Unsteady asymmetric flow separation on missile bodies at high angles of attack
Yüksek hücum açılarında füze gövdeleri üzerinde zamana bağlı simetrik olmayan akım ayrılması
- Tez No: 83114
- Danışmanlar: DOÇ. DR. İ. BEDİİ ÖZDEMİR
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Makine Mühendisliği, Mechanical Engineering
- Anahtar Kelimeler: High Angles of Attack, Pressure-Tapped Rocket Model, Asymmetric Flow Separation, Side Forces XII
- Yıl: 1999
- Dil: İngilizce
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Belirtilmemiş.
- Sayfa Sayısı: 131
Özet
YÜKSEK HÜCUM AÇILARINDA FUZE GÖVDELERİ ÜZERİNDE ZAMANA BAĞLI SİMETRİK OLMAYAN AKIM AYRILMASI ÖZET Füzelerin manevra yeteneklerini arttırma ihtiyacı, daha önceleri belirlenen hücum açılarından daha büyük açılarda uçuşlara neden oldu. Örneğin düşey olarak havalanan füzenin eğilmesi süresince, füzelerin 50 derece hatta daha fazla hücum açılarında uçmaları gerekti. Dikey olarak havalanan füzeler, havalanmadan önce genellikle hedef noktaya yönelemezler ve bu yüzden son yörüngelerine yönlendirilmeleri gerekir. Bu süre boyunca, füze potansiyel olarak önemli çapraz akışlara maruz kalır ve düşük kalkış hızlarında manevra için aerodinamik yüzeyler üzerinde yeterli basınç kuvvetleri oluşmaz. Büyük hücum açılarında, füzelerin veya uçakların etrafındaki akış çok karmaşık olup, aracın öngövdesinden yayılan güçlü girdap akışlı, çok geniş ayrılmış bölgelerin varlığıyla karekterize edilir. Bu öngövde girdapları, muayyen hücum açılan üzerinde, simetrik bir geometride ve sıfır yan açısında dahi, asimetrik olarak gelişir ve kontrol edilmesi çok zor olan yüksek aerodinamik kuvvet ve momentler meydana getirirler. 50 derece hücum açısı civarında, sıfır derece yan açısında, kaldırma kuvvetlerini aşabilirler. Arkagövdeye takılmış kanatlar varsa, asimetrik girdaplar kanatlar üzerinde de büyük kuvvet ve momentler yaratır. Büyük hücum açılarında asimetrik akış oluşumu, 40 yıldan bu yana bilinmekte, fakat son 25 yılda, rüzgar tünellerinde gerçekçi füze ve uçaklar üzerinde yapılan testlerden sonra, büyük hücum açılarında uçuş kontrolünün çok zor hatta imkansız olduğu anlaşılmıştır. Halen bu konuda pek çok çalışmanın yapılmasının gerekli olduğu bilinmektedir. İlk deneysel çalışmalar ile, olayın mertebelerini belirlemek amaçlanırken, daha sonraları bu olayı iyi anlama, onların etkilerini küçültme ve son olarakta onları kontrol etme girişimlerinde bulunulmuştur. Bu karmaşık akışı modellemek için son birkaç yıldır teorik çalışmalar (belirli Navier-Stokes hesaplamaları) yapılmaktadır. Bu araştırma, büyük hücum açılarında füze modeli etrafındaki akışla, daha belirgin olarak, üç farklı öngövde geometrisinden saçılan girdapların arkagövde üzerinde meydana getidiği yüksek yan kuvvetlerin dinamikleriyle ve akışın fiziği ile ilgilidir. Çok küçük hücum açılarında (ct=±80 dereceye kadar süren ancak x/=±90 derecede farkedilmeye başlanan tepecikler x/ûN5.3'te daha da belirginleşmektedirler. Öngövdeden roket gerisine doğru ilerledikçe gözlemlenen bir diğer fark, geçiş süreci XIVsonrasında görülen sabit basıncın x/^=2.3'teki Cp=-0.4 düzeyinden x/d=6.3'te Cp=-0.3 düzeyine çıkmasıdır. Literatürde akışa dik yerleştirilmiş silindir etrafında gelişen akışın, Reynolds sayısının Re=0.8xl05 değeri için kritik altı olarak sınırlandırılabilecek akış durumlarıyla çok benzerlik göstermesine rağmen, burada farklı ve ilginç olan roket modeli arka yüzünde x/d=23 için sınırlan şj=±140 dereceye kadar uzanan ancak öngövdeden uzaklaşılıp model gerisine gidildikçe sönümlenerek x/d=4.8'de çj=±160 dereceler araşma sıkışan belirgin yüksek basınçlardır. Akışa dik yerleştirilmiş silindir etrafında gelişen akışla, geniş hücum açısı almış konumdaki roketin etrafındaki akış arasında görülen bu fark, ilkinin iki, diğerinin üç boyutlu olmasından kaynaklanmaktadır. Öyle ki, roket simetri düzleminde roket burnu ucundan ayrılıp yükselen akış, daha sonra alçalarak öngövdenin hemen bitiminde roket arka yüzüne vurmakta ve burada etkileri roket gerisine doğru sönümlenen yüksek basınçlar yaratmaktadır. Ancak burundan ayrılan akıştaki kararsızlıklara bağlı olarak bu yapının dönme açısı yönündeki boyutlarında görülen rastgele değişiklikler, basıncın standart sapması eğrilerinde tepecikler olarak algılanmaktadır. Hücum açısı a=40 derece olduğunda model üzerinde dönme açısıyla gelişen basınç değişiminin, en küçük ve en büyük değerleri arasındaki farklar artmakla birlikte, varolan yapılarının niteliksel olarak cc=30 derecede görülenlerle hemen hemen aynı kalmaktadır. Ancak öngövdenin hemen bitiminde simetrik olan bu yapılar x/d=3.3'ten başlayarak roketin sol yanında belirginleşen bir asimetri kazanmaktadırlar. Basınç dağılımındaki bu dengesizliğin x/d=5.8'den itibaren azalarak da olsa x/d=8.8'e kadar sürmesi, modele yanal yönde ciddi bir kuvvet ve bununla bağlantılı olarak dönme ekseni öngövde yakınından geçen dönme momenti uygulanacağının işareti olarak algılanabilir. Daha da ilginç olarak, hücum açısı arttıkça asimetrik basınç dağılımının roket boyunca yön değiştirdiğini görmekteyiz. Öyle ki, örneğin cc=50 derece olduğunda, öngövde bitiminde simetrik olan yapılar x/üN2.8'den başlayarak önceleri sola doğru artan bir şekilde asimetri kazanmakta ancak daha sonra azalarak x/d=6.3'te simetrik olmakta ve sonunda x/ûN>.8'ten başlayarak sağa doğru asimetri geliştirmektedirler. Böyle bir durumda uygulanacak dönme momentinin ekseni x/d=6.3 yakınında bir noktadan, diğer bir deyişle roket gövdesi ortalarından geçecektir. Hücum açısı a=60 derece olduğunda, asimetri doğrudan öngövdenin bitiminden başlayarak önceleri sola doğru artmakta ancak daha sonra azalarak yaklaşık x/d=5.8'de simetrik olmakta ve sonunda x/d=6.3'ten başlayarak sağa doğru geliştirmektedir. Hücum açısı a=60 derece için hesaplanan standart sapma değerleri, ayrılma sonrasında C^O.S'lere varan büyüklüklere ulaşmakla birlikte, belirli bir yana doğru hissedilir bir asimetri arz etmemektedir. Öngövde eğriliği 2. 5d ogive olan model üzerinde a=30 derece için ölçülen basınçlar, eğriliğin l.5d ogive silindir olduğu durumdan hem nicelik hem de niteliksel olarak çok farklı değildir. Ancak roket simetri düzleminde roket burnu ucundan ayrılıp öngövde bitiminde roket arka yüzüne vurmakta olan akışa bağlı olarak arka yüzde ölçülen basınç genliklerinin küçülüp roket gerisine doğru çok daha erken sönümlendiği görülmektedir. Diğer bir deyişle, burun sivriliği arttıkça roketin arka yüzünde, akışa dik yerleştirilmiş silindir üzerinden gelişen akıştan farklı olarak gözlemlenen üç boyutluluk etkileri çok daha sınırlı kalmaktadır. Hücum açısı 40 derece olduğunda, burun sivriliğinin artmasına bağlı olarak üç boyutlu akış özelliklerinde sağlanan düzelmenin yalnızca arka yüzün öngövde yakınlarında görülen anormal basınç büyüklüklerinin yok olmasıyla sınırlı kalmadığı, ötesinde ilk XVdefa a =40 derece hücum açısında modelin sol yanında gelişmeye başlayan asimetrik basınç dağılımında da bir iyileşmeye neden olduğu saptanmıştır. Burun eğriliğinin l,5d ogive-silindir olduğu durumda cc=50 derece için roket boyunca her iki yanda yön değiştiren asimetrik basmç dağılımı, burun eğriliği 2.5 d ogive-silindir olduğunda ağırlıklı olarak modelin sol yanında ve ancak x/d=6.3'e kadar etkili olabilmektedir. Bu durumda oluşacak dönme momentinin genliğinin daha küçük olması beklenirken, etkilerinin yerel kalması nedeniyle de uygulama ekseninin saptanması daha kolaylaşacaktır. Hücum açısı 60 derece olduğunda asimetrik basmç dağılımının öngövde yakınlarında ve en fazla x/d=5.3'e kadar uzanan bir bölgeyle sınırlı kaldığı görülmektedir. Öngövde eğriliğinin 3.5d ogive-silindir ve hücum açısı 30 derece için ölçülen basınçlar, modelin arka yüzünde görülen üç boyutluluk etkilerinin neredeyse tümüyle ortadan kalkmasına bağlı olarak düz bir dağılım göstermektedir. Ancak bununla birlikte sabit basınç düzeyinin, eğriliğin l.5d ogive-silindir olduğu durumda görülen Cp=-0A değerinden Cp=-0.2 değerine arttığını göstermektedir. Artan hücum açısıyla az da olsa asimetrik dağılımlar görülse de bu etkilerin öngövde yakınlnda sınırlı kaldığı saptanmıştır. l.5d, 2.5d ve 3.5d burun sivrilik oranları için, 30, 40, 50, 60 derece hücum açılanndaki normal kuvvet dağılımları, bir kaç yerde oluşan yüksek değerlerin dışmda öngövdeden uzaklaştıkça azalan bir eğilim ve hücum açısıyla artan bir eğilim gösterir. lr/d=\.5 ve a=30 derece için, cy=0 ile Cy=0.02 değerleri arasında değişen yan kuvvet dağılımı, hafif tepeciklerle hemen hemen düz olarak ortaya çıkar. 40 derece hücum açısında, x/d=7.3' e kadar pozitif doğrultuda cy=0 ile Cj,=1.0 değerleri arasında, x4?=7.3' den sonra artan negatif değerlerle ortaya çıkan yayık bir dağılım görünür. Hücum açısı 50 dereceye arttığında, öngövde yakınlarında sıfır değerinden başlayıp x/d=4.5 civarında cy=0.33 değerine çıkan, x/d=7.S' de c/=-0.33 değerine ulaşan ve azalıp sıfır değerine düşen zıt işaretli yük bölgeleri görünür. Hücum açısı 60 dereceye ulaştığında ise iki ekstremli bir dağılım ortaya çıkar. 2.5d ve 3.5d burun sivrilik oranlan için hücum açısının 60 dereceden daha küçük değerlerinde yan kuvvet dağılımları, cy=0.3' ün altında kalarak düzelmektedir. Artan Qd oranlarının, roket modelinin aerodinamik kararlılığını düzenleyen, normal kuvvetlere oranla küçük olan, yan kuvvet asimetrik saçılımlarım sıkıştırdığı açıktır. 1.5â? ogive silindir ve 30 derece hücum açısı için, ç?=±80 derece azimut açısındaki spektral enerji tamamen düşük genlikli ve tanımlanamayan yapıyla sınırlıdır. Bu eğilim $f=±100 derece ayrılma noktasına kadar, ayrılma noktasının kaymasından dolayı 120 Hz civarında oluşan küçük tepe genliklerindeki küçük artımlarla, azimut açısı üzerinde aynı kalır. Bu, laminer karekteristikli ayrılmanın oluştuğu noktalardaki ortalama basınçlar baz alınarak çıkarılan bir önceki sonucu doğrular. Hücum açısı artarken, geçiş ve ayrılma başlangıcındaki dalgalanma modlarının hızı, genlikte artış ve yüksek frekanslara uzanan yayılım şeklinde olur. Geçişin başlangıcındaki istenmeyen frekans, hücum açısının artışıyla, separasyon bölgesinde modelin gerisine doğru, özellikle x/d=3.3 kesitinde meydana çıksa ada, daha sonra 100 Hz civarında genişleyen enerjik bir mod ortaya çıkar ve buna 50 derece hücum açısında daha çok 400 Hz civarında oluşan bazı büyük harmonikler eşlik eder. 2.5J ogive silindirde geçişin başlangıcında dalgalı modlarda görünen bazı artışlar, 3.5d ogive silindirde tekrar 1.5*/ ogive silindirde oluşan seviyelere düşer. Burun sivrilik oranı XVIartışıyla, ölçüm noktalarının model burnunun ucundan uzaklaştığı ve böylece bununla ilgili hafif artımların oluşabildiği görülür. Öte yandan, yüksek ortalama basınçların gözlendiği bölgedeki enerji spektrumlarmın, burun sivrilik oranına bakmaksızın, özellikle ^=150 derece azimut açısıyla sınırlı bölgede daha çapraşık olduğu görülebilir. Türbülans enerjisinin çoğu 300 Hz in üzerindeki bazı geniş bandlı harmoniklerin altında bulunur, spekturum hücum açısı artarken 1500 Hz1 e kadar uzanır. Yüksek frekansların, kesilip 800 Hz' in altında sınırlanmasına karşın, artan burun sivrilik oram, daha enerjik düşük 200 Hz' lik bandta dalgalanmalara sebep olur. Modelin gerisine doğru, (x4£=5' den daha aşağı) 100 Hz civarındaki yaygm band tepesi belirgin bir şekilde ortaya çıkar. Zaman ölçeklerini tayin eden otokorelasyon fonksiyonları, C(t), genellikle sonlara doğru zayıflayan bir osilasyonun takibiyle bir azalma sergilerler; bu eğilim, baskın büyük ölçekli (yapışık) akışlar için çok tipiktir. 30 derece hücum açısında, 1. 5 d ogive silindirde geçişin başladığı yerde, hareketin integral zaman ölçeği simetrik olarak, otokorelasyon fonksiyonunun osile ettiği x/d=2.y de yaklaşık 0.0008 s' değerinden, x/d=3.3' deki 0.002 s değerine artar. Büyük hücum açılarında, asimetrik gelişimden dolayı, integral zaman ölçekleri modelin her iki tarafında farklı olarak gelişir; 60 derece hücum açısında örneğin x/aK3.3' de,
Özet (Çeviri)
UNSTEADY ASYMMETRIC FLOW SEPARATION ON MISSILE BODIES AT HIGH ANGLES OF ATTACK ABSTRACT This study reports an experimental investigation of pressure and force distributions on blunted ogive-cylinders inclined to a uniform low-speed air flow subject to conditions of the undercritical flow regime. The main concern is with the detailed mean and rms pressure distributions and associated side force distributions. The experimental model consisted of a pressure-tapped cylinder to which three ogive noses, having different nose fineness ratios (1,/d), were fitted. As the fineness ratio increases, the asymmetric separation occurs at early angle of attack. The vortices coming from the forebody was found to cause a serious asymmetry close to the end of the forebody at the leeside. As the nose fineness ratio increases, the three- dimensionality effects observed at the leeside appear to be more reduced. As the angle of attack increases, the oscillatory sectional side forces appear on finite inclined blunted ogive-cylinders. It was observed that increasing Qd squeezes the scatter of the asymmetry of the side forces to a relatively smaller percent of the lift forces, which would obviously improve the aerodynamical stability of the rocket model.
Benzer Tezler
- Large eddy simulation of flow through in-line heat exchanger tube bundles
Başlık çevirisi yok
OĞUZHAN MURAT
- بررسي رفتار آيروالاستيک بال ساختهشده از موادمرکب در جريان تراکمناپذير و تراکمپذير
Sıkıştırılabilir bir akışta hava taşıtı kompozit kanatlarının aeroelastik analizi
TURAÇ FARSADİ
Yüksek Lisans
Farsça
2010
Havacılık MühendisliğiSharif University of TechnologyHavacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. HASSAN HADDADPOUR
- Turbulence and flame interaction for control of flame location in diffuser combustor
Difüzör yanma odasında alev konumunun kontrolü için türbülans ve alev etkileşimi
IBRAHIM THAMER NAZZAL NAZZAL
Doktora
İngilizce
2018
Makine MühendisliğiÖzyeğin ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
YRD. DOÇ. DR. ÖZGÜR ERTUNÇ
- Dönen ve geçirgen yüzeyli eksenel simetrik bir cisimden daimi olmayan rejimde doğal konveksiyonla ısı transferi
Unsteady free convection heat transfer from a spinning, rotational symmetric permeable body
SELİME KUŞ
- Dönen sabit sıcaklıktaki bir eksenel simetrik cisimden doğal konveksiyonda ısı transferi
Unsteady free-convection heat transfer from an isothermal, axisymmetrical, spinning body
MURAT BAYRAM
Yüksek Lisans
Türkçe
2000
Makine MühendisliğiTrakya ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. MEHMET CEM ECE