بررسي تجربي و عددي مشخصات آيروديناميكي يك كپسول فضايي سيلندري در جريانهاي محوري مافوق‌ و مادون‌صوت

Experimental and Numerical Investigation of Aerodynamic Characteristics of a Circular Cylinder in an Axial Flow

در اين تحقيق، مشخصات آيروديناميكي يك كپسول فضايي در رژيمهاي جرياني مختلف با استفاده از ابزار آزمايشگاهي تونل باد و شبيه‌سازي عددي مورد مطالعه قرار گرفته است. مدل ساده‌شده كپسول فضايي موردنظر به‌صورت يك سيلندر بدون دماغه با سر پخ و ضريب باريكشوندگي 3 درنظر گرفته شده است. در مرحله اول مدل سيلندر در تونل باد سه‌منظوره در جريانهاي محوري مادون و مافوق‌صوت براي زواياي حمله مختلف مورد آزمايش قرار گرفته و ضرايب نيروهاي آيروديناميكي و ممان‌پيچشي از طريق يك بالانس 6 مولفه داده‌برداري شده است. در آزمايش‌هاي تونل باد از طريق تكنيك تصويربرداري شيليرين نحوه شكل‌گيري شوك كماني منفصل، موقعيت و قدرت شوك در سرعت‌هاي مختلف آشكارسازي شده است. در مرحله بعد، به‌منظور ارزيابي دقت روش عددي در حل اين مسيله، از مدل‌سازي عددي براي تعيين مشخصات آيروديناميكي مدل موردنظر استفاده شده و نتايج آن در قالب ضرايب آيروديناميكي، آشكارسازي جريان، موقعيت و فاصله امواج شوك با نتايج آزمايش تونل باد مقايسه و دقت خوبي را نشان مي‌دهد. نتايج نيرويي نشان مي‌دهد كه بدنه سيلندري با سر پخ و ضريب باريكشوندگي پايين داراي ضريب نيروي پساي قابل توجهي است، به‌نحوي كه مي‌توان از اين ويژگي براي كاهش سرعت كپسول فضايي در فاز بازگشت به زمين استفاده نمود. آشكارسازي جريان نيز نشان مي‌دهد كه موقعيت و قدرت امواج ضربه‌اي با تغييرات سرعت تغيير نموده بهطوريكه فاصله شوك منفصل از لبه حمله سيلندر با افزايش عدد ماخ كاهش يافته و موج شوك كماني قوي‌تري پديد آورده و همچنين موج ضربه‌اي نيز مايل‌تر شده است.

In this study, aerodynamic characteristics of a circular cylinder in an axial flow have been investigated numerically and experimentally. The model has been considered as a cylinder with truncated nose and fineness ratio of 3 (length to diameter ratio of 3). The investigation involves a series of wind tunnel measurements, flow visualization, and numerical simulation. We used different Mach numbers, ranging from 0.3 to 2.4, to cover subsonic, transonic, and supersonic flows. The flow visualization through Schlieren imaging was en performed at supersonic flow to study separation bubble and shock wave formation on cylindrical body. Axial force coefficient results show that this unconventional shaped cylindrical body with truncated nose and low fineness ratio has significant drag value, which is an order of magnitude larger than most high fineness ratio and pointed nose cylindrical bodies. The results show that by increasing Mach number, the shock stand-off distance is decreased and the strength of the shock is increased. The comparison between numerical and wind tunnel test results shows good agreements with reasonable accuracy to estimate aerodynamic force coefficients and flow structure.