مطالعه عددي تاثير اندازه ذرات و طول بستر كاتاليستي بر نيروي پيشران و ضربه ويژه يك رانشگر تك‌پيشرانه

Numerical Study of Catalyst Bed Length and Particle Size Effect on the Monopropellant Thruster Specific Impulse and Thrust

رانش گرهاي تك پيشرانه با توجه به سادگي ساختمان و قابليت اطمينان بالايي كه دارند، به طور گسترده در ماهواره­ها مورد استفاده قرار مي­گيرند. يك رانشگر تك پيشرانه از سه بخش انژكتور، محفظه تجزيه و نازل تشكيل شده است. پيشرانه از طريق انژكتور روي بستر كاتاليستي متشكل از ذرات كاتاليست پاشيده شده و بلافاصله تجزيه مي­شود. گاز ناشي از تجزيه پيشرانه در نازل شتاب گرفته و نيروي پيشران توليد مي­كند. در اين تحقيق، يك رانشگر تك پيشرانه هيدرازيني با بستر كاتاليستي از جنس فلز فعال ايريديم به صورت عددي تحليل مي­شود. معادلات حاكم بر انتقال جرم و حرارت داخل بستر كاتاليستي به صورت يك بعدي مدل سازي مي­شوند. لازم به ذكر است كه به دليل عدم وجود تعادل شيميايي و ترموديناميكي بين دو فاز، معادلات انتقال جرم و حرارت جداگانه­اي مطابق تحقيق شنكار و همكارانش براي فازهاي جامد و گاز نوشته شده است. همچنين، براي محاسبه نيروي پيشران و ضربه ويژه مجموعه رانشگر، نازل همگرا-واگرا به صورت صفربعدي تحليل مي­شود. با استفاده از اين روش، تاثير قطر ذرات بستر كاتاليستي و طول محفظه تجزيه به­ عنوان دو فاكتور مهم روي عملكرد يك رانشگر نمونه بررسي مي­شود. نتايج حاصل نشان مي­دهند كه با كاهش قطر ذرات تشكيل­ دهنده بستر كاتاليستي، طول بهينه محفظه تجزيه كاهش يافته و ضربه ويژه بيشينه تا حدودي افزايش مي­يابد.

Monopropellant thrusters are very popular in satellite propulsion systems due to their simplicity and reliability. A monopropellant thruster commonly consists of three major components: injector, decomposition chamber and nozzle. Fuel is injected over catalyst bed through an injector and decomposed there instantaneously. The resulting hot gases are expanded through the nozzle section and produce thrust. In this study a Hydrazine monopropellant thruster with Iridium based catalyst bed is analyzed numerically. To this end, one dimensional heat and mass transfer equations are simulated numerically inside the catalyst bed. Since, decomposed gases are not in thermal and chemical equilibrium with catalyst solid particles, two sets of equations are solved for solid and fluid phases (based on the Shankar et al. research). Additionally, a zero-dimension analysis is performed for convergence-divergence nozzle to compute thrust and specific impulse. Using this method, effects of particles size and decomposition chamber length on thruster performance are investigated. The related results indicate that, decreasing the catalyst particles, decreases optimum decomposition chamber length and increases specific impulse.