تحليل ديناميكي احتراق همزمان پيشرانه جامد و مايع در سامانه پيشران تركيبي

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

طرّاحي راكت‌هايي با وزن كم موتور و قدرت بالا، زمينه‌ساز ابداع طرح‌هاي جديدي از موتورهاي راكت توسّط پژوهشگران شد. طرح پيشران تركيبي ناظر بر احتراق هم‌زمان سوخت و اكسيدكننده پيشرانه جامد و مايع در محفظه احتراق است. مدل‌سازي احتراق هم‌زمان پيشرانه جامد و مايع در محفظه انجام شد و با اعمال فرضيّات ساده‌‌كننده به كمك كدهاي رايانه‌اي مناسب در برنامه متلب، رفتار ديناميكي سامانه تحليل ‌شد. متعاقب مدل‌سازي و در روند شبيه‌سازي عددي، ضمن اعتبارسنجي نتايج شبيه‌سازي كار حاضر با فعّاليت عددي و تجربي، تركيب‌درصدهاي مختلف پيشرانه‌هاي جامد و مايع براي جرم‌هاي 250، 500، 750 و 1000 كيلوگرم از سامانه‌ها در نظر گرفته شد. مشاهده شد كه با افزايش درصد پيشرانه جامد تا 60 درصد، نيروي پيشران بيشينه به حدّاكثر مي‌رسد و در مقابل، زمان روشن ماندن موتور كاهش مي‌يابد. با افزايش درصد پيشرانه جامد، ضربه كل افزايش و ضربه ويژه كاهش مي‌يابد. در مقايسه‌اي ديگر، براي پيشران تركيبي با 150 كيلوگرم پيشرانه جامد و 100 كيلوگرم پيشرانه مايع، دبي تزريق پيشرانه مايع در سه مقدار 4، 8 و 16 ليتر بر ثانيه تنظيم شد. نتايج نشان داد كه با افزايش دبي، نيروي پيشران بيشينه افزايش و ضربه كل كاهش يافته است. ضربه ويژه با تغييرات دبي، تغيير محسوسي نداشته است.

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.