مطالعه تجربی و عددی فرایند راه‌اندازی تست نازل سهموی در محیط شبیه‌ساز ارتفاع بالا

نوع مقاله : مقاله پژوهشی

نویسندگان

1 دانشجوی دکتری / گروه هوافضا، دانشگاه فردوسی مشهد، مشهد

2 عضو هیات علمی / پژوهشکده سامانه‌های حمل و نقل فضایی، پژوهشگاه فضایی ایران، تهران

3 عضو هیات علمی / گروه هوافضا، دانشگاه فردوسی مشهد، مشهد

چکیده

در تحقیق حاضر، به بررسی تجربی و عددی فرایند راه‌اندازی دیفیوزر گلوگاه ثانویه همراه با یک نازل نوع سهموی با نسبت انبساط 35 در فشار کل نسبتا پایین، پرداخته شده است. در این بررسی از یک بستر آزمایشگاهی موسوم به تجهیزات تست ارتفاع بالا در مقیاس کوچک با سیال عامل هوای فشرده استفاده شده است. به منظور بررسی عملکرد لحظه‌ای، فشارگذاری در محفظه نازل به صورت آنی انجام گرفته و فشار محفظه خلاء و توزیع فشار استاتیکی در طول دیفیوزر اندازه‌گیری شده است. با استفاده از شبیه‌سازی عددی، پدیده‌های فیزیکی رخ داده در هر مرحله از ایجاد خلاء شناسایی و تحلیل شده است. نتایج نشان می‌دهد که فرایند ایجاد خلاء در شبیه‌ساز ارتفاع بالا نوع گلوگاه ثانویه با حضور یک نازل‌ سهموی بهینه تراست (TOP) بسیار متفاوت از سایر کانتورهای متداول مخروطی و ایده‌آل می‌باشد. در این نازل هنگامی که الگوی جدایش مستقل از موج ضربه ای حاکم است، روند تخلیه محفظه خلاء به صورت تدریجی و هموار است. اما هنگامی که الگوی جدایش مستقل از موج ضربه ای RSS در نازل برقرار می‌گردد، ایجاد خلاء به کندی و همراه با نوسان پیش می‌رود. با گذار الگوی جدایش از RSS به SSR (جدایش شاک همراه با ناحیه چرخشی) مجددا نرخ تخلیه محفظه خلاء افزایش می‌یابد. پس از برقراری جریان مافوق صوت کامل در نازل، ایجاد خلاء با نرخ بسیار کندتری نسبت به شرایطی که نازل تحت شرایط جدا شده عمل می‌کرد، انجام می‌گردد.

کلیدواژه‌ها

عنوان مقاله [English]

Experimental and numerical investigation of starting process of a parabolic nozzle in high altitude test simulator

نویسندگان [English]

  • Sina Afkhami 1
  • Nematollah Fouladi 2
  • Mahmood Pasandidehfard 3
1 PhD Student, Ferdowsi Univrsity of Mashhad, Mashhad
2 Associate Professor, Iranian Space Research Center, Tehran
3 Professor, Ferdowsi Univrsity of Mashhad, Mashhad
چکیده [English]

In the present research, the experimental and numerical investigation of the starting process of the second throat diffuser with a parabolic nozzle containing expansion ratio of 35 has been conducted at a relatively low total pressure. This investigation uses an experimental setup known as a small-scale high-altitude test facility with compressed air as the working fluid. Using numerical simulation, the physical phenomena occurring in each stage of vacuum generation have been identified and analyzed. The results show that the process of vacuum generation in the high-altitude simulator of the second throat type with the presence of Thrust Optimum Parabolic (TOP) nozzles included four stages. In the first stage, the vacuum was gradually created by using the nozzle in the free shock separation (FSS). In the second stage, which started as soon as the transition from the FSS pattern to restricted shock separation (RSS), the vacuum generation was slow and accompanied by oscillation. Vacuum generation was gradual in the third stage, which corresponds to the beginning of the shock separation with recirculation(SSR) and continues until the end of regular reflection (RR). And finally, the last stage also coincides with the structure of expanded, under-expanded conditions, the impact of the jet exiting the nozzle with the diffuser wall, and the establishment of start-up conditions, creating a vacuum at a slower rate than in other stages.

کلیدواژه‌ها [English]

  • High Altitude Test Facility
  • Thrust Optimized Nozzle
  • Start process
  • Second Throat Diffuser

مراجع

[1] G.P, Sutton,., Biblarz, O., Rocket Propulsion Elements, John Wiley & Sons, Nov. 30, , 2016.
[2] G. V. R, Rao., Approximation of Optimum Thrust Nozzle Contour, ARS Journal, Vol. 30, No. 6, pp. 561, 1960.
[3] j, Ostlund., supersonic flow separation with application to rocket engine nozzles, Technical report, 2004.
[4]  L. H, Nave., and G. A, Coffey., Sea Level Side Loads in High-Area- Ratio Rocket Engines, AIAA Paper 73-1284, July, 1973.
[5] A. Shams., Contribution to the numerical simulation of turbulent shock-induced separated flows: Application to supersonic over-expanded nozzles flows, 2010 (Doctoral dissertation, ISAE-ENSMA Ecole Nationale Supérieure de Mécanique et d'Aérotechique-Poitiers).
[6] M., Frey, G, Hagemann, Restricted shock separation in rocket nozzles, J. Propulsion and Power 16 (3), pp. 478–484, 2000.
[7] N, Fouladi., A, Mohamadi, H, Rezaei. Numerical Design and Analysis of Supersonic Exhaust Diffuser in Altitude Test Simulator. Modares Mechanical Engineering. Oct 15; 16(8): PP. 159-68. (In Persian), 2016
[8] R. Ashokkumar, S. Sankaran, T. Sundararajan, Investigation on the performance of second throat supersonic exhaust diffuser for starting higher area ratio nozzles, in: 28th Aerodynamic Measurement Technology, Ground Testing, and Flight Testing Conference, 2012, AIAA 2012-3294.
[9] W.L. Jones, H.G. Price Jr., C.F. Lorenzo, Experimental study of zero-flow ejectors using gaseous nitrogen, NASA Technical Note D-230, 1960.
[10] R.C. German, R.C. Bauer, J.H. Panesci, Methods for determining the performance of ejector-diffuser systems, J. Spacecr. Rockets 3(2)  193–200, 1966.
[11] V. Lijo, H.D. Kim, G. Rajesh, T. Setoguchi, Numerical simulation of transient flows in a vacuum ejector-diffuser system, Proc. Inst. Mech. Eng. Part G 224(7),  777–786, 2010
[12] A. Mittal, G. Rajesh, V. Lijo, H.D. Kim, Starting transients in vacuum ejector-diffuser system, J. Propuls. Power 30(5)1213–1223, 2013.
[13] R. Arun Kumar, G. Rajesh, Flow transients in un-started and started modes of vacuum ejector operation, Phys. Fluids 28 056105, 2016.
[14] R. Arun Kumar, Gopalapillai Rajesh, Physics of vacuum generation in zero-secondary flow ejectors, Phys. Fluids 30(6) 066102, 2018.
[15] R. Arun Kumar, G. Rajesh, Effect of geometric configurations on the starting transients in vacuum ejector, AIAA J. 57(7) 2905–2922, 2019.
[16] B.H. Park, J.H. Lee, W. Yoon, Fluid dynamics in starting and terminating tran-sients of zero-secondary flow ejector, Int. J. Heat Fluid Flow 29  327–339, 2008.
[17] B, Ghanshyam and R., Arun Kumar Starting transients in second throat vacuum ejectors for high altitude testing facilities. Aerospace Science and Technology, 113:106687, June 2021.
[18] S. B, Verma, and O, Haidn, Cold Gas Testing of Thrust-Optimized Parabolic Nozzle in a High-Altitude Test Facility, Journal of Propulsion and Power, Vol. 27, No. 6, pp. 1238–1246. doi:10.2514/1.B34320, 2011.
[19] N. Fouladi, M. Farahani, Numerical investigation of second throat exhaust dif-fuser performance with thrust optimized parabolic nozzles, Journal of Propulsion and Power. 105, 106020, 2020.
[20] N. Fouladi, M. Farahani, A.R. Mirbabaei, Performance evaluation of a second throat exhaust diffuser with a thrust optimized parabolic nozzle, Journal of Propulsion and Power. 94, 105406, 2019.
[21] D.C, Wilcox,. Turbulence Modeling for CFD, DCW Industries, Inc., 2nd edition, 46, 1998
[22] F.R, Menter, A, Matyushenko,.; R, Lechner,. Development of a Generalized K-w Two-Equation Turbulence Model, In New Results in Numerical and Experimental Fluid Mechanics XII; Springer: Berlin/Heidelberg, Germany, 2018.
[23] F.R, Menter, R,Lechner, , Ansys German GmbH, A. Matyushenko, NTS, St. Petersburg Best Practice: Generalized k-w Two-Equation Turbulence Model in Ansys CFD (GEKO), Ansys Technical Report, 2020.
[24] A., Shams, , S., Girard, , and P, Comte,., numerical simulation of shock-induced separated flows in over-expanded rocket nozzles, Progress in Flight Physics 3 pp. 169-190, 2012.
[25] J.A. Moríñigo, J.J. Salvá, Three-dimensional simulation of self-oscillating flow and side-loads in an overexpanded subscale rocket nozzle, J. Aerospace Engineering 220 (5), 507–523, 2006.

فایل ها

هم رسانی

ارجاع به این مقاله

آمار