علوم، فناوری و کاربردهای فضایی

علوم، فناوری و کاربردهای فضایی

تحلیل محفظه رانش موتور کرایوژنیک 35 کیلونیوتن و آنالیز حساسیت عملکرد موتور به دبی فیلم خنک‌کاری

نوع مقاله : مقاله پژوهشی

نویسنده
دانشکده مهندسی هوافضا، دانشکدگان علوم و فناوری‌های میان رشته‌ای، دانشگاه تهران
چکیده
در این مقاله، با استفاده از یک نرم‌افزار توسعه داده‌شده، فرآیند احتراق درون موتور فضایی با زوج پیشرانه کروسین و اکسیژن مایع به‌صورت یک‌بعدی و با استفاده از حل تعادلی شبیه‌سازی می‌شود. در این راستا، مدل‌هایی جهت تحلیل احتراق و نازل به کار گرفته شده است. با استفاده از این نرم‌افزار، در ابتدا رفتار موتور کرایوژنیک در نقطه طراحی شبیه‌سازی شده است. سپس آنالیز حساسیت بر روی درصد دبی خنک‌کاری فیلمی و اثر آن بر عملکرد موتور انجام شده است. نتایج تحلیل در نقطه طراحی، نشان از صحت عملکرد موتور دارد. نتایج آنالیز حساسیت نشان می‌دهد که دمای محفظه احتراق بر اساس درصد دبی رفتار افزایشی-کاهشی دارد زیرا نسبت سوخت به اکسنده محفظه احتراق به ازای برخی از دبی‌ها به عدد استویکیومتریک نزدیک می‌شود و سپس فاصله می‌گیرد اما جرم مولی گازها دچار تغییر شده و در نتیجه ضربه ویژه و سرعت مشخصه رفتار بر حسب افزایش دبی رفتار کاهشی دارد به طوری که افزایش درصد خنک‌کاری تا 20% ، ضربه ویژه را 7 ثانیه کاهش می‌دهد.
کلیدواژه‌ها
موضوعات

[1]     J. R. Mason and R. D. Southwick, "Large liquid rocket engine transient performance simulation system," Marshall Space Flight Center, Alabama, 1991.
[2]     J. Bradford, A. Charania and B. S. Germain, "REDTOP-2: Rocket Engine Design Tool Featuring Engine Performance, Weight, Cost, and Reliability," in 40th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit , Fort Lauderdale, Florida, AIAA-2004-3514, p.1-18, 2004. 
[3]     McBRIDE and GORDON, "Computer Program for Calculation of Complex Chemical Equilibrium Compositions, Rocket Performance, Incident and R efleaed Shocks, and Chapman-Jouguet Detonations," NASA SP-73, 1976.
[4]     A. Ponomarenko, "RPA: Thermal Analysis of Thrust Chambers.," 2012.
[5]     M. EidiAttarZade, M. Farshchi, A. Sarabadani, h. khosrobeygi, g. Davarnia and A. Ramezani, "Investigation of injector dimension on the performance of combustion chamber of a bi-propelant thruster," Fuel and Combustion, vol. 13, no. 4, pp. 63-78, 2020. 
[6]     "http://sierraengineering.com/ROCCID/roccid.html," [Online], [July 18, 2024]. 
[7]     K. J. Davidian, "Comparison of Two Procedures for Predicting Rocket Engine Nozzle Performance," in 23rd Joint Propulsion Conference, San Diego, CA, U.S.A., AIAA-87-2071, 1987. 
[8]     C. Manfletti, "Start-Up Transient Simulation of a Pressure Fed LOx/LH2 Upper Stage Engine Using the Lumped Parameter-based MOLIERE Code," in 46th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, Nashville, 2010. 
[9]     H. L. Gray, "Modelling of combustion processes in small liquid bipropellant thruster," in 28th Joint Propulsion Conference and Exhibit, Nashville, 1992. 
[10]     M. EidiAttarZade, A. SarAbadani, G. Davarnia, H. Khosrobeygi, M. Farshchi and A. Ramezani, "Investigation of a Bi-propellant Thruster by a Developed Space Engine’s Thrust Chamber Analysis Code," Journal of Space Science & Technology, p. In persian, 2020. 
[11]     J. Hayashi, H. Tani, N. Kanno, D. Sato, Y. Daimon, F. Akamatsu and J. Gabl, "Multilayer reaction zones of a counterflow flame of gaseous Nitrogen Tetroxide and a liquid Monomethylhydrazine pool," Combustion and Flame, vol. 201, p. 244–251, 2019. 
[12]     S. Nonnenmacher and M. Piesche, "Design of hollow cone pressure swirl nozzles to atomize Newtonian fluids," Chemical Engineering Science , vol. 55, no. 19, pp. 4339-4348, 2000. 
[13]     N. K. Rizk and A. H. Lefebvre, "Internal flow characteristics of simplex swirl atomizers," Journal of propulsion and power, vol. 1, no. 3, pp. 193-199, 1985. 
[14]     S. Kim, T. Khil, D. Kim and Y. Yoon, "Effect of geometric parameters on the liquid film thickness and air core formation in a swirl injector." 20, no. 1 (2008): 015403.," Measurement Science and Technology, vol. 20, no. 1, 2008. 
[15]     N. K. Rizk and A. H. Lefebvre, "Prediction of velocity coefficient and spray cone angle for simplex swirl atomizers," in Proceedings of the 3rd International Conference on Liquid Atomization and Spray Systems, London, 1985. 
[16]     P. Fu, L. Hou, Z. Ren, Z. Zhang, X. Mao and Y. Yu, "A droplet/wall impact model and simulation of a bipropellant rocket engine," Aerospace Science and Technology, vol. 88, pp. 32-39, 2019. 
[17]     H. Kang, H. Kim, S. Heo, S. Jung and S. Kwon, "Experimental analysis of hydrogen peroxide film-cooling method for nontoxic hypergolic thruster," Aerospace Science and Technology, vol. 71, p. 751–762, 2017. 
[18]    S. Tauchi, C. Inoue, Z. Wang, Y. Daimon and G. Fujii, “Optimal Liquid Engine Architecture by Performance-Cooling Tradeoff Analysis”, Journal of Propulsion and Power, Vol. 40, No. 4, p. 631-641, 2024, https://doi.org /10.2514/1.B39409.
[19]     H. Tani, H. Terashima, Y. Daimon, M. Koshi and R. Kurose, "A Numerical Study on Hypergolic Combustion of Hydrazine Sprays in Nitrogen Tetroxide Streams," Combustion Science and Technology, Vols. 190,, p. 515–533, 2017. 
[20]    Y.H. Kang, H.J. Ahn, C.H. Bae, J.S. Kim, J.W. Lee and J.H. Kim, Performance Characteristics of the Film-cooling System Applied to 200 N-class GCH4-LOx Small Rocket Engine, AIAA 2023-0717, p. 1-9, 2023.
[21]    G. Fujii, Y. Daimon, K. Furukawa, C. Inoue, D. Shiraiwa and N. Tanaka, “Visualization of Coolant Liquid Film Dynamics in Hypergolic Bipropellant Thruster”, Journal of Propulsion and Power, Vol. 38, No. 2, 2022, https://doi-org.access.semantak.com/10.2514/1.B38421.
[22]     G. P. Sutton and O. Biblarz, Liquid, 7th ed., New York: John Wiley & Sons, 2001, p. 197–240.
[23]     J. D. Anderson, Modern compressible flow : with historical perspective, Boston: McGraw-Hill, 2003. 
دوره 4، شماره 2
اسفند 1403
صفحه 14-23

  • تاریخ دریافت 20 خرداد 1403
  • تاریخ بازنگری 29 تیر 1403
  • تاریخ پذیرش 30 آبان 1403