طراحی بهینه ی پروفیل قسمت واگرای یک نازل فرامنبسط با استفاده از هوش مصنوعی

علوم کاربردی و محاسباتی در مکانیک

مقاله 2، دوره 35، شماره 1 - شماره پیاپی 31، اسفند 1401، صفحه 19-36   

نوع مقاله: مقاله پژوهشی

شناسه دیجیتال (DOI): 10.22067/jacsm.2022.78011.1134

نویسندگان

سید امین باقرزاده¹؛ سبحان امامی کوپائی^{* 2}؛ سید احمدرضا صالحی¹

¹گروه مهندسی مکانیک، واحد نجف آباد، دانشگاه آزاد اسلامی، نجف آباد، ایران.

²گروه مهندسی مکانیک، واحد نجف آباد، دانشگاه آزاد اسلامی، نجف آباد، ایران

چکیده

  مقاله حاضر به طراحی بهینه کانتور یا پروفیل قسمت واگرای یک نازل مافوق‌صوت فرامنبسط به‌منظور دست‌یابی به بیشینه نیروی پیشران ممکن در عین حفظ طول و نسبت مساحت خروجی به گلوگاه نازل می‌پردازد. برای این کار، یک ابزار کارآمد و مطمئن با ترکیب دینامیک سیالات محاسباتی و هوش مصنوعی توسعه داده شده است. در ابتدا، پروفیل مرجع با یک روش ابتکاری و با استفاده از برازش یک بی اسپلاین درجه سوم مدل‌سازی شده و سپس با تغییر نقاط شکست این پروفیل، مجموعه‌ای از پروفیل‌های ممکن تولید شده است. این مجموعه از پروفیل‌ها توسط دینامیک سیالات محاسباتی تحلیل گردیده است. سپس، از هندسه نازل به همراه نیروی پیشران حاصل از پروفیل‌ها برای آموزش شبکه عصبی مصنوعی بهره برده شده است. پس از آن، با به‌کارگیری الگوریتم ژنتیک پروفیل بهینه به‌دست آمد. پیش‌بینی الگوریتم هوش مصنوعی برای نیروی پیشران نازل بهینه با مقدار به‌دست آمده از شبیه‌سازی عددی مقایسه شده که اعتبار رویکرد حاضر را نشان می‌دهد. مقایسه بین پروفیل مرجع و پروفیل بهینه برای نسبت فشار 14، نشان دهنده افزایش 36 درصدی نیروی پیشران و افزایش 138 درصدی ضریب بازیافت فشار سکون است. مقایسه نازل‌ها در شرایط عملیاتی خارج از نقطه طراحی نشان داد که عملکرد نازل بهینه تا نسبت فشار 30 بهتر از نازل مرجع است؛ اما با عبور نسبت فشار نازل از 30، به‌کارگیری نازل بهینه به‌جای نازل مرجع هیچ‌گونه اولویتی ندارد.

کلیدواژه‌ها

نازل همگرا-واگرا؛ بهینه‌سازی؛ شبکه عصبی مصنوعی؛ الگوریتم ژنتیک؛ پروفیل نازل؛ جدایش جریان

مراجع

[1] G. P. Sutton, Rocket Propulsion Elements, 7th ed., John Willey & Sons, Inc., 2001.

[2] G. V. R. Rao, “Exhaust nozzle contour for optimum thrust,” Jet Propulsion, vol. 28, no. 6, pp. 377-382, 1958.

[3] G. V. R. Rao, “Approximation of optimum thrust nozzle contour,” ARS Journal, vol. 30, no. 6, pp. 561, 1960.

[4] G. V. R. Rao, J. E. Beck, T. E. Booth, “Nozzle optimization for space-based vehicles,” AIAA Paper 99-2584, June, (1999).

[5] J. G. Allman, J. D. Hoffman, “Design of maximum thrust nozzle contours by direct optimization methods,” AIAA Journal, vol. 19, no. 6, pp. 750-751, 1981.

[6] L. E. Sternin, “Analysis of the thrust characteristics of jet nozzles designed by various methods,” Fluid Dynamics, vol. 35, no. 1, pp. 123-131, 2000.

[7] X. Q. Xing, M. Damodaran, “Design of three-dimensional nozzle shapes using hybrid optimization techniques,” 42nd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, U.S.A, AIAA Paper-2004-26, January 5–8, (2004).

[8] G. Cai, J. Feng, X. Xu, M. Liu, “Performance prediction and optimization for liquid rocket engine nozzle,” Aerospace Science and Technology, vol. 11, pp. 155-162, 2007.

[9] D. Davidenko, Y. Eude, F. Falempin, “Optimization of supersonic axisymmetric nozzles with a center body for aerospace propulsion,” Progress in Propulsion Physics, vol. 2, pp. 675-692, 2011.

[10] K. O. Mon, C. Lee, “Optimal design of supersonic nozzle contour for altitude test facility,” Journal of Mechanical Science and Technology, vol. 26, no. 8, pp. 2589~2594, 2012.

[11] M. Yumusak, S. Eyi, “Design optimization of rocket nozzles in chemically reacting flows,” Computers & Fluids, vol. 65, pp. 25-34, 2012.

[12] M. Yumusak, “Analysis and design optimization of solid rocket motors in viscous flows,” Computers & Fluids, vol. 75, pp. 22-34, 2013.

[13] K. Yu, X. Yang, Z. Mo, “Profile design and multifidelity optimization of solid rocket motor nozzle,” Journal of Fluids Engineering, vol. 136, pp. 031104-1, 2014.

[14] K. Schomberg, J. Olsen, G. Doig, “Design of high-area-ratio nozzle contours using circular arcs,” Journal of Propulsion and Power, vol. 32, pp. 188-195, 2016.

[15] K. Schomberg, J. Olsen, A. Neely, G. Doig, “Design of an arc-based thrust-optimized nozzle contour,” Progress in Propulsion Physics, vol. 11, pp. 517-528, 2019.

[16] K. Schomberg, J. Olsen, A. Neely, G. Doig, “Investigation of conjugate circular arcs in rocket nozzle contour design,” Shock Waves, vol. 29, pp. 401-413, 2019.

[17] E. Mahmoodi, R. Rafee, “Effect of the nozzle shape on its off-design performance in the presence of shock wave and boundary layer separation,” Journal of Mechanical Engineering University of Tabriz, vol. 51, no. 2, pp. 205-213, 2021. (In Persian)

[18] K. Schomberg, J. Olsen, A. Neely, G. Doig, “Effect of the contour shock on restricted shock separation in rocket nozzles,” Journal of Propulsion and Power, vol. 34, pp. 556-560, 2018.

[19] P. Spalart, S. Allmaras, “A one-equation turbulence model for aerodynamic flows,” 30th Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, U.S.A, AIAA Paper 1992-0439, January 6-9, 1992.

[20] Ansys Fluent Theory Guide, Release 15, ANSYS, Inc. pp. 42-43, 2013.

[21] J. Östlund, “Flow processes in rocket engine nozzles with focus on flow separation and side-loads,” Ph.D. Dissertation, Royal Institute of Technology, Stockholm, 2002.

[22] R. Khoshnevisan, S. Emami, “Numerical prediction of near-field noise and return acoustics from sonic jets in different operating conditions,” Journal of Applied and Computational Sciences in Mechanics, vol. 32, no. 2, pp. 19-42, 2021. (In Persian)

[23] K. Seejith, M. P. Dhrishit, M. Deepu, T. Jayachandran, “Numerical analysis of flow separation in rocket nozzles,” In: A. Saha, D. Das, R. Srivastava, P. Panigrahi, K. Muralidhar, Eds, Fluid Mechanics and Fluid Power – Contemporary Research, Lecture Notes in Mechanical Engineering, New Delhi, Springer, 2017.