بررسی تجربی تاثیر برآمدگی استوانه‌ای‌شکل با میزان نفوذ متفاوت بر بردار پیش‌رانش یک نازل همگرا- واگرا در رژیم مافوق صوت

در این پژوهش، اثر یک برآمدگی استوانه ای شکل بر بردار پیش رانش یک جت مافوق صوت به عنوان یک روش جدید در کنترل بردار پیشران 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 است. دیواره این نازل برای اندازه گیری تغییرات فشار مجهز به سوراخ های فشار شده است. همچنین در دیواره نازل، مجرایی برای اعمال یک برآمدگی در درون نازل ایجاد شده است. از سنسورهای فشار برای اندازه گیری فشار و همچنین، از سیستم شلرین برای بررسی میدان جریان خروجی از نازل بهره برده شده است. فشار کل محفظه آرامش در تمام آزمایش ها ثابت و برابر با 5/7بار است. نتایج حاصل از این تحقیق نشان می دهد که عمق نفوذ برآمدگی در میدان جریان، تاثیر چشمگیری بر میزان انحراف و حتی جهت انحراف جریان جت خارج شده از نازل همگرا واگرا دارد. بیشترین میزان انحراف جریان جت خروجی از نازل برابر با 5/7درجه بوده که در نفوذ برآمدگی برابر با 0/4=*h/d اتفاق افتاده است. به علاوه این نتایج نشان می دهد که با افزایش میزان نفوذ برآمدگی در درون نازل، میزان تراست محوری نازل اندکی کاهش یافته است.

Experimental Investigation of the Effect of Cylindrical Protuberance with Different Penetration the Thrust Vector a C-D Nozzle in Supersonic regime

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 convergentdivergent nozzle was designed and constructed. This nozzle is such that the Mach number is its nominal output in full expansion conditions 2. The wall of the nozzle is equipped with pressurized holes to measure pressure variations. Also, there is a duct wall in the nozzle wall to apply a protuberance inside the nozzle. Pressure sensors for pressure measurement and also the schlieren system are used to check the outlet flow field. The total pressure of the compartment is constant at all tests and is 5.7bar. The results of this study show that the depth of penetration of the protuberance in the flow field has a significant effect on the amount of deviation and even the direction of the deviation of the jet stream exited from the convergentdivergent nozzle. The maximum jet outlet flow from the nozzle is 5.7degrees, which occurred at a rate of H/D*=0/4. In addition, these results indicate that with the increase in bulge penetration within the nozzle, the nozzle axial thrust has slightly decreased.