بررسي تأثير نسبت انبساط سطح و مشخصه‌هاي پيشران بر پارامترهاي عملكردي نازل و صحه‌گذاري آن‌ها با آزمون تجربي

Investigation Effect of The Expansion Ratio and Propellant Specifications on Performance Parameters of a Nozzle and Validation Using Experimental Test

در اين مقاله تأثير تغييرات نسبت انبساط يك نازل همگرا-واگرا بر روي پارامترهاي عملكردي نازل همچون ضربه مخصوص، سرعت خروجي نازل و دماي خروجي با استفاده از روابط ترموديناميكي و براي پيشران‌هاي مختلف بررسي مي‌شود. در ادامه سه نازل با نسبت انبساط سطح متفاوت ساخته شده و نيروي رانش براي سه پيشران مختلف با استفاده از آزمون تجربي به دست مي‌آيد. نتايج نشان مي‌دهد كه با افزايش نسبت انبساط سطح، ضربه مخصوص، سرعت خروجي نازل، عدد ماخ خروجي و ضريب رانش بصورت غيرخطي افزايش يافته و دماي خروجي نازل كاهش پيدا مي‌كند. همچنين مشاهده مي‌شود كه با افزايش نسبت گرمايي مخصوص سيال مورد استفاده به عنوان پيشران، عدد ماخ خروجي افزايش و ضريب رانش و دماي خروجي كاهش پيدا مي‌كند و با افزايش نسبت گرمايي مخصوص و افزايش ثابت ويژه گازها، ضربه مخصوص و سرعت خروجي نازل نيز بيشتر مي‌شود. علاوه بر اين نيروي رانش با افزايش نسبت انبساط سطح نازل افزايش يافته و با افزايش نسبت گرمايي مخصوص پيشران مورد استفاده كاهش مي‌يابد. در پايان با مقايسه نيروي رانش حاصل از روابط ترموديناميكي و نيروي رانش اندازه‌گيري شده، صحت محاسبات انجام شده تأييد مي‌شود.

In this paper, the effect of variation in the expansion ratio of the convergent-divergent nozzle on the performance parameters such as specific impulse, nozzle output velocity and output temperature is investigated using thermodynamic relations for different propellant. Then, three nozzles with different expansion ratios are manufactured and their thrust force with three different propellants is measured using experimental tests. The results show that with increasing the area expansion ratio, specific impulse, nozzle output velocity, output Mach number and thrust coefficient increase nonlinearly and the nozzle output temperature decreases. In addition, it is observed that with increasing the specific heat ratio of propellants, the output Mach number increases and the thrust coefficient and output temperature decrease. Also, with increasing the specific heat ratio and increasing the specific constant of the gases, the specific impulse and the nozzle output velocity increase. Furthermore, the thrust force increases with increasing nozzle expansion ratio and decreases with increasing propellant heat ratio. Finally, by comparing the thrust force obtained from the thermodynamic relations and their counterpart measured thrust force, the accuracy of the calculations is confirmed.