نوع مقاله : یادداشت تحقیقاتی

نویسندگان

• امیرمحمد نی زن حسینی ¹
• حسین مهدوی مقدم ²

¹ دانشجوی کارشناسی ارشد، دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی، تهران، ایران

² استادیار، دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه خواجه نصیرالدین طوسی ، تهران، ایران

چکیده

هدف از انجام این تحقیق، بررسی اثر سه پارامتر زاویه تزریق جریان ثانویه، مکان تزریق جریان ثانویه و شکل هندسی مقطع کانال کنارگذر بر روی انحراف زاویه بردار تراست می‌باشد. این بررسی به صورت دو بعدی و سه بعدی برای یک نازل دو گلوگاهه مورد شبیه-سازی واقع شده است. نتایج شبیه‌سازی دوبعدی حاکی از آن است که با افزایش زاویه تزریق جریان ثانویه نسبت به افق، میزان انحراف زاویه بردار تراست، حداکثر حدود 27 درصد نسبت به بیشترین مقدار آن کاهش می‌یابد. همچنین، با قرارگیری محل تزریق جریان ثانویه در بعد از گلوگاه، میزان انحراف زاویه بردار تراست نسبت به حالت قبل از گلوگاه افزایش می‌یابد. بیشترین اختلاف بین حالت تزریق در گلوگاه و تزریق بعد از گلوگاه حدود 25 درصد و بیشترین انحراف زاویه بردار تراست، در زاویه 45 درجه و در محل تزریق در گلوگاه اتفاق افتاده است.

کلیدواژه‌ها

• سیستم کنترل بردار تراست
• نازل دو گلوگاهه کنارگذردار
• زاویه انحراف بردار تراست

موضوعات

• پیشرانش/ترمودینامیک/انتقال حرارت/سوخت و احتراق/انرژی/...

عنوان مقاله [English]

Simulation of the Bypass Dual Throat Nozzle and investigation of parameters affecting the change of thrust vector angle

نویسندگان [English]

• Amir Mohammad Neyzan Hosseini ¹
• Hossein Mahdavy-Moghaddam ²

¹ M. Sc. Student, Faculty of Aerospace Engineering, Khwaja Nasiruddin Toosi University of Technology, Tehran, Iran

² Assistant Professor, Faculty of Aerospace Engineering, Khwaja Nasiruddin Toosi University of Technology, Tehran, Iran

چکیده [English]

The aim of this study was to investigate the effects of three parameters including secondary flow injection angle, secondary flow injection location and bypass section geometry on the deflection angle of the thrust vector. The model is simulated in both two and three dimensional for a Dual Throat Nozzle. The results show that by increasing injection angle of the secondary flow, the deflection angle of the thrust vector decreases by about 27%. Also, by placing the location of secondary flow injection after the throat, we can see the deviation of the thrust vector angle is more than the flow injection before the throat. The largest difference between the injection mode in the throat and the injection after the throat is about 25% and the largest deviation of the thrust vector angle occurred at an angle of 45 degrees at the injection position in the throat.

کلیدواژه‌ها [English]

• Thrust vector control system
• Bypass double nozzle
• Thrust vector deflection angle