بررسي تجربي جريان مافوق‌صوت حول يك بدنه مدور طويل

Experimental Investigations of Supersonic Flow around a Long Axisymmetric Body

در اين تحقيق، آزمايشات مختلفي براي اندازه‌گيري توزيع فشار روي يك بدنه استوانه‌اي طويل با دماغه اجايو، در جريان مافوق‌صوت در مجموعه تونل باد سه‌منظوره دانشگاه امام حسين (ع)، انجام شده‌‌است. ميدان جريان اطراف اين مدل به كمك شيليرين مشاهده و توزيع فشار كل در زواياي حمله مختلف اندازه‌گيري و مورد بررسي قرار گرفته است. زاويه موج ضربه‌اي به دست ‌آمده از تصويرهاي آشكارسازي با نتايج نظري تطابق نزديكي را نشان مي‌دهد. در هر زاويه حمله، فشار استاتيك روي بدنه و فشار كل اطراف آن در نقاط مختلف اندازه‌گيري شده‌ است. نتايج نشان مي‌دهند كه توزيع فشار محيطي در موقعيتهاي طولي مختلف روي دماغه و نزديك به آن متأثر از زاويه حمله است، ولي در بخش استوانه‌اي حساسيت كمتري ‌نسبت به زاويه حمله و نيز موقعيت زاويه‌اي گرداگرد يك طول معين دارد. همچنين، توزيع فشار كل اطراف بدنه نسبت به زاويه حمله تغيير مي‌كند و ضخامت لايه مرزي روي مدل با پيشروي در راستاي جريان بيشتر مي‌شود. در قسمت ابتدا و مياني بدنه، با افزايش زاويه حمله تا شش درجه، ضخامت لايه مرزي افزايش مي‌يابد، اما در بخش انتهاي بدنه، ابتدا ضخامت اين لايه افزايش و سپس كاهش مي‌يابد. پروفيلهاي لايه مرزي در كليه موقعيتهاي اندازه‌گيري شده نشانگر آشفته بودن جريان است.

A series of supersonic wind tunnel tests on an ogive-cylinder body were performed to investigate the pressure distribution, the boundary layer profiles, and the flow visualization at various angles of attack. All tests were conducted in the trisonic wind tunnel of the Imam Hossein University. The theoretical shock angle at different model positions compared well with those we obtained via Schilerian results. The static surface pressure results show that the circumferential pressure at different nose sections vary significantly with angle of attack. However, minor changes in the circumferential pressure signatures along the cylindrical part of the body were observed. The total pressure measurements in the radial direction, perpendicular to the incoming flow, vary significantly both radially and longitudinally (along body length). The boundary layer thickness increases along the body. At the beginnig and at the midle part of the cylinderical portion of the body, the boundary layer thickness increases uniformly with increasing angle of attack. However, this situation differs near the end of the body. Our measurements indicated a turbulent boundary layer along the model, which is probably due to the high turbulence level in the tunnel test section.