Дослідження надзвукового потоку в укорочених соплах ракетних двигунів із дзвоноподібним насадком
DOI:
https://doi.org/10.15407/knit2024.01.003Ключові слова:
імпульс, надзвуковий потік, насадок, тиск, укорочене сопло, хвильова структураАнотація
Анотація: Розглядається течія в укороченому соплі з дзвоноподібним насадком. Проведено порівняння хвильових структур надзвукового потоку газу в укорочених соплах з коротким і довгим насадками, утвореними стисненням і розтягуванням вихідного дзвоноподібного насадка для з’єднання, відповідно, з довгою та короткою конічною частиною базового сопла при однаковій довжині сопла. В умовах роботи на рівні моря та малому тиску на вході в сопло (Р0 < 50·105 Па) в обох насадках спостерігається великомасштабна вихрова структура, що починається від кутової точки входу в насадок. У довгому насадку, крім цього, спостерігається дрібномасштабний вихор на стінці біля його зрізу. У потоці в обох насадках формується бочкоподібна хвильова структура висячих стрибків із замикаючим диском Маха, усередині якої спостерігається «сідлоподібна» хвильова структура малої інтенсивності. При відривній течії в насадку (при Р0 < 50·105 Па і Рн = 1·105 Па) тиск на стінці в зоні відриву дещо нижчий (на 5...10 %) зовнішнього тиску Рн. При роботі двигуна у верхніх шарах атмосфери статичний тиск на зрізі обох насадків пропорційний до тиску на вході в сопло. У поперечному перерізі, починаючи від осі сопла до 0.89R/Ra (відношення поточного значення радіусу R до радіуса стінки насадка на виході Rа) тиск зменшується до значення, пропорційного тиску на вході в сопло. Потім він лінійно збільшується до значення тиску на стінці насадка, який пропорційний тиску на вході в сопло. Це пов’язано з хвильовою структурою потоку всередині насадка. Встановлено, що із зменшенням довжини конічної частини сопла коефіцієнт імпульсу сопла зменшується суттєво при роботі на рівні моря та незначно зменшується при роботі у верхніх шарах атмосфери. Результати розрахунків задовільно корелюють з результатами експериментальних досліджень течій у вкорочених соплах із дзвоноподібним насадком.Посилання
Arora R., Vaidyanathan A. (2015). Experimental investigation of flow through planar double divergent nozzles. Acta Astronomica, 112, 200-216.
Asha G., Naga Mohana D., Sai Priyanka K., Govardhan D. (2021). Design of minimum length nozzle using method of characteristics. Int. J. Engineering Res. and Technology (IJERT), 10, No. 5, 490-495.
Emelyanov V. N., Volkov K. N., Yakovchuk M. S. (2022). Unsteady flow in a dual-bell nozzle with displacement of an extendible section from the initial to working position. Fluid Dynamics, 57 (Suppl. 1), 35-45.
Genin C., Stark R., Haidn O., Quering K., Frey M. (2013). Experimental and numerical study of dual bell nozzle flow. Progr. Flight Phys., 5, 363-376.
Génin Ch., Stark R. (2010). Experimental study on flow transition in dual bell nozzles. J. Propulsion and Power, 26, 497-502.
Gogish L. V. (1966). Investigation of short supersonic nozzles. Izvestiya Akademii nauk SSSR. Mehanika zhidkosti i gaza, No. 2, 175-180 [in Russian]
Hagemann G., Frey M., Koschel W. (2002). Appearance of restricted shock separation in rocket nozzles. J. Propulsion and Power, 18, 577-584.
Hamitouche T., Sellam M., Kbab H., Bergheul S. (2019). Design and Wall Fluid Parameters Evaluation of the Dual-Bell Nozzle. Int. J. Engineering Res. and Technology, 12, No. 7, 1064-1074.
Hunter C. A. (2004). Experimental, theoretical and computational investigation of separated nozzle flows. Proc. 34th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conf. and Exhibition (Cleveland, 2004). Paper No. 1998-3107, 1-10.
Ihnatiev O. D., Pryadko N. S., Strelnikov G. O., Ternova K. V. (2022). Gas flow in a shortened Laval nozzle with a bell-shaped nozzle. Technical mechanics, No. 2, 39-46.
Ihnatiev O. D., Pryadko N. S., Strelnikov G. O., Ternova K. V. (2022). Thrust characteristics of a truncated Laval nozzle with a bell-shaped tip. Technical mechanics, No. 3, 35-46.
Kovalenko N. D., Strelnikov G. A., Gora Yu. V., Grebenyuk L. Z. (1993). Gas dynamics of supersonic shortened nozzles. Kyiv: Naukova dumka, 223 p. [in Russian]
Kumar M., Fernando D., Kumar R. (2013). Design and optimization of de Lavel nozzle to prevent shock induced flow separation. Advs in Aerospace Sci. and Applications, 3, No. 2, 119-124.
Narayan A., Panneerselvam S. (2012). Study of the effect of over-expansion factor on the flow transition in dual bell nozzles. Int. J. Mech. AerospaceInd. Mechatron. Manuf. Eng., 6, No. 8, 1591-1595.
Nasuti F., Onofri M., Martelli E. (2005). Role of wall shape on the transition in axisymmetric dual-bell nozzles. J. Propul. Power, 21, No.. 2, 243-250.
Rao G. V. R. (1958). Exhaust Nozzle Contour for Optimum Flight. Jet Propulsion, 28, No. 6, 377—382.
Sergienko A. A., Sobachkin A. A. (1990). Profiling of short supersonic round nozzles. Izd. vuzov. Aviats. Tehnika, № 2, 62-64 [in Russian]
Sreenath K. R., Mubarak A. K. (2016). Design and analysis of contour bell nozzle and comparison with dual bell nozzle. Int. J. Res. Eng., 3, No. 6, 52-56.
Stark R., Genin C., Wagner B., Koschel W. (2012). The altitude adaptive dual bell nozzle. Proc. 16th Int. Conf. On the Methods of Aerophys. Res. (ICMAR 2012), 1-8.
Strelnikov G. A. (1993). Adjustable short supersonic nozzles. Dnepropetrovsk: DGU, 191 р. [in Russian]
Strelnikov G., Pryadko N., Ihnatiev O., Ternova K. (2022). Choice of a turbulence model for modeling complex flows in rocket engine nozzles. Novel Res. in Sci., 10, No. 5, 1-4.
Strelnikov G. A., Pryadko N. S., Ternova K. V. (2023). Wave structure of the gas flow in a shortened nozzle with a long bell-shaped tip. Technical mechanics, No,. 1, 14 – 23.
Taylor N., Steelant J., Bond R. (2011). Experimental comparison of dual bell and expansion deflection nozzles. Proc. 47th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conf. & Exhibition (SanDiego. 2011). Paper No. 2011-5688, 1-13.
Vermaa S. B., Haidnb O. (2014). Unsteady shock motions in an over-expanded parabolic rocket nozzle. Aerospace Sci. and Technology, 39, 48-71.
Wilcox D. (2006) Turbulence Modeling for CFD. California : DCW Industries, Inc., 536 р.
