Structure of the supersonic turbulent boundary layer and its influence on unsteady separation
Süpersonik türbülanslı sınır tabakasının yapısı ve kararsız ayrılma üzerindeki etkisi
- Tez No: 962935
- Danışmanlar: PROF. DR. DAVID S. DOLLING
- Tez Türü: Doktora
- Konular: Uçak Mühendisliği, Aeronautical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 1995
- Dil: İngilizce
- Üniversite: The Unıversıty Of Texas At Austın
- Enstitü: Yurtdışı Enstitü
- Ana Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Uçak Mühendisligi Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: Belirtilmemiş.
Özet
Bu deneysel çalışma, şok dalgası kaynaklı türbülanslı sınır tabakası ayrılmasının kararsızlığı konusunda çalışan önceki araştırmacıların bulguları temel alınarak ve üzerine eklenerek ortaya çıkarılmıştır. Mevcut çalışmanın temel amacı, sıkıştırılabilir türbülanslı sınır tabakasının yapısını ve davranışını daha iyi anlamak ve (i) önceki çalışmalarda ayrılmış akışın yüksek frekanslı“titreşimli”hareketinden sorumlu olduğu gösterilen büyük ölçekli türbülanslı yapılar hakkında daha fazla bilgi edinmek ve (ii) gelişen sınır tabakasında ayrılmış akışın düşük frekanslı titreşiminden sorumlu görünen“düşük frekans bileşeninin”nedenini belirlemektir. Değişken duvar basıncı ölçümlerinden elde edilen sonuçlar, türbülanslı yapının akış yönündeki toplam bozunma uzunluğunun yaklaşık 20δ0 olduğunu göstermektedir; burada δ0 sınır tabakası kalınlığıdır. Akıma dik yöndeki bozunma uzunluğu yaklaşık 3δ0'dır. Girdap üreteçli ve üreteçsiz deneyler, duvar basınç alanının düşük frekanslı bileşeninin bozunmasının tünel tabanı sınır tabakasındaki Görtler girdaplarıyla yakından bağlantılı olduğunu göstermiştir. Yüksek frekanslı bileşenin bozunmasıyla ilgili olarak, Strouhal sayısının sıkıştırılamaz, ses altı ve ses üstü sınır tabakaları için uygun bir ilişki parametresi olduğu gösterilmiştir. Bull'un türbülanslı yapıların yaklaşık dört dalga boyu mesafede karakteristik özelliklerini yitirdikleri yönündeki önerisi, Mach 5'te yaklaşık olarak geçerli görünmektedir. Duvar basıncı spektrumlarının karşılaştırmaları, sıkıştırılamaz, ses altı ve ses üstü akım koşulları altında yapılmıştır. Ses altı veriler, Boeing firmasından alınan uçuş testi sonuçlarını içermektedir.“Karma”ölçekleme, sıkıştırılabilir ve sıkıştırılamaz verileri birleştirmede en iyi sonucu vermiştir. Ancak uçuş testi spektrumlarının, rüzgâr tüneli verileriyle tam bir uyum içinde olmadığı ve bunun temel olarak uçuş testi ortamındaki koşulların iyi kontrol edilememesinden kaynaklandığı gösterilmiştir. Duvar basıncı spektrumunu tahmin etmek için yaygın olarak kullanılan ve test edilip verilerle karşılaştırılan iki yöntemden Efimtsov'un yönteminin daha tercih edilebilir olduğu gösterilmiştir. Akış alanı ölçümleri, Mach 5 türbülanslı yapı açılarının 40 ila 60 derece arasında değiştiğini, ve daha büyük açıların sınır tabakasının kenarına doğru olduğunu göstermiştir. Bu sonuç, daha düşük Mach sayısındaki verilerle karşılaştırıldığında, türbülanslı yapı açılarının Mach sayısıyla çok fazla değişmediğini göstermektedir. Ancak, Mach sayısı arttıkça türbülanslı yapıların daha uyumlu ve tutarlı olduğu görülmektedir. Şok dalgası/türbülanslı sınır tabakası etkileşimlerinde elde edilen veriler koşullu analiz algoritmalarıyla analiz edildiğinde, şok ayağı konumunun, gelişen sınır tabakası içinde akıma dik yönde yapılan Pitot ortalama basınç ölçüm değerlerindeki sistematik değişimlerle ilişkili olduğunu göstermektedir. Toplanan kanıtlar, Görtler girdaplarının ayrılmış akışın düşük frekanslı davranışıyla yakından ilişkili olduğunu göstermekte ve dolayısıyla bunun bir rüzgar tüneli olgusu olabileceğini önermektedir.
Özet (Çeviri)
This experimental study evolved out of earlier work by other investigators which focused on the unsteadiness of shock-wave induced turbulent boundary layer separation. The primary objective of the current study was to gain a better understanding of the structure and behavior of the compressible turbulent boundary layer, in order to (i) learn more about the large-scale turbulent structures which the earlier work showed were responsible for the high frequency,“jitter”motion of the separated flow, and (ii) determine what in the incoming boundary layer is the cause of the“low frequency component”which appears to be responsible for the low frequency pulsation of the separated flow. Results from fluctuating wall pressure measurements show that the overall streamwise decay length of the turbulent structure is about 20δ0 , where δ0 is the boundary layer thickness. The spanwise decay length is about 3δ0. Experiments with and without vortex generators showed that the decay of the low frequency component of the wall pressure field appears to be closely connected to Görtler vortices in the tunnel floor boundary layer. With respect to the decay of the high frequency component, the Strouhal number was shown to be an appropriate correlating parameter for incompressible, subsonic, and supersonic boundary layers. Bull's suggestion that the structures lose their coherence over distances of about four wavelengths appears to be approximately valid at Mach 5. Comparisons of wall pressure spectra were made under incompressible, subsonic, and supersonic flow conditions. The subsonic data included flight-test results from The Boeing Company.“Mixed”scaling does the best job of collapsing the compressible and incompressible data. The flight-test spectra, however, did not collapse with the wind tunnel data and it was shown that this was mainly due to the lack of well-controlled conditions in the flight-test environment. Of the two methods widely used for predicting the wall pressure spectrum which were tested and compared with the data, Efimtsov's was shown to be preferable. Flowfield measurements showed that the Mach 5 turbulent structure angles vary from 40 to 60 degrees with the larger angles towards the edge of the boundary layer. This result, when compared to lower Mach number data, suggests that the structure angles do not vary much with Mach number. However, it appears that turbulent structures are more coherent as the Mach number increases. Conditional analysis algorithms used on data acquired in shock-wave/turbulent boundary layer interactions show that the shock foot position correlates with systematic spanwise variations in the ensemble-averaged Pitot pressure in the incoming boundary layer. The evidence gathered suggests that Görtler vortices appear to be closely related with the low frequency behavior of the separated flow, suggesting that the latter may be a wind tunnel phenomenon.
Benzer Tezler
- Küt cisimlerde sürüklenme kuvvetinin azaltılması için kilitlenmiş girdap oluşumlarının deneysel yöntemlerle araştırılması
Başlık çevirisi yok
ŞEREF ERKARA
- Computational analysis of external store carriage in transonic speed regime
Harici yük taşımanın transonik sürat bölgesinde hesaplamalı analizi
İ. CENKER ASLAN
- İki-elemanlı bir profil sisteminde yüksek basınç gradyantlı flap üstü akım alanının incelenmesi
Başlık çevirisi yok
SERHAT AYDOĞAN
- Ramjet motorlu füzelerde ses üstü hava alığı performans analizi
Performance analysis of supersonic air intakes in ramjet powered missiles
OSMAN KEREM KOÇ
- Uçaklarda buzlanmanın nümerik olarak incelenmesi ve uçuş profili boyunca hava tahmin modeli uygulaması
Numerical investigation of aircraft icing and practice of weather forecast model along flight profile
ÖMER AKBAL
Yüksek Lisans
Türkçe
2019
İstanbul Teknik ÜniversitesiMeteoroloji Mühendisliği Ana Bilim Dalı
Yükleniyor...
