|
|
|
|
بررسی تجربی هواصوتی جت آغازشی اَبَرآوایی داغ تولیدی توسط یک لوله موج ضربه‌ای انعکاسی
|
|
|
|
|
|
|
|
نویسنده
|
بهمن جهرمی ایمان ,قربانیان کاوه
|
|
منبع
|
مجله انجمن مهندسي صوتيات ايران - 1398 - دوره : 7 - شماره : 2 - صفحه:48 -55
|
|
|
|
|
چکیده
|
مطالعات نوفه جت معمولاً برای جت‌های گذرا و پایا انجام می‌شوند. جت گذرا به فرآیندهای آغازشی در شکل‌گیری جت (از قبیل موج ضربه‌ای اولیه و حلقه گردابه آغازشی) اطلاق می‌شود. جت شبه پایا پس از این پدیده‌های گذار شکل می‌گیرد. در مقاله حاضر، تجهیزات متداول جهت بررسی منابع نوفه در جت گذرا و پایا مرور می‌شوند. سپس، طراحی لوله موج ضربه‌ای ارائه شده است. این وسیله و جهاز امکان مطالعه منابع نوفه را برای جت‌های گذرا و پایا فراهم می‌کند. نتایج مطالعات تجربی هواصوتی بر جت داغ اَبَرآوایی (سوپرسونیک) با این جهاز و وسیله ارائه شده‌اند. عدد ماخ جت تولیدی 1/4 و دماس سکون (تام) 950 کلوین هست. مقایسه نتایج حاصله از این لوله موج ضربه‌ای انعکاسی طراحی‌شده با تجهیزات رایج حاکی از برتری‌های لوله موج ضربه‌ای برای مطالعات هواصوتی در جت‌های گذرا و پایا هست. نوآوری پژوهش در طراحی و اعتبارسنجی ابزاری است که انجام آزمایش تجربی بر روی نوفه حاصله از »جت گذرا « و هم‌چنین »جت پایا « را در یک جهاز واحد فراهم می‌سازد.
|
|
کلیدواژه
|
هواصوتی (ایروآکوستیک)، لوله موج ضربه‌ای انعکاسی، جت گذرا، جت پایا
|
|
آدرس
|
پژوهشگاه هوافضا, پژوهشکده علوم و فناوری هوایی, ایران, دانشگاه صنعتی شریف, دانشکده مهندسی هوافضا, ایران
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Experimental aeroacoustic investigation on a hot supersonic starting jet generated by a reflected type shock tube
|
|
|
|
|
Authors
|
Bahman-Jahromi I. ,Ghorbanian K.
|
|
Abstract
|
Studies on jet noise are usually conducted on transient and steady jets. Transient jet refers to the staring processes on jet formation (e.g. initial shock wave and starting vortex ring). The quasisteady jet forms after these transient phenomena. In the present study, the common facilities for studing the noise sources in the transient and steady jet are reviewed. In the next step design of a reflected shock tube is presented. This facility makes it possible to study the noise sources in both transient and steady jets. The results of experimental aeroacoustic studies on a hot supersonic jet with the facility are presented an analyzed for the next step. The Mach number of the generated jet is 1.4 with a total temperature of 950 K. Comparison of the results of the designed reflected shock tube with those of common facilities shows the advantages of reflected shock tube for experimental aeroacoustic studies on transient and steady hot jets.
|
|
Keywords
|
Aeroacoustic ,Reflected Shock Tube ,Transient Jet ,Steady Jet.
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|