بررسی عملکرد تراستر دومولفه‌ای با نرم‌افزار توسعه یافته تحلیل محفظه رانش موتورهای فضایی

در مرحله طراحی موتورهای پیشران فضایی، استفاده از نرم‌افزارهایی با هزینه‌ی محاسباتی کم، از اهمیت فوق‌العاده‌ای برخوردار است. در این مقاله یک نرم‌افزار مدل‌سازی محفظه رانش موتورهای فضایی دومولفه‌ای در مقیاس کوچک توسعه داده می‌شود. با استفاده از مدل‌های پاشش و تبخیر، فرآیندهای تزریق پیشرانه و توزیع تبخیر محاسبه می‌گردد. حلگر احتراقی با استفاده از سینتیک شیمیایی، فرآیند احتراق درون محفظه را به صورت یک‌بعدی در راستای محور محفظه رانش محاسبه می‌کند. حلگر خنک‌کاری، میزان انتقال حرارت از گازهای داغ به فیلم‌های خنک‌کاری و محیط بیرون را پیش‌بینی می‌کند. اعتبارسنجی مدل‌ها نشان می‌دهد که خطای آن‌ها در شبیه‌سازی فرآیندها قابل‌قبول است. با استفاده از ابزار توسعه داده شده، عملکرد تراستر دومولفه‌ای شرکت آستریوم با سوخت منومتیل‌هیدرازین و تتراکسید نیتروژن و سینتیک احتراقی گسترده، مورد بررسی قرار گرفته است. نتایج نشان می‌دهد که دمای گازهای درون محفظه یکنواخت نبوده و دارای پیک است. همچنین فرآیند تبخیر قطرات سوخت و اکسنده تا گلوگاه نازل ادامه دارد.

investigation of a bi-propellant thruster by a developed space engine’s thrust chamber analysis code

numerical modeling of space engines aside the experimental test is routine. in the design step of such engines, low-cost softwares are vital. in this paper, small-scale space engine thrust chamber analysis code will be developed. in this code, propellant injection and evaporation distribution will be modelled. 1d combustion solver calculates the reactions of distributed fuel and oxidizer through the thrust chamber axis by chemical mechanisms. then the cooling solver computes the heat transfer from hot gases to the film cooling layer and the outer surroundings. validation shows acceptable errors in the modelling of processes. by this developed code, the performance of the astrium bi-propellant thruster with monomethylhydrazine and nitrogentetroxide and distributed chemical reaction has been investigated. results show that hot gas temperature inside the combustor is not uniform and has a peak. furthermore, the evaporation of the propellant droplets is continued to the nozzle throat.