Numerical study of the vortex structure influence on heat transfer in the supersonic flow past a plate and a blunt fin junction

Abstract

Viscous-inviscid interaction and heat transfer in supersonic 3D laminar flow past a fin-body junction is investigated by means of numerical simulation. A laminar flow regimes at the freestream Mach number equal to 4, 5 and 6 are considered. Specifics of vortex structures and shock wave pattern in the interaction region are discussed. The Mach number effect on the predicted size of separation zone upstream of the fin and the plate Stanton number distribution are analysed. For the Mach number of 5, the temperature factor influence on heat transfer is investigated.

Computational study of shock diffraction over convex edges

“…Gavart et al [20] studied the characterization of a blast wave generated by a solid explosive and thereafter the interaction with a hemi cylindrical rigid obstacle. Numerical investigation of fluid flow interaction and heat transfer was done by Kolesnik and Smirnovsky [21] for supersonic laminar flow over a fin. Dependency of Mach number on the size of separation zone upstream of the fin and the plate Stanton number distribution were analysed.…”

Сверхзвуковое Ламинарное Обтекание Затупленного Ребра: Двойственность Численного Решения

“…Натекание сверхзвукового потока на препятствие, установленное на обтекаемой поверхности, приводит к существенно трехмерной структуре течения, которая включает протяженную отрывную область, содержащую систему подковообразных вихрей, а также область сложного ударно-волнового взаимодействия [1][2][3][4][5][6][7][8][9][10][11][12][13][14][15]. Эффекты вязко-невязкого взаимодействия характеризуются сильно неоднородным распределением теплового потока на обтекаемой поверхности, значения которого могут в несколько раз превышать значения в невозмущенном пограничном слое [4][5][6][7]9,[13][14]. Изучение структуры потока в подобной конфигурации и правильное предсказание характеристик теплообмена важно как с практической точки зрения, в частности, для аэрокосмической отрасли [16], так и в фундаментально-теоретическом плане.…”

“…При взаимодействии пограничного слоя с препятствием в виде затупленного ребра структура потока и картина локального теплообмена зависят от большого числа параметров, таких как свойства среды, характеристики набегающего пограничного слоя, геометрия рассматриваемой конфигурации. В последнее время интерес к данной тематике опять возрос с явно выраженным уклоном в сторону использования методов вычислительной гидрогазодинамики [4][5][6][7][8][13][14], позволяющих исследовать структуру потока для широкого диапазона параметров. Исследования проводятся как для ламинарных режимов течения [3][4][5][6][7][12][13][14][15], так и для турбулентных, а также переходных режимов [8][9][10][11].…”