جستجوی مقالات مرتبط با کلیدواژه « shock waves » در نشریات گروه « فنی و مهندسی »
-
The transonic turbulent two-dimensional airflow over a symmetric flat-sided double wedge is studied numerically. Solutions of the Reynolds-averaged Navier-Stokes equations are obtained with ANSYS-18.2 CFX finite-volume solver of second order accuracy on a fine mesh. The solutions demonstrate an extreme sensitivity of the flow field and lift coefficient to variation of the angle of attack α or free-stream Mach number M∞. Non-unique flow regimes and hysteresis in certain bands of α and M∞ are identified. Interaction of shock waves and local supersonic regions is discussed. The study confirms a concept of shock wave instability due to a coalescence/rupture of supersonic regions. In addition to the instability of shock wave locations, the numerical simulation shows a buffet onset, i.e., self-exciting oscillations due to instability of a boundary layer separation at the rear of wedge. Curious flow regimes with positive lift at negative angles α and, vice versa, with negative lift at positive angles α, are pointed out. A piecewise continuous dependence of the lift coefficient on two free-stream parameters, α and M∞, is discussed.Keywords: Local supersonic regions, Shock waves, Interaction, Boundary-layer separation, Oscillations}
-
The aim of this study was to investigate the condensation of HFC-134a vapor on a shock tube wall behind shock waves. The time-dependent thickness of the condensed liquid film was measured using an optical interference method based on multiple reflections of a laser beam. The condensation on the wall was accompanied by an instantaneous increase in the pressure behind the incident shock wave, and when the reflected shock wave reached the observation window, condensation occurred again. In this experimental study, the characteristics of the diaphragmless vertical shock tube were verified. Reliable experimental data could be obtained using the shock tube. The shock waves could be visualized to study their behaviors in different time periods. The experimental results confirmed the formation of a liquid film on the cold wall of the shock tube after the passing of incident and reflected shock waves, with the liquid film behind the incident shock wave exhibiting a faster formation.Keywords: Diaphragmless shock tube, HFC-134a vapor, Liquid Film, Optical interference method, Shock waves}
-
مسئله شکست سد که در اثر رها شدن ناگهانی حجمی از آب در یک آبراهه اتفاق می افتد، شامل امواج شوک و انبساطی می شود. از آنجا که این پدیده باعث ایجاد خسارات مالی و جانی می شود، حایز اهمیت است. با توجه به اهمیت مسئله شکست سد تاکنون روشهای مختلفی برای مدلسازی عددی امواج ناشی از آن ارایه شده است. در سال های اخیر روش حجم محدود مبتنی بر معادلات آب کم عمق با توانایی مدلسازی امواج شوک، به عنوان روشی پیشرو مورد استقبال محققین زیادی قرار گرفته است که دلیل این امر توانایی بالای این روش در مدلسازی انواع جریان های فوق بحرانی، زیر بحرانی، دایمی، غیر دایمی، پیوسته و ناپیوسته است. در تحقیق حاضر عملکرد پنج روش از روش های پرکاربرد ارایه شده توسط محققین که مهمترین حل کننده های تقریبی مسئله ریمان به شمار می روند با توجه به معیارهای دقت، زمان شبیه سازی، سهولت اجرا، قابلیت کاربرد و پایداری مورد بررسی قرار گرفته و سپس با استفاده از فرایند تحلیل سلسله مراتبی (AHP) و فرایند تحلیل سلسله مراتبی فازی (FAHP) روش بهینه معرفی شده است. نتایج هر دو روشAHP و FAHP نشان دهنده برتری روش Osher نسبت به سایر روش هاست.سپس روش های HLLC و FVS با اختلاف کمی در رتبه بعد قرار می گیرند.
کلید واژگان: تحلیل سلسله مراتبی, تحلیل سلسله مراتبی فازی, امواج شوک, حل کننده های تقریبی ریمان, بهینه سازی}Dam break in recent decades has caused extensive damage to infrastructure and economic activities.Recently, the finite volume method based on shallow water equations with the ability to model shock waves has been welcomed by many researchers due to the high resolution of this method in the modeling of various supercritical, subcritical, steady, unsteady, continuous and discontinuous flows.. The five widely used methods are HLL, HLLC, Osher, FVS and REF (Roe with Entropy Fixed). Important features of mentioned numerical methods include five factors of accuracy, simulation time, ease of implementation, applicability for different issues and stability. The Analytical Hierarchy Process (AHP) and Fuzzy Analytical Hierarchy Process (FAHP) provide convenient approaches for solving complex Multi-Criteria Decision-Making (MCDM) problems in engineering.Each methods are evaluated in terms of the decision criteria based on the weight of each criterion and pairwise comparisons are used to determine the relative importance of each method in terms of each criterion. Pairwise comparisons are quantified by using a scale.The results show that the Osher method appear to be superior to the other types of approximate Riemann solvers. Then the HLLC and the FVS methods, with slight difference in weight, are ranked next.
Keywords: AHP, FAHP, Shock Waves, Approximate Riemann Solvers, Optimization} -
A detailed numerical investigation of two different modes of shock wave-turbulent boundary layer interaction (SWBLI) is presented. Equivalence of ramp induced SWBLI (R-SWBLI), and impingement shock based SWBLI (I-SWBLI) is explored from the computational study using an in-house developed compressible flow solver. Multiple flow deflection angles and ramp angles are employed for this study. For all the investigated cases, a freestream Mach number of 2.96 and Reynolds number of 3.47×107m−1 are considered. The k−ε model with the improved wall function of present solver predicted wall pressure distributions and separation bubble sizes very close to the experimental measurements. However, the separation bubble size is slightly over overpredicted by the k−ω model in most of the cases. The effect of overall flow deflection angle and upstream boundary layer thickness on the SWBLI phenomenon is also studied. A nearly linear variation in separation bubble size is observed with changes in overall flow deflection angle and upstream boundary layer thickness. However, the equivalence of SWBLI is noted to be independent of these two parameters. The undisturbed boundary thickness at the beginning of the interaction is identified as the most adequate scaling parameter for the length of the separated region.
Keywords: Shock waves, Computational study, SWBLI-Equivalence, Turbulence modelling, Finite VolumeMethod, Boundary layer, Flow separation} -
A Numerical Study on Three-Dimensionality and Turbulence in Supercritical Bend Flow
A numerical study is carried out to investigate the importance of three-dimensionality and turbulence in supercritical bend flow. The CFD-based model, FLUENT, is applied for solving the three-dimensional equations of continuity and Navier–Stokes. The volume of fluid method has been employed to simulate the free-surface flow. The turbulence closure of the mean flow system is acquired using the standard k − ε turbulence model. The model is applied to three different bend geometries. The three-dimensional modeling is done with and without considering turbulence effects. Results, in the form of non-dimensional water-surface profiles, are compared with the available two-dimensional model results as well as available experimental data. The results indicate that three-dimensional approach makes highly improved predictions in comparison with the results of two-dimensional model. Furthermore, the height and the location of maximum flow depth, which are important in designing the supercritical bend channels, are predicted better in three-dimensional model than the two-dimensional model results. However, turbulence modeling does not show a significant contribution in supercritical bend flow.
Keywords: Computational fluid dynamics (CFD), Open channel, Shock waves, Supercritical bend flow, Three-dimensionality, Turbulence} -
در این مطالعه کیفیت جریان در یک ورودی هوای فراصوتی تقارن محوری از نوع تراکم ترکیبی که برای عدد ماخ 2.0 طراحی شده، به صورت تجربی و عددی بررسی شده است. حل عددی به منظور درک بهتر آرایش امواج ضربه ای در درون ورودی انجام شده است. ورودی هوا به علت وجود امواج ضربه ای و لایه مرزی، همواره دارای بازگشت ناپذیری است. یکی از ابزارهای مفید برای بررسی کیفیت هوای ورودی به موتور، بررسی آنتروپی تولید شده در اثر عوامل مختلف است. در این مطالعه پس از صحت سنجی نتایج حاصل از شبیه سازی عددی به کمک نتایج تجربی، ورودی موردنظر در نسبت پس فشارهای مختلف از نظر تولید آنتروپی بررسی شده است. نتایج نشان می دهند که با کاهش طول شبه امواج ضربه ای، نرخ تولید آنتروپی جریان به مقدار قابل ملاحظه ای کاهش پیدا می کند. در مرحله بعدی تاثیر نوسانات فشاری جریان بر تولید آنتروپی مورد مطالعه قرار گرفت و مشاهده شد که نوسانات فشاری می تواند تاثیر قابل ملاحظه ای بر برگشت ناپذیری جریان داشته باشد. با توجه به نتایج به دست آمده با افزایش نسبت انسداد ورودی از 55% به 62.5%، به علت کاهش طول شبه امواج ضربه ای، کاهش جدایش جریان در انتهای ورودی و کاهش نوسانات فشاری، نرخ تولید آنتروپی جریان به اندازه ی %33 کاهش پیدا می کند.کلید واژگان: ورودی فراصوتی, قانون دوم ترمودینامیک, تولید آنتروپی, تداخل امواج ضربه ای با لایه مرزی, شبه امواج ضربه ای}The flow quality inside a supersonic axisymmetric mixed compression air intake designed for the freestream Mach number of 2.0 has been investigated experimentally and numerically in this study. The numerical study was used to analyze the shock configurations inside the intake. The flow in a supersonic intake is always irreversible due to the shock waves and boundary layers. A useful tool for studing flow quality entering the engine is the investigation of entropy generation due to various factors. In this study, the accuracy of the numerical results is evaluated by the experimental data at first and then the entropy generation inside intake is studied for different back pressures. Results indicated that reduction of the pseudo-shock length results in the significant decrease of entropy generation. Furthermore, role of the pressure fluctuations in the entropy generation was examined and it is observed that pressure fluctuations could have a significant effect on the irreversibility of the flow. According to the results, by increasing the exit blockage ratio from 55% to 62.5%, the rate of entropy generation will be reduced by 33% due to the reduction of peuso-shock length, reduction in the flow separation at the end of diffuser and reduction of pressure fluctuations.Keywords: Supersonic Intake, Second Law of Thermodynamics, Entropy generation, Shock Waves, Boundary-Layer Interaction, Pseudo-Shock Waves}
-
مخلوط شدن مناسب سوخت و هوا تاثیر زیادی بر احتراق کارآمد در محفظه های احتراق موتورهای اسکرمجت دارد. در طراحی موتورهای اسکرمجت، اختلاط کافی بین جریان هوای مافوق صوت و جت سوخت پاشش شده یک مساله حیاتی است و به دلیل زمان اقامت خیلی کوتاه مخلوط در جریان مافوق صوت، پایداری احتراق بسیار مشکل می باشد. زمان اقامت سیال در یک موتور اسکرمجت فقط در حدود چند میلی ثانیه است. لذا تحقیق بر روی پاشش و انتشار سوخت یک مساله بسیار مهم در طراحی این موتورها می باشد. در این مقاله پاشش متقاطع دو-مرحله ای جت صوتی دایروی به درون جریان مافوق صوت بعد از پله به صورت عددی بررسی شده است. در مقایسه با پاشش موازی، پاشش متقاطع عمق نفوذ سوخت بهتر و ترکیب مناسب تری فراهم می نماید ولی افت فشار سکون در این روش بیشتر از روش پاشش موازی است. معادلات ناویر-استوکس رینولدز-متوسط به همراه مدل آشفتگی k-ω sst و معادله حالت گاز کامل با استفاده از نرم افزار فلوئنت حل شده اند. نتایج حل عددی با داده های تجربی دردسترس مقایسه و صحه گذاری شده اند که نتایج عددی تطابق خوبی با داده های تجربی دارند. شبیه سازی ها به خوبی موقعیت و شکل مشخصات اصلی جریان را نشان می دهند. حوزه جریان شامل امواج ضربه ای مختلفی از قبیل امواج ضربه ای کمانی، امواج ضربه-ای ناشی از جدایش، و امواج ضربه ای بشکه ای می باشد. نتایج نشان می دهند که ارتفاع دیسک ماخ انژکتور دوم بیشتر از انژکتور اول است که به دلیل افت فشار سکون ناشی از انژکتور اول است.
کلید واژگان: محفظه احتراق اسکرمجت, پاشش متقاطع, جریان مافوق صوت, امواج ضربه ای, جریان عرضی}Efficient combustion in the Scramjet combustors depends on the proper air-fuel mixing. Sufficient mixing between the supersonic airstream and the fuel jet is critical for designing of scramjet engines, and this is due to the very short residence timescale for the mixture in supersonic flows. The fluid residence time is only about of the order of milliseconds in a scramjet engine, and therefore injection and spreading of the fuel is an important issue. In this paper staged transverse injection of sonic circular jets into supersonic crossflows behind a step has been studied numerically. In comparison with parallel injection, Transverse injection provides better fuel penetration with sufficient mixing and heat release but imposes larger stagnation pressure loss. Three-dimensional Reynolds Averaged Navier-Stokes equations and k-ω sst turbulence model and the perfect gas equation have been solved by using Fluent software. The results of the numerical solution are compared and validated with available experimental data. Numerical results showed good agreement with the experimental values. The simulations correctly captured the location and shape of the main flow features. The flow filed consists of various shock waves such as bow shocks, separation -induced shocks, and barrel shocks. Results showed that Mach disc height of the second injector is larger than first injector that is due to the stagnation pressure loss of the first injection.
Keywords: Scramjet combustor, Transverse injection, Supersonic flow, Shock waves, Crossflow} -
یکی از اهداف دینامیک سیالات محاسباتی برای تور بوماشین ها، پیش بینی عملکرد آن ها از قبیل نسبت فشار، راندمان و ماهیت جریان عبوری است. در این پژوهش که از دو بخش تشکیل شده، در بخش اول روش های شبیه سازی دائم و غیردائم برای یک طبقه از توربوماشین جریان محوری انجام و نتایج اعتبارسنجی شد. در این راستا از دو روش عددی دائم شامل روتور یخ زده و طبقه و سه روش عددی گذرا شامل گذرای استاندارد، تبدیل زمانیو تبدیل پروفیلاستفاده شد که روش های گذرا پیش بینی دقیق تری را ارائه نمودند. در روش های گذرا مشاهده شد که اثرات گذرا شامل دنباله، حباب لبه حمله استاتور و جدایش جریان را می توان با وضوح بیشتری به دست آورد که این موارد در روش های پایا ضعیف تر مشاهده شد. به منظور حل عددی میدان جریان از شبکه بندی با سازمان و برای مدل سازی آشفتگی از مدل توربولانسی انتقال تنش برشی استفاده شد. در بخش دوم مقاله 9 حالت تغییر هندسی از قبیل ایجاد زبری در سطوح تیغه، چرخش های ساعت گرد و پادساعت گرد مقاطع فویل، ایجاد شعاع در ریشه تیغه ها و ایجاد فاصله محوری بین تیغه ها بررسی شد. که مقدار بازدهی در بهترین حالت 2 درصد افزایش و در بدترین حالت 11 درصد کاهش یافت.کلید واژگان: دینامیک سیالات محاسباتی, توربوماشین جریان محوری, مدل توربولانسی انتقال تنش برشی, موج ضربه ای}One of the goals of computational fluid dynamics for turbomachinery is the prediction of their performance such as the ratio of pressure, efficiency, and the nature of the flow. In this research, which consists of two parts, in the first part were performed steady and unsteady simulation methods on stage of the axial flow turbomachinery and results validated. In this regard, two numerical steady methods including a frozen rotor and stage, and three transitional numerical methods including standard transitions, time transformation, and profile transformation were used. Transient methods provided a more accurate prediction. In transient methods, it was observed that transient effects including wake, stator leading edge bubble and flow separation can be obtained more clearly, which were found to be weaker in other methods. In order to solve the numerical flow field used of structured grid and SST turbulence model was used for modeling turbulence. In the second part of the paper, 9 changes were investigated to the geometric changes, such as roughness in the blade surfaces, clockwise and counter-clockwise rotation of the foil sections, the creation of radius in the roots of the blades, and create of the axial distance between the blades.Keywords: Computational Fluid Dynamics, Axial Flow Turbomachinery, Turbulence Model Transfer Shear stress, Shock Waves}
-
A theoretical model for strong converging cylindrical and spherical shock waves in non-ideal gas characterized by the equation of state (EOS) of the Mie-Gruneisen type is investigated. The governing equations of unsteady one dimensional compressible flow including monochromatic radiation in Eulerian hydrodynamics are considered. These equations are reduced to a system of ordinary differential equations (ODEs) using similarity transformations. Shock is assumed to be strong and propagating into a medium according to a power law. In the present work, two different equations of state (EOS) of Mie-Gruneisen type have been considered and the cylindrical and spherical cases are worked out in detail. The complete set of governing equations is formulated as finite difference problem and solved numerically using MATLAB. The numerical technique applied in this paper provides a global solution to the problem for the flow variables, the similarity exponent for different Gruneisen parameters. It is observed that increase in measure of shock strength has effect on the shock front. The velocity and pressure behind the shock front increases quickly in the presence of the monochromatic radiation and decreases gradually. A comparison between the results obtained for non-ideal and perfect gas in the presence of monochromatic radiation has been illustrated graphically.Keywords: Shock waves, Radiation hydrodynamics, Finite difference methods, Rankine-Hugoniot jump relations, Mie-Gruneisen EOS, Numerical solution}
-
امواج ضربه ای پدیده مخربی درتوسعه هواپیما های مافوق صوت است، بطوریکه باعث افزایش درگ و بواسطه اصطکاک اضافی آن باعث گرم شدن سطح می شود. همچنین ایجاد دیواره صوتی یکی از دلایلی است که باعث جلوگیری از پرواز هواپیما های مافوق صوت می شود. در این تحقیق، تکنیک تضعیف موج ضربه ای بوسیله نتایج تجربی در اعداد ماخ5/1، 95/1 و45/2 در تونل باد مافوق صوت بررسی شده است. جریان پلاسما در جلوی مدل آیرو- اسپایک پلاسمایی بوسیله تخلیه الکتریکی با Hz 50 ، mA50 و Kv30 تولید می گردد. تصاویر شادوگراف در اعداد ماخ مذکور نشان می دهند که تخلیه پلاسما در پشت موج ضربه ای با وجود افزایش میدان مغناطیسی، تاثیر کمی در کاهش شدت موج ضربه ای داشته است. با افزایش عدد ماخ موج ضربه ای دماغه مخروط ناقص به پائین دست حرکت کرده و شدت تخلیه در قسمت پائین دماغه مدل باعث تضعیف شوک و ناپدید شدن آن در قسمت پائین دماغه شده است. نتایج تجربی نشان می دهد که در عدد ماخ45/2 موج ضربه ای به دماغه ناقص چسبیده و در نتیجه تخلیه پیوسته پلاسما در پائین اسپایک و در جلوی موج باعث تضعیف آن شده است. این مهمترین نتیجه ای است که نشان می دهد پلاسما قادر به حذف امواج ضربه ای در سرعت های مافوق صوت و در نتیجه کاهش درگ می باشد.کلید واژگان: امواج ضربه ای, کاهش درگ, پلاسما, اسپایک, مافوق صوت}Shock waves are presented in hypersonic aircrafts. They increase drag and as a result of additional friction, surface heating increases. In this research, a wind tunnel model; a combination of a 60o slender physical spike, used as cathode and a 60o truncated cone- cylinder, as anode, were experimented in flows with Mach numbers 1.5, 1.95, and 2.45. Plasma was produced in front of the aero-spike model by electrical discharge of 50 HZ, 30 KVDC, and 50 mA. Shadow and plasma glow imaging techniques were used simultaneously for flow and plasma visualization. Shadow imaging, in the afore mentioned Mach numbers, shows that the plasma being discharged behind shock wave, in spite of increasing the magnetic field, has a slight effect on decreasing the intensity of the shock wave. With increasing Mach number, the Shock wave of the truncated conical nose moves downstream and as a result of the plasma discharge taking place below the nose and the constant magnetic field, the wave below the nose is eliminated. The experimental results indicate that at Mach number 2.45, the shock wave attaches to the truncated nose, thus; the continuous plasma discharge below the spike and in front of the wave eliminates the wave. This is the most important result of this study indicates that aero-spike plasma discharge can remove shock waves and thus reduce drag.Keywords: Shock Waves, Drag Reduction, Plasma, Aero Spike, Supersonic}
-
Shock waves generated at different parts of vehicle interact with the boundary layer over the surface at high Mach flows. The adverse pressure gradient across strong shock wave causes the flow to separate and peak loads are generated at separation and reattachment points. The size of separation bubble in the shock boundary layer interaction flows depends on various parameters. Reynolds-averaged Navier-Stokes equations using the standard two-equation k-ω turbulence model is used in simulations for hypersonic flows over compression corner. Different deflection angles, including q ranging from 15o to 38o, are simulated at Mach 9.22 to study its effect on separated flow. This is followed by a variation in the Reynolds number based on the boundary layer thickness, Red from 1x105 to 4x105. Simulations at different constant wall conditions Tw of cool, adiabatic, and hot are also performed. Finally, the effect of free stream Mach numbers M∞, ranging from 5 to 9, on interaction region is studied. It is observed that an increase in parameters, q, Red, and Tw results in an increase in the separation bubble length, Ls, and an increase in M∞ results in the decrease in Ls.Keywords: High speed flows, shock-boundary-layer interaction, hypersonic flows, Shock-waves, Boundary-layer, compression corner, Computational Fluid Dynamics}
-
چگونگی انتشار امواج ضربه ای ناشی از انفجار در محیط پیرامونی سازه زیرزمینی بسیار پیچیده است. این پیچیدگی به سبب اندرکنش سازه و خاک پیرامون آن و نیز کاهندگی این امواج در لایه های خاک می باشد. در این پژوهش، با شبیه سازی عددی امواج ضربه ای اثر شبه سنجه های گوناگون مانند گونه خاک، گونه بتن و ژرفای سازه زیرزمینی بر روی کرنش بیشینه در تاج و در میانه درازای سازه بررسی شده است. بار انفجاری با وارد کردن اندازه ماده منفجره هم ارز با انفجار900 کیلوگرم تی ان تی، در نرم افزار آباکوس شبیه سازی شده است. همچنین برای شبیه سازی خاک پیرامون سازه زیرزمینی الگوی موهر – کولمب به کار گرفته شده است که اثرات غیرخطی بودن خاک را در برمی گیرد. با توجه به یافته های به دست آمده از تحلیل الگو های گوناگون روشن شد که ژرفای سازه زیرزمینی، گونه خاک و گونه بتن به کار رفته در سازه به ترتیب بیشترین اثر را در کرنش بیشینه پدید آمده در سازه را دارا هستند.
کلید واژگان: امواج ضربه ای, انفجار, کرنش بیشینه, سازه های زیرزمینی}The manner by which the shock waves, generated by an explosion, propagate in the medium surrounding an underground structure is very complex. This complexity is due to the interaction between the structure and the surrounding soil and the attenuation of the shock waves in the soil layers. In this research, by simulating the shock waves equivalent to the explosion of 900 kg of TNT, the effects of different parameters such as soil type, concrete type, and buried depth on maximum strain at the top and on the mid-length of the structure is investigated. For simulating the loading due to explosion, the finite element software, ABAQUS, has been utilized. Also, to numerically simulate the nonlinear behavior of the medium surrounding the underground structure, the Mohr-Columb model has been used. In view of the results obtained from the numerical analysis of various models, it was found that the parameter of underground structure depth has the greatest effect on the amount of maximum strain produced in the structure, followed by soil and concrete type.Keywords: Shock Waves, Explosion, Maximum Strain, Underground Structures} -
High speed wind tunnels are widely used in the study of fluid flow behavior around various objects. The air flow in the starting step of supersonic wind tunnels is transient including strong shock waves caused by the interaction of the tunnel main stream and the boundary layer at walls. To arrive in running step, the tunnel must be designed so as these waves leave immediately the test section. Otherwise, they will hinder the air flow through the tunnel. Accordingly, as a clear practical fact, the tunnels unable to pass the starting step are considered as unusable.In this paper, a 3-D computational fluid dynamic analysis of the starting stage of a supersonic wind tunnel with a target Mach number of 3 is performed. The results obtained in this work are in agreement with the expected physical behavior of the flow field and can be applied as the designcriterion of the high speed wind tunnels.Keywords: High speed wind tunnels, Shock waves, Starting stage}
- نتایج بر اساس تاریخ انتشار مرتب شده‌اند.
- کلیدواژه مورد نظر شما تنها در فیلد کلیدواژگان مقالات جستجو شده‌است. به منظور حذف نتایج غیر مرتبط، جستجو تنها در مقالات مجلاتی انجام شده که با مجله ماخذ هم موضوع هستند.
- در صورتی که می‌خواهید جستجو را در همه موضوعات و با شرایط دیگر تکرار کنید به صفحه جستجوی پیشرفته مجلات مراجعه کنید.
©2000-2024 magiran.com All Rights Reserved.