این سایت در حال حاضر پشتیبانی نمی شود و امکان دارد داده های نشریات بروز نباشند
مهندسی مکانیک مدرس، جلد ۱۷، شماره ۱۰، صفحات ۷۳-۸۰
عنوان فارسی اثرات مکش لایه‌مرزی ضخیم شده بر کارایی دهانه ورودی ماوراء صوت
چکیده فارسی مقاله در این مقاله دهانه سه بعدی ماوراء صوت برای دریافت جریان در ماخ 5.0 طراحی و مورد شبیه‌سازی قرار گرفته است. چهارچوب اصلی این مطالعه، شبیه‌سازی عددی سه بعدی مرتبه 2 با دقت 10-6 است که اثرات لایه‌مرزی به شدت توسعه‌یافته از بالادست جریان را بر روی کارآیی سامانه با استفاده از سه ساختارِ مجزایِ پایه ، مورد ارزیابی قرار داده است. طرح پایه دهانه ورودیِ مذبور متشکل از سطح تراکمی با دو شیب خارجی و مجرای مافوق صوت است که با کاستن از سرعت جریان آن را به محدوده ماخ 2.0 نزدیک می‌کند. مؤثرترین فاکتور در کیفیت جریان دریافتی و عملکرد دهانه ورودی در رژیم ماوراء صوت، لایه مرزی بر روی بدنه است که مکش آن به درون دهانه، مشکلات زیادی از جمله، ایجاد گرادیان شدید حرارتی در مقاطع مخالف دهانه ورودی و کاهش ضریب بازیابی فشار را ایجاد می‌کند. این لایه که محتوای انرژی جنبشی آن کمتر از بخش آزاد جریان است، پس از شوک کمانی در دماغه و یا لبه حمله ایجاد می‌شود و کسر قابل توجهی از جرم ورودی به دهانه را اشغال می‌کند . استفاده از مدل توربولانسی k-ω در حل عددی تخمینی مناسب از کیفیت این لایه ارائه کرده است و در متن حاضر، اثرات برهمکنش شوک و لایه‌مرزی، ساختار شوک‌ها، خصوصیات جریان در انتهای دیفیوزر و همچنین اثر استفاده از دیواره جانبی در انتهای سطوح تراکمی بر عملکرد دهانه به عنوان اهداف اصلی شبیه‌سازی عددی مطرح و نتایج مربوطه مورد بررسی قرار گرفته است.
کلیدواژه‌های فارسی مقاله
عنوان انگلیسی Effect of thick boundary layer ingestion on the performance of hypersonic inlet
چکیده انگلیسی مقاله In this paper, a hypersonic inlet for operating at Mach 5.0 is designed and analyzed numerically. The main axis of this study is a series of three-dimensional simulations with the accuracy of 10E-06 which are applied to determine the effects of the highly developed boundary layer on the performance of inlet for three different study cases. The basic inlet concept is designed by integration of double ramp compression surface and inlet duct which can reduce the free-stream Mach number to the range of 2.0. The most important factor that it affects the performance of the hypersonic inlet system, is the developed entropy layer on the fuselage of the flight vehicle. Ingestion of this layer results in thermal gradients and pressure recovery losses. The bow shocks at the nose and the leading edges are the main sources of this low kinetic energy layer. Using the k-ω turbulence model in the numerical simulations have resulted in a reliable estimation of the boundary layer. In the current context, shock structures, shock-boundary layer interactions, flow quality at the end of the diffuser and also the effects of using sidewalls on the performance of the hypersonic inlet are the main goals of the simulations and the related results are summarized
کلیدواژه‌های انگلیسی مقاله
نویسندگان مقاله ایمان بندار صاحبی | bondar saheby
دانشگاه هوا و فضای نانجینگ، دانشگاه هوافضای نانجینگ، دانشکده قدرت و انرژی

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

آزاده کبریایی |
دانشگاه صنعتی شریف، دانشکده هوافضا
سازمان اصلی تایید شده: دانشگاه صنعتی شریف (Sharif university of technology)

گوپینگ هوانگ |
دانشگاه هوافضای نانجینگ، دانشکده قدرت و انرژی

نشانی اینترنتی http://mme.modares.ac.ir/article_17622_395e41ce286832869c573e7d1c7d0fac.pdf
فایل مقاله اشکال در دسترسی به فایل - ./files/site1/rds_journals/1256/article-1256-437418.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