بررسي فرايند خنك كاري محفظة احتراق موتور زم استيك

Analysis of cooling process in the cryogenic combustion chamber

در طراحي موتور سوخت مايع به دليل دماي بالاي احتراق و نرخ بالاي انتقال حرارت از (* MW/m اتا حدود * 160MW / m ) از گازهاي داغ به ديوار محفظه، خنك كاري محفظه رانش از اهميت بالايي برخوردار است . در طراحي خنك كاري محفظه رانش، انتخاب روش مناسب، طراحي مجاري خنك كاري و مباحث مرتبط با محفظه راتش دو جداره و استفاده از پوششهاي حرارتي داراي اهميت بسيار زيادي است. در ديواره محفظه احتراق و نازل موتور پيشران مايع لازم است يك سيستم خنك كاري به منظور جلوگيري از شكست مقاومت بدنه موتور استفاده شود. در اين مقاله، انواع روش هاي مورد استفاده در فرايند خنك كاري محفظه احتراق پيشران هاي فضايي سوخت مايع و محدوده كاربرد هر يك تشريح مي شود.

Liquid rocket engine design, combustion due to high temperatures and high rates of heat transfer (1MW / m2 to about 160MW / m2) of hot gases to the chamber walls, the cooling thrust chamber of the utmost importance.The thrust chamber cooling design, selection of appropriate methods, design and related topics thrust chamber cooling ducts, double glazing and thermal coating is very important. Liquid propellant engine in the wall of the combustion chamber and nozzle is necessary in order to prevent the failure of a cooling system used engine block resistance.In this paper, a variety of methods used in the cooling process, liquid fuel combustion chamber space and Mhdvdhkarbrd drivers each will be described.