کد مقاله کد نشریه سال انتشار مقاله انگلیسی نسخه تمام متن
8057523 1520056 2018 35 صفحه PDF دانلود رایگان
عنوان انگلیسی مقاله ISI
Parametric study of supersonic film cooling in dual bell nozzle for an experimental air-kerosene engine
ترجمه فارسی عنوان
مطالعه پارامتریک خنک سازی فیلم های صوتی با استفاده از نازل دوگانه برای یک موتور آزمایشی هوایی
ترجمه چکیده
تجزیه و تحلیل عددی بر روی یک نازل دوگانه طراحی شده برای یک برنامه کاربردی موتور موشکی نیمه فریزر برای پیش بینی اثر تزریق فیلم بر ویژگی های جریان نازل و رفتار انتقالی انجام شده است. هر دو حالت شروع و بلند پروازی برای شبیه سازی شرایط پرواز واقعی نازل دوگانه شبیه سازی می شوند. خنک کننده در دو محل و در شرایط عملیاتی مختلف تزریق می شود تا اثر پارامترهای مختلف بر رفتار جریان را مطالعه کند. تغییرات در تعامل شوک و الگوهای شوک در جریان راه اندازی با و بدون تزریق خنک کننده تجزیه و تحلیل می شود. یک رابطه تجربی برای نازل های معمولی برای تعیین نسبت فشار انتقال استفاده شده است. جریان واقعی جریان از پایه به نازل فرمت متفاوت است با نسبت فشار محاسبه شده محاسبه شده و انتقال جریان در اوایل در صورت تزریق ثانویه رخ می دهد. کاهش زیاد در دمای دیواره با فیلم جریان در امتداد دیوار نازل مشاهده می شود و هیچ تاثیری بر جریان انتقال ندارد. به جای بهره وری، برای خنثی کردن اثر دمای خنک کننده بر کاهش شار حرارتی و ویژگی های مخلوط کردن، اثر بخشی خنک کننده فیلم برای جریان دمای بالا مورد استفاده قرار می گیرد. میزان جریان جرمی خنک کننده تاثیر قابل توجهی بر مخلوط کردن و جداسازی جریان دارد.
موضوعات مرتبط
مهندسی و علوم پایه سایر رشته های مهندسی مهندسی هوافضا
پیش نمایش مقاله
مطالعه پارامتریک خنک سازی فیلم های صوتی با استفاده از نازل دوگانه برای یک موتور آزمایشی هوایی
چکیده انگلیسی
Numerical analysis is performed on a dual bell nozzle designed for an experimental semi-cryogenic rocket engine application to predict the effect of film injection on nozzle flow characteristics and transitional behavior. Both start-up and high-altitude operation regimes are simulated to predict actual flight conditions of a dual bell nozzle. Coolant is injected at two locations and at different operating conditions to study the effect of various parameters on flow behavior. Changes in shock interaction and shock patterns during startup flow with and without the injection of coolant are analyzed. An empirical relation for conventional nozzles has been applied to determine the transition pressure ratio. Actual transition flow from base to extension nozzle is found to be different from the calculated transition pressure ratio and flow transition occurs early in case of secondary injection. A large reduction in wall temperature is observed with the film flowing along the nozzle wall and it does not have any adverse effect on flow transition. Instead of efficiency, a film cooling effectiveness for high temperature flow is used to understand the effect of coolant temperature on reduction of heat flux and mixing characteristics. Mass flow rate of coolant is seen to have significant effect on mixing and flow separation.
ناشر
Database: Elsevier - ScienceDirect (ساینس دایرکت)
Journal: Aerospace Science and Technology - Volume 78, July 2018, Pages 364-376
نویسندگان
, , , , ,