آمار

تعداد نشریات36
تعداد شماره‌ها1,192
تعداد مقالات8,579
تعداد مشاهده مقاله6,988,716
تعداد دریافت فایل اصل مقاله4,032,570
خدایاری, اکرم, ویسی, فرزاد, رحیمی, مهدی. (1396). مطالعه تجربی کاهش شدت امواج ضربه ای مافوق صوت به روش تخلیه پیوسته پلاسما. پدافند الکترونیکی و سایبری, 6(2), 61-70.
اکرم خدایاری; فرزاد ویسی; مهدی رحیمی. "مطالعه تجربی کاهش شدت امواج ضربه ای مافوق صوت به روش تخلیه پیوسته پلاسما". پدافند الکترونیکی و سایبری, 6, 2, 1396, 61-70.
خدایاری, اکرم, ویسی, فرزاد, رحیمی, مهدی. (1396). 'مطالعه تجربی کاهش شدت امواج ضربه ای مافوق صوت به روش تخلیه پیوسته پلاسما', پدافند الکترونیکی و سایبری, 6(2), pp. 61-70.
خدایاری, اکرم, ویسی, فرزاد, رحیمی, مهدی. مطالعه تجربی کاهش شدت امواج ضربه ای مافوق صوت به روش تخلیه پیوسته پلاسما. پدافند الکترونیکی و سایبری, 1396; 6(2): 61-70.

مطالعه تجربی کاهش شدت امواج ضربه ای مافوق صوت به روش تخلیه پیوسته پلاسما

مکانیک سیالات و آیرودینامیک
مقاله 5، دوره 6، شماره 2 - شماره پیاپی 20، آبان 1396، صفحه 61-70    اصل مقاله (987.45 K)
نوع مقاله: مقاله پژوهشی
نویسندگان
اکرم خدایاری* ؛ فرزاد ویسی؛ مهدی رحیمی
دانشگاه رازی کرمانشاه
تاریخ دریافت: 31 خرداد 1396،  تاریخ بازنگری: 11 خرداد 1399،  تاریخ پذیرش: 28 شهریور 1397 
چکیده
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.
کلیدواژه‌ها
امواج ضربه ای؛ کاهش درگ؛ پلاسما؛ اسپایک؛ مافوق صوت
عنوان مقاله [English]
Experimental Study of Reducing the Intensity of Supersonic Shock Waves, Using Continuous Plasma Discharge
نویسندگان [English]
akram khodayari؛ farzad veisi؛ mahdi rahimi
razi , kermanshah
چکیده [English]
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.
کلیدواژه‌ها [English]
Shock Waves, Drag Reduction, Plasma, Aero Spike, Supersonic
مراجع
  1. Kuo, S.P., Kalkhoran, I.M., Bivolaru D., and Orlick L. “Observation of Shock Wave Elimination by a Plasma in a M 2.5 Flow”, Physics of Plasmas, Vol. 7, No.5, pp.1345-1348, 2005.
  2. Kuo, S.P. and Bivolaru D. “Plasma Effect on Shock Waves in a Supersonic Flow”, Physics of Plasmas, Vol. 9, No. 2, pp.721-723, 2001.
  3. Chang, K.P. “Leading-Eadge Flow Seperation”, Pergamon Press , Oxford, United Kingdom, 1970.
  4. Bivolaru, D. and Kuo, S.P. “Aerodynamic Modification of Supersonic Flow around Truncated Cone, Using Pulsed Electrical Discharges”, AIAA J., Vol. 43, pp. 1482-1489, 2005.
  5. Kuo, S.P. “Plasma Mitigation of Shock Wave: Experimental and Theory”, Shock Waves, Vol. 17, No. 4, pp. 225-239, 2007.
  6. Kuo, S.P. “Air Plasma Mitigation of Shock Wave”, Advances in Aerospace Science and Technology, Vol. 1, No. 2, pp.59-69, 2016.
  7. Bivolaru, D. and Kuo, S.P. “Observation of Supersonic Shock Wave Elimination by a Plasma Aero- Spike”, Physics of Plasmas, Vol. 9, No. 2, pp. 721-723, 2002.
  8. Mumivand, M. and Mohammad Khani, H. “Numerical Study of Aerodynamic Drag Reduction Blunt Nose with Spike and Jet Injection Combined Axial and Transverse”, Journal of Mechanical Engineering modares, Vol. 16, pp. 133-142, 2016 (In Persian).
آمار
تعداد مشاهده مقاله: 419
تعداد دریافت فایل اصل مقاله: 234