مهندسی مکانیک مدرس

مهندسی مکانیک مدرس

بررسی عددی شار حرارتی وارد برسینی کف و بدنه موشک و پدیده جدایش جریان در اثر القای پلوم

نویسندگان
حدیثه سلطانی 1
سجاد قاسملو 1
حمید پرهیزکار 2
حمیدرضا طالش بهرامی 3
1 دانشگاه صنعتی مالک اشتر تهران
2 دانشگاه مالک اشتر مجتمع دانشگاهی هوافضا
3 دانشگاه علم و صنعت
چکیده
بازگشت پلوم خروجی در اثر انبساط ناشی از اوج گرفتن یک موشک، تداخل و برهمکنش آن با بدنه موشک و بخصوص سینی کف همواره یکی از دغدغه های محققین و طراحان موشک بوده است. هدف از تحقیق فعلی، بررسی پارامترهای مختلف تاثیر گذار بر فرایند بازگشت پلوم بر بدنه یک موشک فرضی است. برای این کار شار حرارتی در شش ارتفاع مختلف و در نسبت فشارهای گوناگون بررسی شده و اثر پارامترهای مختلف، نظیر شرایط پروازی مختلف، مدلهای توربولانسی، مدلسازی یا عدم مدلسازی نازل و طول سینی کف موشک بر شار حرارتی وارد بر سینی کف و بدنه موشک بررسی شده است. در ادامه پدیده جدایش جریان دراثر القای پلوم بررسی شده است. جهت تولید شبکه و حل جریان از نرم افزارهای گمبیت و فلوئنت استفاده شده است. نتایج حاصل نشان داد با افزایش ارتفاع، جریان خروجی در پشت موشک به تدریج باز شده و در ارتفاعات بالا کل سینی کف را در بر می گیرد. همچنین نتایج نشان می دهد عدم مدلسازی جریان داخل نازل باعث انبساط سریع تر جریان در خروجی و کاهش شار حرارتی می شود. کاهش شار حرارتی در نقاط مختلف سینی کف متفاوت بوده و درنزدیکی نازل به 83 درصد در فواصل دور از نازل به صفر می رسد. همچنین تاثیر افزایش طول سینی کف بررسی شد و ملاحظه گردیدکه با افزایش طول سینی کف، گردابه های انتهای جسم گسترده تر شده و باعث افزایش شار حرارتی می شود، به گونه ای که با دوبرابر شدن طول سینی، حداکثر شار حرارتی افزایشی 20 درصدی دارد.
کلیدواژه‌ها
نازل
پلوم
جدایش
شار حرارتی سینی کف

عنوان مقاله English

Numerical investigation of imposed heat flux on the base and body of a missile and plume induced flow separation

نویسندگان English

hadiseh soltani 1
Sadjad Ghasemloo 1
Hamid Parhizkar 2
hamidreza talesh bahrami 3
1 Malek-Ashtar University of Technology
2 Malek-Ashtar University of Technology
3 Iran University of Science & Technology
چکیده English

Plume reversion due to missile ascending and related flow expansion and its interaction with missile body especially with missile base has been an important concern of investigators and missile designers. The aim of the current is investigation of effects of different parameters on the interaction of plume and missile body. To do this, heat flux on the missile body at different conditions including different flight conditions, turbulence modeling, base length and nozzle modeling has been studied. In the following, plume induced flow separation is studied. To model flow field, Gambit 2.4.6 and Ansys Fluent 17 are used for grid generation and flow simulation respectively. The results show that with increasing in flight height, plume at the base of missile gradually expands and finally covers the base completely. As well as, it can be seen that plume expands more rapidly in the base region and reduces heat flux when the nozzle is not considered. The reduction of heat flux is different in various parts of the base, ranging from zero to a maximum of 83% in areas far away from or near the nozzle. In the end, the effect of the base length was investigated. The results showed that as the base length is increased, the vortices are further expanded and this expansion leads to increased heat flux so that when the base length is doubled, the heat flux is increased by 20% at most

کلیدواژه‌ها English

Nozzle
Plume
Flow Separation
Base Heating
[1] G. P. Sutton, Rocket Propulsion Elements, 7th Edition, pp. 127-149, New York: Wiley & Sons, 1992.
[2] L. J. Alpinieri, R. H. Adams, Flow separation due to jet pluming, AIAA Journal, Vol. 4, No. 10, pp. 1865-1866, 1966.
[3] J. M. Kineberg, T. Kubota, L. Lees, Theory of exhaust plume/boundary layer interactions at supersonic speeds, AIAA Journal, Vol. 10, No. 5, pp. 581-588, 1972.
[4] G. D. Kuhn, Calculation of separated turbulent flows on axisymmetric after bodies including exhaust plume effects, AIAA Journal, Vol. 18, No. 3, pp. 235-240, 1980.
[5] R. J. McGhee, Some Effects of Jet Pluming on the Static Stability of Ballistics Bodies at a Mach Number of 6, NASA No. TD- 3698, 1966.
[6] R. J. McGhee, J. A. Martin, Exploratory Investigation of Flow Field Resulting from Forward-Facing Nozzles Exhausting Near a Large Cylindrical Body at Free-Stream Mach Numbers of 3.0 to 6.0 , NASA No. TND-5030, 1969.
[7] R. J. McGhee, Jet Plume Induced Flow Separation on Axisymmetric Bodies at Mach numbers of 3.00, 4.50 and 6.00, NASA No. TM X-2059, 1970.
[8] E. V. Myshenkov, Regimes of laminar lateral flow separation due jet exhaust, Fluid Dynamics, Vol. 29, No. 1, pp. 103-107, 1994.
[9] A. Talebi, Reduction of aircraft plume infrared signature using geometric changes in the exhaust nozzle, Journal of Passive Defense Quarterly, Vol. 3, No. 4, pp. 37-43, 2012. (in Persian فارسی(
[10] H. Ahmadikia, S. H. Talebi, The fluctuating flow of ultrasound on a rocket with plume, The 10nd Dynamic Fluid Conference, Yazd, Iran, October 31- November 2, 2006. (in Persian فارسی(
[11] M. Farshchi, A. Gorgi, Numerical analysis of the flow field at the end of the body of the missiles with the output jet, The 2 nd Dynamic Fluid Conference, Esfahan, Iran, February 4-6, 1993. (In Persian فارسی(
[12] S. H. Talebi, E. Shirani, Numerical simulation of supersonic jet with turbulent model k-ε, The 8nd Dynamic Fluid Conference, Tabriz, Iran, September 8-10, 2002. (in Persian فارسی (
[13] J. Kim, J. Woo Lee, J. Choi, K. Kim, Investigation on the characteristics of plume induced flow separation and wall heat transfer, Journal of Spacecraft and Rockets, Vol. 49, No. 1, pp. 189-192, 2012.
[14] S. Saha, S. Rathod, M. S. R Chandra Murty, P. K. Sinha, Debasis Chakraborty, Numerical simulation of base flow of a long range flight vehicle, Journal of Acta Astronautica, Vol. 74, No. 1, pp. 112–119, 2012.
[15] ANSYS Fluent Theory Guide chapter 4: Turbulence, ANSYS, Inc., 275 Technology Drive Canonsburg, PA 15317, 2017.
[16] J. Lee, J. Kim, K. Kim, Effects of Al2O3 particle on convective and radiative heat flux to rocket base surface, Seventh International Conference on Computational Fluid Dynamics, Big Island: Hawaii, pp. 103-111, 2012.
[17] K. Deere, A. Elmiligui, K. S. Abdol-Hamid, USM3D simulations of saturn v plume induced flow separation, Journal of Spacecraft and Rockets, Vol. 49, No. 4, pp. 679-690, 2012.
[18] C. Bauer, A. Koch, F. Minutolo, P. Grenard, Engineering model for rocket exhaust plumes verified by CFD results, 29th ISTS, Nagoya: Japan, 2-9 June , 2013.
[19] Y. K. Lee1, H. D. Kim, S. Raghunathan, A study of base drag optimization using mass bleed, 15th Australasian Fluid Mechanics Conference, Sydney: Australia, pp. 50- 59, 2004.
[20] M. Mehta, F. Canaba, S. B. Tashakkor, S. D. Smith, Base Heating Sensitivity Study for a 4-Cluster Rocket Motor Configuration in Supersonic Free Stream, TFAWS Patent NO. M11-0717, M11-0847 and M11-0848, 2011.
مهندسی مکانیک مدرس
دوره 18، شماره 2
اردیبهشت 1397
صفحه 2-9