مجله اینترنتی دیتاسرا
امروز پنجشنبه ۲۷ مهر ۱۳۹۶

طراحی دهانه ورودی سه بعدی با استفاده از الگوی جریان شوک

چکیده



یکپارچه‌سازی دهانه ورودی با بدنه هواپیما و پشتیبانی بهینه سامانه رانش هواتنفسی توسط دهانه، یکی از چالش برانگیزترین مسائل مرتبط با طراحی هواپیما و کارآیی رانشی است. غیرمنعطف بودن دانش مکانیک سیال از یکسو و قیود عملکردی سیستم هوا تنفسی از سوی دیگر مانع از توسعه و تغییر سریع ساختار دهانه ورودی شده است. یکی از مهمترین قیود هندسیِ تاثیرگذار در طراحی دفیوزر، تغییر شکل بهینه مقطع ورودیِ دهانه از ساختار غیر دایروی در مقطع ورودی به ساختار کاملا دایروی در صفحه کمپرسور است. از آنجایی که یکپارچه‌سازی دهانه با بدنه هواپیما نیازمند استفاده از مقاطع غیر دایروی در هندسه ورودیِ دهانه است، الگوریتمِ توسعه سطح داخلی دفیوزر بر اساس اتصال مقطع غیر‌دایروی به یک مقطع دایروی و بهینه‌سازی آن نقش کلیدی در کارآیی گاز-دینامیکی سامانه مکش بازی می‌کند. این مسئله در دهانه ورودی مافوق صوت بسیار با اهمیت‌تر است. در این مقاله شیوه طراحی دهانه ورودی با استفاده از روش معکوس در میدان حاصل از شوک در ماخ 1.6 ارائه و مدل هندسی حاصل به صورت عددی شبیه‌سازی شده است. در این روش گوشه‌های دهانه وردی مستطیلی به گونه‌ای گرد می‌شوند که تغییری در ساختار شوک مایل سطح تراکمی ایجاد نشود. به عبارت دقیق‌تر بخش گرد شده نیز جزءی از سطح تراکمی سه بعدی خواهد بود.


مشخصات

مشخصات

توسط: ایمان بندارصاحبی1 ؛ قادر علیایی2 ؛ آزاده کبریایی مجله: مجله علمی پژوهشی مهندسی مکانیک مدرس سال انتشار: 1395 شمسی تعداد صفحات: 8 درج در دیتاسرا: ۱۳۹۵/۹/۲۳ منبع: دیتاسرا

خرید محصول

خرید محصول

عنوان: طراحی دهانه ورودی سه بعدی با استفاده از الگوی جریان شوک حجم: 8.51 مگابایت فرمت فایل: pdf قیمت: 1200 تومان رمز فایل (در صورت نیاز): www.datasara.com

فرمت ایمیل صحیح نمی باشد.

گروه نرم افزاری دیتاسرا www.datasara.com

نمای مطلب

طراحی دهانه ورودی سه بعدی با استفاده از الگوی جریان شوک

مقدمه

وظیفه دهانه ورودی‌ تامین هوای مورد نیاز و ایجاد فشار استاتیک مناسب در صفحه ورودی کمپرسور موتور جت یا انباره محفظه احتراق رمجت است‌ این فشار از طریق تغییر ماهیت فشار دینامیکی و تبدیل آن به فشار استاتیکی‌ ایجاد می‌شود به عبارت دقیق‌تر هرگاه سرعت هوای ورودی به دهانه ورودی بیش از مقدار مجاز در صفحه ورودی کمپرسور باشد مجرای دهانه ورودی با کاهش سرعت هوا ‌فشار دینامیکی‌ و افزایش فشار استاتیکی‌ ماخ هوای ورودی به کمپرسور را تنظیم می‌کند کارآیی رانش جت تابعی از کیفیت هوای ورودی به کمپرسور است هرگونه اعوجاج در الگوی جریان ورودی‌ عملکرد موتور را به شدت تحت تاثیر قرار می‌دهد ‌ به طور کلی هرگونه افت در محتوای انرژی جریان هوای ورودی به کمپرسور منجر به افت تراست نهایی سیستم رانش خواهد شد مفهوم بازیابی فشارر اشاره به چنین عملکردی در دهانه ورودی دارد هرچه افت کمتری در فرآیند تغییر فشار دینامیکی به فشار استاتیکی رخ دهد فاکتور بازیافت فشار در وضعیت بهتری قرار دارد دلایل موثر در کاهش اینن ضریب‌ وجود بین سطوح دهانه ورودی و جریان هوا اعوجاج در الگوی جریان ‌مانند توربولانس‌ و شوک می‌باشند

ساختار و کیفیت این عوامل‌ ارتباط تنگاتنگی با کیفیت لایه‌مرزی در روی دیفیوزر دارد در یک جریان پرسرعت‌ ضخامت این بخش کم انرژی چسبیده به سطح در خلال حرکت به سمت کمپرسور زیاد می‌شود لایه‌مرزی ضخیم نسبت به گرادیان معکوس فشاری حساس بوده و می‌تواند به راحتی از جدا شود اصولا جدایش لایه‌مرزی منجر به ایجاد جریانات گردابه‌ای می‌شود که با اتلاف انرژی و افزایش اعوجاج در جریان همراه است‌ اعوجاج در جریان ورودی به کمپربببور می‌تواند باعث کاهش کارآیی یا از کار افتادگی کمپرسور گردد هدف از کنترل لایه‌مرزی در دیفیوزر جلوگیری از چنین پیامدهایی است‌ یکی از بنیادی‌ثرین قیود در طراحی دیفیوزر رعایت ثغییر نرم بین سطح غیر دایروی ورودی و سطح دایروی کمپرسور است‌ گوشه‌های تیز و بببطوح حاوی اعوجاج و برآمدگی‌ها می‌توانند ربثبد لایه مرزی را بببرعت داده و احتمال جدایش جریان را افزایش دهند عامل کلیدی دیگر برهمکنش شوک‌ لایه‌مرزی است که باعث افزایش ضخامت لایه‌مرزی می‌شود وجود گوشه‌های تیز در ساختار دهانه ورودی و برهمکنش شوک با لایه‌مرزی در این ناحیه‌ ضخامت و ناپایداری لایه‌مرزی را به شدت افزایش می‌دهد شکل گوبثبه‌های گردبثبده دهانه ورودی را در یک نمونه جنگنده نشان می‌دهد از دهه پنجاه مپلادی طراحی جنگنده‌های سبک با دهانه‌های ورودی دو ثبس‌کی و یا پیتس‌ت ‌تک بثبس‌ک نرمال‌ در راس کار دفاتر طراحی غربی قرار گرفت‌ سادگی ذاتی این طراحی و پسای کم آن در ماخ‌های پروازی کمتر از ‌ علت اصلی این انتخاب ابببت‌ به عنوان مثال پس از تقریبا تمامی جنگنده‌های عملیاتی آمریکا از این دو گونه دهانه ورودی بهره می‌گیرند شکل چند نمونه متعارف از دهانه‌های دو شویی و تک شویی را نشان می‌دهد دهانه دوشوکی مکانیزم تراکم خارجی‌ متشکل از یک شوک مایل و یک شوک نرمال مستقر در گلوگاه است‌ در این مقاله دهانه ورودی برای ماخ بر اساس طراحیی معکوس در الگوی جریان مورب شبیه‌سازی شده است‌ روش مذبور در دهه میلادی توسط ننویلر برای پیکره‌بندی هواپیمای هایپرسونیک ابداع روش طراحی این ساختار که موج ران کارت‌ا نام گرفت بعدها در طراحی هندسه ذوزنقه‌ای دهانه ورودی مورد استفاده قرار گرفت ‌ ‌و ‌ سطح تراکمی مذبور بهترین فرصت را برای یکپارچه‌بببازی دهانه ورودی با بدنه نیز فراهم این

هندسه به راحتی فضای بین بال و بخش پایینی بدنه الماسی را پر می‌کند که نتیجه آن کمینه شدن مقدار پسای پروفیل اتصال دهانه ورودی به بدنه هواپیما خواهد بود جدا از بحث فناوری ساخت قطعات‌ آنچه که از مقایسه بین دهانه ورودی‌های نسل چهار و پنج در شکل و دهانه ورودی قدیمی اف‌ ‌ در شکل ‌ مشخص می‌گردد برچیده شدن مکانیزم سطوح متغیر است‌ دهانه ورودی‌های شکل جدیدتر از دهانه ورودی اف‌ط‌ هستند اما هیچکدام از مکانیزم پیچیده سطوح تراکمی متغیر بهره‌ای نمی‌برند دهانه‌های ورودی چند شیبه‌ با مکانیزم تغییر شیب بالاترین ضریب بازیافت فشاری را برای کمپرسور ایجادد می‌کنند به این صورت که زاویه بین تراکمی بر ماخ پروازی تغییر یافته و نسبت تراکم دهانه بهینه می‌بثبود اگرچه کارایی این طراحی بسیار اما رزن و پیچیدگی زیاد آن برای یک طراحی مطمئن و اقتصادی بسیار هزینه‌بر است‌ از سوی دیگر فلسفه طراحی و دیدگاه ماموریتی هواپیما مانع از استفاده چنین مکانیزمی می‌شود به عنوان مثال اگرچه امکان نصب دهاته ورودی با سطوح تراکمی متغیر برای جنگنده وجود دارد هنوز دهانه ورودی تک شویی ‌در برخی نمونه‌ها دو شویی و بدون هیچ بخش متحرکی‌ در ساخت این هواپیما استفاده می‌شود ‌ در واقع برای یک جنگنده سبک که بپشتر زمانن عملیاتی پرواز را در محدوده سرعت مادون صوت سپری می‌کند دهانه تک شویی بالاترین بازده را دارد همچنین در پرواز مافوق صوت تا محدوده ‌ این دهانه کارآیی بسیار مطلوبی دارد برای هواپیمایی بزرگتر و سیستم رانش قوی‌تر مانند اف‌ ‌ ‌ دهانه دو شویی بدون سطوح متغیر برای پرواز سوپرسونیک تا ماخ ٦ کاملا منطقی است‌ اگرچه چیدمانا بثبوک‌ها در محدوده ماخ بیش از ‌ افت بیبشری را نصیب کمپربببور می‌کنند اما پسا و وزن کمتر و سادگی ذاتی دهانه ورودی کفه ترازو را به سمت طراحی دهانه ثابت پایین می‌برد

مدل بنیادی و طرآحی سه بعدی شکل کانتور دو بعدی میدان جریان در یک دهانه ورودی دو شویی را نشان می‌دهد هندسه سه‌بعدی دهانه ورودی می‌بایست میدان جریانی با کیفیت مدل دوبعدی ایجاد کند بدین منظور میدان جریان پس از شوک مایل‌ محل حل معادلات سازنده سطح تراکمی سه‌بعدی خواهد بود از آنجایی که در جریان دو بعدی شوک مورب‌ معادلات سازنده موج با رابطه ‌ مشخصص می‌شوند

خواهد بود در این معادله‌ ٣ شعاع فیلت گردی‌ اعمالی بر لبه مستطیلی است‌ ابتدا و انتهای بردار نرمال دایره هستند که مرکز ح بر روی آن قرار گرفته است‌ تصویر پروفیل معادله بر سطح شوک مورب‌ لبه دهانه ورودی را تولید می‌کند خروجی نهایی دهانه ورودی در شکل نمایش داده شده است‌ به منظور شبیه‌سازی جریان داخلی و ارزیابی ساختار شوک در ماخ طراحی و اثر هندسه مقطع ورودی بر روی کیفیت جریانا پس از دیفیوزر مادونا صوت به بخش تراکم خارجی اضافه بثبده است ‌شکل و ‌ این دیفیوزر وظیفه افزایش فشار در جریان مادون صوت را تا رسیدن به صفحه کمپرسور بهه عهده دارد این پروفیل از گلوگاه دهانه ورودی شروع شده و تا صفحه کمپرسور ادامه پیدا می‌کند کیفیت جریان در این سازه تابعی از منحنی سازنده سطح مقطع گلوگاه است‌ در واقع‌ دهانه ورودی جدید باا گوشه‌های کاملا گرد شده توزیع سطح متفاوتی را از دیگر هندسه گلف‌گاه صفحه

مسئله را می‌توان به راحتی از مقایسه شکل و شکل دریافت نموده اثر چنین بر روی کیفیت جریان در بببطح سنجش آیرودینامیکی پارامتر مهم دیگری است که در این مقاله بدان پرداخته شده است‌ ابعاد و جزئیات طراحی در جدول درج گشته است‌ تولید مش و شبیه‌سازی عددی از آنجایی که ترکیب بخش تراکمی مافوق و مادون صوت هندسه‌ای متقارن در راستای طولی دارد می‌توان از شرط مرزی صفحه تقارن به منظور کم کردن تعداد سلول‌های میدان حل‌ در شبیه‌سازی عددی استفاده نمود میدان حل در شکل نشان داده شده است‌ این میدان با مشی کاملا باسازمان‌ متشکل از سه بلوکک لایه‌مرزی‌ جریان میانی و بخش مکش است که در مجم بیش از میلیون سلول را شامل می‌شود شرایط مرزی مورد استفاده در حل عددی در شکل‌های مشخص شده‌اند

فاکتور تعامد در محدوده گلوگاه بین معین شده‌ کیفیت مش در این ناحیه بسیار حائز اهمیت است زیرا برهمکنش شوک نرمال با لایه‌مرزی در این بخش صورت می‌پذیرد معادلات ناویر استوکس به صورت کوپل شده با معادلات توربولانسی در این میدان‌ توسط الگوریتم پیزو و با استفاده از ‌ هسته پردازنده‌ حل می‌شونده دقت همگرایی مورد استفاده است و با توجه به نتایج مدل‌سازی‌ پس از تکرارر همگرایی مورد نظر حاصل شده است‌ مدل توربولانسی مورد استفاده در این شبیه‌سازی‌ است‌ رشد و جدایش لایه‌مرزی در طول دیواره و اثر گرادیان فشاری بر روی لایه‌مرزی را می‌توان با دقت بسیار زیادی توسط این معادله دو بخشی‌ مدل کرد دیگر خصوصیت مهم معادله توربولانسی تغییر آن به معادله حدر بخش آزاد جریان است‌ از آنجا که مدل قدیمی‌تر در مقابل اعوجاج جریان در شرط مرزی ورودی حساس بوده است‌ مدل کاوو با تغییر به چنین مشکلی را حل می‌کند ‌ ‌ ‌ استفاده از این مدل توربولانسی در حل عددی لایه‌مرزی و ویژگی‌های آن در مرجع ‌ ‌ ‌ بررسی شده است‌ شکل ساختارر مش در سطح دیفیوزر سطح سنجش آیرودینامیکی را نشان می‌دهد به منظور بررسی دقت مش‌ سه مدل مجزا به ترتیب با تعداد سلول‌های ‌مثلثی‌ و ‌ ‌بهینه‌ و ‌ ‌بسیار چگال‌ میلیون مورد استفادهه قرار گرفته است‌ نتایج نشان می‌دهد که میدان‌های حل

با بیش از و میلیون جواب‌های دقیقی ایجاد می‌کنند و مش‌های سبک‌تر ‌کمتر از ص میلیون‌ چندان قابل اطمینان نیستند اما مهم‌ترین مسئله در انتخاب ن مش‌ مدل توربولانسی مورد استفاده در شبیه‌سازی است‌ مش‌های مثلثی نمی‌توانند تقریب دقیقی از کیفیت لایه‌مرزی ارائه کنند به ویژه هنگامی‌که از مدل توربولانسی استفاده می‌شود شکل و نتایج انتگرال‌گیری را روی سطح سنجش پس از شوک مورب نشان می‌دهد اگرچه ساختار شوک در مش مثلثی بسیار نزدیک به مش با سازمان است اما تقریب لایه‌مرزی اختلاف زیادی با جواب دقیق دارد این مسئله عدم توانایی مش مثلثی در تقریب دقیق لایه‌مرزی را اثبات می‌کند زیرا فاکتورهای مشخص کننده کیفیت لایه‌مرزی مانند ضخامت جابجایی از یک سو به شدت وابسته به کیفیت مش هستند و از سوی دیگر وابسته به مدل توربولانسی مورد استفاده می‌باشند نرخ رشد سلول از روی دیواره ‌ در نظر گرفته شده است که برای مدل توربولانسی لله‌ ‌ ‌کاه مساعد است‌ مقدار فاکتور +‌کا در سبک‌ترین مش مورد استفاده در محدوده و قرار دارد هنگامی‌که گرادیان معکوس فشاری بر روی لایه‌مرزی اثر می‌کند استفاده از مش‌های بسیار ‌ ‌چگال‌ ‌ در بخش لمینار لایه‌مرزی باعث ایجاد نوسانات شدید در روند همگرایی حل می‌شود و نمی‌توان از مقادیر بسیار به راحتی استفاده نمود همگرایی حل با دقت برای میدان سرعت و معادلات توربولانسی در نظر گرفته شده است و دقت برای معادله مومنتوم‌ پذیرفته شده است‌ به دلیل حرکت شوک نرمال از ابتدای روند حل درر داخل دیفیوزر مادون صوت همگرایی احتیاج به زمان بسیار زیادی دارد ‌ نتایج ‌ ‌ ‌ ساختار شوک کانتورهای عدد ماخ جریان در دهانه ورودی تفاوت آشکاری در ساختار

شوک‌ها بین حل ویسکوز و حل غیر ویسکوز نشان نمی‌دهد این امر می‌تواند اطمینان روش طراحی را نیز اثبات کند قابل ذکر است که پس فشار مورد نیاز برای قرار گرفتن شوک نرمال در وضعیت کارا در حل ویسکوز متفاوت از حل غیر ویسکوز است‌ه این اختلاف ناچیز به دلیل تغییر سطح مقطع موثر دیفیوزر در اثر افزایش ضخامت لایه‌مرزی است‌ تثبیت ساختار شوک‌ها با ادامه دادن حلقه‌های تکرار حل‌ پس از همگرایی امکان‌پذیر است‌ بدین صورت که با ادامه روند حل‌ ساختار شوک‌ها بدون تغییر باقی می‌ماند همان‌گونه که از کانتورها در شکل پیداست‌ شوک مایل با دقت بسیار زیادیی مماس بر پروفیل ورودی قرار گرفته است و در نزدیکی لبه پایینی به انتهای شوک نرمال سر ریز متصل شده است‌ه اگرچه در شبیه‌سازی عددی امکان قرار دادن شوک نرمال در گلوگاه ‌بدون سرریز وجود دارد اما در سامانه‌های هوا تنفسی واقعی همواره سعی بر این است که شوک نرمال با فاصله‌ای بسیار اندک در جلوی گلوگاه قرار گیرد ‌وضعیت فوق بحرانی‌ زیرا عملکرد بحرانا لرقرارگیریی بثبوک نرمال در گلوگاه به صورت کامل و کمیغه شدن سرریز نسبت به نوسانات فشاری در داخل و خارج دهانه ورودی حساس بوده و شوک نرمال با کمترین نوسان فشاری تغییر موضع خواهد داد اینن ناپایداری می‌تواند منجر به بلعیده شدن شوک شود در این شبیه‌سازی نیز شوک نرمال در فاصله‌ای بسیار ناچیز در جلوی بخش گلوگاه مسلط شده است شکل ‌ کانتورهای عرضی عدد ماخ را در بخشش مادون صوت دیفیوزر نشان داده است‌ این مقاطلع یکنواخت بودن کاهش عدد ماخ تا صفحه کمپرسور را نشان می‌دهند ‌ ‌ برهمکنش شوک و لایه‌مرزی با توجه به شبیه‌سازی‌ جدایش جریان در محل ریشهه شوک نرمال بسیار خفیف بوده و جریان توربولانسی در حباب ایجاد شده پس از میلی‌متر دوباره بر روی سطح قرار می‌گیرد اگر چه استفاده از سیستم مکش لایه‌مرزی در دهانه‌های ورودی مافوق صوت بسیار متداول است‌ لیکن به دلیل کوتاه بودن سطح تراکمی در این طراحی‌ لایه‌مرزی فرصت ضخیم شدن را به صورتی اثرگذار پیدا نمی‌کند تغییرات توزیع فاکتور شکل در مقاطع عرضی متفاوت در شکل ‌ آورده شده است‌ فاکتور شکل با رابطه ‌ ‌ لک محاسبه می‌شود

در این رابطه ‌ ضخامت جابجایی لایه‌مرزی و ضخامت مومنتوم لایه‌مرزی است به طور کلی‌ چنانچه باشد جدایش جریان غیرقابل اجتناب خواهد بود با توجه به توزیع ک در شکل ‌ عدم جدایش لایه‌مرزی در این طراحی تضمین شده است‌ه مقدار مترادف با لایه‌مرزی لمینار است و این لایه به شدت نسبت به گرادیان فشاری معکوس ‌یعنی آنچه در دهانه ورودی رخ می‌دهد حساس بوده و پس از طی مسافت بسیار کوتاهی از دیواره جدا می‌شود ‌ ‌ ‌ اما همان‌گونه که نمودار شکل ‌ نشان می‌دهد محدوده نوسانات فاکتور شکل بسیار کمتر از کران جدایش است‌شکل کانتور توزیع ‌ را در رویی بدنه دیفیوزر نشان می‌دهد با توجه به این شکل‌ تمرکز این ضریب در امتداد توزیع سطح از گوشه گرد شده به سمت پروفیل دایروی است‌ اگرچه مقدار بیشینه له در محدوده بی‌خطری قرار دارد اما می‌توان با بهینه‌سازی الگوریتم توزیع سطح به ابتدا و انتهای دیفیوزر مادون صوت‌ توزیع نرم‌تری را ایجاد کرد

‌ ‌ اثر زاویه حمله اش زاویه حمله بر ساختار شوک در شکل ‌ نشان داده شده است‌ همان‌گونه که انتظار می‌رفت‌ با افزایش زاویه حمله چیدمان شوک‌ها به وضعیت فوق بحرانی تغییر پیدا می‌کند شوک مورب کاملا از صفحه ورودی جدا شده و حجم پس‌زدس جریانا افزایش می‌یابده از آنجایی که در انتخاب زاویه شیب سطح تراکمی‌ پایداری شوک‌ها و جریان دریافتی توسط دهانه ورودی برای زاویه حمله و ‌ درجه در فاز مافوق صوت مدنظر قرار گرفته شده است‌ کاهش جرم دریافتی در محدوده درصد باقی مانده است‌ در این وضعیت نیروی پسای دهانه ‌محاسبه شده بر اساس انتگرال توزیع فشار بر روی سطح‌ بیش از درصد افزایش پیدا می‌کند ‌ ‌ ‌ کارآیی داخلی دهانه ورودی فاکتور مهم‌ترین معیار برای ارزیابی راندمان رانشی است‌ شکل و توزیع سیگما را در سطح سنجش آیرودینامیکی نشانن می‌دهد تمرکز افت فشار سکون و ضخامت لایه‌مرزی در بخش بالایی و پایینی چسبیده به صفحه تقارن بیشینه است‌ه علت این امر نسبت پهنا به ارتفاع دهانه ورودی در طراحی است‌ به عبارت ساده‌تر توزیع مساحت از لبه پایینی و بالایی بخش تراکم خارجی تا سطح سنجش آیرودینامیکی بیشینه است‌

همچنین برهم‌کنش شوک نرمال با لایه‌مرزی در سطوح بالایی و پایینی بخش تراکم خارجی‌ باعث ایجاد چنین توزیعی از فشار سکون و مقدار عدد ماخ در سطح سنجش آیرودینامیکی شده است‌ شکل کانتور ماخ را در سطح سنجش آیرودینامیکی نمایش داده است‌ جدول پارامترهای کارآیی دهانه ورودی منتج از تخمین عددی و تحلیلی ارائه کرده است‌ در این جدول ضرایب درک القایی ‌ اص‌ براساس ساختار شوک‌ها در حل سی اف دی محاسبه شده‌اند افت‌های ناشی از ویسکوزیته عامل اصلی تفاوت بین محاسبات اویلری و سی اف دی هستنده اختلاف ‌ ‌ درصدی بین تخمین‌های مذکور اهمیت استفاده از سی اف دی را در طراحی و مطالعه سیستم‌های قدرت هوا تنفسی نشان می‌دهد زیرا که کمترین مقدار افت در بازیابی فشار سکون منجر به کاهش درصد قابل توجهی از تراست نهایی سامانه رانشی خواهد شد و تکیه بر محاسبات اویلری نمی‌تواند تقریبی صحیح از عملکرد دهانه ارائه کند ‌

تغییر سطح مقطع از مستطیل به دایره نیز می‌تواند در ایجاد جریان القایی و حتی توربولانس موثر باشد جدایش جریان در تیغه‌های کمپرسور و سرج از نتایج مستقیم وجود اعوجاج در جریان دریافتی از دهانه ورودی است که در این طراحی‌ پروفیل ساختار تراکم خارجی‌ و نیز توزیحع مساحت بین سطح مقطع این بخش و سطح سنجش آیرودینامیکی‌ توربولانسی در جریان نهایی ایجاد نمی‌کند ضریب اعوجاج در جدول ‌ ‌ بر اساس رابطه‌:

آنچه از مقایسه با نمودار ‌ می‌توان بیان نمود محدوده بهینه ضریب بازیابی فشار برای دهانه طراحی شده است‌ همچنین با استفاده از مرجع فصل پنج و مرجع ‌ به سادگی می‌توان عملکرد رانشی دهانه طراح شده را مورد مقایسه و تطبیق قرار داد صحت طراحی را می‌توان با مقایسه بین نتایج کد ویند ‌یواس‌ مرجع ‌ ‌ ‌ در جدول بررسی نمود ضرایب بازیابی فشار سکون برای سه نمونه دهانهه ورودی سه بعدی طراحی شده در جدول مندرج شده است‌ فاکتور بنیادی دیگر در بررسی عملکرد بخش مادون صوت‌ توزیع فشار است‌ نمودار توزیع عرضی فشار در مقاطلع مختلف‌ از بخش ابتدایی تاا انتهایی دیفیوزر مادون صوت در شکل نشان داده شده است‌ از آنجایی که یکی از اصلی‌ترین معیارهای سنجش جریان‌ بررسی توزیع فشار در بخش داخلی دیفیوزر مادون صوت است‌ هرگونه پرش یاا اکستریمم ناگهانی می‌تواند نشان دهنده جدایش جریان‌ توربولانت شدید باشد بنابراین هرگونه صثن یا عدم یکنواختی در شکل ه‌ال می‌تواند نشان دهنده جدایش یا توربولانس شدید باشد همچنین تغییرات شدید فشار از ابتدا تا انتهای دهانه ورودی باعث کاهش عمر دیفیوزر مادون صوت شده و مسائل مرتبط با خستگی سازه را به دنبال دارد ‌ ‌ ‌ ‌ همچنین شکل و توزیع فشار استاتیک را بر روی دیفیوزرر مشخص کرده است‌ه وجود گرادیان فشاری‌ شرط حیاتی برای عملکرد دهانه ورودی است‌ تغییرات افزایش فشار نسبت به طول مجرا باید با نرمی صورت پذیرد که این مسئله در شکل و به وضوح دیدهه می‌شود ‌ ‌ نتیجه‌ ی در این مقاله پروفیل دهانه ورودی مافوق صوت طراحی‌ و همراه با دیفیوزر مادون صوت طراحی شده و مورد تحلیل عددی قرار گرفته است‌ طراحی سطوح تراکمی سه بعدی باا بیشترین بازده تراکمی و کمترین مقدار اعوجاج جریان یکی از مهم‌ترین اهداف در توسعه سامانه‌های تولید رانش هوا تنفسی ‌ف محاسبه شده است‌ در این رابطه م اختلاف بین میانگین فشار سکون درر صفحه سطح سنجش آیرودینامیکی و میانگین فشار سکون در قطاعی که حاوی مقادیر کمینه فشار سکون است می‌باشد میانگین فشار دینامیکی در قطاع مذبور می‌باشده زاویه قطاع مورد سنجش در صفحه سطح سنجش آیرودینامیکی است‌ شکل تغییرات ضریب بازیابی فشار سکون را برای دهانه شویی کلاسیک‌ بر اساس عدد ماخ و زاویه سطح شیب‌دار مورد ارزیابی قرار داده است‌ این نمودار معیارر سنجش مناسبی را برای مقایسه کارآیی دهانه طراحی شده در اختیار قرار می‌دهد

است‌ دهانه مذکور به روش معکوس و از الگوی جریان شوک مورب استخراج شده است‌ تحلیل عددی سه بعدی نکات قابل توجهی را از وضعیت لایه‌مرزی‌ ساختار شوک‌ها و قابلیت بازیابی فشار ارائه کرده است‌ چیدمان شوک‌ها در این طراحی بسیار پایدار بوده و با تغییر زاویه حمله جریان جرمی دریافتی به کمپرسور به مقدار ناچیز و به کندی تغییر می‌کند با توجه به ابعاد سطح تراکمی و فاصله لبه سطح تراکم از ریشه شوک نرمال‌ برهمکنش با لایه‌مرزی از ن ‌ ‌ضعیف‌ ‌ بوده و جدایش جریان در گلوگاه ایجاد نشده است‌ گوشه‌های گرد شده پروفیل ورودی هیچ‌گونه اعوجاجی در ساختار شوک مورب ایجاد نمی‌کنند و ساختار شوک کاملا منطبق بر الگوی ایده آل دو بعدی است‌ سطوح مذبور از ایجاد گردابه در جریان خارجی اطراف دهانه ورودی جلوگیری می‌کنند که مزیت بسیار مهمی در یکپارچگی دهانه ورودی با بدنه هواپیما است‌


مطالب پیشنهادی
متأسفانه موردی یافت نشد.
ناحیه کاربری

فرمت ایمیل صحیح نمی باشد. ایمیل خود را وارد نمایید.

رمز عبور خود را وارد نمایید.

گزیده ها
گزیده های پر بیننده ترین اخبار روز و هفته
گزیده های وبگردی و اخبار جذاب
گزیده های وبگردی و اخبار جذاب
گزیده های پر بیننده ترین اخبار روز و هفته
مجله اینترنتی دیتاسرا
کلیه حقوق مادی و معنوی این وبسایت متعلق به گروه نرم افزاری دیتاسرا می باشد.
Copyright © 2015