تحلیل دینامیکی احتراق همزمان پیشرانه جامد و مایع در سامانه پیشران ترکیبی

طرّاحی راکت‌هایی با وزن کم موتور و قدرت بالا، زمینه‌ساز ابداع طرح‌های جدیدی از موتورهای راکت توسّط پژوهشگران شد. طرح پیشران ترکیبی ناظر بر احتراق هم‌زمان سوخت و اکسیدکننده پیشرانه جامد و مایع در محفظه احتراق است. مدل‌سازی احتراق هم‌زمان پیشرانه جامد و مایع در محفظه انجام شد و با اعمال فرضیّات ساده‌‌کننده به کمک کدهای رایانه‌ای مناسب در برنامه متلب، رفتار دینامیکی سامانه تحلیل ‌شد. متعاقب مدل‌سازی و در روند شبیه‌سازی عددی، ضمن اعتبارسنجی نتایج شبیه‌سازی کار حاضر با فعّالیت عددی و تجربی، ترکیب‌درصدهای مختلف پیشرانه‌های جامد و مایع برای جرم‌های 250، 500، 750 و 1000 کیلوگرم از سامانه‌ها در نظر گرفته شد. مشاهده شد که با افزایش درصد پیشرانه جامد تا 60 درصد، نیروی پیشران بیشینه به حدّاکثر می‌رسد و در مقابل، زمان روشن ماندن موتور کاهش می‌یابد. با افزایش درصد پیشرانه جامد، ضربه کل افزایش و ضربه ویژه کاهش می‌یابد. در مقایسه‌ای دیگر، برای پیشران ترکیبی با 150 کیلوگرم پیشرانه جامد و 100 کیلوگرم پیشرانه مایع، دبی تزریق پیشرانه مایع در سه مقدار 4، 8 و 16 لیتر بر ثانیه تنظیم شد. نتایج نشان داد که با افزایش دبی، نیروی پیشران بیشینه افزایش و ضربه کل کاهش یافته است. ضربه ویژه با تغییرات دبی، تغییر محسوسی نداشته است.

Dynamic Analysis of Simultaneous Combustion for Solid and Liquid Propellants in Combined Propulsion System

The rocket design with low motor weight and more power paves the way for researchers to develop innovations in rocket engines. Combined propulsion design focuses on the simultaneous combustion of solid and liquid propellant components in the combustion chamber. In the present work, simultaneous combustion modeling of propellants (solid and liquid) was done. By writing house code and applying simplifying assumptions, the propulsion system behavior was analyzed. Different compositions were considered for systems with 250, 500, 750, and 1000 kg total mass of propellants. It shows by increasing the solid propellant percentage to 60%, &the maximum thrust& was reached its maximum value while decreasing the motor combustion time. When the solid propellant percentage increases, &total impulse& increases accordingly, and the specific impulse decreases. In another comparison, for a propellant combination with 150 kg of the solid propellant charge and 100 kg of liquid propellant charge, the injection rate related to liquid propellant was adjusted at 4, 8, and 16 liters per second. The results show by increasing injection rate, maximum thrust increased, and total impulse decreased. The &specific impulse& was almost constant.