اثرات کانارد بر توزیع سرعت بال یک مدل هواپیمای مانورپذیر، آزمایشات مختلفی در تونل باد زیر صوت انجام شده است. بال و کانارد هر دو مثلثی‌شکل‌اند و دارای لبه‌های حمله‌ی تیز هستند. آزمایش‌ها در دو زاویه‌ی حمله‌ی مدلٓ۱۵ٓوٓ۲۰ٓدرجه و زوایای حمله‌ی کانارد۱۰−، صفر و ۱۰ٓدرجه انجام شده‌اند. در کلیه‌ی آزمایش‌ها کانارد در امتداد محور بال قرار گرفته است. نتایج نشان می‌دهد که در تمام زو...
[ 9 ] - اندازه‌گیری فشار در مقطع سه‌بعدی پره توربین باد
به‌منظور بررسی رفتار آئرودینامیکی مقطع پره توربین باد، برای نخستین بار در کشور و با حمایت مالی بخش انرژی‌های نو برنامه‌یی جامع، شامل آزمایش‌های مختلف، تدارک دیده شده است. به‌دلیل وجود جریان‌های سه‌بعدی و اهمیت آن در رفتار آئرودینامیکی پره، یک مدل سه‌بعدی از مقطع پره توربینِ درحال ساخت در تونل باد مادون صوت جهاد کشاورزی شیراز، در زوایای حمله‌ی $-5$ تا ۲۵ درجه و سرعت‌های ۳۰، ۶۰ و ۸۰ متر بر ثانیه ...
[ 11 ] - مطالعه‌ی تجربی میدان پاشش در انژکتور پیچشی
-
[ 13 ] - Effect of Wing Sweep Angle on the Vortex Interaction of a Tail-Wing Configuration
The goal of this investigation is to study the effect of wing sweep angle on the horizontal wing-body- tail configurations in subsonic flow. For this purpose, a series of wind tunnel tests were conducted on a model having a moveable horizontal tail and a wing planform with different sweep angles. Tests were performed at different tail deflection angles. Static surface pressure distribution over...
[ 14 ] - Wind Tunnel Investigation of Pressure Distribution and Transition Position of a Swept 3D Wing
Extensive wind tunnel tests are conducted to evaluate surface pressure distribution of a semi span swept wing. The wing section has a laminar flow airfoil similar to NACA 6-series airfoils. The investigations are conducted at various speeds and angles of attack. Surface pressure distribution over the wing upper surface is measured for both chordwise and spanwise sections. Statistical analyses a...
[ 15 ] - EXPERIMENTAL INVESTIGATION OF EFFECTS OF WALL POROSITY AND SUCTION ON THE FLOW QUALITY IN A TRANSONIC WIND TUNNEL
A trisonic wind tunnel has been modified to improve its flow quality when operating at transonic speeds through perforated walls and side suctions. The usefulness of such a perforated wall, already known, is reduction of the blockage effect as well as the shock elimination. Two types of perforated walls have been used in this investigation. The first wall had a porosity of about 22% and the hol...
[ 16 ] - Impact of Body on the Tail Surface Flowfield at High Incidences
An experimental study was performed to investigate the effects of the body angle of attack on the tail surface pressure distribution for a half body-tail combination in subsonic flow. The results show, in small deflection angle regions, that the tail deflection has the same effect on the surface pressure as the body angle of attack. However at moderate to high deflections, the flowfiled caused ...
[ 17 ] - Experimental Study of Vortex Shapes behind a Wing Equipped with Different Winglets
An extensive experimental study is conducted to examine effects of different winglet-shapes and orientations on the vortex behind a wing, static surface pressure over the wing, and wing wake of a swept wing at various angles of attack. Four types of winglets, spiroid (forward and aft), blended, and winggrid are used in this investigation. Wing static surface pressure measurements are obtained f...
[ 18 ] - Effect of Amplitude and Mean Angle of Attack on the Unsteady Surface Pressure of a Pitching Airfoil
Details of pressure distributions, on a two dimensional airfoil oscillating in pitch through stall, in a 0.8 0.8 m low-speed wind tunnel are presented. Pitching occurred about the airfoils quarter-chord axis. Pitch rate, Reynolds number, and oscillation amplitudes were varied to determine the effects on pressure and lift distributions. It was found that mean angle of attack and pitching amplitu...
[ 20 ] - بررسی تجربی آثار سرش جانبی بر مشخصه‌های ائرودینامیکی استاتیکی و اندازه‌گیری مشتقات دینامیکی طولی مدل هواپیمای بال مثلثی
در این پژوهش آثار سرش جانبی بر مشخصه‌های ائرودینامیکی مدل هواپیمای بال مثلثی در حالت استاتیکی و همچنین روشی تجربی جهت تعیین مشتقات پایداری دینامیکی هواپیما ارائه شده است. داده‌های اندازه‌گیری شده به‌صورت یک تاریخچة زمانی از ضرایب نیروها و گشتاورهای ائرودینامیکی می‌باشد. با استفاده از این داده‌ها مؤلفه‌های همفاز و غیر همفاز ضرایب ائرودینامیکی تعیین شده است. تست‌ها در عدد رینولدز 1750000 انجام ...
[ 21 ] - Surface Pressure Contour Prediction Using a GRNN Algorithm
A new approach based on a Generalized Regression Neural Network (GRNN) has been proposed to predict the planform surface pressure field on a wing-tail combination in low subsonic flow. Extensive wind tunnel results were used for training the network and verification of the values predicted by this approach. GRNN has been trained by the aforementioned experimental data and subsequently was used ...
[ 22 ] - Flow Field Study Over the Wing of a Fighter-Type Aircraft Model
An extensive experimental investigation to study the flow structure over the wing of a fighter type configuration model has been conducted. The model used for this study was similar to the High Alpha Research Vehicle (HARV) that has been used in various European research centers for studying its force and moment characteristics. Tests were conducted at two subsonic speeds and at low to moderate...
[ 23 ] - بررسی تجربی اثر فرکانس‌کاهش‌یافته بر توزیع فشار سطح پایین ایرفویل فوق بحرانی در حرکت توقف ناگهانی حین نوسان و سپس برگشت
در این تحقیق، تأثیرات فرکانس‌کاهش‌یافته، مدت زمان توقف و زاویه توقف بر توزیع فشار سطح زیر بال با مقطع ایرفویل فوق بحرانی نازک، در حرکت توقف ناگهانی حین نوسان و سپس برگشت بررسی می‌شود. این آزمایش‌ها در تونل باد مادون صوت، در زاویه حمله متوسط و دامنه حرکت ثابت و با محدوده فرکانس‌کاهش‌یافته 01/0 تا 12/0 انجام می‌شود. زوایای توقف مورد نظر در حالت بالارونده و در 3 محدوده زیر، نزدیک و بالای واماندگی ...
نویسندگان همکار