پیوندهای مفید
آمار
| تعداد نشریات | 7 |
| تعداد شماره‌ها | 405 |
| تعداد مقالات | 5,424 |
| تعداد مشاهده مقاله | 5,543,092 |
| تعداد دریافت فایل اصل مقاله | 5,027,200 |
بررسی عددی اثرات کاهش لحظه‌ای سطح مقطع یک دیفیوزر خروجی گاز مافوق‌صوت | ||
| نشریه مهندسی مکانیک امیرکبیر | ||
| مقاله 7، دوره 53، شماره 3، خرداد 1400، صفحه 1469-1486 اصل مقاله (1.76 M) | ||
| نوع مقاله: مقاله پژوهشی | ||
| شناسه دیجیتال (DOI): 10.22060/mej.2020.16956.6482 | ||
| نویسندگان | ||
| نعمت اله فولادی* 1؛ محسن حاتمی نسب2؛ سینا افخمی3 | ||
| 1گروه پژوهشی پیشران/پژوهشکده سامانه های حمل ونقل فضایی/ پژوهشگاه فضایی ایران، تهران/ایران | ||
| 2کارشناسی ارشد، مهندسی مکانیک، پردیس دانشکده‌های فنی، دانشگاه تهران، تهران، ایران | ||
| 3پژوهشکده سامانه‌های حمل و نقل فضایی، تهران، ایران | ||
| چکیده | ||
| تحقیق پیش‌رو به‌منظور بررسی تاثیر رسوب‌گرفتگی در عملکرد دیفیوزر مافوق صوت تست استند خلاء انجام شده است. گرفتگی مجرا با رسوب اکسید آلومینیوم به صورت تنگ‌شدن تدریجی و وابسته به زمان در شبیه‌سازی عددی لحاظ شده است. در شرایط اولیه، جریان مافوق‌صوت در نازل و دیفیوزر برقرار است. با گذشت زمان، سطح مقطع دیفیوزر با استفاده از روش شبکه‌ی متحرک کاهش داده می‌شود. در تحلیل عددی جریان تراکم‌پذیر به‌صورت دوبعدی و تقارن‌محوری است و از مدل آشفتگی انتقال تنش برشی k-ωبرای حل میدان جریان استفاده شده است. تنگ‌شدگی مجرا (n) برابر با نسبت قطر لحظه‌ای گلوگاه ثانویه دیفیوزر به قطر اولیه‌ی آن تعریف شده است. بررسی‌ها نشان می‌دهد که با تغییر پارامتر n از مقدار 1 تا 75/0، جدایش جریان از روی دیواره دیفیوزر به تعویق می‌افتد و با کاهش افت فشار کل، بازده بازیابی فشار استاتیک جریان توسط دیفیوزر افزایش می‌یابد. با افزایش میزان تنگ‌شدن مجرا از 75/0n= تا 64/0n= در اثر خفگی جریان در گلوگاه ثانویه، موقعیت و ساختار امواج ضربه‌ای جریان در دیفیوزر دچار تغییرات اساسی شده و جدایش جریان در نزدیکی ورودی دیفیوزر و یا در داخل نازل رخ می‌دهد. در این شرایط، دیفیوزر از حالت راه‌اندازی خارج شده و محفظه‌ی تست از شرایط خلاء خارج می‌شود. | ||
| کلیدواژه‌ها | ||
| دیفیوزر گلوگاه ثانویه؛ رسوب اکسید آلومینیوم؛ سطح مقطع لحظه‌ای؛ شبیه‌سازی عددی جریان؛ روش شبکه‌ی متحرک | ||
| عنوان مقاله [English] | ||
| Numerical Analysis of Cross Section Time Variation Effects of the Supersonic Exhaust Diffuser | ||
| نویسندگان [English] | ||
| Nematollah Fouladi1؛ Mohsen Hataminasab2؛ Sina Afkhami3 | ||
| 1Space Transportation Research Institute, Iranian Space Research Center, Tehran, Iran | ||
| 2School of Mechanical Engineering, College of Engineering, University of Tehran, Tehran, Iran | ||
| 3Space Transportation Research Institute, Iranian Space Research Center, Tehran, Iran | ||
| چکیده [English] | ||
| This paper is presented to investigate the deposition effect on a second throat exhaust diffuser performance. In the numerical simulation, the blockage of the diffuser due to the deposition of aluminum oxide is considered by a gradual and time-dependent cross-section constriction. In the initial conditions, the supersonic flow has been established in the nozzle and diffuser. Diffuser cross-section area is reduced by using a dynamic mesh method during the solution. The flow is considered compressible, viscous, and 2 dimensional axis-symmetric. The k-ω shear stress transport turbulence model is used to solve the turbulent flow field. Diffuser blockage (n) is equal to the ratio of instantaneous and primary diameters of the second-throat. By changing the value of n from 1 to 0.75, the onset of flow separation is moved to the downstream location in the diffuser. This results in a considerable reduction of total pressure loss and then improves the flow pressure recovery. Decreasing parameter n from 0.75 to 0.64, the flow structure is subjected to severe changes and the separation of the flow occurs near the diffuser inlet or inside the nozzle. In this condition, the diffuser state changes from starting to un-starting mode. Therefore, the vacuum condition vanishes in the test chamber. | ||
| کلیدواژه‌ها [English] | ||
| Second-throat diffuser, Numerical simulation, Aluminum oxide deposition, Instantaneous cross section, Dynamic mesh method | ||
|
سایر فایل های مرتبط با مقاله
|
||
| مراجع | ||
|
[1] M. Salita, Deficiencies and Requirements in Modeling of Slag Generations in Solid Rocket Motors, Propulsion and Power, 11 (1995) 10-23. [2] E. Farber, J. Louwers, T. Kaya, Investigation of Metallized and Nonmetallized Hydroxyl Terminated Polybutadiene/Hydrogen Peroxide Hybrid Rockets, Propulsion and Power, 23 (2007) 476-486. [3] R. Izidoro Reis, W. Kiyoshi Shimote, L. Claudio Pardini, Anomalous Behavior of a Solid Rocket Motor Nozzle Insert During Static Firing Test, Aerosp.Technol.Manag,São José dos Campos, 8 (2016) 483-490. [4] T. L. Poupoint, T. D. Wood, M. A. Pfeil, J. Tsohas, S. T. Son, Feasibility Study and Demonstration of an Aluminum and Ice Solid Propellant, Aerospace Engineering, (2012) 11. [5] R. Akiba, M. Kohno, Experiments with Solid Rocket Technology in the Development of M-3SII, Acta Astronautica, 13 (1986) 349-361. [6] Y. M. Xiao, R. S. Amano, Aluminized Composite Solid Propellant Particle Path in the Combustion Chamber of a Solid Rocket Motor, WIT Transactions on Engineering Sciences, 52 (2006) 153-164. [7] N. Fouladi, A.R Mirbabaei, M. Khosroanjom, Experimental Study of the Supersonic Exhaust Diffuser Spray Cooling System, Amirkabir Journal of Mechnical Engineering, Articles in Press, Available Online from 22 April 2019, DOI: 10.22060/MEJ.2019.15138.6038 [8] K. Yim, K. Kim, S. Kim, A numerical study on flow and heat transfer characteristics of supersonic second throat exhaust diffuser for high altitude simulation, the Korean Society of Propulsion Engineers, 18 (2014) 70-78. [9] R. Ashokkumar, S. Sankaran, K. Srinivasan, T. Sundararajan, Effects of vacuum chamber and reverse flow on supersonic exhaust diffuser starting, Journal of Propulsion and Power, 31 (2015) 750-754. [10] C. W. Dennis, A Study of Rocket Exhaust Particles, PhD Thesis, School of Mechanical Engineering, Cranfield University, Cranfield, (1996). [11] N. Fouladi, A. Mohamadi, H. Rezaei, Numerical Design and Analysis of Supersonic Exhaust Diffuser in Altitude Test Simulator, Modares Mechanical Engineering, 16 (2016) 159 -168. (In Persian) [12] Nematollah Fouladi, Numerical investigation of back flow arrester effect on altitude test simulator starting performance, Modares Mechanical Engineering, 17 (2017) 185-196. (in Persian) [13] Ansys Fluent 12.0, Theory Guide, certified to ISO 9001, 2008-2009. [14] Propulsion Research Group, Thermal Protection of Diffuser Metal Body Using a Cooling System, Tehran, Space Transportation Research Institute, Report number: STRI-SSD9980-01-R, (2018) 1-106. (In Persian) [15] R. M. Kumaran, T. Sundararajan, D. R. Manohar, Performance Evaluation of Second-throat Diffuser for High Altitude Test Facility, Propulsion and Power, 26 (2010) 248-258. [16] H. W. Yeom, S. Yoon, H. G. Sung, Flow Dynamics at the Minimum Starting Condition of a Supersonic Diffuser to Simulate a Rocket’s High Altitude Performance on the Ground, Mechanical Science and Technology, 23 (2009) 254-261. [17] S. Sankaran, T. N. V. Satyanarayana, K. Annamalai, K. Visvanathan, V. Babu, T. Sundararajan, CFD Analysis for Simulated Altitude Testing of Rocket Motors, Canadian Aeronautics and Space Journal, 48 (2002) 153-162. [18] R. M. Kumaran, T. Sundararajan, D. R. Manohar, Simulations of High Altitude Tests for Large Area Ratio Rocket Motors, AIAA Journal, 51 (2013) 433-443. [19] Y.Bartosiewicz, Z. Aidoun, P. Desevaux, Y. Mercadier, Numerical and Experimental Investigations on Supersonic Ejectors, International Journal of Heat and Fluid Flow, 26 (2005) 56–70. [20] F. Menter, Zonal two equation k–ωturbulence models for aerodynamic flows, AIAA Paper (1993) 2906-2944. [21] B. H. Park, J. Lim, S. Park, J. H. Lee, W.S. Yoon, Design and Analysis of a Second-throat Exhaust Diffuser for Altitude Simulation, Propulsion and Power, 28 (2012) 1091-1104. [22] B. H. Park, J. H. Lim, W. Yoon, Fluid Dynamics in Starting and Terminating Transients of Zero-secondary Flow Ejector, International Journal of Heat and Fluid Flow, 29 (2008) 327–339. [23] N. Fouladi, Numerical Investigation of Flow Transient Phase of Motor Burnout in an Altitude Test Simulator, Modares Mechanical Engineering, 18 (2018) 10-19. (In Persian) [24] D. Lovely, R. Haimes, Shock Detection from Computational Fluid Dynamics Results, 14th Computational Fluid Dynamics Conference, (1999) p.3285. [25] Z. Wu, Y. Xu, W. Wang, R. Hu, Review of Shock Wave Detection Method in CFD Post-processing, Chinese Journal of Aeronautics, 26 (2013) 501-513. [26] F. Chen, C. F. Liu, J. Y. Yang, Supersonic Flow in the Second-throat Ejector-diffuser System, Spacecraft and Rockets, 31 (1994) 123-129. [27] K. Matsuo, H. D. Kim, Normal Shock Wave Oscillations in Supersonic Diffusers, Shock Waves, 3 (1993) 25-33. [28] H. G. Sung, H. W. Yeom, S. Yoon, S. J. Kim, J. Kim, Investigation of Rocket Exhaust Diffusers for Altitude Simulation, Propulsion and Power, 26 (2010) 240-247. [29] J. Chen, Z. G. Wang, J. P. Wu, W. W. Xu, Effect of the Second-throat on the Performance of Supersonic-Supersonic Ejectors, Progress of Projects Supported by NSFC, 55 (2012) 2530–2537. [30] P. Ducasse, Rocket Altitude Test Facilities Register, report number: AGARD-AG-297, (1987) 1-74. [31] B. H. Park, J. H. Lee, W. Yoon, Studies on the Starting Transient of a Straight Cylindrical Supersonic Diffuser: Effects of Diffuser Length and Pre-Evacuation State, International Journal of Heat and Fluid Flow, 29 (2008) 1369–1379. [32] S. Kim, S. Kwon, Starting Pressure and Hysteresis Behavior of an Annular Injection Supersonic Ejector, AIAA Journal, 46 (2008) 1039–1044.
| ||
|
آمار تعداد مشاهده مقاله: 580 تعداد دریافت فایل اصل مقاله: 693 |
||
