الملخص
تصف هذه الورقة طريقة لتصميم الفوهات فوق الصوتية وتقييم سلوك سريان الهواء الداخلي خلال الفُوَّهات بعدد 3 ماخ. وذلك للسريان الثنائي الأبعاد، والمستقر، والإيزنتروبي، وغير الدوراني خلال الفوهات المتماثلة مع الأجزاء الإضافية لتقليل الضغط التفاضلي المطلوب. تم توظيف طريقة الخواص مع استخدام الصيغة الجديدة لدالة براندتل-مير(Prandtl-Meyer). وتم تقييم النموذج الرياضي المتعلق بالتصميم، ووضع برنامج حاسوبي لتحقيق أهداف هذه الدراسة. وقد تم استخدام سبعة خطوط موجة ضغط لتحديد عقد الشبكة وتعيين خصائص التدفق لحالة التصميم. تم تحديد منحنى الجدار لعدد من مساحات العنق المختلفة، وتم الحصول على الصيغة الدنيا المربعة. تم توثيق النتائج المختلفة، بما في ذلك مجالات السرعة والكثافة، وتوزيعات الضغط ودرجة الحرارة، وتغيرات عدد ماخ داخل الفوهة المصممة. وقورنت النتائج الحالية مع مخرجات برنامج (الفلونت)، ووجد أنهما يتفقا إلى حد كبير مع بعضهما البعض. كانت نسبة المساحة المقطعية للمخرج إلى المساحة المقطعية الحرجة 2.391 لتحقيق عدد ماخ المستهدف.
ABSTRACT
This paper describes supersonic nozzle designing procedure and evaluates the behaviour of the internal airflow through 3-Mach number nozzles. This is done for a two-dimensional, steady, isentropic, and irrotational flow through axis-symmetrical nozzles with extended parts to reduce the required differential pressure. The characteristic method technique is employed with the use of the new formula of the Prandtl-Meyer function. A design-evaluation related mathematical model is achieved. A computer program was written to achieve the objectives of the study. Seven pressure wave lines are considered where the grid points are located and the design condition flow properties are determined. Wall contour is specified in several different throat areas, where the least-square based formula is obtained. Different results are documented, including velocity and density fields, pressure and temperature distributions, and Mach number variations inside the designed nozzle. The present results are compared with the outcome of the FLUENT software. They are found to be highly agreeable with each other. The computed cross-sectional area ratio of the exit to the critical cross sectional area is found to be 2.391 for achieving the desired exit Mach number.
