بررسي تجربي اثر موقعيت برآمدگي استوانه اي شكل بر بردار پيشرانش يك نازل همگرا - واگرا در رژيم مافوق صوت

Experimental Investigation of the Effect of Location of Cylindrical Protuberance on the 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 پيشرانش مورد بررسي قرار گرفت. براي اين منظور يك نازل همگرا-واگرا طراحي و ساخته شد. اين نازل به صورتي است كه عدد ماخ اسمي خروجي آن در شرايط انبساط كامل 2 مي باشد. 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 در دو حالت برابر NPR=6.6 و NPR=9 مي باشد. برآمدگي هر مرحله در قسمت واگراي نازل در موقعيت X⁄L=0.6,0.7,0.8,0.9 و با ميزان نفوذ ثابت H⁄D* =0.2 قرار گرفت. نتايج حاصل از اين تحقيق نشان مي دهد كه با ااستفاده از برآمدگي مي توان زاويه بردار تراست را كنترل نمود. همچنين، بهترين موقعيت برآمدگي در موقعيت X⁄L=0.9 مي باشد كه در اين حالت زاويه بردار تراست به 3.1 درجه مي رسد. همچنين تغيير نسبت فشار نازل در موقعيت هاي نصب مختلف تاثير متفاوتي بر زاويه بردار تراست و ميزان افت تراست محوري دارد.

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 C-D 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 ⁄ and with a constant penetration ratio of ⁄ . The results of this study show that using the protuberance can control the angle of the thrust vector. Also, installing location ⁄ 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.