رابطه ضربه ويژه بر حسب تغييرات پس فشار و الگوريتم محاسبه نسبت انبساط بهينه نازل مخروطي

A Relation for Specific Impulse versus Back Pressure Changes and Optimum Conical Nozzle Expansion Ratio Algorithm

وظيفه اصلي نازل همگرا - واگرا تبديل انرژي توليدشده در محفظه به انرژي جنبشي جهت ايجاد نيروي پيشران است. پارامترهاي مختلفي بر روي عملكرد اين جز از موتور تأثيرگذار است كه به عنوان يكي از مهم‌ترين اين پارامترها، مي‌توان به اثرات فشار محيط يا به اصطلاح پس فشار اشاره داشت. اصولاً طراحي نازل‌ها براي يك پس فشار خاص صورت مي‌گيرد و در زمان صعود به ارتفاعات بالا پس فشار به شدت تغيير مي‌يابد كه عملكرد نازل را در شرايط غير بهينه قرار مي‌دهد. در پژوهش حاضر با استفاده از ابزار عددي، اثرات تغيير پس فشار بر روي عملكرد نازل‌هاي همگرا- واگراي سه موتور سوخت جامد استار-27، اورباس-1 و مينتمن مورد بررسي قرار گرفته است. ابزار عددي مورد استفاده در اين شبيه‌سازي نرم‌افزار فلوئنت است كه در اين نرم‌افزار جهت شبيه‌سازي آشفتگي از مدل آشفتگي كي- اپسيلون استفاده شده است. با توجه به نوع پيشران، فشار و دماي محفظه احتراق براي هر موتور با استفاده از نرم‌افزار سي‌اي‌اِي (CEA)، گونه‌هاي ورودي به نازل همگرا- واگرا محاسبه شده است. نتايج عددي به دست آمده از شبيه‌سازي‌هاي عددي داراي تطابق خوبي با داده‌هاي تجربي است. از نتايج مهم اين پژوهش مي‌توان به رابطه به دست آمده براي ضربه ويژه بر حسب تغيير ارتفاع و الگوريتم محاسبه نسبت انبساط بهينه براي هر موتور بر اساس رابطه مذكور براي مأموريت مشخص، اشاره كرد.

The main objective of utilizing nozzles is to convert the chemical energy to kinetic energy producing thrust. A wide variety of parameters makes a significant impact on nozzle performance; one parameter that produces dramatic effect is back pressure or ambient pressure. Basically, a nozzle designed for a specific back pressure does not work properly when the engine is ascending. Consequently, designing of nozzles requires knowledge of full effect of back pressure on engine performance. In this study, numerical simulation of three solid propellant nozzles has been conducted in several flight conditions. In other words, simulation have been done in some ambient pressures which represent specific flight altitudes. Numerical modeling has been conducted aiding commercial code FLUENT. k-ϵ RNG turbulence model has been used for calculating turbulence interactions with the flow. Mass flow rate, chemical species, and chamber temperature have been used as the inlet boundary conditions based on engine specifications. Numerical results show a reasonable accuracy in comparison with experimental measurements. Estimating nozzle thrust level as a function of altitude increment is the primary goal of this study. Furthermore, with the aid of this relation and a MATLAB code for computing average specific impulse, optimum expansion ratio can be achieved based on a specified mission.