این سایت در حال حاضر پشتیبانی نمی شود و امکان دارد داده های نشریات بروز نباشند
مهندسی مکانیک مدرس، جلد ۱۶، شماره ۱۱، صفحات ۳۰۳-۳۱۰
عنوان فارسی طراحی دهانه ورودی سه بعدی با استفاده از الگوی جریان شوک
چکیده فارسی مقاله یکپارچه‌سازی دهانه ورودی با بدنه هواپیما و پشتیبانی بهینه سامانه رانش هواتنفسی توسط دهانه، یکی از چالش برانگیزترین مسائل مرتبط با طراحی هواپیما و کارآیی رانشی است. غیرمنعطف بودن دانش مکانیک سیال از یکسو و قیود عملکردی سیستم هوا تنفسی از سوی دیگر مانع از توسعه و تغییر سریع ساختار دهانه ورودی شده است. یکی از مهمترین قیود هندسیِ تاثیرگذار در طراحی دفیوزر، تغییر شکل بهینه مقطع ورودیِ دهانه از ساختار غیر دایروی در مقطع ورودی به ساختار کاملا دایروی در صفحه کمپرسور است. از آنجایی که یکپارچه‌سازی دهانه با بدنه هواپیما نیازمند استفاده از مقاطع غیر دایروی در هندسه ورودیِ دهانه است، الگوریتمِ توسعه سطح داخلی دفیوزر بر اساس اتصال مقطع غیر‌دایروی به یک مقطع دایروی و بهینه‌سازی آن نقش کلیدی در کارآیی گاز-دینامیکی سامانه مکش بازی می‌کند. این مسئله در دهانه ورودی مافوق صوت بسیار با اهمیت‌تر است. در این مقاله شیوه طراحی دهانه ورودی با استفاده از روش معکوس در میدان حاصل از شوک در ماخ 1.6 ارائه و مدل هندسی حاصل به صورت عددی شبیه‌سازی شده است. در این روش گوشه‌های دهانه وردی مستطیلی به گونه‌ای گرد می‌شوند که تغییری در ساختار شوک مایل سطح تراکمی ایجاد نشود. به عبارت دقیق‌تر بخش گرد شده نیز جزءی از سطح تراکمی سه بعدی خواهد بود.
کلیدواژه‌های فارسی مقاله
عنوان انگلیسی Design of Supersonic Inlet Based on Shock Wave
چکیده انگلیسی مقاله Integration of airframe and propulsion system is one of the most challenging steps in flight vehicle design cycles. In this paper, a three-dimensional supersonic inlet based on the wave-derived geometry technique has been designed and analyzed. Although the considered method was created for hypersonic forbodies, the idea is fully operational for the low supersonic inlet design at Mach 1.6. The inlet concept in this paper is formed from predefined profile elements which are used to generate the three-dimensional geometry in an oblique shock pattern. By this approach, the curved corner of the inlet entrance edge can generate the same shock as the main compression surface and also these curved surfaces provide the optimum transition between entrance geometry and compressor face which is important for the airflow quality and propulsive efficiency. The new concept has been validated by a series of accurate CFD simulations with completely structural grid domains. The major inlet's performance factors like total pressure recovery, flow distortion and mass flow capture ratio are calculated. The concept and it's accurate numerical simulations create a baseline for more advanced designs and researches about the three-dimensional inlets and geometry transition techniques between the different sections of duct.
کلیدواژه‌های انگلیسی مقاله
نویسندگان مقاله ایمان بندارصاحبی | بندارصاحبی
چین، نانجینگ، دانشگاه هوا و فضای نانجینگ

قادر علیایی |
تهران- خ آزادی- دانشگاه صنعتی شریف- دانشکده مهندسی هوافضا
سازمان اصلی تایید شده: دانشگاه صنعتی شریف (Sharif university of technology)

آزاده کبریایی |
تهران- خ آزادی-دانشگاه صنعتی شریف- دانشکده مهندسی هوافضا
سازمان اصلی تایید شده: دانشگاه صنعتی شریف (Sharif university of technology)

نشانی اینترنتی http://mme.modares.ac.ir/article_15611_94356afd00d2cf060ddf670fa5ab8fda.pdf
فایل مقاله اشکال در دسترسی به فایل - ./files/site1/rds_journals/1256/article-1256-227146.pdf
کد مقاله (doi)
زبان مقاله منتشر شده fa
موضوعات مقاله منتشر شده
نوع مقاله منتشر شده
برگشت به: صفحه اول پایگاه   |   نسخه مرتبط   |   نشریه مرتبط   |   فهرست نشریات