این سایت در حال حاضر پشتیبانی نمی شود و امکان دارد داده های نشریات بروز نباشند
مهندسی مکانیک مدرس، جلد ۲۰، شماره ۵، صفحات ۱۲۱۱-۱۲۲۱
عنوان فارسی بررسی تجربی اثر حضور مانع و هندسه آن در میکرونازل همگرا- واگرا روی بردار پیشران و جت خروجی
چکیده فارسی مقاله در این تحقیق اثر چند نوع مانع غیرمعمول با هندسه‌های مکعبی، کروی، استوانه‌ای و مخروطی شکل بر بردار پیشرانش یک میکرو نازل همگرا- واگرا به‌عنوان یک روش جدید در کنترل بردار پیشران به صورت تجربی مورد بررسی قرار گرفته است. برای این منظور یک نازل همگرا- واگرا در ابعاد کوچک طراحی و ساخته شده است. این نازل به صورتی است که عدد ماخ اسمی خروجی آن در شرایط انبساط کامل، 2 است. دیواره این نازل برای اندازه‌گیری تغییرات فشار، مجهز به سوراخ‌های فشار شده است. همچنین در دیواره نازل مجرایی برای اعمال یک مانع در درون نازل ایجاد شده است. از سنسورهای فشار برای اندازه‌گیری فشار و همچنین از سیستم سایه‌نگاری برای بررسی میدان جریان خروجی از نازل استفاده شده است. فشار کل محفظه آرامش در تمام آزمایش‌ها ثابت بوده و برابر 5/5بار است. نتایج حاصل از این تحقیق نشان می‌دهد که بیشترین مقدار انحراف، مربوط به مانع با هندسه مکعبی شکل است که برابر 1/2درجه است. همچنین در هندسه‌هایی که دارای گوشه‌های تیز هستند، شوک شکل گرفته قوی‌تر بوده و به دیواره مقابل برخورد می‌کند. در این تحقیق شوک شکل گرفته با مانع مکعبی و استوانه‌ای به دیواره مقابل برخورد کرده اما برای موانع کروی و مخروطی شکل، شوک از دهانه نازل خارج می‌شود. همچنین این نتایج نشان می‌دهند که نیروی محوری نازل کاهش بسیار جزیی داشته است.
کلیدواژه‌های فارسی مقاله میکرونازل همگرا- واگرا،کنترل بردار پیشرانش،مانع غیرمعمول،آیرودینامیک تجربی،جریان مافوق صوت،
عنوان انگلیسی Experimental Study of Effect of Obstacle Presence and its Geometry on Thrust Vector and Outlet Jet in a Convergent-Divergent Micro Nozzle
چکیده انگلیسی مقاله In this research, the effect of several unconventional obstructions with cubic, spherical, cylindrical, and cone geometries on the propulsion vector of a convergent-divergent micro nozzle as a new method in propulsion vector control is experimentally investigated. For this purpose, a convergent-divergent nozzle was designed and constructed in small dimensions. This nozzle is such that the Mach number is its nominal output in full expansion conditions 2. The wall of this nozzle is designed to measure pressure variations with pressure holes. Also, in the nozzle wall, a duct has been created to apply a bulge inside the nozzle. Pressure sensors and the shadograph system have been used to pressure measurement and check the outlet flow field respectively. The total pressure of the calming chamber is constant in all experiments and is equal to 5.5 times. The results of this study show that the maximum deviation is related to an obstruction with a cubic geometry which is 2.1 degrees. Also, the geometries that have sharp corners are more shock-shaped and hit the opposite wall. In this research, the shock formed by a cubic barrier has hit the opposite wall, but with a spherical shaped and cone-shaped barrier, the shock comes out from the nozzle. Also, these results indicate that the axial force of the nozzle has been reduced to a very small extent.
کلیدواژه‌های انگلیسی مقاله میکرونازل همگرا- واگرا,کنترل بردار پیشرانش,مانع غیرمعمول,آیرودینامیک تجربی,جریان مافوق صوت
نویسندگان مقاله احمد شرفی |
دانشکده هوافضا، دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری، تهران، ایران

داود مختاری |
دانشکده هوافضا، دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری، تهران، ایران

نشانی اینترنتی https://mme.modares.ac.ir/article_10956_87c20d5b5c0b542f7bb1dd7f5024a60c.pdf
فایل مقاله فایلی برای مقاله ذخیره نشده است
کد مقاله (doi)
زبان مقاله منتشر شده fa
موضوعات مقاله منتشر شده
نوع مقاله منتشر شده
برگشت به: صفحه اول پایگاه   |   نسخه مرتبط   |   نشریه مرتبط   |   فهرست نشریات