بررسي تجربي اثرات ميزان نفوذ برآمدگي هاي دوگانه متقابل بر بردار پيشرانش يك نازل همگرا - واگرا در رژيم مافوق صوت

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

در اين پژوهش اثر يك برآمدگي استوانه اي شكل بر بردار پيشرانش يك جت مافوق صوت به عنوان يك روش جديد در كنترل بردار پيشران مورد بررسي قرار گرفت. براي اين منظور يك نازل همگرا- واگرا طراحي و ساخته شد. اين نازل به صورتي بوده كه عدد ماخ اسمي خروجي آن در شرايط انبساط كامل 2 است. ديواره اين نازل براي اندازه گيري تغييرات فشار، مجهز به سوراخ هاي فشار شده است. همچنين در ديواره نازل مجرايي براي اعمال يك برآمدگي در درون نازل ايجاد شده است. از سنسورهاي فشار براي اندازه گيري فشار و همچنين از سيستم شلرين براي بررسي ميدان جريان خروجي از نازل بهره برده شده است. فشار كل محفظه آرامش در تمام آزمايش ها ثابت بوده و برابر 5/7بار است. نتايج حاصل از اين تحقيق نشان مي دهند كه عمق نفوذ برآمدگي در ميدان جريان تاثير چشمگيري بر ميزان انحراف و حتي جهت انحراف جريان جت خارج شده از نازل همگرا- واگرا دارد. بيشترين ميزان انحراف جريان جت خروجي از نازل برابر با 5/7درجه بوده كه در ميزان نفوذ برآمدگي برابر با H/D*=0.4 اتفاق افتاده است. به علاوه اين نتايج نشان مي دهند كه با افزايش ميزان نفوذ برآمدگي در درون نازل، ميزان تراست محوري نازل اندكي كاهش يافته است.

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.