بررسی مشخصه‌های عملکردی رانشگر تک‌پیشرانه هیدرازینی برحسب دمای آدیاباتیک محفظه واکنش

در این مقاله، به وسیله یک کد مبتنی بر روابط ترمودینامیک و دینامیک گاز، مشخصه های عملکردی یک رانشگر تک پیشرانه هیدرازینی یک نیوتنی برحسب دمای محفظه واکنش به صورت نظری مورد مطالعه قرار گرفته است. در این راستا، با در نظر گرفتن فرض آدیاباتیک، دمای محفظه واکنش تراستر تک پیشرانه به صورت صفر بعدی با استفاده از نرخ تجزیه آمونیاک به عنوان یک متغیر مستقل در شرایط تعادلی و غیر تعادلی و به صورت یک بعدی با استفاده از ثابت نرخ واکنش های همگن و ناهمگن تجزیه هیدرازین و آمونیاک بررسی و تحلیل گردیده است. با افزایش نرخ تجزیه آمونیاک، دمای آدیاباتیک (از ١٦٤٥ تا ٨٧٥ کلوین)، جرم مولکولی، نیروی تراست و ضربه ویژه کاهش می یابند. ترکیب تغییرات دو عامل دما و نسبت گرمای ویژه به گونه ای است که یک سرعت مشخصه بهینه (حدود ١٣٤٠ متر بر ثانیه) را در شرایط تجزیه آمونیاک حدود ٣٠ % به دست می دهد. همچنین، اثر انبساط حرارتی گلوگاه نازل بر فشار محفظه واکنش، نیروی تراست، و دبی جرمی پیشرانه و اثر فشار محفظه واکنش بر نرخ تجزیه آمونیاک و به تبع آن بر دمای آدیاباتیک محفظه واکنش در شرایط تعادل ترمودینامیکی مورد مطالعه قرار گرفته است. افزایش قطر گلوگاه نازل در فشار تغذیه ثابت سبب افزایشفشار محفظه و در نتیجه افزایش نیروی تراست می گردد.

investigation on performance characteristics of hydrazine monopropellant thruster according to reaction chamber adiabatic temperature

in this paper, by creating and developing a code based on thermodynamics and gas dynamics equations, the performance characteristics of a 1n hydrazine monopropellant thruster such as thrust force, specific impulse, characteristic exhaust velocity, and propellant mass flow rate have been studied theoretically in terms of reaction chamber temperature. in this regard, by taking into account the adiabatic assumption, the reaction chamber temperature of monopropellant thruster has been analyzed zero-dimensionally using the ammonia dissociation rate as an independent variable under equilibrium and non-equilibrium conditions and it has been analyzed one-dimensionally using the hydrazine and ammonia homogeneous and heterogeneous reaction rate constants. also, the effect of nozzle throat thermal expansion on reaction chamber pressure, thrust force, and propellant mass flow rate and the effect of reaction chamber pressure on ammonia dissociation rate and consequently on reaction chamber adiabatic temperature under thermodynamic equilibrium conditions have been studied.