USM3D predictions of Supersonic Nozzle Flow

Carter, Melissa B.; Elmiligui, Alaa A.; Campbell, Richard L.; Nayani, Sudheer N.

doi:10.2514/6.2014-2270

Cited by 8 publications

(3 citation statements)

References 17 publications

Supporting

Mentioning

Contrasting

Order By: Relevance

“…For the flow solution cases conducted in this study, either the S-A or the k-ε turbulence model with Sarkar's compressibility and pressure dilation was used. 3,13 This variant of k-ε model was shown to work well for modeling supersonic jets in references 3 and 13.…”

Section: B) Cfd Code Informationmentioning

confidence: 97%

“…Adequate cell density is also needed to accurately capture the core length and the shock structure. A past study 3 showed that five cylindrical sources for the nozzle and the field provided adequate grid density for capturing the jet plume. A series of line sources are also placed on the nozzle lip to enable a smooth start of the shear layer.…”

Section: A) Grid Generationmentioning

confidence: 99%

“…One of the remaining questions is how does the engine's plume effect the boom signature? As a first step to answering that question, a study was conducted 3 to ensure that the unstructured CFD code (USM3D) could properly capture a jet's supersonic plume. Building on the lessons learned from that study, research was then conducted both computationally and experimentally to predict and model the interaction of a shock with an engine's plume.…”

Section: Introductionmentioning

confidence: 99%

See 2 more Smart Citations

Computational and Experimental Study of Supersonic Nozzle Flow and Shock Interactions

Carter

Elmiligui

Nayani

et al. 2015

53rd AIAA Aerospace Sciences Meeting

Self Cite

View full text Add to dashboard Cite

This study focused on the capability of NASA Tetrahedral Unstructured Software System's CFD code USM3D capability to predict the interaction between a shock and supersonic plume flow. Previous studies, published in 2004, 2009 and 2013, investigated USM3D's supersonic plume flow results versus historical experimental data. This current study builds on that research by utilizing the best practices from the early papers for properly capturing the plume flow and then adding a wedge acting as a shock generator. This computational study is in conjunction with experimental tests conducted at the Glenn Research Center 1'x1' Supersonic Wind Tunnel. The comparison of the computational and experimental data shows good agreement for location and strength of the shocks although there are vertical shifts between the data sets that may be do to the measurement technique.

show abstract

Section: B) Cfd Code Informationmentioning

confidence: 97%

Section: A) Grid Generationmentioning

confidence: 99%

Section: Introductionmentioning

confidence: 99%

See 1 more Smart Citation

Computational and Experimental Study of Supersonic Nozzle Flow and Shock Interactions

Carter

Elmiligui

Nayani

et al. 2015

53rd AIAA Aerospace Sciences Meeting

Self Cite

View full text Add to dashboard Cite

show abstract

Verification of calculated characteristics of supersonic turbulent jets

Fisher¹,

Schelyaev²

2017

CRM

View full text Add to dashboard Cite

В статье приводятся результаты верификационных расчетов в программном комплексе вычисли-тельной аэро-, гидродинамики FlowVision характеристик сверхзвуковых турбулентных струй. Численное моделирование в статье охватывает несколько известных экспериментов по исследованию сверхзвуко-вых струй, находящихся в свободном доступе. Представленные тестовые случаи включают в себя тесты Сейнера с числом Маха на срезе М = 2 при расчетном (n = 1) и нерасчетном (n = 1.47) истечении из сопла в широком диапазоне температур газа. В работе также проведен численный эксперимент по распростра-нению сверхзвуковой струи в спутном сверхзвуковом потоке М = 2.2. Для данного теста заданы парамет-ры, определенные в эксперименте Putnam: степень понижения давления в сопле NPR = 8.12 и полная температура T = 317 K.Показано сравнение расчетов FlowVision с экспериментальными и полученными в других расчет-ных кодах данными. Наилучшее совпадение с экспериментом Сейнера среди рассмотренных моделей турбулентности получено при использовании стандартной k-ε модели турбулентности с установленной поправкой на сжимаемость по модели Wilcox. Достигнуто согласование с экспериментальными данными на дальнем следе до 7 % по скорости потока на оси сопла. Для струи в спутном потоке расчетная харак-теристика (число Маха) отличается на 3 % от экспериментальной.В работе определены общие рекомендации к построению методики моделирования FlowVision сверхзвуковых турбулентных струй. В ходе исследования сходимости по сетке получены оптимальные размеры ячеек расчетной сетки: для расчетного истечения достаточно 40 ячеек по радиусу сопла и в об-ласти формирования струи, а для нерасчетных режимов необходимо не менее 80 ячеек по радиусу для точного моделирования ударно-волновой структуры вблизи выхода из сопла.Влияние применяемых моделей турбулентности показано на примере расчета теста Сейнера. SST-модель турбулентности, применяемая в FlowVision, существенно занижает скорость на оси сопла, для расчета струй данная модель не рекомендуется даже для предварительных оценок. Стандартная k-ε мо-дель без учета сжимаемости также несколько занижает скорость газа. Модель турбулентности KEFV, разработанная для FlowVision, показывает хорошее согласование и несколько завышает «дальнобой-ность» струи. И наилучшее совпадение с экспериментом по исследуемым характеристикам турбулент-ных струй получено при расчетах на стандартной k-ε модели с учетом сжимаемости, соответствующей модели Wilcox. Представленная методика может быть взята за основу при моделировании истечения из сверхзвуковых сопел более сложной геометрии.Ключевые слова: турбулентные струи, сверхзвуковое истечение из сопла, численное моделиро-вание.

show abstract

Computational and Experimental Study of Supersonic Nozzle Flow and Aft-Deck Interactions

Bruce

Carter

Elmiligui

et al. 2016

54th AIAA Aerospace Sciences Meeting

Self Cite

View full text Add to dashboard Cite

NASA has been conducting research into reducing sonic boom and changing FAA regulations to allow for supersonic commercial transport over land in the United States. This particular study looks at a plume passing through a shock generated from an aft deck on a nacelle; the aft deck is meant to represent the trailing edge of a wing. NASA Langley Research Center USM3D CFD code results are compared to the experimental data taken at the NASA Glenn Research Center 1-foot by 1-foot Supersonic Wind Tunnel. This study included examining two turbulence models along with different volume sourcing methods for grid generation. The results show that using the k-epsilon turbulence model within USM3D produced shock signatures that closely follow the experimental data at a variety of nozzle pressure ratio settings. NomenclatureNPR Nozzle Pressure Ratio GRC Glenn Research Center p static pressure, psf p ∞ freestream static pressure, psf ∆ p (p -p ∞ ), psf R Rankine SWT Supersonic Wind Tunnel x distance in the stream-wise direction, inches z distance in the waterline direction, inches * Undergraduate, AIAA Student Member.

show abstract

USM3D predictions of Supersonic Nozzle Flow

Cited by 8 publications

References 17 publications

Computational and Experimental Study of Supersonic Nozzle Flow and Shock Interactions

Computational and Experimental Study of Supersonic Nozzle Flow and Shock Interactions

Verification of calculated characteristics of supersonic turbulent jets

Computational and Experimental Study of Supersonic Nozzle Flow and Aft-Deck Interactions

Contact Info

Product

Resources

About