پیوندهای مفید
آمار
| تعداد نشریات | 8 |
| تعداد شماره‌ها | 428 |
| تعداد مقالات | 5,579 |
| تعداد مشاهده مقاله | 6,867,737 |
| تعداد دریافت فایل اصل مقاله | 5,833,380 |
بررسی عددی تأثیرات موقعیت چشمة حرارتی بر روی عملکرد یک ورودی هوای فراصوتی از نوع تراکم ترکیبی | ||
| نشریه مهندسی مکانیک امیرکبیر | ||
| مقاله 18، دوره 52، شماره 4، تیر 1399، صفحه 1023-1036 اصل مقاله (2.1 M) | ||
| نوع مقاله: مقاله پژوهشی | ||
| شناسه دیجیتال (DOI): 10.22060/mej.2018.14551.5883 | ||
| نویسندگان | ||
| صفا اسماعیلی1؛ جواد سپاهی یونسی* 2 | ||
| 1گروه مکانیک، دانشکده مهندسی، دانشگاه فردوسی مشهد، مشهد، ایران | ||
| 2دانشگاه فردوسی مشهد | ||
| چکیده | ||
| بررسی عملکرد ورودی یکی از حوزه‌های بسیار مهم در طراحی آیرودینامیکی وسایل پرنده است. در این پژوهش عملکرد یک ورودی فراصوتی تقارن‌محوری با تراکم ترکیبی که برای عدد ماخ ۲ طراحی شده است، در زاویه حملة صفر درجه بررسی شده و سپس با اعمال یک چشمة حرارتی و تغییر موقعیت آن، تأثیر چشمه بر عملکرد ورودی مورد مطالعه قرار گرفته است. شبیه‌سازی عددی جریان توسط یک کد دینامیک سیالات محاسباتی انجام شده که در آن معادلات با استفاده از روش صریح، گسسته شده‌اند. برای اعتبارسنجی شبیه‌سازی عددی، از نتایج تجربی بدست آمده در آزمایش‌های تونل باد انجام شده در دانشگاه امام حسین )ع( استفاده شده است. نتایج نشان می‌دهند که چنانچه چشمة حرارتی در موقعیت مناسب قرار گیرد، تأثیر مطلوبی بر سه پارامتر بازیافت فشار کل، نسبت دبی جرمی و ضریب پسای ورودی دارد. همچنین همچنین نسبت پس‌فشار بحرانی افزایش یافته که باعث می‌شود محدودة کارکردی ورودی گسترش یابد. اما اعوجاج جریان نیز به مقدار جزئی زیاد می‌شود. در عدد ماخ طراحی و در شرایط بحرانی، حدود 68 / 9 درصد افزایش بازیافت فشار کل، 6/ 26 درصد کاهش ضریب پسا، 16 / 16 درصد افزایش نسبت دبی جرمی، 7/ 8 درصد افزایش نسبت پس‌فشار بحرانی و 13 / 17 درصد افزایش اعوجاج جریان ورودی مشاهده شده است. | ||
| کلیدواژه‌ها | ||
| ورودی فراصوتی؛ چشمة حرارتی؛ بازیافت فشار کل؛ نسبت دبی جرمی؛ ضریب پسا | ||
| عنوان مقاله [English] | ||
| Computational Investigation of the Effects of Heat Source Position on the Performance of a Mixed Compression Supersonic Intake | ||
| نویسندگان [English] | ||
| Safa Esmaeili1؛ Javad Sepahi-Younsi2 | ||
| 1Mechanical Engineering Department, Faculty of Engineering, Ferdowsi University of Mashhad, Iran | ||
| چکیده [English] | ||
| Investigation of the intake performance is one of the most important topics in the aerodynamic design of the aerial vehicles. In this study, the performance of a supersonic axisymmetric mixed compression intake, which was designed for the free stream Mach number of 2, has been investigated at zero degrees angle of attack. Then by applying a heat source and changing its position, the effects of this source on the intake performance have been studied. The flow has been simulated by a computational fluid dynamics code. The experimental results which were achieved in the wind tunnel at Imam Hossein University have been used to validate the numerical simulation. Results show that a heat source located at the proper location could have desirable effects on the total pressure recovery, mass flow ratio and drag coefficient of the intake. The critical back pressure ratio also increases, which widens the intake operating region. However, the flow distortion will increase a bit. At the design Mach number and critical condition, 9.68% increase in total pressure recovery, 26.6% decrease in drag coefficient, 16.16% increase in mass flow ratio, 8.7% increase in critical back pressure ratio and 17.13% increase in flow distortion have been observed. | ||
| کلیدواژه‌ها [English] | ||
| Supersonic Intake, Heat Source, Total Pressure Recovery, Mass Flow Ratio, Drag Coefficient | ||
| مراجع | ||
|
[1] M. Soltani, J.S. Younsi, M. Farahani, Effects of Boundary- Layer Bleed Parameters on Supersonic Intake Performance, Propulsion and Power, 31(3) (2015) 826-836. [2] R.H. Tindell, Blown boundary layer control system for a jet aircraft, United States, Grumman Aerospace Corporation, (1995) 5447283. [3] B.A. Reichert, B.J. Wendt, Improving Curved Subsonic Diffuser Performance with Vortex Generator, AIAA Journal, 34(1) (1996) 65-72. [4] F. Falempin, A.A. Firsov, D.A. Yarantsev, M.A. Goldfeld, K. Timofeev, S.B. Leonov, Plasma Control of Shock Wave Configuration in Off-Design Mode of M=2 Inlet, Experiments in Fluids, 56(3) (2015) 1-10. [5] S.D. Kim, Aerodynamic Design of a Supersonic Inlet with a Parametric Bump, Journal of Aircraft, 46(1) (2009) 198-202. [6] J. Masud, Flow Field and Performance Analysis of an Integrated Diverterless Supersonic Inlet, The Aeronautical Journal, 115(1170) (2011) 471-480. [7] K. Kremeyer, Lines of Pulsed Energy for Supersonic/ Hypersonic Drag Reduction: Generation and Implementation, in: 42nd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, Reno, Nevada, 2004. [8] K. Oswatitsch, Propulsion with Heating at Supersonic Speed, Deutsche Versuchsanstalt fur Luft und Raumfahrt, Rept. 90, (1959) Berlin. [9] S. Macheret, M. Shneider, R. Miles, Scramjet Inlet Control By Off-Body Energy Addition: A Virtual Cowl, AIAA Journal, 42(11) (2004) 2294-2302. [10]M. Soltani, M. Farahani, J.S. Younsi, Performance Study of a Supersonic Inlet in the Presence of a Heat Source, Scientia Iranica, 18(3) (2011) 375-382. [11] Q. Li, Y. Hong, W. Zhao, D. Wang, Numerical Simulation on Air Mass Capture Control of Hypersonic Inlet by Laser Energy, Applied Mechanics and Materials, 644 (2014) 1470-1473. [12] J.T. Chang, W. Bao, D. Yu, Y. Fan, Y. Shen, W. Zhou, Hypersonic Inlet Control with Pulse Periodic Energy Addition Aerospace Engineering 223(2) (2008) 85-94. [13] M. Shneider, S. Macheret, S. Zaidi, I. Girgis, R. Miles, Virtual Shapes in Supersonic Flow Control with Energy Addition, Journal of Propulsion and Power, 24(5) (2008) 900-915. [14] M. Soltani, M. Farahani, J.S. Younsi, Performance Improvement of a Supersonic External Compression Inlet by Heat Source Addition, World Academy of Sciences, Engineering and Technology Journal, 40 (2008) 267-274. [15] M. Soltani, J.S. Younsi, M. Farahani, Investigation of a New Flux Scheme for the Numerical Simulation of the Supersonic Intake Flow, Proc. IMechE Part G- J. Aerospace Engineering, 226(11) (2012) 1445-1454. [16] M. Soltani, J.S. Younsi, M. Farahani, Numerical Simulation and Parametric Study of a Supersonic Intake, Proc. IMechE Part G- J. Aerospace Engineering, 227(3) (2013) 467-479. [17] M. Soltani, J.S. Younsi, V. Farajpour Khanaposhtani, Numerical Investigation of the Unstart Suppression in a Supersonic Air Intake, Iranian Journal of Science and Technology, 39(M2) (2015) 413-426. [18] M. Soltani, A. Daliri, J.S. Younsi, Effects of Shock Wave/ Boundary-Layer Interaction on Performance and Stability of a Mixed-Compression Inlet, Scientia Iranica B, 23(4) (2016) 1811-1825. [19] J. Seddon, E. Goldsmith, Intake Aerodynamics, Virginia: American Institute of Aeronautics and Astronautics, 1999. [20] M. Soltani, J.S. Younsi, A. Daliri, Performance Investigation of a Supersonic Air Intake in the Presence of the Boundary Layer Suction, Proc. IMechE Part G- J. Aerospace Engineering, 229(8) (2014) 1495-1509. | ||
|
آمار تعداد مشاهده مقاله: 631 تعداد دریافت فایل اصل مقاله: 796 |
||