بررسی عددی تاثیر مشخصات پاشنده‌های گازی بر ایمپالس ویژه، تراست و فشار محفظه یک راکت هیبریدی

برای پوشش ضعف سامانه‌های هیبریدی در پایین‌بودن نرخ پسرفت ناشی از احتراق پیشرانه غنی از سوخت (جامد) پارافینی از اکسیدکننده دی نیتروژن اکسید استفاده می‌شود. در این پژوهش میدان حل متمرکز بر یک محفظه احتراق منضم به یک ناحیة محیطی در انتها گنجانده شده است. یک شبیه‌سازی سه‌بعدی حالت پایدار با رویکرد ناویراستوکس با میانگین رینولدز (rans) و بهره‌گیری از مدل آشفتگی κ-ε استاندارد همراه با مدل اتلاف گردابی (edm) به‌منظور اندر‌کنش شیمی –آشفتگی (tci) استفاده می‌شود. شبکه‌بندی از نوع منظم و ثابت برای جریان اکسیدکننده و سوخت در فاز گازی در نظر گرفته می‌شود. نتایج شبیه‌سازی با داده‌های تجربی اعتبارسنجی شده است. نتایج نشان می‌دهد با افزایش 35.71 درصد قطر پاشنده‌ها و افزایش 27.76 درصد نسبت o/f در شبیه‌سازی سه‌بعدی میانگین فشار محفظه احتراق 37.61 درصد، میانگین تراست 51.46 درصد و میانگین ایمپالس ویژه 19.41 درصد ‌افزایش‌یافته است. سایر نتایج حاصل از شبیه‌سازی موتور مزبور امیدوارکننده بوده و بررسی عددی اثر تعداد آرایش قرارگیری و قطر روزنه در پاشنده اکسیدکننده (دی نیتروژن اکسید)، درصد جرمی سوخت و نسبت o/f، روی کمیت فشار محفظه و تراست راکت هیبریدی مقایسه شده است.

numerical investigation of the effect of the injector characteristics on the specific impulse، thrust، and chamber pressure of a hybrid rocket motor

to address the low regression rate issue of hybrid propulsion systems utilizing fuel-rich (solid) paraffin combustion، dinitrogen oxide is employed as an oxidizer. this study focuses on a computational domain that includes a combustion chamber coupled with a peripheral exit region. a three-dimensional steady-state simulation is conducted using the reynolds-averaged navier-stokes (rans) approach، incorporating the standard k-ε turbulence model along with the eddy dissipation model (edm) to account for turbulence-chemistry interaction (tci). a structured and uniform mesh is utilized for the oxidizer and gaseous fuel flow. the simulation results are validated against experimental data. the findings indicate that by increasing the injector diameter by 35.71% and the o/f ratio by 27.76%، the average combustion chamber pressure rises by 37.61%، the average thrust increases by 51.46%، and the specific impulse improves by 19.41% in the three-dimensional simulation. additional simulation results demonstrate promising outcomes، and a numerical analysis is conducted to compare the effects of injector orifice diameter، oxidizer (dinitrogen oxide) injection arrangement، fuel mass fraction، and o/f ratio on the combustion chamber pressure and hybrid rocket thrust.