تحلیل دوبعدی سیستم کنترل بردار تراست توسط نازل دارای دو گلوگاه طراحی شده بر مبنای آنالوژی هندسی

نوع مقاله: مقالة‌ تحقیقی‌ (پژوهشی‌)

نویسندگان

1 دانشگاه خواجه نصیرالدین طوسی، دانشکده مهندسی هوافضا- ایران-تهران

2 دانشجوی دکتری، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی، دانشکده مهندسی هوافضا

چکیده

استفاده از نازل‌های دارای دو گلوگاه و تزریق جریان ثانویه از بالادست گلوگاه، روشی نوین برای کنترل بردار تراست است. به‌طوری‌که، این روش بدون تأثیر منفی در عملکرد نازل، از بازدهی بالایی برخوردار است. هدف این تحقیق، طراحی سیستم کنترل بردار تراست با استفاده از این روش برای میکرو‌توربین «تیتان» است. با توجه به کاربرد وسیع این موتور در پروژه‌های تحقیقاتی و دانشگاهی، مطالعة حاضر موجب کسب دانش و تجربه برای طراحی سیستم کنترل بردار تراست موتورهای بزرگتر ‌شود. بدین منظور نازل دارای دو گلوگاه برای این موتور بر مبنای آنالوژی هندسی با نازل بهینه ناسا طراحی شد. همچنین، پارامترهای اساسی سیستم کنترل بردار تراست از جمله ضریب تخلیه، ضریب تراست، مقدار زاویة انحراف جریان و بازدهی سیستم مورد تحلیل و بررسی قرار گرفته‌اند. نتایج به‌دست آمده از هندسة طراحی شده، صحت عملکرد این سیستم را در منحرف کردن بردار تراست مطابق با نیازمندی‌های طراحی نشان می‌دهد. نازل دارای دو گلوگاه طراحی شده قادر است با تزریق 10% جریان ثانویه نسبت به جریان اولیه، بردار تراست خروجی موتور را به مقدار 18 درجه منحرف نماید.

کلیدواژه‌ها


عنوان مقاله [English]

2D Simulation of Designed Dual Throat Nozzle using Geometrical Analogy

نویسندگان [English]

  • Hossein Mahdavy-Moghaddam 1
  • mohammad hadi Hamedi 2
1 Department of Aerospace Engineering, K. N. Toosi, University of Technology, Tehran, Iran.
2 Aerospace Engineering Department, KN Toosi University, Tehran, Iran
چکیده [English]

Recently, a novel technique using dual throat nozzles is introduced for thrust
vectoring applications. The present paper discusses this new technique. All thrust
vectoring techniques are evaluated with some common parameters: nozzle discharge
coefficient, system thrust ratio, thrust vector angle and thrust vectoring efficiency. For a
given micro turbine nozzle geometry, a double throat nozzle is designed using
dimensional scaling or geometrical analogy. Then, by comparing the results obtained
from a designed geometry for discharge coefficient, thrust vector angle and thrust vector
efficiency, the DTN performance is reported. The designed DTN deflected the vector
angle of 18 degrees with the fluidic injection flow rate equal to 10 percent of the primary
flow rate.

کلیدواژه‌ها [English]

  • Thrust vector control
  • Geometrical analogy
  • Micro-turbine
  • Dual throat nozzle

[1]   Deere, K. A., Berrier, B. L., Flamm, J. D. and Johnson, S. K., “A Computational Study of a New Dual Throat Fluidic Thrust Vectoring Nozzle Concept,” AIAA-2005-3502, July 2005.

[2]  Flamm, J. D., Berrier, B. L., Johnson, S. K. and Deere, K. A.,“An Experimental Study of a Dual Throat Fluidic Thrust Vectoring Nozzle Concept,” AIAA-2005-3503, July 2005.

[3]  Flamm, J. D., Deere, K. A., Mason, M. L., Berrier, B. L. and Johnson, S. K., “Experimental Study of an Axisymmetric Dual Throat Fluidic Thrust Vectoring Nozzle for a Supersonic Aircraft Application, AIAA-2007-5084, 2007.

[4]  Deere, K. A., Berrier, B. L., Flamm, J. D. and Johnson, S. K., “Computational Study of Fluidic Thrust Vectoring Using Separation Control in a Nozzle,” AIAA-2003-3803, 2003.

[5]  Deere, K. A., Flamm, J. D., Berrier, B. L. and Johnson S. K., “Computational Study of an Axisymmetric Dual Throat Fluidic Thrust Vectoring Nozzle Concept for Supersonic Aircraft Application,” AIAA-2007-5085, 2007.

[6]  Shin, C.S., Kim, H. D., Setoguchi, T. And Matsuo, S., “A Computational Study of Thrust Vectoring Control Using Dual Throat Nozzle,” Journal of  Thermal Science, Vol, 19, 2010, pp.486−490.

[7]  M. H. Hamedi, M. Jahromi, M. Mahmodi, J. Pirkandi, “Effect of Secondary Flow Injection  Area on Thrust Vectoring Angle in Double Throat Nozzles,” Modares Mechanical  Engineering, Vol.15,  No.1, 2015, pp.117-125, (In Persian).

[8]  Gu, R. and Xu, J., “Effects of Cavity on the Performance of Dual Throat Nozzle During the Thrust-Vectoring Starting Transient Process,” J. Eng. Gas Turbines Power, Vol. 136, No.1, 2014, pp. 0145021-145026.

[9]  Gu, R. and Xu, J., “Dynamic Experimental Investigations of a Bypass Dual Throat Nozzle,” J. Eng. Gas Turbines Power, Vol. 137, No.8, 2015, pp. 084501-084501-6,

[10]              Li, L., Hirota, M., Ouchi, K. and Saito, T., “evaluation of Fluidic Thrust Vectoring Nozzle via Thrust Pitching Angle and Thrust Pitching Moment,” Shock Wave, Vol. 27, 2017, pp. 53-61,

[11]              Menter, F. R., “Two-Equation Eddy-Viscosity Turbulence Models for Engineering Applications,” AIAA Journal, Vol.32, 1994, pp. 1598-1605.

[12]              Fluent, “User’s Guide Fluent 6.3.26, Fluent Incorporated,” Lebanon, NH, 2006.

[13]              Hamedi E M. H. and Jahromi, M. “Numerical simulation of turbulent compressible flows in a CD nozzle with different Divergence Angles,”  Journal of Heat and Mass Transfer Research, Vol.1, 2014, pp. 93-100.

[14]              Balabel, A., Hegab, A.M., Nasr, M., and Samy M. El-Behery, “Assessment of Turbulence Modeling for Gas Flow in Two-Dimensional Convergent–Divergent Rocket Nozzle,” Applied Mathematical Modelling, Vol. 35, 2011, pp. 3408–3422.

[15]              Van de Goor, B., Titan Gas Turbine Manual and Engine Log, AMT Netherlands, 2010.

[16]              Mason, M. L., Putnam, L. E. and Richard, J. R., “The Effect of Throat Contouring on Two Dimensional Converging-Diverging Nozzles at Static Condition,” NASA Technical Paper 1704, 1980.

[17]              Geatz, A. M., A Prediction Code for the Thrust Performance of Two Dimensional, Non-Axisymmetric, Converging Diverging Nozzles, (Thesis PhD) Air Force Institute of Technology, 2005.