Pürüzsüz Düz Bir Konide Hücum Açısının Hipersonik Tabaka Üzerinde Etkisinin Sayısal Olarak İncelenmesi

Öz

Günümüzde birçok alanda ve özellikle savunma sanayii sektöründe gittikçe hipersonik araçların önem kazanması güvenilirliği ve performansının ileri düzeye taşımasını gerekli kılmaktadır. Hipersonik araçların incelenmesi rüzgar tünelinde deneysel olarak yapılabildiği gibi kaynak yönetimi ve maliyet açısından önemli tasarruflar sağlamasından dolayı sayısal yöntemlerle de yapılabilmektedir. Bu çalışmada 5° açılı koni üzerinde sabit Mach sayısında (Ma=6) ve, α=0°, α=2° ve α=5° olmak üzere üç hücum açısındaki hipersonik akışlar Hesaplamalı Akışkan Dinamiği yöntemiyle incelenmiştir. Her hücum açısı için 2.106 m-1, 5.106 m-1, 1.107 m-1 ve 1,4.107 m-1 olmak üzere dört Birim Reynolds sayısı (Re*) için sayısal analizler yapılmıştır. Analizler neticesinde, akışın yoğun olduğu yerlerde dinamik basınç, Re* ile doğru orantılıyken, koni arka tarafında çok az ters akış nedeniyle akışın seyrek ve dinamik basıncın Re* ile ters orantılı olduğu görülmüştür. Ayrıca Ma sayısının hız ve sıcaklığa bağlı olduğu da görülmüştür. Sıcaklığın yüksek ve akışın seyrek veya yavaş olduğu yerlerde Ma sayısının daha düşük olduğu, özellikle Re* ile hücum açısından bağımsız olarak sınır tabakasında sınırlı olduğu görülmüştür. Bu genel değerlendirmenin yanında hücum açısı ve Re* sayısının sınır tabakadaki laminer akıştan türbülanslı akışa geçişi üzerindeki etkiler incelenmiş ve deneysel sonuçlarla karşılaştırılmıştır. Bulgular benzerlik göstermiş ve aynı hücum açısında, sınır tabakasının geçiş konumu Re* artmasıyla açıkça koni ön ucuna doğru (akışın geldiği taraf) ilerlediği sonucuna varılmıştır.

Anahtar Kelimeler

• hipersonik akış
• sınır tabakası
• sayısal analiz.

Numerical Investigation of the Effect of the Angle of Attack on the Hypersonic Layer in a Smooth Flat Cone

Öz

The increasing importance of hypersonic vehicles in various fields, particularly in the defense industry, requires advancing their reliability and performance to higher levels. For that, research has increasingly leaned on numerical methods to achieve significant savings in resources and costs. This study investigates hypersonic flows at a fixed Mach number of 6 on a 5° smooth straight cone, considering three angles of attack equal to 0°, 2°, and 5°, using Computational Fluid Dynamics (CFD). Case analyses were conducted at 2.106 m-1, 5.106 m-1, 1.107 m-1, and 1,4.107 m-1 Unit Reynolds numbers (Re*) for each angle of attack. The analyses revealed an inverse relationship between temperature and Re* along the computational domain. Furthermore, the distributions varied depending on the incoming angle of attack, with dynamic pressure being directly proportional to Re* in flow-intensive regions, while due to minimal reverse flow on the cone's rear side, flow becomes sparse, and pressure is inversely proportional to Re*. Additionally, it was observed that the Mach number is highly correlated with temperature and velocity distributions. Lower Mach numbers were found in regions of higher temperature or slower flow, especially limited to the boundary layer regardless of the angle of attack and Re*. In addition to this general assessment, the effects of the angle of attack and Re* number on the transition from laminar to turbulent flow in the boundary layer were examined and compared with experimental results. The findings revealed similarities, concluding that with increasing Re*, the transition location of the boundary layer clearly progresses towards the front end of the cone (the side from which the flow is incoming) at the same attack angle.

Anahtar Kelimeler

• Hypersonic flow
• boundary layer
• numerical analysis.

Kaynakça

1. [1] D. Fletcher, “NATO STO”, https://www.sto.nato.int/publications/STO%20Educational%20Notes/RTO-EN-AVT-116/EN-AVT-116-03.pdf (Erişildi: 28 February 2024).
2. [2] H. Schlichting ve K. Gersten, Boundary-Layer Theory Ninth Edition, Springer, (2017).
3. [3] R. M. C. John J. Bertin, “Fifty years of hypersonics: where we've been, where we're going”, Progress in Aerospace Sciences, 39(6–7): 511-536, (2003).
4. [4] American Institute of Aeronautics and Astronautics, “Direct numerical simulation of 3D hypersonic boundary layer receptivity to freestream disturbances”, The 36th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, California, (1997).
5. [5] G. T. Y. Z. G. X. X. Y. C. C. Jianqiang Chen, “Hypersnonic boundary layer transition: what we know, where shall we go”, Acta Aerodynamica Sinica, 35(3): 311-337, (2017).
6. [6] D. M. Arthur Henderson, “Boundary-layer transition on sharp cones at hypersonic Mach numbers”, AIAA Journal, 6(3), (1968).
7. [7] S. B. J. H. R. B. S. S. Katya Casper, “Hypersonic Wind-Tunnel Measurements of Boundary-Layer Transition on a Slender Cone”, AIAA Journal, 54(4), (2016).
8. [8] Ö. Kaplankıran ve M. F. Ünal, “Mini insansız hava aracı etrafındaki akışın sayısal olarak incelenmesi”, Havacılık ve Uzay Teknolojileri Dergisi, 3(4): 1-8, (2009).

9. [9] B. Sunan, Computational fluid dynamics analysis of a quadrotor / Quadrotor hesaplamalı akışkanlar dinamiği analizi, (2014).
10. [10] A. C. Kahvecioğlu ve N. Alemdaroğlu, “Optimal design of a miniature quad tilt rotor UAV”, International Conference on Unmanned Aircraft Systems (ICUAS), Denver, (2015).
11. [11] R. Savino ve D. Paterna, “Blunted cone–flare in hypersonic flow”, Computers & Fluids, 34(7): 859-875, (2005).
12. [12] P. B. d. Lewis R. Owens, “Stability of Hypersonic Boundary Layers on a Cone at an Angle of Attack”, 40th Fluid Dynamics Conference, Chicago, (2010).
13. [13] X. G. Lu, D. D. Gang, H. B. Niu, W. P. Zheng & S. H. Yi, “Experimental Investigation of Hypersonic Boundary Layer Transition on a 5° Smooth Straight Cone”, Fluid Dynamics, 57(9): 1054-1064, (2022).
14. [14] L. Yang, X. Li ve H. Zhang, “Numerical Investigation of Shock–Boundary Layer Interaction on a Sharp Cone at High Angles of Attack”, Journal of Aerospace Engineering, 37(2): 145-156, (2024).
15. [15] A. K. Singh ve P. R. Kumar, “Influence of Angle of Attack on Laminar–Turbulent Transition in Hypersonic Cone Flows Using CFD Techniques”, Acta Astronautica, 210: 51-62, (2023).
16. [16] F. Gao, J. Chen ve M. Dong, “Effect of Reynolds Number on Boundary Layer Development over a 5-Degree Cone at Mach 6”, Aerospace Science and Technology, 128: 107502, (2022).
17. [17] R. S. A. M. F. R. Menter, Best Practice: RANS Turbulence Modeling in Ansys CFD Version 1.
18. [18] S. Soğancı ve M. O. Tutkun, “Akış analizleri (CFD) ve mühendislik süreçlerine katkıları”, 14. Ulusal Tesisat Mühendisliği Kongresi, İzmir, (2019).