طراحي و تحليل عددي دهانه ورودي مافوق صوت ماخ 3.0

Design and numerical analysis of Mach 3.0 inlet

دهانه‌هاي ورودي با ساختارهاي پايه دو بعدي، بخش لاينفكي از طراحي سامانه‌هاي رانشي مافوق صوت را به خود اختصاص مي‌دهند. در تمامي موتورهاي هواتنفسي مافوق صوتِ عملياتي، دهانه ورودي با استفاده از شوك مايل يا چيدماني از شوك‌هاي مايل متوالي سرعتِ جريان مافوق صوت دريافتي را كاهش داده و در نهايت شوك نرمال مستقر در گلوگاه جريان به زير صوت مي‌رساند. در اين مقاله، روش عددي به منظور طراحي دهانه ورودي مافوق صوت، براي پرواز در ماخ 3.0 بيان، هندسه دهانه ورودي طراحي و در نهايت توسط حل كننده عددي شبيه‌سازي شده است. طراحي دهانه ورودي در محدوده ماخ 3 تا 5 بسيار چالشي است زيرا اثرات ويسكوزيته بر عملكرد رانشي سامانه بسيار محسوس است. دهانه مذكور از نوع تراكم مركب بوده كه با استفاده از تركيب سه شيب خارجي و ديفيوزر مادون صوت، فشار استاتيك مورد نياز را توليد مي‌كند. ابعاد دهانه و زواياي بهينه براي بخش تراكم رانشي با استفاده از كد طراحي بدست آمده و صحت طراحي توسط شبيه‌سازي دقيق عددي مرتبه 2 با دقت همگرايي 10E-05 اثبات شده است. علاوه بر شبيه‌سازي كارآيي آيروديناميكي، مزايا و نواقص اصلي چنين تركيبي، رشد و توسعه لايه‌مرزي در روي شيب‌ها و در طول مجراي دهانه ورودي و برهمكنش آن با شوك نرمال و همچنين مدل‌سازي اثر مكانيزم مكش در گلوگاه به منظور كنترل اثرات لايه كم انرژي جريان، مورد بررسي قرار گرفته است. در نهايت اين مقاله ساختاري منسجم از طراحي و شبيه سازي و بررسي اثرات ويسكوزيته در دهانه ورودي مركب را ارائه كرده است.

Planar inlet concepts play an important role in the design of supersonic propulsion systems. The inlet reduces the speed of supersonic flow by the oblique shock wave or an array of oblique shock waves and a final normal shock provides the subsonic flow after the throat of the diffuser. In this paper, a design method of Mach 3.0 supersonic multi-ramp inlet is explained; the geometry is designed and simulated by the numerical solver. Designing the inlets for the high supersonic Mach range between 3 and 5 is very challenging because of the viscosity interactions and the related effects on the propulsive efficiency. The considered inlet in this study is a mixed system which provides the required compression by a combination of the three external ramps and a subsonic diffuser. A computational code calculated the optimum dimensions numerically and a second order CFD solver has simulated the inlet operations with an accuracy of 10E-05. In addition to aerodynamic performance, advantages and challenges of such a combination, development of boundary layer and its interactions with the normal shock and performance of bleeding mechanism are simulated and studied. Finally, this paper presents compact details of design, simulation and viscosity effect of mixed compression surface.