|
|
|
|
بررسی اثر ابعاد هندسی پاشنده بر عملکرد محفظه احتراق رانشگر دومولفه‌ای
|
|
|
|
|
|
|
|
نویسنده
|
عیدی عطارزاده مسعود ,فرشچی محمد ,سرآبادانی عطیه ,خسروبیگی حامد ,داورنیا غزال ,رمضانی علیرضا
|
|
منبع
|
سوخت و احتراق - 1399 - دوره : 13 - شماره : 4 - صفحه:63 -78
|
|
چکیده
|
استفاده از احتراق پیشرانه‌های خودمشتعل در رانشگرها، به دلیل دمای بالای محصولات احتراق، سبب افزایش ضربه ویژه می‌شود. در این مقاله، با استفاده از یک نرم‌افزار توسعه داده شده، فرایند احتراق درون رانشگر دومولفه‌ای به‌صورت یک‌بعدی و با استفاده از سینتیک شیمیایی شبیه‌سازی می‌شود. در این راستا، مدل‌هایی برای پاشش، تبخیر قطرات، تشکیل فیلم مایع و محاسبات مربوط به انتقال حرارت از فیلم‌های مایع و گازی و احتراق به کار گرفته شده است. با استفاده از این نرم‌افزار، رفتار رانشگر آستریوم با سوخت منومتیل‌هیدرازین و اکسنده تتراکسید نیتروژن شبیه‌سازی شده است. با بهره‌گیری از مکانیزم شیمیایی گسترده 1619مرحله‌ای، نتایج شبیه‌سازی عملکرد رانشگر در دبی‌های مختلف اعتبارسنجی شده است. سپس، اثر ابعاد هندسی پاشنده بر فرایند تبخیر قطرات و نیز احتراق مورد بررسی دقیق قرار گرفته است. نتایج نشان می‌دهد که بزرگ شدن پاشنده سبب افزایش طول تبخیر قطرات شده و ساختار شعله درون محفظه احتراق تغییر می‌کند، به نحوی که محصولات احتراق با دمای بالاتر وارد نازل شده و درنتیجه ضربه ویژه رانشگر افزایش می‌یابد.
|
|
کلیدواژه
|
رانشگر، خودمشتعل، پاشنده پیچشی، منومتیل‌هیدرازین، تتراکسید نیتروژن
|
|
آدرس
|
دانشگاه صنعتی شریف, ایران, دانشگاه صنعتی شریف, ایران, دانشگاه صنعتی شریف, ایران, دانشگاه صنعتی شریف, ایران, دانشگاه صنعتی شریف, ایران, پژوهشگاه فضایی ایران, پژوهشکده سامانه های حمل و نقل فضایی, ایران
|
|
پست الکترونیکی
|
ramezani_a@alum.sharif.edu
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Investigation of injector dimension on the performance of combustion chamber of a bi-propelant thruster
|
|
|
|
|
Authors
|
EidiAttarZade Masoud ,Sarabadani Atiyeh ,khosrobeygi hamed ,davarnia ghazal ,Ramezani Alireza
|
|
Abstract
|
Combustion of hypergolic propellants increases the specific impulse in the thrusters due to high temperature products. In this paper, the combustion process will be investigated through the axis of a bipropellant thruster by an inhouse code with chemical reaction mechanism. This code includes several models for injection, droplet evaporation, liquid film, combustion and heat transfer through liquid and gas films. The Astrium thruster with MMH as fuel and NTO as oxidizer has been simulated. By implementing a detail mechanism with 1619 steps, the thruster has been simulated at different total mass flow rates and results have been validated by experimental data. Then, injector dimension effects on the droplet evaporation and combustion have been investigated. Results show that by increasing the injector dimension, the droplet evaporation length increases, so the flame structure changes in the combustion chamber. Therefore, the combustion products enter the nozzle with higher temperature and as a result, the thruster specific impulse increases.
|
|
Keywords
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|