بررسی تجربی اثر موقعیت برآمدگی استوانه‌ای شکل بر بردار پیشرانش یک نازل همگرا-واگرا در رژیم مافوق صوت

در این پژوهش اثر یک برآمدگی استوانه‌ای شکل بر بردار پیشرانش یک جت مافوق صوت به عنوان یک روش جدید در کنترل بردار پیشرانش 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 در دو حالت برابر npr=6.6 و npr=9 می‌باشد. برآمدگی هر مرحله در قسمت واگرای نازل در موقعیت x⁄l=0.6,0.7,0.8,0.9 و با میزان نفوذ ثابت h⁄d* =0.2 قرار گرفت. نتایج حاصل از این تحقیق نشان می‌دهد که با ااستفاده از برآمدگی می‌توان زاویه بردار تراست را کنترل نمود. همچنین، بهترین موقعیت برآمدگی در موقعیت x⁄l=0.9 می‌باشد که در این حالت زاویه بردار تراست به 3.1 درجه می‌رسد. همچنین تغییر نسبت فشار نازل در موقعیت‌های نصب مختلف تاثیر متفاوتی بر زاویه بردار تراست و میزان افت تراست محوری دارد.

Experimental Investigation of the Effect of Location of Cylindrical Protuberance on the Thrust Vector of a Supersonic CD nozzle

In this study, the effect of a cylindrical protuberance on the thrust vector of a supersonic jet was investigated as a new method in thrust vector control. For this purpose, a CD nozzle was designed and constructed. The nozzle exit Mach number is 2. The wall of the nozzle is equipped with pressure holes to measure pressure variations. Also, there are several holes in the divergence portion of nozzle wall to apply a protuberance inside the nozzle. Pressure sensors for pressure measurement and also the Schliern system are used to check the outlet flow field. The nozzle pressure ratio in all experiments is constant and in two cases is equal to NPR=6.6 and NPR=9. The protuberance is installed in the nozzle divergence section, at position X⁄L=0.6,0.7,0.8,0.9 and with a constant penetration ratio of H⁄D^* =0.2. The results of this study show that using the protuberance can control the angle of the thrust vector. Also, installing location X⁄L=0.9 is the best position which, in this case the angle of the trusted vector reaches 3.1 degrees. Also, the results reveals that the change in the nozzle pressure ratio in different installing positions has different effects on the thrust vector angle and axial thrust losses.