Ekspansi berlebihan biasanya berlaku pada ketinggian pelancaran roket, ketika tekanan keluar muncung lebih rendah daripada tekanan ambien. Muncung pampasan ketinggian dirancang untuk mengatasi masalah ini dengan menyesuaikan aliran dengan sewajarnya ketika tekanan persekitaran berubah. Walau bagaimanapun, kerana interaksi dengan aliran supersonik entalpi yang tinggi, unsur kekasaran mula terbentuk di permukaan dinding muncung mulanya yang mulus. Kekasaran permukaan ini dapat digambarkan sebagai penonjolan penekanan dan kemurungan secara berkala atau rabung dan lembah. Kajian menunjukkan bahawa unsur kekasaran seperti itu dapat menghasilkan kesan buruk terhadap prestasi aerodinamik dari segi kerugian dalam tujahan. Dalam penyelidikan ini, kajian eksperimen berangka dilakukan dalam keadaan terlalu banyak dengan frekuensi freestream Mach sebanyak 3.2. Model unsur kekasaran yang dipermudah dalam bentuk permukaan bergelombang yang berulang secara berkala telah diterapkan, yang diwakili oleh fungsi berkala 2-D. Model berasaskan RANS, model turbulensi SST k-ω digunakan untuk menjalankan simulasi keadaan tetap untuk 14 variasi berbeza, di atas rentang nisbah amplitud-ke-gelombang (0.01 – 0.077), untuk menyiasat kesannya pada aliran supersonik bidang. Ciri aliran umum yang diperhatikan dianalisis dan dibincangkan. Didapati bahawa berlian kejutan terbentuk oleh gelombang kejutan serong dan gelombang pengembangan. Pusaran bangun ditemui di kawasan dasar (setelah ketinggian tepi) dan wilayah yang terpisah (di lembah permukaan), kerana pemisahan aliran. Tekanan dan seretan total didapati meningkat secara drastik setelah nisbah amplitud-ke-gelombang melebihi 0.014.
_______________________________________________________________________________________________________
Overexpansion commonly occurs at rocket’s launch altitude, when the nozzle exit pressure is lower than the ambient pressure. Altitude compensating nozzle is designed to overcome this problem by adjusting the flow accordingly as the ambient pressure changes. However, due to the interactions with high enthalpy supersonic flow, roughness elements begin to form on the initially smooth nozzle’s wall surface. This surface roughness can be described as periodically repeating protrusions and depressions or ridges and valleys. Studies show that such roughness elements can produce an adverse impact on the aerodynamic performance in terms of losses in thrust. In this research, a numerical experimental study was conducted under an overexpanded condition with freestream Mach number of 3.2. A simplified model of roughness elements in the form of periodically repeating wavy surfaces was applied, represented by a 2-D periodic function. A RANS-based model, SST k-ω turbulence model was used to run the steady-state simulation for 14 distinct variations, over a range of amplitude-to-wavelength ratios (0.01 – 0.077), to investigate its effects on the supersonic flow field. The general flow features observed are analysed and discussed. It was found that the shock diamonds are formed by alternating oblique shock waves and expansion waves. Wake vortices were found in the base region (after trailing edge) and separated region (at the surface valleys), due to flow separation. Pressure and total drag are found to increase drastically after the amplitude-to-wavelength ratio exceeds 0.014.
Supersonic turbulent flow modelling over 2-d periodic wavy surfaces using cfd / Tan Huey Siang