This study experimentally investigates flow characteristics of a double compression ramp with leading edge bluntness in supersonic flow. Experiments were conducted using a supersonic wind tunnel at Mach number of 4. The test model had the first ramp angle of $13^\circ$ and the second angle of $40^\circ$. The leading edge roundness varied from 0.0 mm to 2.0 mm. To acquire a thoroughly understanding of the flow-field, visualization images were obtained at two different planes. Shadowgraph technique was used to capture flow-field patterns and the other for capturing model surface temperature using an Infra-red thermography(IRT) technique.
IRT is a non-intrusive technique that detects the electromagnetic energy radiated by an object. The energy is then converted into a two-dimensional temperature matrix. In this work, the IRT technique for supersonic flow-testing which has not yet been established nationally, has been developed. In particular, techniques related to the design, manufacture, as well as associated technical difficulties and performance verification, are reported herein. The numerical data reduction techniques for the determination of the surface heat flux are also discussed. The present IR data were compared and validated by the supersonic flow-field captured in the shadowgraph visualization images and Computational Fluid Dynamics (CFD) results.
This work specifically focused on flow separation region, unsteady flow features, and heat flux. It is found that, depending on the size of the nose radius, the total lengths of a recirculation region, heat flux and unsteady flow features varied significantly. Separation bubble size was enlarged when the nose radius increased from 0 mm to 1.0 mm. In addition, the shift in separation point location to upstream region was observed. However, for the nose radius of 2.0 mm, the detached shock occurred and the bubble size was decreased. This is due to the difference between entropy layer and boundary layer thicknesses. The fluctuation level of separation shock and triple point location also increased by the nose radius but decreased at the nose radius of 2.0 mm. Moreover, the heat flux level at the second ramp decreased from the enlargement of nose radius but plateaued at the nose radius of 2.0 mm. Detailed explanations on the results are provided in the discussion section.
In the testing, due to a finite span, the mass leakage due to a momentum loss at the model sides causes the flow to become three-dimensional. Two types of sidewall configurations were considered to minimize the loss and maintain near two-dimensional flow.
본 연구에서는 앞전곡률을 갖는 이중 압축램프를 이용한 초음속 환경에서의 유동특성 이해를 위해 실험적 연구를 수행하였다. 초음속 풍동장비를 이용하여 마하수 4의 유동조건에서 실험하였다. 시험모델은 첫 번째 램프각 $13^\circ$, 두 번째 램프각 $40^\circ$ 를 갖는 이중 압축램프 형상으로 앞전곡률을 $R_LE$ =0.0 mm에서 $R_LE$ =2.0 mm로 증가시키며 제작하였다. 유동정보에 대한 폭넓은 정성적인 정보획득을 위해 서로 다른 두 평면에서의 가시화 이미지를 측정하였다. 모델의 옆면에서는 Shadowgraph 가시화 기법을 이용하여 충격파 유동구조를 측정하였고 모델의 윗면에서는 Infra-red thermography(IRT) 기법을 통해 표면온도를 측정하였다.
IRT 기법은 비접촉식 기법으로 피사체가 적외선 영역에서 방사하는 복사 에너지 정도를 복사검출기로 감지한 후 정량적인 온도데이터로 전환시켜주는 기법이다. 국내에서는 전무한 초음속 풍동에서의 IRT 기법을 구축하고 이에 관한 설계, 제작 성능 시험에 관한 기술을 국내에 전파하고자 하였다. 획득된 모델 표면온도를 통해 열유량을 환산하여 정량적인 유동정보 또한 획득하였다. Shadowgraph 가시화 이미지와 IR 이미지 비교를 통해 앞전곡률을 갖는 초음속 이중 압축램프에서의 유동구조에 대해 분석하였다. 세부적으로는, 앞전곡률에 따른 박리점, 열유량, 그리고 비정상 유동구조에 대해 조사하였다.
앞전곡률이 증가할수록 박리점이 유동 상류방향으로 이동하는 반면 이탈 충격파가 생기는 앞전 곡률반경 $R_LE$ =2.0 mm형상에서는 박리점이 유동 하류방향으로 지연되었다. 이는 이탈 충격파가 발생하면서 엔트로피 층이 모델 표면의 경계층을 잠식하면서 나타나는 현상이다. 두 번째 램프에서의 열유량은 앞전곡률이 증가할수록 감소하다가 이탈 충격파가 발생하는 앞전 곡률반경 $R_LE$ =2.0 mm형상에서는 박리점에서부터 일정한 분포를 띄었다. 또한, 앞전곡률이 증가할수록 박리충격파 위치와 삼중점의 변동정도는 증가하다가 앞전 곡률반경 $R_LE$=2.0 mm에서는 감소하였다.
초음속 풍동시험 시 필연적으로 발생하는 유동의 삼차원 효과를 방지하기 위하여 이중 압축모델 양 옆에 두 가지 타입의 벽면(Sidewall)을 제작하여 유동의 2차원성을 확보하고자 하였다. 모델 너비방향에서의 중심부 열유량과 가장자리에서의 열유량 비교를 통해 벽면이 유동이 유실되는 현상을 제한하고 유동의 2차원성을 확보할 수 있는 가능성을 확인하였다.
향후, 앞전 곡률 반경 $R_LE$ =0.3 mm, $R_LE$ =0.5 mm, $R_LE$ =1.0 mm, 그리고 $R_LE$ =2.0 mm 형상에 대한 수치해석 연구를 추가적으로 하여 본 연구에서 획득한 가시화 이미지 결과비교를 통해 초음속 이중 압축램프 유동의 좀 더 폭넓은 정량적인 분석을 진행할 것이다.
