[AR] Re: Rao nozzle

  • From: "" <dmarc-noreply@xxxxxxxxxxxxx> (Redacted sender "crogers168" for DMARC)
  • To: arocket@xxxxxxxxxxxxx
  • Date: Mon, 24 Apr 2017 20:08:56 -0400


On the RASAero web site Solid Rocket Motor Technical Reports Downloads Page:

http://www.rasaero.com/dl_solid_motor.htm

Part 2 of the Performance Analysis of the Ideal Rocket Motor provides the 
nozzle static pressure to ambient pressure ratio where flow separation will 
occur in a conical nozzle (Pages 456-458, Equation 3-5), Part 3 provides an 
equation for the nozzle static pressure where flow separation will occur in a 
bell nozzle (Pages 6-8 of the pdf), that being a bell nozzle without any 
special contouring to delay flow separation, or contouring to make the flow 
separation more stable.  If you have a conical nozzle, or a typical bell nozzle 
without special contouring, the equations will give you the nozzle static 
pressure where flow separation will occur, and help you avoid flow separation 
in the first place.

When I was working on the X-30 National Aerospace Plane (NASP) program, we were 
looking at using J-2 rocket engines as auxiliary rocket engines for the X-30.  
One question was what nozzle expansion ratio we could tolerate at sea 
level/Edwards AFB elevations.  J-2 engines were tested at Santa Susana with 
full nozzles, but had a lip added to the end of the nozzle to help starting.  
Our simple solution was to remove the J-2 nozzle extension, leaving just the 
regeneratively cooled nozzle inner expansion section.  We later went to a 
linear aerospike.

But as part of the study, we got to see a video of an early J-2 engine test at 
Santa Susana without the nozzle lip, where the flow separation at starting was 
very violent, and destroyed the engine.  After watching the video, the big 
take-away was avoid flow separation in liquid rocket engine nozzles.

The current professional technology is much more sophisticated, but for this 
group my opinion is that continuous flow separation is to be avoided.  Flow 
separation occurs for a short period of time during start-up for any liquid 
rocket engine when the engine chamber pressure is low and building up, but once 
the chamber pressure has built up to the nominal operating chamber pressure, 
there should be no flow separation.

For those who are interested, the design of the SSME nozzle including the 
special contouring relative to flow separation was detailed in a P&W 
Engineering Thresholds Journal article.  It's been on the web, although all of 
the current links appear to be broken.



Charles E. (Chuck) Rogers
CRogers168@xxxxxxx


 
 
-----Original Message-----
From: Henry Spencer <hspencer@xxxxxxxxxxxxx>
To: Arocket List <arocket@xxxxxxxxxxxxx>
Sent: Thu, Apr 20, 2017 4:22 pm
Subject: [AR] Re: Rao nozzle

On Wed, 19 Apr 2017, Troy Prideaux wrote:

I'm not exactly sure what this is trying to say. It reads to me like it's
suggesting the TOP nozzle performs better at ground level conditions due to
its tendency to supress the onset of flow separation over an optimised bell
nozzle (optimised to what ???)...

The original Rao nozzle gives the highest possible thrust for a nozzle of 
a given length and given throat conditions and ambient conditions, subject 
to certain simplifying assumptions.  Whether this is what you would call 
optimal in the real world, depends on your application, but it is often 
close enough to be a good choice.  There are alternatives, like the 
"truncated perfect nozzle".

These days, at least in the big-budget world, any theoretical shape is 
only a starting point for numerical optimization.  For example, subtle 
adjustments to the contour can raise the exit pressure at the wall (which 
is what drives flow separation) and lower exit pressure in the middle, 
allowing a higher expansion ratio without sea-level flow separation.

  Strictly in terms of performance, flow separation *increases* the
performance of a nozzle in such conditions ie. It eliminates much of the
negative pressure thrust which is a consequence of over expansion.

Less so than one might at first think, because jet aspiration can pump the 
region around a separated jet down to well below ambient pressure.  It's 
not, alas, equivalent to just truncating the nozzle at the separation 
point.

However, I think the original statement is quietly assuming that flow 
separation is unacceptable -- which is certainly the widespread modern 
superstition -- so the shape's susceptibility to flow separation *defines* 
how long the nozzle can be.  In that case, a shape which tends to suppress 
flow separation can be made longer, and the resulting higher expansion 
ratio gives better performance.

  If the flow separation was asymmetric in nature, that might create 
stability issues, but that's not really (directly) a performance related 
issue.

Asymmetric or dynamically-changing flow separation is rarely seen in 
steady-state separated operation, but it can be a big issue in startup, 
shutdown, and throttling transients -- e.g., the transient side forces can 
be large enough to break gimbal acuators.  This sort of thing helped 
create the religious taboo on deliberate flow separation.  (Very few of 
today's dinospace rocket people are aware that the classical-Atlas 
sustainer engine ran separated at sea level.)

If that taboo is deemed a fundamental design rule, then as above, 
susceptibility to flow separation *is* a performance issue, because it 
constrains the expansion ratio.

Henry

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