اثرات مكش لايه‌ مرزي ضخيم شده بر كارايي دهانه ورودي ماوراء صوت

Effect of thick boundary layer ingestion on the performance of hypersonic inlet

در اين مقاله دهانه سه بعدي ماوراء صوت براي دريافت جريان در ماخ 5.0 طراحي و مورد شبيه‌سازي قرار گرفته است. چهارچوب اصلي اين مطالعه، شبيه‌سازي عددي سه بعدي مرتبه 2 با دقت 10-6 است كه اثرات لايه‌مرزي به شدت توسعه‌يافته از بالادست جريان را بر روي كارآيي سامانه با استفاده از سه ساختارِ مجزايِ پايه ، مورد ارزيابي قرار داده است. طرح پايه دهانه وروديِ مذبور متشكل از سطح تراكمي با دو شيب خارجي و مجراي مافوق صوت است كه با كاستن از سرعت جريان آن را به محدوده ماخ 2.0 نزديك مي‌كند. مؤثرترين فاكتور در كيفيت جريان دريافتي و عملكرد دهانه ورودي در رژيم ماوراء صوت، لايه مرزي بر روي بدنه است كه مكش آن به درون دهانه، مشكلات زيادي از جمله، ايجاد گراديان شديد حرارتي در مقاطع مخالف دهانه ورودي و كاهش ضريب بازيابي فشار را ايجاد مي‌كند. اين لايه كه محتواي انرژي جنبشي آن كمتر از بخش آزاد جريان است، پس از شوك كماني در دماغه و يا لبه حمله ايجاد مي‌شود و كسر قابل توجهي از جرم ورودي به دهانه را اشغال مي‌كند . استفاده از مدل توربولانسي k-ω در حل عددي تخميني مناسب از كيفيت اين لايه ارائه كرده است و در متن حاضر، اثرات برهم كنش شوك و لايه‌مرزي، ساختار شوك‌ها، خصوصيات جريان در انتهاي ديفيوزر و همچنين اثر استفاده از ديواره جانبي در انتهاي سطوح تراكمي بر عملكرد دهانه به عنوان اهداف اصلي شبيه‌سازي عددي مطرح و نتايج مربوطه مورد بررسي قرار گرفته است.

In this paper, a hypersonic inlet for operating at Mach 5.0 is designed and analyzed numerically. The main axis of this study is a series of three-dimensional simulations with the accuracy of 10E-06 which are applied to determine the effects of the highly developed boundary layer on the performance of inlet for three different study cases. The basic inlet concept is designed by integration of double ramp compression surface and inlet duct which can reduce the free-stream Mach number to the range of 2.0. The most important factor that affects the performance of the hypersonic inlet system is the developed entropy layer on the fuselage of the flight vehicle. Ingestion of this layer results in thermal gradients and pressure recovery losses. The bow shocks at the nose and the leading edges are the main sources of this low kinetic energy layer. Using the k-ω turbulence model in the numerical simulations has resulted in a reliable estimation of the boundary layer. In the current context, shock structures, shock-boundary layer interactions, flow quality at the end of the diffuser and also the effects of using sidewalls on the performance of the hypersonic inlet are the main goals of the simulations and the related results are summarized.