مهندسی مکانیک مدرس

مهندسی مکانیک مدرس

بررسی تجربی اثرات میزان نفوذ برآمدگی‌های دوگانه متقابل بر بردار پیشرانش یک نازل همگرا- واگرا در رژیم مافوق صوت

نوع مقاله : پژوهشی اصیل

نویسندگان
محمدرضا بابائیان 1
محمد حججی 2
1 گروه مهندسی مکانیک، دانشکده فنی و مهندسی، واحد نجف‌آباد، دانشگاه آزاد اسلامی، نجف‌آباد، ایران
2 دانشکده فنی و مهندسی، واحد نجف‌آباد، دانشگاه آزاد اسلامی، نجف‌آباد، ایران
چکیده
در این تحقیق اثرات استفاده از برآمدگی‌های دوگانه به‌عنوان یک روش کنترل بردار تراست در یک نازل همگرا –واگرا در رژیم مافوق صوت که عدد ماخ اسمی آن ۲ است به‌صورت تجربی مورد بررسی قرار می‌گیرد. فشار کل نازل در کلیه آزمایش‌ها ثابت در نظر گرفته شده است. سیال آزمایش هوا است. برآمدگی‌های مورد استفاده دو قطعه استوانه‌ای­شکل است که جلوی جریان در قسمت واگرای نازل قرار داده می‌شود. این برآمدگی‌ها در موقعیت‌های ۶۰% و ۹۰% طول قسمت واگرای نازل از گلوگاه نازل نصب شده‌اند و به‌صورت همزمان در مسیر جریان اصلی اعمال می‌شود. برآمدگی‌ها در حالت متقابل و روبروی هم بر دیواره نصب شده و اثرات تغییر نسبت میزان نفوذ برآمدگی‌ها ‌* H/Dبر زاویه بردار تراست و مولفه‌های بردار تراست با اندازه‌گیری نیروهای وارد بر نازل به دست آمده است. همچنین میدان جریان نیز به‌وسیله تصویربرداری شلرین و اندازه‌گیری تغییرات فشار روی دیواره‌های نازل اندازه‌گیری شده است. نتایج حاصل نشان می‌دهند که استفاده از برآمدگی‌های دوگانه متقابل می‌تواند بر زاویه بردار تراست تاثیر چشمگیری داشته باشد و زاویه بردار تراست را تا ۴/۳۵درجه نیز در شرایط بررسی‌شده افزایش دهد. همچنین، نتایج نشان می‌دهند که این روش در بدترین شرایط می‌تواند تا ۵/۵% از مقدار تراست محوری را کاهش دهد.
کلیدواژه‌ها
کنترل بردار تراست
مافوق صوت
نازل همگرا- واگرا
برآمدگی- آیرودینامیک تجربی

موضوعات

عنوان مقاله English

Experimental investigation of the penetration effects of opposite dual protuberances on thrust vector of a supersonic C-D nozzle

نویسندگان English

M.R. Babaeyan 1
M. Hojaji 2
1 Mechanical Engineering Department, Engineering Faculty, Najafabad Branch, Islamic Azad University, Najafabad, Iran
2 Engineering Faculty, Najafabad Branch, Islamic Azad University, Najafabad, Iran
چکیده English

In this study, the effect of the use of dual protuberances as a thrust vector control method in a supersonic convergent-divergent nozzle with a Mach number of 2 is experimentally investigated. The nozzle total pressure in all experiments is considered constant. Air is the working fluid in these experiments. The used protuberances are two cylindrical elements that are placed in front of the flow in the divergent part of the nozzle. These protuberances are installed at 60% and 90% of the length of the nozzle divergent portion from the nozzle throat and are simultaneously applied in the main flow path. The protuberances are installed in opposite walls. Effect of changing the penetration ratio of the protuberances [H/D] on the thrust vector angle and the components of the thrust vector is obtained by measuring the forces acting on the nozzle. Also, the flow field was measured by a Schlieren system, as well as, the pressure variations on the nozzle walls were measured. The results show that the use of dual protuberances can have a significant effect on the angle of the thrust vector and increase the angle of the thrust vector up to 4.35 degrees in the implemented conditions of this study. Also, the results reveal that this method can reduce the axial component of thrust up to 5.5% in the worst case of implemented conditions.

کلیدواژه‌ها English

thrust vector control
Convergent-divergent nozzle
Supersonic Flow
protuberance
experimental aerodynamics
Sutton GP, Biblarz O. Rocket propulsion elements. New York: John Wiley & Sons; 2001. [Link]
Hollstein HJ. Jet tab thrust vector control. Journal of Spacecraft and Rockets. 1965;2(6):927-930. [Link] [DOI:10.2514/3.28316]
Eatough R. Jet tab thrust vector control system demonstration. 7th Propulsion Joint Specialist Conference, 14-18 June, 1971, Salt Lake City, UT. Reston VA: AIAA; 1971. [Link] [DOI:10.2514/6.1971-752]
Simmons JM, Gourlay CM, Leslie BA. Flow generated by ramp tabs in a rocket nozzle exhaust. Journal of Propulsion and Power. 1987;3(1):93-95. [Link] [DOI:10.2514/3.22959]
Chiranjeevi Phanindra B, Rathakrishnan E. Corrugated tabs for supersonic jet control. AIAA Journal. 2010;48(2):453-465. [Link] [DOI:10.2514/1.44896]
Hileman J, Samimy M. Effects of vortex generating tabs on noise sources in an ideally expanded Mach 1.3 jet. International Journal of Aeroacoustics. 2003;2(1):35-63. [Link] [DOI:10.1260/147547203322436935]
Živković SŽ, Milinović MM, Stefanović PL, Pavlović PB, Gligorijević NI. Experimental and simulation testing of thermal loading in the jet tabs of a thrust vector control system. Thermal Science. 2016;20 Suppl 1:S275-S286. [Link] [DOI:10.2298/TSCI150914208Z]
Guhse RD, Thompson HD. Some aspects of gaseous secondary injection with application to thrust vector control. Journal of Spacecraft and Rockets. 1972;9(5):291-292. [Link] [DOI:10.2514/3.61674]
Dhinagaran R, Bose TK. Comparison of Euler and Navier-Stokes solutions for nozzle flows with secondary injection. AIAA Paper 96-0453, AIAA 34th Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, 15-18 January 1996, Reno, NV, USA. Reston VA: AIAA; 1996. [Link] [DOI:10.2514/6.1996-453]
Lee SH. Characteristics of dual transverse injection in scramjet combustor, part 1: Mixing. Journal of Propulsion and Power. 2006;22(5):1012-1019. [Link] [DOI:10.2514/1.14180]
Ananthesha, Sridhara SN, Vamsidhar D. Numerical investigation and parametric study of fluidic thrust vectoring by shock vector control method. SASTech. 2007;6(2):58-65. [Link]
Shin CS, Kim HD, Setoguchi T, Matsuo Sh. A computational study of thrust vectoring control using dual throat nozzle. Journal of Thermal Science. 2010;19(6):486-490. [Link] [DOI:10.1007/s11630-010-0413-x]
Deng R, Kong F, Kim HD. Numerical simulation of fluidic thrust vectoring in an axisymmetric supersonic nozzle. Journal of Mechanical Science and Technology. 2014;28(12):4979-4987. [Link] [DOI:10.1007/s12206-014-1119-x]
Zmijanovic V, Lago V, Sellam M, Chpoun A. Thrust shock vector control of an axisymmetric conical supersonic nozzle via secondary transverse gas injection. Shock Waves. 2014;24(1):97-111. [Link] [DOI:10.1007/s00193-013-0479-y]
Deng R, Setoguchi T, Kim HD. Large eddy simulation of shock vector control using bypass flow passage. International Journal of Heat and Fluid Flow. 2016;62(Pt B):474-481. [Link] [DOI:10.1016/j.ijheatfluidflow.2016.08.011]
Kong F, Jin Y, Kim HD. Thrust vector control of supersonic nozzle flow using a moving plate. Journal of Mechanical Science and Technology. 2016;30(3):1209-1216. [Link] [DOI:10.1007/s12206-016-0224-4]
Salemi VR, Sohrabi S, Hojaji M, Soufivand MR. Experimental study on the effects of secondary injection thrust vector in a micro-nozzles. First National Conference on Advances and Challenges in Engineering and Technology. Shiraz: Kharazmi High Institute of Science & Technology; 2016. [Persian] [Link]
Salehifar M, Tahani M, Hojaji M, Dartoomian A. CFD modeling for flow field characterization and performance analysis of HGITVC. Applied Thermal Engineering. 2016;103:291-304. [Link] [DOI:10.1016/j.applthermaleng.2016.02.087]
Zahedzadeh M, Ghalambaz M. Numerical study of two transverse injections into the nozzle for thrust vector control of a rocket engine. Journal of Energy Conversion. 2016;2(3):17-25. [Persian] [Link]
Li L, Hirota M, Ouchi K, Saito T. Evaluation of fluidic thrust vectoring nozzle via thrust pitching angle and thrust pitching moment. Shock Waves. 2017;27(1):53-61. [Link] [DOI:10.1007/s00193-016-0637-0]
Mokhtari D, Hojaji M, Afrand M. Experimental investigation of the effect of cylindrical protuberance with different penetration the thrust vector a C-D nozzle in supersonic regime. Modares Mechanical Engineering. 2019;19(5):1145-1154. [Persian] [Link]
Mokhtari D. Experimental investigation of location and penetration a cylindrical protuberance in thrust vector of a C-D nozzle in supersonic regime [Dissertation]. Najafabad: IAUN; 2018. [Persian] [Link]
Tahani M, Hojaji M, Mahmoodi Jezeh SV. Turbulent jet in crossflow analysis with LES approach. Aircraft Engineering and Aerospace Technology. 2016;88(6):717-728. [Link] [DOI:10.1108/AEAT-10-2014-0167]
مهندسی مکانیک مدرس
دوره 19، شماره 7
تیر 1398
صفحه 1741-1750