Geri Dön

JET IN SUPERSONIC CROSS-FLOW

SÜPERSONİK ÇAPRAZ AKIŞTA JET

  1. Tez No: 1010935
  2. Yazar: BUSE KİŞİ
  3. Danışmanlar: PROF. DR. BAYRAM ÇELİK
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Uçak Mühendisliği, Aeronautical Engineering
  6. Anahtar Kelimeler: Hesaplamalı akışkanlar dinamiği (HAD), Computational fluid dynamics (HAD)
  7. Yıl: 2026
  8. Dil: İngilizce
  9. Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
  10. Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı (disiplinlerarası)
  12. Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
  13. Sayfa Sayısı: Belirtilmemiş.

Özet

Süpersonik çapraz akış içerisine yanal jet enjeksiyonu, füzelerin atmosfer içi yüksek manevra kabiliyetini sağlayan reaksiyon kontrol sistemleri ile hipersonik hava solumalı ramjet motorlarında yakıt-hava karışımının ve yanma verimliliğinin artırılması gibi kritik mühendislik uygulamalarında yaygın olarak kullanılmaktadır. Süpersonik serbest akış içerisine enjekte edilen jetin varlığı, aerodinamik bir blokaj etkisi yaratarak jetin ön bölgesinde güçlü bir yay şokunun (bow shock) oluşmasına yol açmaktadır. Bu blokajın tetiklediği ters basınç gradyanı nedeniyle, akımüstü bölgesinde ayrılma şoku ile birlikte sınır tabakası yüzeyden ayrılmakta ve bu bölgede at nalı girdapları (Horseshoe vortex) meydana gelmektedir. Enjekte edilen jet akışkanının ortam basıncına uyum sağlamak üzere genişlemesiyle enjektör çıkışında namlu şoku (barrel shock) ve ardından Mach diski yapısı gelişmektedir. Jetin hemen arkasında oluşan alçak basınçlı iz bölgesinde ise ana taşınım ve karışım mekanizmasını yöneten zıt yönlü dönen bir girdap çifti (CRVP) ortaya çıkmaktadır. Jet akışının iz bölgesinde, yansıyan şok dalgasıyla (reflected shock) birlikte akışın yüzeye yeniden tutunduğu (reattachment) ve plaka yüzeyine paralel hale gelerek kararlı bir rejim kazandığı belirlenmiştir. Süpersonik ana akış ile enjekte edilen jetin etkileşimi neticesinde meydana gelen üç boyutlu akış yapıları, akış alanında oluşan basınç yapıları, şok dalgası etkileşimleri ile akış ayrılma ve birleşme bölgeleri, fiziksel olarak karakterize edilmesi gereken temel fenomenlerdir. Bu çalışma kapsamında, düz bir plaka üzerine yerleştirilen sonik bir jetin 5 Mach hızındaki akışa enjeksiyonu neticesinde oluşan akış alanı hesaplamalı akışkanlar dinamiği analizleriyle incelenmiştir. Sayısal modelin doğrulanması sürecinde, Kovar ve Schülein (2006) tarafından gerçekleştirilen deneysel çalışma referans alınarak OpenFOAM yazılımı ile validasyon çalışmaları yürütülmüştür. Hesaplamalı akışkanlar dinamiği (HAD) analizlerinde, hesaplama ağı SnappyHexMesh modülü ile oluşturulmuş; türbülansın modellenmesinde k-omega SST modeli kullanılarak Zamana Bağlı Reynolds-Ortalamalı Navier-Stokes (URANS) denklemleri uygulanmış ve veriler zaman ortalamalı sonuçlar üzerinden değerlendirilmiştir. Çalışmada, hücum açısındaki değişimlerin aerodinamik yapılar üzerindeki etkileri ve bu değişimlerin serbest akış Mach sayısı ile olan ilişkileri kapsamlı bir parametrik analizle incelenmiştir. Yapılan analizler sonucunda, hücum açısındaki artış ile Mach sayısındaki azalmanın, jet akışının serbest akış içerisine olan nüfuzu üzerindeki etkileri tespit edilmiştir. Bu duruma bağlı olarak şok yapılarında ve ayrılma bölgelerinde meydana gelen fiziksel değişimler yorumlanmıştır. Görselleştirilen akış alanı; jet önünde oluşan ayrılma bölgesinin konumunun, yay şoku (bow shock) ve namlu şokunun (barrel shock) fiziksel formunun ve jet arkasında gelişen vorteks yapılarının, değişen aerodinamik parametrelere bağlı olarak sistematik bir farklılaşma sergilediğini ortaya koymaktadır. Analiz sonuçlarına göre, artan hücum açısı ve azalan Mach sayısı sonucu jet nüfuzunun etkisindeki artış, şok yapılarının daha geniş bir alana yayılmasına sebebiyet vermektedir. Bu fenomenle bağlantılı olarak, jet çekirdeğinin yapısal formunda genişleme ve ana akış yönünde daha belirgin bir bükülme meydana geldiği tespit edilmiştir. Serbest akış Mach sayısındaki artışın akış alanı üzerindeki etkileri incelendiğinde; bu parametrik değişimin hız profilini daha homojen bir yapıya kavuşturduğu ve jetin süpersonik çapraz akış üzerindeki blokaj etkisini minimize ettiği belirlenmiştir. Mach sayısındaki artışla birlikte, akış alanında sıkıştırılabilirlik etkilerinin önem kazandığı ve hem Mach sayısının hem de hücum açısı parametrelerinin yüzey üzerindeki basınç dağılımını sistematik olarak değiştirdiği görülmüştür. Artan negatif hücum açısının etkisiyle, akış ayrılmasını tetikleyen temel mekanizma olan ters basınç gradyanının şiddetinde bir azalma gözlemlenmiştir. Zayıflayan basınç gradyanı sonucunda, sınır tabakası üzerindeki ayrılma şiddeti sönümlenerek ayrılma noktası fiziksel olarak jet çıkış lokasyonundan uzaklaşmıştır. Bu bulgular, hücum açısı değişiminin sadece jet yayılımını değil, aynı zamanda levha üzerindeki sınır tabaka kararlılığını da doğrudan etkilediğini ortaya koymaktadır.Süpersonik akış ve yanal jet etkileşimlerinde akış alanı geleneksel olarak iki boyutlu görselleştirmelerle incelenmiş olsa da, bu bölgedeki karmaşık yapıların üç boyutlu topolojisini daha kapsamlı bir şekilde analiz edebilmek amacıyla gelişmiş üç boyutlu konturlama ve görselleştirme yöntemleri kullanılmıştır. Bu doğrultuda geliştirilen skalar tabanlı metodoloji sayesinde; yay şoku (bow shock), namlu şoku (barrel shock) ve kayma tabakası gibi temel akış fenomenleri, akış alanının karmaşık yapısından izole edilerek hacimsel formda elde edilmiştir. Elde edilen bu hacimsel veriler üzerinden etkilesim hacmi hesaplanmış, böylece farklı akış koşullarının karışım hacmi üzerindeki etkileri saptanmıştır. Söz konusu hacimsel verilerin fiziksel olarak anlamlı bir şekilde kıyaslanabilmesi için iki farklı normalizasyon çalışması yürütülmüştür; bu sayede elde edilen bulguların literatürdeki benzer çalışmalar için karşılaştırılabilir ve güvenilir referanslar teşkil etmesi hedeflenmiştir. Jet Mach sayısındaki artışın akış alanı üzerindeki etkileri incelenmiş ve bu parametrenin genel akış topolojisinde kritik bir değişime yol açmadığı saptanmıştır. Diğer taraftan, yüzeyden uzaklaşacak şekilde (negatif yönlü) uygulanan hücum açısı değişimlerinin sayısal sonuçları analiz edildiğinde; hücum açısı nedeniyle tetiklenen genişleme dalgalarının (expansion waves) yalnızca yerel Mach sayısını artırmakla kalmayıp, sınır tabakası üzerinde de belirgin bir etki yarattığı tespit edilmiştir. Söz konusu genişleme dalgalarının sınır tabakası kalınlığının artmasına neden olduğu, bu durumun ise sınır tabakası ayrılmasını jet çıkışından daha uzak bir konuma ötelediği belirlenmiştir. Buna bağlı olarak, artan hücum açısı etkilerinin jet penetrasyon yüksekliğini artırdığı ve yüzey akım çizgilerinin çok daha geniş bir alana dağılmasına sebebiyet verdiği gözlemlenmiştir. Akış alanında meydana gelen karmaşık ve üç boyutlu girdap yapıları, Q-kriteri yöntemi kullanılarak sistematik olarak incelenmiş ve tüm çalışma koşulları için yapısal bir karşılaştırma gerçekleştirilmiştir. Özellikle akışın Mach 5 hızına ve 0˚ hücum açısına sahip olduğu temel senaryoda, yüzey akım çizgileri ile üç boyutlu konturların kombinasyonu detaylıca analiz edilmiştir. Bu bütüncül yaklaşım sayesinde, akış alanındaki karakteristik aerodinamik yapılar başarıyla doğrulanmıştır. Akış alanında gelişen karmaşık girdap yapıları, literatürde Rasheed ve Misra (2020) tarafından sunulan çalışmalar referans alınarak tanımlanmıştır. Yapılan incelemelerde, yüzey akım çizgileri üzerinde birincil yüzey firar girdabı (STV) ve ikincil yüzey firar girdabı 1 (STV1) net bir iz şekilinde gözlemlenmiştir. Jetin rüzgar altı (leeward) bölgesinde süpersonik akışın jet çevresinden dolanıp genişleyerek yüzeyden ayrılması, düşük basınçlı bir iz (wake) alanı ve üçüncü bir resirkülasyon bölgesi meydana getirmektedir. Bu düşük hızlı bölgeden köken alan birincil yüzey kuyruk girdabı (STV), akışın yönelmesi sayesinde plaka yüzeyine tutunarak ilerlemektedir. Akımaltında, Mach diskinden yansıyan şok dalgasının (reflected shock) yüzey üzerinde yarattığı yerel sıkışma ve statik basınç artışı, akım çizgilerinin bu yüksek basınçtan yanal olarak kaçmasına neden olmaktadır. Bu yanal sapma neticesinde dışarıya doğru genişleyen akış, yüzey akım çizgilerinde iz bırakan ikincil STV1 girdabını oluşturmaktadır. Bu şok etkileşiminin hemen gerisinde ise şok sonrası akım çizgileri yeniden birleşerek birbirine paralel, daha kararlı bir rejimde ilerlemesini sürdürmektedir. Bu izlerin hemen ön bölgesinde (upstream), gelen süpersonik serbest akış ile jet blokajı ve yay şokunun (bow shock) etkileşimi sonucunda güçlü bir sınır tabakası ayrılması tetiklenmekte ve bu durum birinci resirkülasyon (Recirculation 1) bölgesini meydana getirmektedir. Yavaşlayan serbest akışın bu düşük hızlı bölgeye çekilmesiyle, doğrudan serbest akış kökenli olan ve bünyesinde jet akışkanı barındırmadığı için karışma süreçlerinde aktif rol oynamayan bir at nalı girdabı (Horseshoe Vortex - HSV) çekirdeği oluşmaktadır. HSV yapısı katı taban yüzeyine doğrudan temas etmediğinden yüzey akım çizgilerinde keskin bir sınır hattı bırakmasa da, jet enjeksiyonu etrafındaki daralma bölgesi boyunca ilerleyen girdap bacakları bu hat üzerinde hızlanarak daha yoğun bir çekirdeğe doğru yapısal bir incelmeye uğramaktadır. Akım çizgilerinin yoğunlaştığı bu enerjik alanların sergilediği yanal yayılım genişliği, yay şokunun büyüklüğünü ve jetin oluşturduğu aerodinamik tıkanma (blokaj) etkisini doğrudan gözler önüne sermektedir. Öte yandan, jet enjeksiyonunun ana ayrılma bölgesinde dikey yönde ivmelenerek kıvrılan akış, karışma süreçlerini doğrudan yöneten ana girdap dinamiklerini tetiklemektedir. Yay şokunun tabanında yavaşlayan akış ile jet çevresinden dolanan yüksek hızlı ana akış arasındaki yüksek hız gradyanı, ikinci resirkülasyon (Recirculation 2) bölgesinden beslenen girdap 1 yapısı üzerinde bir Kelvin–Helmholtz (K–H) kararsızlığı yaratarak bu yapıyı ana karışma kaynağı haline getirmektedir. Benzer şekilde, jet akışkanının serbest akışla etkileşime girdiği kayma (shear) tabakasındaki hız farkları da K–H kararsızlıklarını tetikleyerek doğrudan jet kökenli olan girdap 2'yi olgunlaştırmaktadır. Akımaltı bölgesinde meydana gelen düşük basınçlı alanda üçüncü resirkülasyon bölgesi oluşmaktadır. Bu bölgeden beslenen akışkan, jetin yukarı yönlü emiş (upwash) gücü etkisiyle girdap 3 yapısını meydana getirir. Diğer yandan, Mach diskinden geçerek yavaşlayan jet akışkanının namlu şoku (barrel shock) etrafındaki yüksek hızlı akışla birleşmesiyle girdap 4 yapısı oluşmaktadır. Akış doğrultusunda ilerleyen girdap 1, girdap 2 ve girdap 3 yapıları birbirleriyle birleşerek jet akışının karakteristik yapısı olan zıt yönlü dönen bir girdap çiftini (CRVP) meydana getirmektedir. Girdap yapılarının boyutsal değişimi ve türbülans kinematik viskozite değerleri incelenerek Mach sayısı ve hücum açısı değişimlerine bağlı farklılıklar yorumlanmıştır. Artan Mach sayısı ile birlikte sıkıştırılabilirlik etkisinin arttığı, buna bağlı olarak akım yönündeki uzanımı daha fazla olan bir zıt yönlü dönen girdap çiftinin (CRVP) meydana geldiği tespit edilmiştir. Düşük Mach sayısı koşullarında ise enerjisi yüksek fakat akım yönündeki uzanımı daha kısıtlı olan bir girdap çiftinin oluştuğu belirlenmiştir. Hücum açısının yüzeyden uzaklaşacak şekilde (negatif yönlü) artırıldığı durumlarda, sınır tabakası kalınlığındaki değişimin CRVP üzerindeki etkisi açıkça gözlemlenmiştir. Artan hücum açısıyla birlikte akış alanında daha enerjik girdap yapılarının geliştiği; ayrıca taban yüzeyinde geniş bir yer kaplayan alçak basınç bölgesi nedeniyle bu yapıların yüzeye daha yakın konumlarda kümelenme eğiliminde olduğu ortaya konmuştur.

Özet (Çeviri)

Lateral jet injection into supersonic crossflow is a complex problem that has been studied for many years due to critical engineering applications such as trajectory-attitude control, which enables high maneuverability in the atmosphere for missiles, and increasing the fuel-air mixture quantity and combustion efficiency in hypersonic air-breathing scramjet engines. The three-dimensional flow structures resulting from the interaction of the supersonic crossflow with the injected jet, the pressure areas in the upstream and downstream regions of the jet, shock wave interactions, and flow separation and recirculation regions are among the fundamental phenomena that need to be physically characterized. In this study, the flow field resulting from the injection of a sonic jet placed on a flat plate into a supersonic flow at Mach 5 was investigated numerically in three dimensions. In the validation process of the numerical model, validation studies were carried out using OpenFOAM software, referencing the experimental study conducted by Kovar and Schülein (2006). In computational fluid dynamics (CFD) analyses, the mesh was created with the SnappyHexMesh utility of OpenFOAM, in the modeling of turbulence, the Time-Dependent Reynolds-Averaged Navier-Stokes (URANS) equations were solved using the k-omega SST model, and the data were evaluated based on time-averaged results. In this study, the effects of changes in angle of attack on flow structures, the relationships of these changes with the freestream Mach number were investigated with a comprehensive parametric analysis. As a result of the analyses, the effects of increasing angle of attack and decreasing Mach number on the penetration of the jet flow into the freestream have been identified; the physical changes occurring in shock structures and separation regions due to this situation were interpreted. The visualized flow contours reveal that the location of the separation region formed in front of the jet, the physical form of the bow shock and barrel shock, and the vortex structures developing behind the jet exhibit a systematic differentiation depending on the changing aerodynamic parameters. According to the analysis results, the increase in jet penetration resulting from increasing angle of attack and decreasing Mach number leads to the shock structure spreading over a wider region. In connection with this phenomenon, it has been observed that the structural form of the jet core undergoes expansion and a more bending in the main flow direction. Examining the distribution of high Mach regions within the flow field reveals that this parametric change leads to a more homogeneous velocity structure and minimizes the blocking effect of the jet on the supersonic cross-flow. During this process, a decrease in the intensity of the reverse pressure gradient, the fundamental mechanism starting the separation, has been observed. As a result of the weakening pressure gradient, the intensity of the separation on the boundary layer is decreased, and the separation region physically moves further upstream from the jet exit location. This demonstrates that the change in angle of attack systematically affects not only the propagation of the jet but also the stability of the boundary layer on the plate. Although the flow field in supersonic flow and lateral jet interactions has traditionally been studied using two-dimensional visualizations, advanced three-dimensional visualization methods have been used to more comprehensively analyze the three-dimensional topology of complex structures in this region. Fundamental flow phenomena such as bow shock, barrel shock, and shear layer were isolated from the complex structure of the flow field and obtained in volumetric form, due to the scalar-based methodology developed in the numerical study. The volume of the shear layer was calculated from these volumetric data, thus determining the effects of different flow conditions on the mixture volume. Two different normalization studies were conducted to enable a physically meaningful comparison of these volumetric data; this aimed to provide comparable and reliable references for similar studies in the literature. In addition, the complex vortex topologies within the flow field were systematically investigated by using the Q-criterion method, and a structural comparison was made for all study conditions. In particular, in the baseline scenario at Mach 5 and an angle of attack of 0 degree freestream, the combination of two-dimensional surface streamlines and three-dimensional iso-surfaces has been examined in detail; thanks to this approach, the characteristic aerodynamic structures in the flow field have been verified.

Benzer Tezler

  1. Tez No

    353799

    An experimental study of shock wave/boundary layer interactions in supersonic inlets

    Sesüstü hava alıklarında şok dalgası sınır tabakası etkileşiminin deneysel incelenmesi

    SERDAR SEÇKİN

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2014

    Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    YRD. DOÇ. DR. KEMAL BÜLENT YÜCEİL

  2. Tez No

    39771

    Bir yan akım içindeki türbülanslı jet akışının deneysel olarak incelenmesi

    Experimental investigation of turbulent jet stream in a crossflow

    HİCRET ERTAN

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    1994

    Astronomi ve Uzay Bilimleriİstanbul Teknik Üniversitesi

    PROF.DR. OKTAY ÖZCAN

  3. Tez No

    927488

    Optimization of air to air cross flow heat exchanger

    Hava hava enine akım ısı eşanjörü optimizasyonu

    İSMAİL ÇAĞATAY KOYUNCUOĞLU

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2018

    Makine MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. ABDULLAH ULAŞ

  4. Tez No

    198265

    Gaz atomizasyon yönteminde yeni bir nozul tasarımı ve toz üretimi

    A new nozzle design and metal powder production by gas atomization

    MEHMET AYDIN

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2005

    Makine MühendisliğiDumlupınar Üniversitesi

    Makine Eğitimi Ana Bilim Dalı

    YRD. DOÇ. DR. RAHMİ ÜNAL

  5. Tez No

    588151

    Numerical simulation of lateral jets in supersonic crossflow of missiles using computational fluid dynamics

    Süpersonik çapraz akış içerisindeki füzelere ait yanal jetlerin hesaplamalı akışkanlar dinamiği kullanılarak sayısal benzetimi

    EFE CAN DAĞLI

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2019

    Makine MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. MEHMET HALUK AKSEL

Geri Dön