بررسی اثر جابجایی مکان مقطع برشی در ناحیه واگرای یک نازل متحرک بر عملکرد آن در سیستم کنترل بردار تراست

نوع مقاله: مقاله مستقل

نویسندگان

1 دانشگاه سمنان، پردیس فناوری های نوین، دانشکده هوافضا

2 عضو هیات علمی دانشگاه سمنان

چکیده

در این مقاله با حل عددی جریان، به مطالعه ی تاثیر مکان مقطع برشی بر فاکتور بزرگنمایی، تراست جانبی و تراست کل در یک سیستم کنترل بردار تراست دارای نازل متحرک با مقطع برشی (سطح تماس دو قسمت ثابت و متحرک نازل) در ناحیه واگرای نازل پرداخته شده است. پس از اعتبار سنجی با نتایج آزمایشگاهی در دو زاویه انحراف مختلف، و بکارگیری مدل های مختلف آشفتگی، مشاهده شد که مدل آشفتگی RNG k-ε به همراه تابع دیواره بهبود یافته، در مقایسه با نتایج تجربی موجود در مراجع، پیش بینی بهتری ارائه می دهد. با استفاده از مدل مذکور مشاهده شد که با افزایش فاصله ی مقطع برشی نازل نسبت به نقطه ی دوران قسمت متحرک، فاکتور بزرگنمایی، تراست جانبی و تراست کل کاهش می یابند. با جلو بردن مکان مقطع برشی نازل، شوک مایل در مقطعی رخ می دهد که عدد ماخ آن بالاتر است و در عبور از شوک مایل سرعت میانگین، بیشتر کاهش می یابد. کاهش سرعت میانگین در عبور شوک مایل، مومنتوم خروجی و فاکتور بزرگنمایی را کاهش می دهد. نتایج نشان می دهد که با نزدیک کردن مکان مقطع برشی به خروجی نازل، مقدار زاویه انحراف بردار تراست کمتر از مقدار زاویه انحراف نازل است. اثرات زبری سطح نیز مورد بررسی قرار گرفته است.

کلیدواژه‌ها


[1] Jessen FC, Peters MT, (1963) Comparison between swivelling nozzles with split lines upstream and downstream of the throat. Defense Technical Information Center, AD0339867.

[2] Thiokol Chemical Corporation (1970) TVC system study program. NASA Lewis research center, Accession Number: N70 36359.

[3] Ikaza D (2000) Thrust vectoring nozzle for modern military aircraft. NATO R&T Organization Symposium, Braunschweig, Germany.

[4] Lee SN, Baek SW (2009) Thrust vector control by flexible nozzle and secondary fluid injection. ICCES 10(4): 81–90.

[5] Ciucci A, Laccarino G, Amato M (1998) Numerical investigation of 3D two phase turbulent flow in solid rocket motors. Italian Aerospace Research Center, AIAA: 98–3966.

[6]. Hui-man M, Si-ai F, Han-ping C (2005) Numerical study of unsteady flow in thrust vectoring nozzle. International Journal of Turbo and Jet Engines 22 31–0.

[7] Strome RK, USAF Lt (1969) Test firing of supersonic split-line nozzle. Air force rocket propulsion laboratory,technical report AFRPL-TR-69-203.

[8] Balakrishna B, Indana S, Reddy RP (2013) Investigation of supersonic flow through conical nozzle with various angles of divergence. International Journal of Mechanical Engineering 2(1): 9-16.

[9] Yakhot V, Orszag SA, Thangam S, Gatski TB & Speziale CG (1992), Development of turbulence models for shear flows by a double expansion technique, Physics of Fluids A, 4(7), 1510-1520.

 [10] Kader B (1981) Temperature and concentration profiles in fully turbulent boundary layers. Int J Heat Mass Transfer 24: 1541–1544.

[11] Barth TJ, Jespersen D (1989) The design and application of upwind schemes on unstructured meshes. Technical Report AIAA-89-0366. AIAA 27th Aerospace Sciences Meeting, Reno, Nevada.

[12] Liou MS (1996) A sequel to AUSM: AUSM+. Journal of Computational Physics 129: 364–382.

[13] Ellison JR (1970) Evaluation of Titan III AFT closure insulation. Air force rocket propulsion laboratory technical report AFRPL-TR-70-89.