بررسی تجربی اثر حضور مانع و هندسه آن در میکرونازل همگرا- واگرا روی بردار پیشران و جت خروجی

در این تحقیق اثر چند نوع مانع غیرمعمول با هندسه های مکعبی، کروی، استوانه ای و مخروطی شکل بر بردار پیشرانش یک میکرو نازل همگرا- واگرا به عنوان یک روش جدید در کنترل بردار پیشران به صورت تجربی مورد بررسی قرار گرفته است. برای این منظور یک نازل همگرا- واگرا در ابعاد کوچک طراحی و ساخته شده است. این نازل به صورتی است که عدد ماخ اسمی خروجی آن در شرایط انبساط کامل، ۲ است. دیواره این نازل برای اندازه گیری تغییرات فشار، مجهز به سوراخ های فشار شده است. همچنین در دیواره نازل مجرایی برای اعمال یک مانع در درون نازل ایجاد شده است. از سنسورهای فشار برای اندازه گیری فشار و همچنین از سیستم سایه نگاری برای بررسی میدان جریان خروجی از نازل استفاده شده است. فشار کل محفظه آرامش در تمام آزمایش ها ثابت بوده و برابر ۵/۵بار است. نتایج حاصل از این تحقیق نشان می دهد که بیشترین مقدار انحراف، مربوط به مانع با هندسه مکعبی شکل است که برابر ۱/۲درجه است. همچنین در هندسه هایی که دارای گوشه های تیز هستند، شوک شکل گرفته قوی تر بوده و به دیواره مقابل برخورد می کند. در این تحقیق شوک شکل گرفته با مانع مکعبی و استوانه ای به دیواره مقابل برخورد کرده اما برای موانع کروی و مخروطی شکل، شوک از دهانه نازل خارج می شود. همچنین این نتایج نشان می دهند که نیروی محوری نازل کاهش بسیار جزیی داشته است.

کلیدواژه ها:

Micro Convergent-Divergent Nozzle ، Thrust Vectoring Control ، Unconventional Obstacle ، Experimental Aerodynamics ، Supersonic Flow ، میکرونازل همگرا- واگرا ، کنترل بردار پیشرانش ، مانع غیرمعمول ، آیرودینامیک تجربی ، جریان مافوق صوت