تحلیل عددی ترمودینامیک و سینتیک‌ احتراق پیشرانه مایع بر پایه هیدروژن و متان

درک کافی از سوزش پایدار و کنترل عملکرد در موتورهای پیشرانه مایع، مستلزم شناخت کافی از شرایط محفظه احتراق، سلسله واکنش‌های شیمیایی (سینتیک احتراق پیشرانه) و متغیّرهای ترموفیزیکی متکّی بر آن است. بدین منظور پس از بررسی معادله‌های حاکم و شبیه‌سازی محفظه احتراق بر پایه دینامیک سیالات، محاسبه‌هایی در نسبت‌های هم‌ارزی گوناگون، چگونگی توزیع دما، سرعت واکنش شیمیایی و کسر جرمی گونه‌های شیمایی، به عنوان شالوده کار و نمایان‌گر چالش‌های طراحی محفظه احتراق و سامانه‌های مرتبط با آن مطرح می‌شود. نتیجه‌های شبیه‌سازی به خوبی بسیاری از ویژگی‌های پیشرانه مایع هیدروژن- اکسیژن و متان- اکسیژن را پیش‌بینی و توجیه می‌نماید. برای پیشرانه متان- اکسیژن به دلیل تولید کربن مونوکسید در نسبت‌های بالای سوخت به اکسیدکننده و بالا بودن آنتالپی تشکیل آن، افت تکانه ویژه، دما و سرعت واکنش شیمیایی پیشرانه در محفظه احتراق مشاهده می‌شود. دما در محفظه احتراق و ناحیه‌های نزدیک پاشنده‌ها برای این پیشرانه در نسبت هم‌ارزی یک، بسیار بیش‌تر از پیشرانه هیدروژن- اکسیژن است که دمای زیادتر منجر به آسیب جدی به دیواره محفظه احتراق، سامانه انتقال پیشرانه و پاشنده‌ها می‌شود. همچنین با بهبود طراحی نازل می‌توان انرژی گرمایی گازهای محفظه احتراق را به انرژی جنبشی و سرعت تبدیل نمود و تکانه ویژه تولیدی را افزایش داد.

numerical analysis of combustion thermodynamics and kinetic of liquid propellant based on hydrogen and methane

the adequate understanding of sustained combustion and performance control in liquid propulsion engines requires sufficient knowledge about combustion chamber conditions, a series of chemical reactions that occur in the combustion chamber, and the thermo-physical variables based on the chemical reactions. for this purpose, after studying the governing equations and simulating the combustion chamber in different equivalence ratios, the distribution of temperature, chemical reaction rate, and mass fraction of chemical species are presented as the foundation for the challenges of the combustion chamber and related systems design. the simulation results desirably predict and justify many properties related to hydrogen-oxygen and methane-oxygen propellants. for methane-oxygen propellant due to the production of carbon monoxide at high ratios of fuel to oxidizer, a decrease in specific impulse, temperature, and chemical reaction rate of propellant is observed in the combustion chamber. the maximum temperature in the combustion chamber and the areas near the injectors for this propellant is much higher than the hydrogen-oxygen propellant at the equivalence ratio equal to one. higher temperatures can cause serious harm to the combustion chamber wall, propellant transmission system, and injectors. improving the nozzle design can also convert the thermal energy of the combustion gases into kinetic energy and velocity and can increase the specific impulse.