F35 savaş uçağının deneysel ve nümerik yöntemlerle incelenmesi

Abstract

Bu makalede, orijinal F35 uçak modelinin düşük hızda aerodinamik akış yapısı kapalı devre su tüneli deneyinde araştırılmış ve ayrıca hesaplamalı akışkanlar dinamiği (CFD) yaklaşımı kullanılarak sayısal olarak incelenmiştir. Her iki çalışma için, kiriş uzunluğu c = 168 mm, kanat geri süpürme açısı Λ = 21.59°, pah açısı 45°, et kalınlığı 5 mm, Reynolds sayısı 10.000 ve akış hızı 0,6 cm/s olan parametreler kullanılarak 5°-25° aralığındaki hücum açıları için araştırma yapılmıştır. Deneysel kısım için boya görselleştirme deneyi ve parçacık görüntü hız ölçümü (PIV) deneyleri yapılmış, nümerik yöntem olarak SST türbülans modeli kullanılmıştır, elde edilen veriler deneysel ve nümerik sonuçlarla kıyaslanmıştır. Ön kenar girdabının oluşması ve girdap dağılması/çökmesi ve akış alanı ile ilgili etkileşimler araştırılmış ve elde edilen veriler tartışılmıştır. Ön kenar girdap oluşumu 5°’de kısmen başlamış, 10°’de girdap kırılması belirginleşmiş ve hücum açısının artmasına bağlı olarak girdap çökme noktası ön tarafa doğru ilerlemiştir. 25°’lik hücum açısına gelindiğinde girdap çökme/dağılma noktası tepe noktasına kadar ilerlememiş, kanat üzerinde kalmış, uçağın bütünüyle stol’a girme durumu gözlemlenmemiştir

In this paper, a low-speed aerodynamic flow structure of the original F35 aircraft model was investigated in a closed-circuit water tunnel experiment, and the investigation was also conducted numerically by using a computational fluid dynamic (CFD) approach. Both studies were performed for the model with a chord length of c =168 mm and wing sweepback angle of Λ = 21.59°, thickness 5 mm and beveled leading edges with an angle of 45°, and for the Reynolds numbers 10.000 at the angle of attack from 5° to 25° with the airflow speed of 0.6 cm/s. For the experimental part, dye visualization and Particle Image Velocimetry (PIV) experiments were performed, and for the numerical part, SST turbulence model was used to solve the flow field around model aircraft and obtained data were compared with experiment. Detail about the flow field including, the development of leading-edge vortex and formation of vortex breakdown and interactions were discussed and presented. Leading-edge vortices were partially developed at the angle of 5°, vortex breakdown pronounced at the angle of 10°, as the increasing angle of attack, location of vortex breakdown moved further up to the front side. At 25°, there was no complete stall condition, and the location of the vortex breakdown stayed on the wing surface.