بررسي انتقال حرارت گذرا در ديواره‌هاي شيپوره همگرا-واگرا

Investigation of Transient Heat Transfer inside Walls of Convergent-Divergent Nozzle

تمركز اين مقاله بر بررسي جريان گذرا، انتقال حرارت و نيروي پيشران در نازل همگرا-واگرا بوده است كه در سيستمهاي پيشرانش كاربرد دارد. معادلات ميانگين گيري شده زماني ناويراستوكس تراكم‌پذير به روش حجم محدود، حل شده است. با تعريف جريان به صورت متقارن محوري، شبيه سازي عددي انجام شده و نتايج آن با نتايج آزمايش‌هاي تجربي مقايسه گرديده است. سپس در هندسه‌هاي مختلف، پارامترهاي جريان و انتقال حرارت بررسي شده است. نتايج نشان داد كه مدل آشفتگي k-ω SST در مقايسه با ساير مدل‌هاي آشفتگي، انطباق بهتري با نتايج آزمايش‌هاي تجربي دارد. همچنين با ثابت بودن طول نازل، افزايش زاويه واگرايي نازل همگرا-واگرا باعث افزايش عدد ماخ خروجي و كاهش فشار و دما در خروجي گرديد. نازل هاي زنگوله‌اي در مقايسه با نازل هاي مخروطي، عدد ماخ خروجي بيشتر و دما و فشار خروجي كمتري داشتند. كاهش زاويه مقطع خروجي در نازل‌ زنگوله‌اي باعث افزايش عدد ماخ و نيروي پيشران و همچنين كاهش دما و فشار خروجي شده است. در نازل هاي مختلف، در مقاطعي كه سطح ثابتي نسبت به گلوگاه دارند، انتقال حرارت از ديواره و مقادير دما در سطح و عمق ديواره ثابت مانده است. دماي سطح در مقطع خروجي، براي نازل‌ زنگوله‌اي بيشتر از نازل‌ مخروطي به دست آمد. ضريب انتقال حرارت جابجايي در گلوگاه داراي مقدار بيشينه بود. مقايسه نيروي پيشران نشان داد كه نازل زنگوله‌اي، نيروي پيشران بيشتري را فراهم مي‌آورد. با افزايش زاويه خروجي نازل، نيروي پيشران كاهش يافت.

This paper investigates the transient heat transfer inside a convergent-divergent nozzle. Compressible Time-averaged Navier Stokes equations were solved by the finite volume method. The flow is axisymmetric and the results of simulations were compared with available experimental data. The flow and heat transfer parameters were investigated in different nozzle geometries. The results revealed that the SST k-ω turbulence model gives better predictions compared to other models. Also, for a constant length of the nozzle, increasing the divergence angle caused higher exit Mach numbers and lower exit pressure and temperature. Bell nozzles had more exit Mach numbers and less exit temperature and pressures compared to the conical nozzles. Decreasing in the exit angle of the bell nozzle led to an increase in the Mach number and thrust and causes lower exit temperature and pressure. For various nozzle shapes, the values of the heat flux and temperatures were nearly constant at the sections which have the same area ratios. The outlet temperature of the bell nozzle is greater than the conical nozzle. The maximum value of the convection heat transfer coefficient occurred at the nozzle throat. The maximum thrust was obtained by bell shape nozzle and higher outlet angles gave lower thrusts.