طراحي و تحليل محفظه آزمون جت آزاد براي تونل‌باد ابرصوتي

Design and Analysis of Closed-type Free Jet Test Section for Hypersonic Wind Tunnel

در اين پژوهش با استفاده از تحليل ديناميك سيالات محاسباتي، روند طراحي آيروديناميكي براي محفظه آزمون تونل باد ابر صوتي از نوع جت آزاد بسته انجام شده است. در ابتدا با استفاده از داده‌هاي آماري تونل‌هاي باد ابرصوت موجود در جهان، طراحي مفهومي محفظه آزمون انجام شده است. سپس با شبيه‌سازي عددي نمونه طراحي شده در جريان تراكم‌پذير، لزج (مدل k – ω SST) با استفاده از حل معادلات ناوير-استوكس در حالت متقارن محوري، كيفيت طراحي مورد تحليل و بررسي قرار گرفته است. در نهايت با تغيير پارامترهاي محفظه آزمون، ابعاد بهينه محفظه آزمون تعيين شده است. پارامتر‌هاي موثر در محفظه آزمون شامل طول محور محفظه آزمون، قطر محفظه آزمون، قطر ورودي ديفيوزر، ميزان فرورفتگي ديفيوزر و نازل داخل محفظه آزمون هستند. موارد بررسي شده در راستاي معيارهاي طراحي شامل ايجاد جريان يكنواخت و پيوسته جهت ايجاد بستر مناسب براي قرارگيري مدل در محفظه آزمون است. با استفاده از روند، ابعاد، مشخصات و الزامات آيروديناميكي محفظه آزمون تونل باد ابرصوتي درعدد ماخ عملكردي 5 تا 7 تعيين شده است. همچنين اثرات دو نوع نازل مخروطي و انحنادار بر كيفيت جريان داخل محفظه آزمون تونل باد ابرصوت نيز مورد بررسي قرار گرفته است.

In this research, procedure of aerodynamics design for hypersonic wind tunnel test section is investigated by using computational fluid dynamics. The type of test section is chosen closed-type free jet. First, conceptual design is done by using the available statistical data in the hypersonic wind tunnel test section in the world. Then, quality of design is investigated by numerical simulation by solving Navier-Stokes equations in compressible, viscous (k-w SST model) and axisymmetric form. With changing the parameters of the test section, the test section dimensions have been optimized. The important parameters in test section are length of the test section, the test section diameter, the diameter of the inlet diffuser, the diffuser and the nozzle indentation inside the test section. Design criteria are chosen the formation of uniform flow, better swallow the slip line and the flow deflection in the test section. Finally, dimensions, specifications and aerodynamics functional requirements of the hypersonic wind tunnel test section have been determined at Mach 5 to 7. The effect of cone and curved nozzles is also investigated for flow quality in test section of wind tunnel.