جریان تراکم پذیر حول F-35، شبیه سازی با انسیس فلوئنت

شرح پروژه (F-35)

هدف از مسأله حاضر، شبیه سازی عددی جریان تراکم پذیر (compressible) حول یک هواپیما F-35 با استفاده از نرم افزار انسیس فلوئنت (ANSYS Fluent) است.

Lockheed Martin F-35 Lightning II یک خانواده آمریکایی از هواپیماهای جنگی چندمنظوره تک‌سرنشین، تک‌موتوره و رادارگریز در همه شرایط آب و هوایی است. همچنین، قادر به ارائه جنگ الکترونیک و قابلیت‌های اطلاعاتی، نظارتی و شناسایی است.

نکته جالب این است که سرعت هواپیما F-35 می‌تواند به 500 متربرثانیه برسد که منجر به جریان هوای مافوق صوت (supersonic) می‌شود. بنابراین، آزمایش‌های تونل باد واقعی از نظر هزینه و زمان گران هستند، بنابراین حلگرهای CFD اغلب برای ارزیابی آزمایش‌های اولیه استفاده می‌شوند.

این پروژه قرار است که جریان تراکم پذیر مافوق صوت را در مجاورت هواپیمای F-35 مطالعه کند. هندسه یک هواپیمای 20 متری F-35 در داخل یک تونل باد 150 متری است.

برای مدل فعلی، تعداد سلول برابر با 7،182،542 است. در مورد کیفیت مش بندی، حداکثر چولگی (skewness) 0.79 با میانگین 0.22 شبکه بندی رضایت بخشی برای مدل فعلی است.

همچنین برای محاسبه دقیق لایه مرزی، 25 لایه منشوری (prism layers) در مجاورت دیواره‌های تونل آب و بدنه توربین اضافه شد.

درنهایت، مش بندی با استفاده از نرم افزار انسیس مشینگ (ANSYS-Meshing) تولید می‌شود. درنهایت، مش بندی در نرم افزار انسیس فلوئنت (ANSYS FLUENT) به حالت چندوجهی (Polyhedral) تبدیل شد و به 1845364 المان با همین کیفیت کاهش یافت. به عنوان یک مطالعه عددی، گام اولیه به سمت مدل سازی، تولید هندسه CAD است.

روش‌های استفاده شده

هوا به عنوان یک گاز ایده آل تراکم پذیر (compressible ideal gas) در نظر گرفته می‌شود و عدد ماخ (Mach number) معادل 0.2 در حداکثر سرعت 544 متربرثانیه به دست آمد. برای بررسی مسئله فعلی، باید معادلات جریان را به صورت دیفرانسیلی حل کرد.

همچنین، شرایط گاز ایده آل غیرهم‌دما و تراکم پذیر در داخل تونل باد در نظر گرفته شد. بنابراین، معادله انرژی نیز علاوه بر معادلات جریان و توربولانسی حل شد. به طور خلاصه، معادلات جرم و مومنتوم حاکم به صورت زیر نوشته می‌شود:

نتایج

همچنین، نیروی پسا (drag) و پروفیل شوک (shock) نیز در طول مطالعه به دست آمد. پس از همگرایی حل، نتایج را از طریق پس‌پردازش مشاهده می‌کنیم. در همین حال، به عنوان اطمینان از همگرایی (convergence) معتبر، مقدار درگ را در طول تکرارهای فرایند حل (solution iteration) نظارت می‌کنیم.

در این مطالعه، زمانی که نیروی پسا به یک نرخ ثابت رسید، فرایند حل همگرا بود و باقیمانده‌ها (residuals) زیر مقادیر 10e-6 بودند. سپس نتایج مربوط به فشار و میدان سرعت را در شکل‌ها ارائه می‌کنیم.

علاوه براین، می‌توانیم پروفیل شوک را از روی کانتور (contour) فشار و عدد ماخ مشاهده کنیم. برای میدان سرعت، هم کانتور و هم خطوط جریان (streamline) را نشان می‌دهیم تا بینش زیادی در مورد مسئله ارائه کنیم.

همچنین، ما گرادیان دما و تغییرات آن را در موقعیت‌های مکانی مختلف ارائه می‌کنیم؛ زیرا افزایش دما در محاسبات جریان تراکم پذیر آیرودینامیکی مهم است. درنهایت، نیروی پسا را 181.66 (kN) محاسبه می‌کنیم که برای یک هواپیمای 20 متری با مشخصات ذکر شده دقیق است.