Flow Visualization of a Scramjet Inlet – Isolator Model in Supersonic Flow

Abstract

La compréhension des mécanismes physiques et la compréhension du champ d'écoulement complexe impliquant des phénomènes de redémarrage dans les entrées supersoniques ont attiré une attention considérable, en particulier dans le domaine de l'aérothermodynamique des entrées/isolateurs de scramjet. Dans cette étude, la visualisation de Schlieren et l'analyse computationnelle des structures d'ondes de choc dans les modèles d'entrée/isolateur de statoréacteur/scramjet en écoulement supersonique ont été effectuées. Des expériences ont été réalisées dans la soufflerie supersonique du Laboratoire de recherche trisonique de l'Université technique d'Istanbul. Le plancher de la section d'essai et le mécanisme existant en dessous ont été modifiés pour pouvoir monter le modèle d'entrée/isolateur conçu sur le plancher de la section d'essai. Le modèle d'entrée/isolateur avec une rampe de compression de 12 degrés est étudié à Mach 2 à la fois sur le plan informatique et expérimental. Les calculs ont été effectués à l'aide du logiciel Star-CCM+ pour étudier les structures d'ondes de choc dans et autour du modèle d'entrée/isolateur tridimensionnel monté sur le plancher de la section de test comme guide pour la conception du modèle expérimental. Dans les résultats, les effets des interactions onde de choc – couche limite avec les séparations d'écoulement avec ont été observés. La moyenne d'ensemble des distributions de densité sur une série de plans d'une paroi latérale à l'autre à partir des résultats CFD est bien en accord avec les images de Schlieren obtenues expérimentalement. La structure des ondes de choc et des angles obtenus à partir des images de Schlieren concorde assez bien avec celles obtenues à partir des résultats de CFD. Les effets des formations de choc lambda qui indiquent des séparations possibles de la couche limite, des réflexions des ondes de choc et des interactions onde de choc – couche limite sur les phénomènes de démarrage de l'entrée ont été discutés. Afin d'étudier plus avant le mécanisme de désamorçage des entrées, différentes configurations expérimentales ont été suggérées pour les travaux futurs.Comprender los mecanismos físicos y tener una idea del complejo campo de flujo que involucra fenómenos de no arranque en entradas supersónicas ha ganado una atención considerable, especialmente en el área de la aerotermodinámica de entrada/aislador de scramjet. En este estudio, se ha realizado la visualización de Schlieren y el análisis computacional de estructuras de ondas de choque en modelos de entrada/aislador ramjet/scramjet en flujo supersónico. Los experimentos se realizaron en el túnel de viento supersónico en el Laboratorio de Investigación Trisonic en la Universidad Técnica de Estambul. El piso de la sección de prueba y el mecanismo existente debajo se han modificado para poder montar el modelo de entrada/aislador diseñado en el piso de la sección de prueba. El modelo de entrada/aislador con una rampa de compresión de 12 grados se investiga a Mach 2 tanto computacional como experimentalmente. Los cálculos se realizaron utilizando el software Star-CCM+ para investigar las estructuras de ondas de choque en y alrededor del modelo tridimensional de entrada/aislador montado en el piso de la sección de prueba como guía para diseñar el modelo experimental. En los resultados, se observaron los efectos de las interacciones onda de choque – capa límite con las separaciones de flujo con. El promedio del conjunto de las distribuciones de densidad en una serie de planos de una pared lateral a la otra a partir de los resultados de CFD coincidió bien con las imágenes de Schlieren obtenidas experimentalmente. La estructura de las ondas de choque y los ángulos obtenidos a partir de las imágenes de Schlieren concuerdan bastante bien con los obtenidos a partir de los resultados del CFD. Se han discutido los efectos de las formaciones de choque lambda que indican posibles separaciones de la capa límite, reflexiones de ondas de choque e interacciones onda de choque – capa límite en los fenómenos de entrada no iniciada. Con el fin de investigar más a fondo el mecanismo de no arranque de la entrada, se han sugerido diferentes configuraciones experimentales para trabajos futuros.Understanding the physical mechanisms and having insight to the complex flowfield involving unstart phenomena in supersonic inlets has gained considerable attention especially in the area of scramjet inlet/isolator aerothermodynamics. In this study, Schlieren visualization and computational analysis of shock wave structures in ramjet/scramjet inlet/isolator models in supersonic flow have been performed. Experiments were performed in the supersonic wind tunnel at the Trisonic Research Laboratory in Istanbul Technical University. The test section floor and the existing mechanism underneath have been modified to be able to mount the designed inlet/isolator model on the floor of the test section. The inlet/isolator model with a 12- degree compression ramp is investigated at Mach 2 both computationally and experimentally. Computations were performed using Star-CCM+ software to investigate shock wave structures in and around the three dimensional inlet/isolator model as mounted on the test section floor as a guide for designing the experimental model. In the results, the effects of shock wave – boundary layer interactions with flow separations with were observed. Ensemble average of the density distributions on a series of planes from one side wall to the other from the CFD results agreed well with the Schlieren images obtained experimentally. The structure of the shock waves and angles obtained from the Schlieren images agree quite well with those obtained from the CFD results. The effects of lambda-shock formations which indicate possible boundary layer separations, reflections of shock waves, and shock wave – boundary layer interactions on inlet unstart phenomena have been discussed. In order to investigate inlet unstart mechanism further, different experimental setups have been suggested for future work.اكتسب فهم الآليات الفيزيائية والحصول على نظرة ثاقبة لحقل التدفق المعقد الذي يتضمن ظواهر لم تبدأ في المداخل الأسرع من الصوت اهتمامًا كبيرًا خاصة في مجال الديناميكا الحرارية الهوائية لمدخل/عازل النفاث. في هذه الدراسة، تم إجراء تصور Schlieren والتحليل الحسابي لهياكل موجة الصدمة في نماذج مدخل/عازل ramjet/scramjet في التدفق الأسرع من الصوت. أجريت التجارب في نفق الرياح الأسرع من الصوت في مختبر أبحاث ترايسونيك في جامعة اسطنبول التقنية. تم تعديل أرضية قسم الاختبار والآلية الموجودة تحتها لتكون قادرة على تركيب نموذج المدخل/العازل المصمم على أرضية قسم الاختبار. يتم فحص نموذج المدخل/العازل مع منحدر ضغط 12 درجة عند ماخ 2 حسابيًا وتجريبيًا. تم إجراء الحسابات باستخدام برنامج Star - CCM + للتحقيق في هياكل موجة الصدمة داخل وحول نموذج المدخل/العازل ثلاثي الأبعاد كما تم تركيبه على أرضية قسم الاختبار كدليل لتصميم النموذج التجريبي. في النتائج، لوحظت تأثيرات تفاعلات الموجة الصدمية – الطبقة الحدودية مع فواصل التدفق مع. اتفق متوسط توزيعات الكثافة على سلسلة من المستويات من جدار جانبي إلى آخر من نتائج عقود الفروقات بشكل جيد مع صور Schlieren التي تم الحصول عليها تجريبياً. تتوافق بنية موجات الصدمة والزوايا التي تم الحصول عليها من صور Schlieren تمامًا مع تلك التي تم الحصول عليها من نتائج عقود الفروقات. تمت مناقشة تأثيرات تكوينات صدمة لامدا التي تشير إلى انفصال الطبقات الحدودية المحتملة، وانعكاسات موجات الصدمة، وتفاعلات الطبقة الحدودية لموجة الصدمة على ظواهر عدم بدء الدخول. من أجل التحقيق في آلية إلغاء تشغيل المدخل بشكل أكبر، تم اقتراح إعدادات تجريبية مختلفة للعمل المستقبلي.