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

در این تحقیق اثرات استفاده از برآمدگی های دوگانه به عنوان یک روش کنترل بردار تراست در یک نازل همگرا -واگرا در رژیم مافوق صوت که عدد ماخ اسمی آن 2 است به صورت تجربی مورد بررسی قرار می گیرد. فشار کل نازل در کلیه آزمایش ها ثابت در نظر گرفته شده است. سیال آزمایش هوا است. برآمدگی های مورد استفاده دو قطعه استوانه ای شکل است که جلوی جریان در قسمت واگرای نازل قرار داده می شود. این برآمدگی ها در موقعیت های 60% و 90% طول قسمت واگرای نازل از گلوگاه نازل نصب شده اند و به صورت همزمان در مسیر جریان اصلی اعمال می شود. برآمدگی ها در حالت متقابل و روبروی هم بر دیواره نصب شده و اثرات تغییر نسبت میزان نفوذ برآمدگی ها * h/dبر زاویه بردار تراست و مولفه های بردار تراست با اندازه گیری نیروهای وارد بر نازل به دست آمده است. همچنین میدان جریان نیز به وسیله تصویربرداری شلرین و اندازه گیری تغییرات فشار روی دیواره های نازل اندازه گیری شده است. نتایج حاصل نشان می دهند که استفاده از برآمدگی های دوگانه متقابل می تواند بر زاویه بردار تراست تاثیر چشمگیری داشته باشد و زاویه بردار تراست را تا 4/35درجه نیز در شرایط بررسی شده افزایش دهد. همچنین، نتایج نشان می دهند که این روش در بدترین شرایط می تواند تا 5/5% از مقدار تراست محوری را کاهش دهد.

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

In this study, the effect of the use of dual protuberances as a thrust vector control method in a supersonic convergentdivergent 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.