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पैनल विधि
कार्यप्रणाली
पैनल विधि वायुयान, अंतरिक्ष प्रमोचन यान, ऑटोमोबाइल, जहाज आदि के जटिल विन्यासों के वायुगतिकीय विश्लेषण हेतु पिछले तीन-चार दशकों में विकसित सबसे बहुमुखी और शक्तिशाली उपकरणों में से है। साधारणत: पैनल विधि लैपलेस समीकरण को हल करती है। पैनल विधि में, गणना की सीमा अभिविन्यास बाउंडिंग सतह तक होती है जिससे वॉल्यूम मेश की आवश्यकता को समाप्त कर दिया जाता है। इसके कारण पूरी तरह से स्वेच्छित अभिविन्यास का प्रवाह समाधान प्राप्त किया जा सकता है। इसकी व्यवहारिक सीमाओं और सरलीकृत दृष्टिकोण के बावजूद, पैनल विधि एक बडे रेंज की स्थितियों पर प्रयोगात्मक मापन के साथ ठीक पाई गई है। यहां तक कि ऐसे मामलों में जहां उनकी अवस्था प्रायोगिक माप के साथ ठीक नहीं पाई गई है, फिर भी इसका प्रयोग प्रस्तावित अभिकल्प परिवर्तन के वृद्धिशील प्रभावों का अनुमान लगाने में, स्थिर दृढ व्युत्पत्तियों की गणना, आदि में किया जाता है।
प्रमुख उपलब्धियॉं
प्रभाग के मौजूदा पैनल कोड को नोदक और हेलिकॉप्टर रोटार के विश्लेषण के लिए संशोधित किया गया है। नोदक का प्रभाव उसके वायुगतिकीय विशेषताओं पर अधिक मजबूत होता है। जब एक नोदक पर प्रवाह स्थिर होता है, तो उसकी आकृति और अभिविन्यास के प्रभाव का परिणाम सर्पिल और अक्षसममित माना जाता है। इस दृष्टिकोण को अर्ध-अस्थिर विश्लेषण कहा जाता है। नोदक के विश्लेषण में अर्ध-अस्थिर कोड का प्रयोग किया गया है।
विभाग का पैनल कोड तीन आयामी संकुचित प्रवाह के अनुकरण हेतु एक मौजूदा सीमा परत कोड के साथ युग्मित किया गया है। युग्मित पैनल कोड से प्राप्त परिणाम की तुलना दो आयामी एयरफायल, पंख और पंख निकाय के प्रयोगात्मक माप के साथ की गई है। अनुमान और माप के बीच बहुत अच्छी समानता पाई गई है।
अस्थिर प्रवाह के नियंत्रण हेतु प्रभाग के पैनल कोड को संशोधित किया गया। यहां पर आकार अज्ञात होता है और समाधान के रूप में निर्धारित किया जाता है। कोड को पिचिंग विंग और दो ब्लेड के हेलीकाप्टर रोटर पर लागू किया गया है।
विशिष्टताएं
प्रभाग के लिए एनएएल पैनल कोड ने अत्यंत प्रभावी रूप से काम किया है:
- स्थिर (एनएएल पैनल विधि - एनपीएम)
- अर्ध-अस्थिर
- अस्थिर (अस्थिर पैनल विधि - यूपीएम)
- सीमा परत कोड (एनपीएम+बीएल3डी) के साथ युग्मित पैनल विधि
निम्न कुछ अभिविन्यासों में पैनल कोडों को बड़े पैमाने पर उपयोग किया गया है-
- लघु परिवहन वायुयान का विश्लेषण
- समुद्री, वायुयान और ऑक्टोकाप्टर नोदक का विश्लेषण
- एयरोस्टैट का विश्लेषण
- लघु कैनार्ड अनुसंधान वायुयान का विश्लेषण
- सेंसर अनुकूलित एयरबोर्न प्लेटफार्म का विश्लेषण
- पुन: प्रयोज्य प्रमोचन यानों का विश्लेषण
- विंड टर्बाइन रोटर ब्लेडों का विश्लेषण
- क्षेत्रीय परिवहन वायुयान अभिविन्यास का विश्लेषण
Results
The figure shows the modification of aft fuselage to obtain a smooth flow of a two seat trainer aircraft.
The figure shows the use of panel code in combination with experimental measurements for calculating the elevator effectiveness of SARAS.
The figure shows the paneling and the pressure contour over an aerostat configuration.
The figure shows the paneling of rotor blades and wake for a five bladed variable pitch propeller.
The figure shows the comparison between experimental measurement and quasi-unsteady analysis for a five bladed variable pitch propeller at different blade angle setting and advance ratios.
The figure shows the comparison of transition prediction by VSAero software and NAL panel code coupled with boundary layer code.
Figure shows the comparison of Transition Onset Prediction with Experiments. Reynolds Number = 6.5M, Alpha = 150 , Mach Number= 0.13.
The figure shows the Lift Coefficient of Saras Wing Body, M= 0.15, Re= 0.85 M
Figure shows the comparisons of NPM+BL3D computations with NAL wind tunnel experiments and VSAero computations for Saras Wing Body configuration for lower Mach number and Reynolds number.
Figure shows the comparison for the four configurations with velocity average at 256.4 mm behind propeller plane. The computation was carried out using UPM.
OpenFOAM results consisting of stream-wise velocity distribution at different sections are compared with experimental data and UPM results.
UPM computations were carried out using forward velocity as an additional input. The figure gives one such result.
