آناليز عددي اثرات زاويه حمله بر جريان مافوق صوت آشفته سه بعدي پيرامون دماغه پخ بهمراه تزريق جت مخالف

Numerical analysis of attack angle effects on 3D supersonic turbulent flow around blunt body along with opposite jet injection

در پژوهش حاضر، اثرات زاويه حمله در تزريق جت مخالف از دماغه هاي نوك پهن مافوق صوت بر كاهش پسا و توزيع دماي سطح، با توسعه يك كد سه بعدي چند بلوكي، مورد مطالعه قرار گرفته است. ترم هاي غيرلزج ، با روش اي-يو-اس-ام محاسبه شده است. ترم هاي لزج با استفاده از تفاضل مركز بدست آمده است و انتگرال زماني با الگوريتم 4 مرحله اي رانج-كوتا، محاسبه شده است. مدل انتقال تنش برشي، بمنظور شبيه سازي اثرات آشفته، بكار گرفته شده است. اثرات نسبت فشار بر كاهش پسا به تفكيك مولفه ها و نيز ويژگي هاي فيزيكي ميدان جريان، به ترتيب با يافته هاي عددي و تجربي ساير پژوهش ها اعتبارسنجي شده است كه از دقت مناسبي برخوردار است. نتايج نشان ميدهد كه تزريق جت صوتي، قادر است تا با تغيير در شكل شوك كماني ايجاد شده در ميدان جريان مافوق صوت، پساي كلي وارده بر دماغه را به ميزان قابل ملاحظه اي كاهش دهد. همچنين با پوشش مناسب سطح جسم، مانع از افزايش شديد دماي سطح، ميگردد. افزايش نسبت فشار كل، باعث بهبود عملكرد تزريق در هر دو زمينه كاهش پسا و دماي سطح گشته است. هرچند، بواسطه افزايش شديد پسران ناشي از تزريق جت، يك نقطه بيشينه به عنوان يك محدود كننده در ميزان افزايش نسبت فشار كل، وجود دارد. علاوه براين، افزايش نسبت فشار باعث كاهش ضريب اصطكاك سطح خواهد شد. زاويه حمله جريان آزاد، باعث كاهش كارآيي تزريق جت ميشود. در اين حالت ميتوان با يكسان نمودن راستاي جت و جريان آزاد، نتايج را اندكي بهبود بخشيد.

In this study, the effects of attack angle in opposing jet injection through supersonic blunt bodies on drag reduction and distribution of surface temperature is studied through developing a three dimensional multi-block code. Inviscid terms are calculated by AUSM scheme. The viscous terms are obtained by central difference method and using 4-stage Runge-Kutta algorithm, integral time is computed. Shear stress transport model is used to simulate the effects of turbulence. The effects of pressure ratio and properties of flow field have been verified and validated with experimental and numerical results of other researchers which is an indicator of method accuracy. The results show that the sonic jet injection is able to significantly reduce drag noise by changing the shape of the bow shock and it also prevents a sharp increase in the surface temperature by covering the body. Increasing the total pressure ratio improved the performance of jet in both drag reduction and distribution of surface temperature. However, due to the sharp increase in retro propulsion of jet there is a limitation in increasing the ratio of total pressure. In addition, the increase of pressure ratio will reduce the friction coefficient. Angle of attack of the free stream reduces the efficiency of the jet injection. Although, in this situation the result can be improved to some extent by matching the jet and free stream.