كليدواژه :
نازل آچئون , سپتوم , اثر كواندا , كنترل بردار رانش
چكيده فارسي :
نازل آچئون به عنوان يكي از روش‌هاي كنترل سيالي بردار رانش توسعه پيدا كرده است. قبلا در يك دبي جرمي ورودي و در رژيم‌هاي خاصي از جريان بررسي شده است. لذا، موقعيت قرارگيري سپتوم نسبت به دهانه خروجي نازل و تاثيرات آن بر ساختار جريان و ميزان بردار رانش و به خصوص ايجاد شوك در نازل بررسي نشده است. در اين پژوهش، چندين دبي جرمي ورودي و همچنين چند موقعيت قرارگيري سپتوم متفاوت (نسبت به گلوگاه خروجي نازل) بررسي شده و تاثير آنها بر ساختار جريان، ميزان بردار رانش و همچنين محدوده بروز شوك در نازل آچئون مطالعه شده است. جريان به صورت آشفته، دوبعدي، ايستگاهي و تراكم پذير در نظر گرفته‌شده است. معادلات حاكم بر جريان معادلات ناوير-استوكس ميانگين‌گيري شده رينولدز بوده و براي بستن آنها از مدل آشفتگي دو معادله‌اي k-ε استاندارد استفاده‌شده است. معادلات فوق با روش حجم محدود فشار مبنا در يك شبكه عددي با سازمان غيريكنواخت حل‌شده اند. پس از بررسي استقلال حل از شبكه و اعتبارسنجي، اثر اعداد ماخ، رينولدز و موقعيت قرارگيري سپتوم، بررسي شده و زاويه بردار رانش آچئون بدست آمده است. برابر نتايج حاصله، افزايش دبي ورودي و به طبع آن افزايش عدد رينولدز موجب افزايش زاويه بردار رانش مي‌گردد. در دبي جرمي ورودي kg/s16، در گلوگاه خروجي نازل شوك قائم و متقارن تشكيل شده و با افزايش دبي جرمي ورودي زاويه بردار رانش نازل كاهش مي‌يابد. از طرفي، با كاهش فاصله نوك سپتوم از گلوگاه خروجي نازل در دبي جرمي ثابت، ميزان زاويه بردار رانش افزايش مي‌يابد.
چكيده لاتين :
ACHEON nozzle is a thrust vectoring control device in which interaction of two jet flows under the influence of Coanda effects is implemented. The effects of inlet mass flow rate and the position of septum (relative to nozzle outlet) on flow structure, thrust vectoring, and shock formation have not been paid enough attention in the previous studies. However, in this study, different mass flow rates and various positions of the septum were investigated as well. Flow was considered turbulent, two-dimensional, stationary, and compressible and RANS approach with standard k-3 model was implemented. The equations were solved using a pressure-based finite volume method on a structured computational grid. Using different Mach and Reynolds numbers and also various positions of the septum, thrust vectoring angle, flow structure, and nozzle shock position were studied. Our results show that with increasing inlet mass flow rate, thrust vectoring angle increases. It is noted that at a certain mass flow rate, a normal shock wave is formed in the nozzle. Furthermore, except for this special mass flow rate (with shock wave), increasing inlet mass flow rate leads to increasing thrust vectoring angle. Moreover, reducing the distance between the septum tip and the nozzle outlet increases thrust vectoring angle.
