کد مقاله | کد نشریه | سال انتشار | مقاله انگلیسی | نسخه تمام متن |
---|---|---|---|---|
8055803 | 1519911 | 2018 | 27 صفحه PDF | دانلود رایگان |
عنوان انگلیسی مقاله ISI
Modified computation of the nozzle damping coefficient in solid rocket motors
ترجمه فارسی عنوان
محاسبه اصلاح شده ضریب آستانه نازل در موتورهای جامد موشک
دانلود مقاله + سفارش ترجمه
دانلود مقاله ISI انگلیسی
رایگان برای ایرانیان
کلمات کلیدی
ضریب دمایی خورشید، پذیرش نازل، موتور راکت جامد،
موضوعات مرتبط
مهندسی و علوم پایه
سایر رشته های مهندسی
مهندسی هوافضا
چکیده انگلیسی
In solid rocket motors, the bulk advection of acoustic energy out of the nozzle constitutes a significant source of damping and can thus influence the thermoacoustic stability of the system. In this paper, we propose and test a modified version of a historically accepted method of calculating the nozzle damping coefficient. Building on previous work, we separate the nozzle from the combustor, but compute the acoustic admittance at the nozzle entry using the linearized Euler equations (LEEs) rather than with short nozzle theory. We compute the combustor's acoustic modes also with the LEEs, taking the nozzle admittance as the boundary condition at the combustor exit while accounting for the mean flow field in the combustor using an analytical solution to Taylor-Culick flow. We then compute the nozzle damping coefficient via a balance of the unsteady energy flux through the nozzle. Compared with established methods, the proposed method offers competitive accuracy at reduced computational costs, helping to improve predictions of thermoacoustic instability in solid rocket motors.
ناشر
Database: Elsevier - ScienceDirect (ساینس دایرکت)
Journal: Acta Astronautica - Volume 143, February 2018, Pages 391-397
Journal: Acta Astronautica - Volume 143, February 2018, Pages 391-397
نویسندگان
Peijin Liu, Muxin Wang, Wenjing Yang, Vikrant Gupta, Yu Guan, Larry K.B. Li,