بررسی عددی/تجربی حضور برآمدگی نامتعارف در یک نازل همگرا-واگرا در رژیم مافوق صوت برای کنترل بردار پیشرانش

نوع مقاله : مقاله پژوهشی

نویسندگان

1 گروه مهندسی مکانیک، واحد نجف‌آباد، دانشگاه آزاد اسلامی، نجف‌آباد، ایران

2 مرکز تحقیقات هوافضا و تبدیل انرژی، واحد نجف‌آباد، دانشگاه آزاد اسلامی، نجف‌آباد، ایران

چکیده

در این پژوهش اثر یک برآمدگی استوانه‌ای شکل بر بردار پیشرانش یک جت مافوق صوت به عنوان یک روش جدید در کنترل بردار پیشران مورد بررسی قرار گرفت. برای این منظور یک نازل همگرا-واگرا طراحی و ساخته شد. این نازل به صورتی است که عدد ماخ اسمی خروجی آن در شرایط انبساط کامل 2 می‌باشد. دیواره این نازل برای اندازه‌گیری تغییرات فشار مجهز به سوراخ‌های فشار شده است. همچنین، در دیواره نازل مجرایی برای اعمال یک برآمدگی در درون نازل ایجاد شده است. از سنسورهای فشار برای اندازه‌گیری فشار و همچنین، از سیستم شلرین برای بررسی میدان جریان خروجی از نازل بهره برده شده است. فشار کل محفظه آرامش در تمام آزمایش‌ها ثابت بوده و نسبت فشار نارل برابر 6/6 می‌باشد. از کد عددی سه بعدی و چند بلوکی برای مدل‌سازی جریان استفاده شده است. همچنین، از مدل آشفتگی کا اپسیلون آر ان جی برای مدلسازی جریان درون نازل استفاده شده است. از یک شبکه بی سازمان برای شبکه بندی درون نازل و محیط بیرون استفاده شده است. نتایج حاصل از این تحقیق نشان می‌دهد که عمق نفوذ برآمدگی در میدان جریان تأثیر چشمگیری بر میزان انحراف و حتی جهت انحراف جریان جت خارج شده از نازل همگرا-واگرا دارد. بیشترین میزان انحراف جریان جت خروجی از نازل برابر با 9/8 درجه بوده که در میزان نفوذ برآمدگی برابر با  اتفاق افتاده است. بعلاوه، این نتایج نشان می‌دهد که با افزایش میزان نفوذ برآمدگی در درون نازل، میزان پیشرانش محوری نازل اندکی کاهش یافته است.

کلیدواژه‌ها

موضوعات

عنوان مقاله [English]

Numerical/Experimental Investigation of the Presence of a Protuberance in a Convergent – Divergent Nozzle in Supersonic Regime to Control the Thrust Vector

نویسندگان [English]

  • Davood Mokhtari 1
  • Mohammad Hojaji 1 2
  • Masoud Afrand 1
1 Department of Mechanical Engineering, Najafabad Beranch, Islamic Azad University, Najafabad, Iran
2 Department of Mechanical Engineering, Najafabad Beranch, Islamic Azad University, Najafabad, Iran
چکیده [English]

In this study, the effect of protuberance on the thrust vector of a supersonic jet was investigated as a new method in thrust vector control. For this purpose, a convergent-divergent nozzle was designed and fabricated. This nozzle is such that the nominal Mach number in the nozzle exit in full expansion condition is 2. The wall of the nozzle is equipped with pressure holes to measure pressure variations. Also, there is a hole on the nozzle wall to apply a protuberance inside the nozzle. Pressure sensors for pressure measurement and also the Schlieren system are used to check the outlet flow field. The total pressure in all experiments is constant and equal to NPR=6.6. Three-dimensional and multi-block numerical code is used for flow modeling. Also, the turbulence model k-ε, RNG is used to model the nozzle flow. An unstructured mesh has been used for modeling the flow field within the nozzle and the outside domain. The results of this study show that the depth of penetration of the protuberance in the flow field has a significant effect on the amount of deviation and even the direction of the jet stream exited from the convergent-divergent nozzle. The maximum deviation of the jet outlet from the nozzle is 9.8 degrees, which is equal to a penetration ratio of 0.4. In addition, these results indicate that with the increase in protuberance penetration within the nozzle, the nozzle axial thrust has slightly decreased.

کلیدواژه‌ها [English]

  • Thrust vector
  • convergent-divergent nozzle
  • Protuberance
  • Supersonic
  • Experimental aerodynamics

مراجع

[1] G.P. Sutton, O. Biblarz, Rocket propulsion elements, John Wiley & Sons, 2016.
[2] M.R. Heidari, A. Noorolahi, Liquid Injection Thrust Vector Control and Effective Parameters, Journal of Energetic Materials, 3(1) (2008) 15. (In Persian)
[3] R.D. Guhse, An experimental investigation of thrust vector control by secondary injection, PURDUE UNIV LAFAYETTE IN, 1965.
[4] R. Balu, A. Marathe, P. Paul, H. Mukunda, Analysis of performance of a hot gas injection thrust vector controlsystem, Journal of Propulsion and Power, 7(4) (1991) 580-585.
[5] H. Hollstein, Rockets, Jet tab thrust vector control, Journal of Spacecraft, 2(6) (1965) 927-930.
[6] R. Eatough, Jet tab thrust vector control system demonstration, in:  7th Propulsion Joint Specialist Conference, 1971, pp. 752.
[7] J. Simmons, C. Gourlay, B. Leslie, Power, Flow generated by ramp tabs in a rocket nozzle exhaust, Journal of Propulsion, 3(1) (1987) 93-95.
[8] J. Hileman, M. Samimy, Effects of Vortex Generating Tabs on Noise Sources in an Ideally Expanded Mach 1.3 Jet, International Journal of Aeroacoustics, 2(1) (2003) 35-63.
[9] B.C. Phanindra, E. Rathakrishnan, Corrugated tabs for supersonic jet control, AIAA journal, 48(2) (2010) 453-465.
[10] S.Z. Zivkovic, M.M. Milinovic, P.L. Stefanović, P.B. Pavlovic, N.I. Gligorijevic, Experimental and simulation testing of thermal loading in the jet tabs of a thrust vector control system, Thermal Science, 20 (2016) S275-S286.
[11] C.S. Shin, H.D. Kim, T. Setoguchi, S. Matsuo, A computational study of thrust vectoring control using dual throat nozzle, Journal of Thermal Science, 19(6) (2010) 486-490.
[12] M. Hojaji, M. Tahani, M. Salehifar, A. Dartoomian, Performance Analysis of Secondary Injection Thrust Vector Control, in:  The First International and 3rd National Conference of Irainain Aerospace Propulsion Association, Rasht, 2014. (In Persian)
[13] M. Salehifar, A. Dartoomian, M. Hojaji, M. Tahani, Comparison of 2D and 3D Analysis of Secondary Injection Thrust Vector Control, in:  The 8th Student Conference on Mechanical Engineering, 2014, pp. 7-9. (In Persian)
[14] V. Zmijanovic, V. Lago, M. Sellam, A. Chpoun, Thrust shock vector control of an axisymmetric conical supersonic nozzle via secondary transverse gas injection, Shock Waves, 24(1) (2014) 97-111.
[15] R. Deng, F. Kong, H.D. Kim, Technology, Numerical simulation of fluidic thrust vectoring in an axisymmetric supersonic nozzle, Journal of Mechanical Science, 28(12) (2014) 4979-4987.
[16] M. Tahani, M. Hojaji, M. Salehifar, A. Dartoomian, Numerical investigation of jet grouting sound effects of fluid characteristics and flow field in supersonic nozzle thrust vector control performance, Modares Mechanical Engineering, 15(8) (2015) 175-186.
[17] R. Deng, T. Setoguchi, H.D. Kim, F. Flow, Large eddy simulation of shock vector control using bypass flow passage, International Journal of Heat, 62 (2016) 474-481.
[18] M. Salehifar, M. Tahani, M. Hojaji, A. Dartoomian, CFD modeling for flow field characterization and performance analysis of HGITVC, Applied Thermal Engineering, 103 (2016) 291-304.
[19] L. Li, M. Hirota, K. Ouchi, T. Saito, Evaluation of fluidic thrust vectoring nozzle via thrust pitching angle and thrust pitching moment, Shock Waves, 27(1) (2017) 53-61.
[20] M. Tahani, M. Hojaji, S.V. Mahmoodi Jezeh, Turbulent jet in crossflow analysis with LES approach, Aircraft Engineering and Aerospace Technology, 88(6) (2016) 717-728.
[21] M. Hojaji, M. Soltani, M. Taeibi-Rahni, New visions in experimental investigations of a supersonic under-expanded jet into a high subsonic crossflow, Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers, Part G: Journal of Aerospace Engineering, 224(10) (2010) 1069-1080.
[22] V. Viti, R. Neel, J.A. Schetz, Detailed flow physics of the supersonic jet interaction flow field, Physics of Fluids, 21(4) (2009) 046101.
[23] J.G. Santiago, J.C. Dutton, Crossflow Vortices of a Jet Injected into a Supersonic Crossflow, AIAA Journal, 35(5) (1997) 915-917.
نشریه مهندسی مکانیک امیرکبیر
دوره 53، شماره 9
آذر 1400
صفحه 4887-4904

فایل ها

هم رسانی

ارجاع به این مقاله

آمار