مطالعه‌ی تجربی اثر پارامترهای هندسی مجرای مکش لایه‌ی مرزی بر عملکرد یک ورودی فراصوتی تقارن‌محوری

نوع مقاله : مقاله پژوهشی

نویسندگان

1 گروه مکانیک، دانشکده مهندسی، دانشگاه فردوسی مشهد

2 دانشگاه فردوسی مشهد

چکیده

یک ورودی هوای فراصوتی از نوع تراکم ترکیبی با هندسه تقارن محوری در سه عدد ماخ 1/8 ،2/0 و 2/2 و زاویه حمله صفر درجه به صورت تجربی آزمایش شده است. در کنار استفاده از حسگرهای فشار، از سیستم سایه‌نگاری برای آشکارسازی جریان استفاده شده است. در این ورودی با ایجاد مکش لایه مرزی بر روی سطح تراکم خارجی در بالادست گلوگاه، اثرات تغییر مساحت دهانه‌های ورودی و خروجی مجرای مکش بر پارامترهای عملکردی ورودی از قبیل نسبت دبی جرمی، بازیافت فشار کل، اعوجاج جریان و نسبت دبی جرمی مجرای مکش بررسی شده است. نتایج نشان می‌دهد که با افزایش مساحت دهانه ورودی مجرای مکش، بازیافت فشار کل در شرایط بحرانی و فروبحرانی افزایش یافته و اگر همزمان مساحت دهانه خروجی مجرای مکش نیز زیاد شود، بازیافت فشار خصوصا در شرایط فروبحرانی بهبود بیشتری می‌یابد. اگر مساحت دهانه ورودی مجرای مکش بیش از حد زیاد شود می‌تواند اثر معکوسی بر عملکرد ورودی داشته باشد و خصوصا در شرایط بحرانی حتی بیشتر از زمانی‌که دهانه ورودی مجرای مکش کامال بسته است، موجب افت کمیت‌های عملکردی ورودی شود. با این حال استفاده از دهانه ورودی بزرگ برای مجرای مکش می‌تواند در شرایط خارج از نقطه طراحی موجب تأخیر در پدیده باز شود.

کلیدواژه‌ها

موضوعات


عنوان مقاله [English]

Experimental Study of Effects of Bleed Geometric Parameters on the Performance of a Supersonic Axisymmetric Intake

نویسندگان [English]

  • Mohammad Ali Maljaee 1
  • Javad Sepahi-Younsi 2
1 Mechanical Engineering Department, Faculty of Engineering, Ferdowsi University of Mashhad
چکیده [English]

A supersonic axisymmetric mixed compression air intake has been experimentally studied in a wind tunnel at three free-stream Mach numbers of 1.8, 2.0 and 2.2 at zero degrees angle of attack. Shadowgraph flow visualization has been used as well as the pressure transducers. By applying a suction slot over the external compression surface upstream of the throat, the effects of changing the area of the bleed entrance and exit on the intake performance parameters such as mass flow ratio, total pressure recovery, flow distortion and bleed mass flow ratio have been investigated. The results showed that by increasing the area of the bleed entrance, total pressure recovery increases in critical and subcritical conditions and if simultaneously the area of the bleed exit increases, the pressure recovery will be further improved, especially in subcritical condition. The results also indicated that if the area of the bleed entrance becomes very large, it can have an adverse effect on the intake performance, especially in the critical condition even worse than the no bleed case. However, using a large bleed entrance can postpone the buzz onset at off-design conditions.

کلیدواژه‌ها [English]

  • Supersonic Intake
  • Intake Performance
  • Boundary Layer Bleed
  • Total Pressure Recovery
  • Mass Flow Ratio
[1] J. Seddon, E.L. Goldsmith, Intake Aerodynamics, chaps. 1, 10, Collins Professional and Technical Books, London, 1985.
[2]  M.A. Maljaee, J. Sepahi-Younsi, Experimental Investigation of Effects of Bleed Entrance Area on the Performance of a Supersonic Air Intake, in 3  th International Conference on Mechanical and Aerospace Engineering, Tehran, Iran, 2018. (In Persian).
[3] J. Seddon, The flow produced by interaction of a turbulent boundary layer with a normal shock wave of strength sufficient to cause separation, 3502, Aeronautical research council reports and memoranda, London, 1960.
[4] R.L. Trimpi, N.B. Cohen, Effect of Several Modifications to Center Body and Cowling on SubCritical Performance of a Supersonic Inlet at Mach number of 2.02, NACA, USA, RM-L55C16, 1955.
[5] B.W. Sanders, R.W. Cubbison, Effect of Bleed-System Back Pressure and Porous Area on the Performance of an Axisymmetric Mixed Compression Inlet at Mach 2.5, NASA, USA, TM-X-1710, 1968.
[6] L.J. Obery, R.W. Cubbison, Effectiveness of Boundary Layer Removal near Throat of Ramp-Type Side Inlet at Free-Stream Mach Number of 2.0, NACA, USA, RM-E54I14, 1954.
[7] L.J. Obery, C.F. Schueller, Effects of Internal BoundaryLayer Control on the Performance Supersonic Aft Inlets, NACA, USA, RM-E55L17, 1956.
[8] R.J. Shaw, J.F. Wasserbauer, H.E. Neumann, Boundary-Layer Bleed System Study for a Full-Scale Mixed-Compression Inlet With 45 Percent Internal Contraction, NASA, USA, TM-X-3358, 1976.
[9] R.W. Cubbison, E.T. Meleason, D.F. Johnson, Effect of Porous Bleed in a High-Performance Axisymmetric Mixed-Compression Inlet at Mach 2.50, NASA, USA, TM-X-1692, 1968.
[10]  K. Kowalski, T.G. Piercy, Stability of Supersonic Inlets at Mach 1.91 with Air Injection and Suction, NACA, USA, RM-E56D12, 1956.
[11] D. Herrmann, K. Triesch, Experimental Investigation of Isolated Inlets for High Agile Missiles, Aerospace Science and Technology, 10(8) (2006) 659-667.
[12] C. Hirschen, D. Herrmann, A. Gülhan, Experimental Investigations of the Performance and Unsteady Behavior of a Supersonic Intake, Journal of Propulsion and Power, 23(3) (2007) 566-574.
[13] D. Herrmann, S. Blem, A. Gülhan, Experimental Study of Boundary-Layer Bleed Impact on Ramjet Inlet Performance, Journal of Propulsion and Power, 27(6) (2011) 1186-1195.
[14] M.R. Soltani, J. Sepahi Younsi, A. Daliri, Performance Investigation of a Supersonic Air Intake in the Presence of the Boundary-Layer Suction, Journal of Aerospace Engineering, 229(8) (2015) 1495-1509.
[15] M.R. Soltani, J. Sepahi Younsi, M. Farahani, Effects of Boundary-Layer Bleed Parameters on Supersonic Intake Performance, Journal of Propulsion and Power, 31(3) (2015) 826-836.
[16] M.R. Soltani, A. Daliri, J. Sepahi Younsi, M.Farahani, Effects of Bleed Position on Stability of a Supersonic Inlet, Journal of Propulsion and Power, 32(5) (2016) 1153-1166.
[17] T.I-P. Shih, M.J. Rimlinger, W.J. Chyu, ThreeDimensional Shock-Wave/Boundary-Layer Interactions with Bleed, AIAA Journal, 31(10) (1993) 819-1826.