NUMERICAL INVESTIGATION OF EDGE-TONES IN HIGH SPEED JETS. Masters thesis, King Fahd University of Petroleum and Minerals.

Preview

PDF MS_Thesis_Mohamed_Yunus_Mohamed_Ismail.pdf Download (6MB) | Preview

Arabic Abstract

تقدم هذه الرساله دراسة حسابية لظاهرة النغمة الصوتية الناتجة عند اصطدام نفاث هوائي ذو سرعة عالية تحت الصوتية بجسم صلب ذو حافة حادة و لذلك تسمى "النغمة الحافية" و تمت الدراسة باستخدام برنامج تجاري لدراسة ديناميكا الموائع بالطرق الحسابية و الذي يقوم على حل معادلات ثنائية الابعاد لنفير و استوكس الغير مستقرة والانضغاطية و اللزجة و تم استخدام طريقة فوكس و يليمز هوكينج لحساب النتائج الصوتية عند نقاط محددة في النطاق الحسابي. كما تمت الحسابات لكل من السريان الصفحي والسريان المضطرب وأظهرت النتائج صدور النغمة في الحالتين وبنفس التردد تقريبا مع اختلاف في السعة او المقدار حيث كانت اكثر مقدارا في حالة السريان الصفحي عنها للسريان المضطرب و ربما يرجع هذا لظاهرة الخلط المصاحبة للسريان المضطرب و الذي بدورة يؤدي الي تخفيض في الضوضاء المنبعثة. و بسبب التأثير الضعيف للسريان المضطرب على التردد و كذلك التكلفة الحسابية العالية المطلوبة له تمت معظم الحسابات في هذه الدراسة باستخدام نموذج السريان الصفحي و تمت دراسة تأثير بعض المتغيرات على تردد و مقدار النغمة الصادرة مثل رقم ماخ و هو الذي يحدد سرعة النفاث و كذلك زاوية الحرف الصلب و سمك جدار البوق الذي ينبعث منه النفاث و سمك الطبقة الجدارية للنفاث و أظهرت النتائج ان تردد النغمة يزداد بزيادة رقم ماخ و كذلك بزيادة زاوية الحرف الصلب و ينخفض التردد بزيادة سمك البوق الذي ينبعث منة النفاث. كما ان مقدار النغمة يزداد بزيادة رقم ماخ و سمك جدار البوق الذي ينبعث منة النفاث و يقل بزيادة زاوية الحرف الصلب. و أظهرت أيضا النتائج الحسابية ان مقدار تأخر الحالة المعرف بالـ Phase Lag في حدود -0.1 و هي قيمة اكبر من القيم المنشورة بالأبحاث المشابهة. كما تم دراسة مجال الدفق للحالات التي كان وضع الحافة فيها مقارب لوضع الحافة عند اختفاء النغمة و الذي تسمي فيه المسافة بين الحافة و بوق خروج النفاث بمسافة الحد الأدنى او ما يعرف بالـ Minimum Breadth ووجد ان الدوامات الصادرة من النفاث لا تصطدم بالحافة في حالة اختفاء النغمة كما وجد ان معدل تغير الضغط على سطح الحافة ينخفض عند الحافة الصلبة عند اختفاء النغمة عنها في حالة صدور النغمة. وأيضا تمت دراسة اذا ما كنت الموجات الصادرة عن تفاعل النفاث مع الحرف الصلب تنتشر داخل النفاث او خارجه و أظهرت النتائج انها تنتشر خارجه. و في نهاية الرسالة تم اقتراح طريقة لتخفيض الضوضاء الصادر عن النغمة الحرفية و ذلك باستخدام أنبوب مثبت داخل مركز البوق و ممتد لمسافة محددة داخل النفاث و يصدر من نهاية الانبوب نفاثين متناهي الصغر عموديين على اتجاه السريان للنفاث الرئيسي و تمت دراسة تأثير سرعة هذين النفاثين متناهي الصغر و كذلك طول الانبوب الممتد داخل النفاث على مقدار التخفيض في ضوضاء النغمة. و أظهرت النتائج ان النغمة تبدأ في الاختفاء اذا كان طول الانبوب المركزي اكبر من 30% من طول المسافة بين خروج النفاث و الحافة الصلبة في حاله عدم انبعاث النفاثين متناهي الصغر كما أظهرت النتائج ايضا ان التخفيض يصل اقصاة في حالة طول الانبوب المركزي مساوي لـ 2.67 من عرض النفاث و الذي يصل لـ -17 ديسيبل و ذلك لنفاث رئيسي بسرعة ماخ 0.87

English Abstract

This thesis involves the numerical investigation of edge-tones generated due to high speed jet-edge interactions. 2-D, compressible, unsteady Navier-Stokes commercial CFD code, Fluent, is utilized. Ffowcs-Williams and Hawkings method is used to examine the acoustic data. The results of both laminar and realizable k-ε turbulent flow models predicated the edge-tone frequency fairly well despite the reduction in SPLs for turbulent flow which is attributed to mixing. Since turbulence effect is small on edge-tone frequency and due to the high computational cost associated with the turbulent flows, the parametric study is conducted using the laminar flow model. The effects of Mach number, jet profile, edge shape and nozzle lip are investigated. Compressibility effects are investigated by increasing the Mach number of jet exit to high subsonic level. Results indicate that the edge-tone frequency increases as with increasing Mach number or the angle of wedge and it decreases while nozzle lip thickness increases. Amplitude of the edge-tone increases as with increasing Mach number or the nozzle lip thickness and it decreases as angle of wedge increases. Momentum thickness of jet shear layer has been investigated in depth to find the phase lag value, p, for high subsonic speed jets. For high subsonic speed p is found out to be -0.1. The minimum breadth is also analyzed and value of static pressure time derivative on wedge surface is higher during edge-tone emission and lower for stand-off distance less than or equal the minimum breadth region. The results also indicate that in the minimum breadth region, vortices did not interact with wedge tip that resulted in disappearance of the edge-tone. Feedback loop path study showed that upstream propagation path lies outside the jet. A method is proposed for edge-tone suppression using a central insertion tube with and without lateral microjet injection. The case without microjet injection suppressed edge-tone if the central tube length, d/lt,, is greater than or equal 30 percent of stand-off distance. This suppression in edge tone is attributed to the weakness in the interactions between the shear layers at the nozzle exit due to the central tube. That leads to weakening of feedback loop which result in the suppression of edge-tone amplitude. Using this passive control approach the edge-tone amplitude is reduced up to 17 dB when a central insertion tube without injection of length, d/lt = 0.375, is inserted into the jet plume having Mach number of 0.87.

Item Type:	Thesis (Masters)
Subjects:	Aerospace
Department:	College of Engineering and Physics > Aerospace Engineering
Committee Advisor:	Ibrahim, Mohammed Khalil
Committee Members:	AbdelRahman, Wael and Mokheimer, Esmail M.A. and Sahin, Ahmet Z.
Depositing User:	MOHAMED IS MOHAMED YUNUS (g201101710)
Date Deposited:	01 Dec 2014 10:40
Last Modified:	01 Nov 2019 15:44
URI:	http://eprints.kfupm.edu.sa/id/eprint/139377