国际创新研究期刊》的研究在科学、工程和技术
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Pranav Mahamuni1,Pratik巴1,这项Kulkarni1帕瑞克豪,亚许2
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整流罩保护宇宙飞船从温度加热在最初的启动阶段地区密集的气氛。冲击波形成跨地区的流动,使表现最不稳定的在这个阶段。本文旨在研究和降低压力水平不稳定,因此也跨声速地区航空声学加载即马赫数0.7到1.2。分离区以及冲击强度必须减少。出于这个原因,流刺激研究压力分布,冲击强度和分离。最低的马赫数流动分离以及冲击强度是最可取的。
关键字 |
| 飞船整流罩,跨声速地区,马赫数、流动模拟。 |
介绍 |
| 宇宙飞船是受制于各种因素,包括动态压力和气动加热发射期间由于大气。保护负载在试生产期间飞行操作和在最初的阶段,鼻锥,通常称为整流罩(PLF)用于运载火箭的大多数部分。它和额外的目的提供了一个洁净室环境的精密仪器。它包含负载和上阶段的火箭在某些情况下,[1]。一旦飞船超越了浓密的大气层,抛弃,从而揭露负载。标准的形状PLF是cone-cylinder组合。然而,使用专门的配置。t . Ochinero和t . Deiters发达不对称PLF设计[2]。大肠迪米特里和诉Bigeralla半流体的和半流体的流分析用于压力分布在钝配置[3]。翻盖整流罩是一种整流罩在抛弃分裂为两半。 |
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| 图1是一个表示抛弃的翻盖PLF类型。整流罩一分为二,而从航天器分离。冲击强度的这种转变会导致不稳定和可能引起流动分离。因此,重要的是要减少冲击强度。 |
二世。案例研究 |
| 流分析PLF的空气动力学分析是很重要的。提出了一个详细的审查工作的空气动力学研究PLF Angelin et al . [4]。 |
| 这项研究涵盖了跨声速流动的CFD分析区域(没有0.7到1.2马赫)。验证是由执行网格收敛性研究。流场的准确捕捉,细网格生成的防热罩表面。NS的解算器是用于仿真。 |
| PLF配置必须,这样它提供最大可能的有效载荷和维护符合空气动力学的形状保持运载火箭的载荷远低于设计负载[5]。 |
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| 图2显示了一个简化的二维视图PLF配置用于这项研究。它主要由球形鼻子帽,鼻锥,圆柱部分和船尾巴[4]。 |
| 研究结果为跨声速马赫数做如下分析。 |
| 参数的比较使用不同马赫数从0.7到1.2的步骤0.05中进行了研究。结果如下。 |
| 1。压力分布和激波的位置 |
| 有一个不连续表面曲率PLF在不同的路口。这种不连续性影响压力分布。马赫数的鼻子帽的方法是在亚音速地区。流趋于鼻子帽,驻点就形成了。这个驻点的速度是零。在这一点上,加速流动,因为它沿着鼻锥,最终变成亚音速流动,直到它到达鼻子缸结。试图重获自由流流属性现在流沿气缸。这种方法马赫数影响流的行为负责。图3 - 5显示压力的变化与无因次长度“X / D”马赫数0.7到0.8,0.85,1.0和1.05至1.2。 |
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| 压力的峰值是驻点。随着流进一步扩大,观察到一个明显的下降压力。首先沿着球面扩展流鼻子盖地区。有一个变化在几何鼻子帽结和压力增加由于积极的梯度。锥地区进一步的压力几乎保持不变或略有减少。 |
 年代 |
| 有一个突然cone-cylinder地区扩张。因此,在结压力急剧下降。压力恢复后结和压强突然跳跃,从而表明超声波冲击马赫数0.7到0.95。 |
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| 从图3、图4和图5,它可以指出,随着马赫数的增加,冲击走向艇尾的位置。在图6中,可以看出,激波马赫数1.05到1.2的向下的动作。随着马赫数的增加,增加的扩张流。 |
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| 为低马赫数流动分离没有发生在跨声速政权有一个短的分离的马赫数范围0.85 - 0.9。图6中可以看出,流动分离不发生当马赫数1.0和1.2之间。 |
2。分离长度 |
| 正如上面所讨论的,不存在相当大的流动分离的跨声速低马赫数流动机制和短距离马赫数0.9的分离发生。可以注意到表1中流动分离长度不再随着马赫数的增加,冲击波在导弹尾部区域0.95马赫数。 |
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三世。结论 |
| 从案例研究可以看出随着马赫数的增加,冲击走向船尾的气缸。对跨声速马赫数较低,发生流动分离和高马赫数接近音速,形成冲击,但没有休克诱导发生分离。锥筒附近地区,膨胀波形成,他们与马赫数的增加。也注意到,随着马赫数的增加从0.7到0.95,冲击强度降低因此冲击波强度也随马赫数。本文可以作为参考整流罩的设计和修改配置。 |
确认 |
| 作者想要展示他们的真诚感激之情在Sinhgad理工学院机械工程学院和科学,浦那和共生理工学院,浦那。 |
引用 |
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