بهبود اندركنش موج ضربه اي و لايه مرزي در جريان گذر صوت با استفاده از برجستگي كنترل موج ضربه اي

Using Shock Control Bump to Weaken the Interaction of Shock and Boundary Layer in Transonic Flight Regime

مهمترين عامل جهش پسا در جريان گذر صوتي، وقوع امواج ضربه اي قدرتمند، اندركنش آن با لايه مرزي و جدايش احتمالي جريان از سطوح آيروديناميكي مي باشد. بهبود اين اندركنش با استفاده از برجستگي كنترل موج ضربه اي سبب مي گردد بتوان در محدوده اي از سرعت هاي خارج از نقطه طراحي كاهش قابل توجه پساي ناشي از امواج ضربه اي را تجربه كرد. در اين تحقيق براي يافتن شكل هندسه و موقعيت بهينه قرار گيري برجستگي كنترل موج ضربه اي از الگوريتم تكامل تفاضلي استفاده شده است. نتايج اين مطالعه نشان مي دهد تاثير برجستگي كنترل موج ضربه اي در كاهش پسا و بهبود عملكرد آيروديناميكي براي ايرفويل كاملاً تابعي از شرايط پرواز مي باشد؛ كارايي سيستم برجستگي به منظور كاهش پسا و افزايش عملكرد آيروديناميكي در گستره مناسب از سرعت هاي خارج از نقطه طراحي قابل ملاحظه است؛ مسيله جدايش لايه مرزي در پايين دست ناحيه برجستگي و نيز وقوع امواج ضربه اي نوساني و به تبع آن پديد آمدن بارهاي سيكلي شديد بر سطوح آيروديناميكي عامل اصلي محدود شدن استفاده از اين فناوري در شرايط وقوع امواج ضربه اي قدرتمند مي باشد.

The most important factors for the sudden increase in drag coefficient in transonic flight regime are the occurrence of shock waves and its interaction with boundary layer. Using shock control bump to weaken the interaction of shock and boundary layer makes it possible to experience lower drag coefficient in a range of off-design Mach numbers. In this study, a differential evolution algorithm is used to find the optimum shape and location of shock control bump respect to free stream condition. This study clearly shows that the effectiveness of this method in improving the aerodynamic performance and reducing drag is totally a function of flight condition; The method is effective in fairly wide range of off-design Mach numbers; However, boundary layer separation and oscillatory shock wave in downstream of bump region is the main limitation of this method for the case of strong shock waves.