در این پژوهش رفتار جریان روی بال الماسی به وسیله دود و لیزر مورد ارزیابی قرار گرفته است. برای این منظور آشکارسازی جریان در زوایای حمله 5 تا 45 درجه و در سرعت 5/2 متربرثانیه انجام شده است. یکی از بال ها به عنوان بال مبنا و بال دیگری مجهز به زائده آیرودینامیکی به نام لکس بوده است. افزایش زاویه حمله سبب بزرگ تر شدن و قوی تر شدن گردابه شده و هم چنین مرکز گردابه با افزایش زاویه حمله از سطح زیرین، فاصله گرفته است. افزایش زاویه حمله هم چنین سبب تغییر موقعیت فروپاشی گردابه و انتقال آن به سمت بالادست جریان شده است. استفاده از لکس سبب تولید جریان گردابه ای قوی می شود که این گردابه با گردابه ی لبه حمله بال ترکیب شده و جریان گردابه ای قوی تری تولید می کند که باعث افزایش انرژی در لایه مرزی شده و از جدایش آن جلوگیری می کند و در نتیجه مکان فروپاشی گردابه ها به سمت پایین-دست جریان تغییر موقعیت می دهد. استفاده از لکس باعث کوچک تر شدن ناحیه ی جدایش پشت بال تا 14 درصد نسبت به بال مبنا شده که عملکرد آیرودینامیکی سطوح کنترلی پایین دست جریان را بهبود می بخشد.

در این پژوهش به کمک نرم افزار Ls-Dyna و با استفاده از روش هیدرودینامیک ذرات هموارشده به شبیه سازی نرم افزاری برخورد پرنده به لبه حمله بال یک هواپیما و بهینه سازی آن پرداخته شده است. به منظور بررسی صحت نتایج مدل سازی، ابتدا برخورد پرنده به یک صفحه مسطح آلومینیومی شبیه سازی شده و مقادیر کرنش ها و تغییر شکل های ایجادشده در صفحه هدف در شبیه سازی نرم افزاری و آزمایش تجربی با هم مقایسه شده است. پس از حصول اطمینان از صحت نتایج، به مدل سازی برخورد پرنده به سازه لبه حمله بال یک هواپیما پرداخته شده است. در مرحله بعد، با در نظر گرفتن مشخصات اجزای سازه بال به عنوان متغیرهای طراحی، سعی شده است تا مقادیر جرم سازه و تغییر شکل پوسته بال در اثر برخورد پرنده که به عنوان توابع هدف در نظر گرفته شده اند کمینه شود. برای این کار ابتدا با استفاده از روش سطح پاسخ، رابطه بین متغیرهای طراحی و توابع هدف پیش بینی شده و سپس به کمک الگوریتم ژنتیک چندهدفه بر پایه جبهه پارتو به کمینه سازی جرم و میزان تغییر شکل سازه بال در اثر برخورد پرنده پرداخته شده است. در نهایت به ازای مقادیر مختلف جرم در نظر گرفته شده برای سازه، ابعاد اجزای سازه بال به گونه ای تعیین شده اند که بال کم ترین آسیب را پس از برخورد متحمل شود.

در این تحقیق، دیدگاه متفاوتی از بررسی الگو و رفتار جریان آشفته بر روی دو بال لبه ساده و لبه سینوسی با شرط مرزی تناوبی توسط یک روش عددی معرفی شده است. در این شبیه سازی معادلات ناویر-استوکس توسط روش حجم محدود گسسته شده و با استفاده از مدل آشفتگی بهبودیافته (IDDES) حل شده است. به عبارتی در تحقیق حاضر به منظور افزایش مانور پذیری یک ریزپرنده با بال ثابت از یک روش کنترل غیر-فعال جریان که از باله شناوری یک گونه خاص نهنگ به نام هامپک (Humpback) الهام گرفته شده، استفاده شده است. در راستای بررسی نحوی عملکرد این نوع بال نامحدود، عدد رینولدز معادل با در نظر گرفته شده است. نتایج حاصله نشان از تغییرات گسترده میان این دو نوع بال نامحدود دارد. به نوعی برخلاف بال نامحدود لبه ساده که الگوی جریان متقارنی دارد، افت وخیزهای شدیدی در توزیع فشار و الگوی جریان بر روی بال نامحدود لبه سینوسی در شرایط ماقبل از واماندگی وجود دارد که متأثر از غلبه جریان های جانبی بر جریان های طولی بر روی این دست از بال ها است؛ بنابراین بررسی الگوها و تحلیل گردابه های شکل گرفته و فرکانس های مربوطه بر روی این نوع بال نامحدود همواره می تواند کمک شایانی به شناخت فیزیک جریان بر روی آن ها کند که زاویه دید جدیدی برای طراحان اجسام پرنده محسوب شود.

در این تحقیق، تغییرات دامنه و طول موج تابع سینوسی که لبه حمله موج دار بال را تشکیل می دهد در شرایط پس از واماندگی مورد مطالعه قرار گرفته است تا میزان اثرگذاری هر یک از این پارامترها بر روی کنترل پدیده واماندگی بررسی شود و میزان حساسیت پدیده واماندگی به هر یک از این دو پارامتر سنجیده شود. به این منظور، بال با سطح مقطع اپلر دارای لبة حمله موج دار مدنظر واقع شده و شبیه سازی عددی به ازای رینولدز 140000 و در زاویه حمله 22 درجه که دقیقاً بعد از واماندگی است انجام شد ه است. نتایج نشان داده که ارتفاع ناحیه جدا شده جریان به دامنه موج سینوسی حساسیت بیشتری دارد درحالی که عرض ناحیه جدا شده جریان شدیداً به طول موج تابع سینوسی وابسته است. نسبت ضرایب آیرودینامیکی نیز به افزایش دامنه موج سینوسی حساسیت بیشتری دارد و با کاهش 5/7% روبرو شد ه است .

در این تحقیق ضرایب آیرودینامیکی یک نمونه هواپیمای بال پرنده بدون دم با بال لامبدا شکل با زاویه پس گرایی لبه حمله بال درونی 55 و بال بیرونی 30 درجه، در یک تونل باد مدار بسته زیر صوت بررسی شده است. آزمایش ها در محدوده سرعت 90 متر بر ثانیه و در زاویه حمله های 6- تا 17 و زاویه جانبی 8- تا 8 درجه انجام گرفته است. نیروها و گشتاورهای آیرودینامیکی هواپیما به وسیله دستگاه بالانس 6 مولفه بیرونی اندازه گیری شده و اثرات دیواره بر نتایج اصلاح گردیده است. به منظور بهبود پایداری طولی هواپیما، زاویه پس گرایی لبه حمله بال 2 درجه افزایش یافته و با نتایج نمونه اصلی مقایسه شده است. نتایج نشان داده است که در زاویه حمله 7.7 درجه پیچ آپ رخ داده که با افزایش زاویه پس گرایی، این پدیده 1 درجه دیرتر اتفاق افتاده است که به معنای افزایش نیروی برآی قابل بهره برداری است. همچنین به منظور بررسی شروع و گسترش جدایش جریان روی بال، میدان فشار بالای سطح بال به وسیله ریک لایه مرزی اندازه گیری شده است. نتایج نشان داده که جدایش جریان روی سطح بال از ناحیه شکستگی لبه فرار شروع شده و با افزایش زاویه حمله بخش های دیگر بال، به ویژه بال بیرونی را فراگرفته است. ضریب گشتاور سمتی هواپیما منفی به دست آمده است که نشان دهنده ناپایداری سمتی ذاتی هواپیماست.

در این پژوهش با استفاده از سیم داغ به بررسی میدان جریان بالای سطح یک بال لامبدا با دو نمونه لبه ی حمله ی تیز و گرد مختلف پرداخته ایم. آزمایش ها در یک تونل باد مداربسته با سرعت 20 متر بر ثانیه و در زاویه ی حمله های 5 تا 20 و با گام 5 درجه انجام شده است. نتایج تجربی نشان گر وجود چند جریان گردابه یی بالای سطح بوده است. در مرکز گردابه ها انحراف معیار سرعت به شدت افزایش یافته که نشان دهنده ی افزایش نوسان سرعت در هسته ی گردابه بوده است. جریان گردابه یی بال با افزایش زاویه ی حمله از سطح فاصله گرفته است. جدایش جریان روی سطح از بخش بیرونی بال شروع شده و با افزایش زاویه ی حمله بخش درونی بال را فرا گرفته است. فاصله ی گردابه های بال با لبه ی حمله ی تیز از سطح بال بیشتر از بال با لبه ی حمله ی گرد بوده است.