مطالعه تجربي كاهش شدت امواج ضربه اي مافوق صوت، به روش تخليه پيوسته پلاسماي ضعيف

Experimental Study of Reducing the Intensity of Supersonic Shock Waves, Using Continuous Plasma Discharge

امواج ضربه اي در هواپيما هاي ماوراي صوت بسيار مضر است، به طوري كه باعث افزايش نيروي پسا و گرم شدن سطوح مي شود. در اين تحقيق، مدل تونل باد با تركيبي از اسپايك فيزيكي 60 درجه باريك به‌عنوان كاتد و سيلندر مخروط ناقص 60 درجه به‌عنوان آند در اعداد ماخ 5/1، 95/1 و 45/2 مورد آزمايش قرارگرفته است. جريان پلاسما در جلوي مدل آيرو- اسپايك پلاسمايي به وسيله تخليه الكتريكي با Hz 50، mA50 و KV30 توليد مي شود. به طور هم‌زمان، از روش هاي شادوگراف و تصويربرداري تابان پلاسما براي مشاهده جريان و توليد پلاسما استفاده ‌شده است. تصاوير شادوگراف در اعداد ماخ مذكور نشان مي‌دهد كه تخليه پلاسما در پشت موج ضربه‌اي باوجود افزايش ميدان مغناطيسي تاثير كمي در كاهش شدت موج ضربه‌اي داشته است. با افزايش عدد ماخ، موج ضربه‌اي دماغه مخروط ناقص به پايين‌دست حركت كرده و درنتيجه تخليه پلاسما در پايين دماغه مدل به همراه ميدان مغناطيسي ثابت باعث تضعيف شوك و ناپديد شدن آن در قسمت پايين دماغه شده است. نتايج تجربي نشان مي‌دهد كه در عدد ماخ 45/2 موج ضربه اي به دماغه ناقص چسبيده و درنتيجه تخليه پيوسته پلاسما در پايين اسپايك و در جلوي موج باعث حذف آن شده است. اين مهم‌ترين نتيجه اي است كه نشان مي دهد تخليه پلاسما به روش آيرو اسپايك قادر به حذف امواج ضربه اي و درنتيجه كاهش درگ مي باشد.

Shock waves are presented in hypersonic aircrafts. They increase drag and as a result of additional friction, surface heating increases. In this research, a wind tunnel model; a combination of a 60o slender physical spike, used as cathode and a 60o truncated cone- cylinder, as anode, were experimented in flows with Mach numbers 1.5, 1.95, and 2.45. Plasma was produced in front of the aero-spike model by electrical discharge of 50 HZ, 30 KVDC, and 50 mA. Shadow and plasma glow imaging techniques were used simultaneously for flow and plasma visualization. Shadow imaging, in the afore mentioned Mach numbers, shows that the plasma being discharged behind shock wave, in spite of increasing the magnetic field, has a slight effect on decreasing the intensity of the shock wave. With increasing Mach number, the Shock wave of the truncated conical nose moves downstream and as a result of the plasma discharge taking place below the nose and the constant magnetic field, the wave below the nose is eliminated. The experimental results indicate that at Mach number 2.45, the shock wave attaches to the truncated nose, thus; the continuous plasma discharge below the spike and in front of the wave eliminates the wave. This is the most important result of this study indicates that aero-spike plasma discharge can remove shock waves and thus reduce drag.