عنوان مقاله :
بررسي اثر ابعاد هندسي پاشنده بر عملكرد محفظه احتراق رانشگر دومولفه‌اي
عنوان به زبان ديگر :
Investigation of injector dimension on the performance of combustion chamber of a bi-propelant thruster
پديد آورندگان :
عيدي عطارزاده، مسعود دانشگاه صنعتي شريف - گروه مهندسي هوافضا، تهران، ايران , فرشچي، محمد دانشگاه صنعتي شريف - گروه مهندسي هوافضا، تهران، ايران , سرآباداني، عطيه دانشگاه صنعتي شريف - گروه مهندسي هوافضا، تهران، ايران , خسروبيگي، حامد دانشگاه صنعتي شريف - گروه مهندسي هوافضا، تهران، ايران , داورنيا، غزال دانشگاه صنعتي شريف - گروه مهندسي هوافضا، تهران، ايران , رمضاني، عليرضا پژوهشگاه فضايي ايران - پژوهشكده سامانه هاي حمل ونقل فضايي - گروه مهندسي هوافضا، تهران، ايران
كليدواژه :
تراستر , رانشگر , خودمشتعل , پاشنده پيچشي , منومتيل‌هيدرازين , تتراكسيد نيتروژن
چكيده فارسي :
استفاده از احتراق پيشرانه‌هاي خودمشتعل در رانشگرها، به دليل دماي بالاي محصولات احتراق، سبب افزايش ضربه ويژه مي‌شود. در اين مقاله، با استفاده از يك نرم‌افزار توسعه داده شده، فرايند احتراق درون رانشگر دومولفه‌اي به‌صورت يك‌بعدي و با استفاده از سينتيك شيميايي شبيه‌سازي مي‌شود. در اين راستا، مدل‌هايي براي پاشش، تبخير قطرات، تشكيل فيلم مايع و محاسبات مربوط به انتقال حرارت از فيلم‌هاي مايع و گازي و احتراق به كار گرفته شده است. با استفاده از اين نرم‌افزار، رفتار رانشگر آستريوم با سوخت منومتيل‌هيدرازين و اكسنده تتراكسيد نيتروژن شبيه‌سازي شده است. با بهره‌گيري از مكانيزم شيميايي گسترده 1619مرحله‌اي، نتايج شبيه‌سازي عملكرد رانشگر در دبي‌هاي مختلف اعتبارسنجي شده است. سپس، اثر ابعاد هندسي پاشنده بر فرايند تبخير قطرات و نيز احتراق مورد بررسي دقيق قرار گرفته است. نتايج نشان مي‌دهد كه بزرگشدن پاشنده سبب افزايش طول تبخير قطرات شده و ساختار شعله درون محفظه احتراق تغيير مي‌كند، به نحوي كه محصولات احتراق با دماي بالاتر وارد نازل شده و درنتيجه ضربه ويژه رانشگر افزايش مي‌يابد.
چكيده لاتين :
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 bi-propellant thruster by an in-house 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.
عنوان نشريه :
سوخت و احتراق
