عنوان مقاله :
بررسي عملكرد تراستر دومولفه‌اي با نرم‌افزار توسعه يافته تحليل محفظه رانش موتورهاي فضايي
عنوان به زبان ديگر :
Investigation of a Bi-propellant Thruster by a Developed Space Engine’s Thrust Chamber Analysis Code
پديد آورندگان :
عيدي عطارزاده، مسعود دانشگاه صنعتي شريف - دانشكده مهندسي هوافضا , سرآباداني، عطيه دانشگاه صنعتي شريف - دفتر خدمات فناوري , داورنيا، غزال دانشگاه صنعتي شريف - دفتر خدمات فناوري , خسروبيگي، حامد دانشگاه صنعتي شريف - دفتر خدمات فناوري , فرشچي، محمد دانشگاه صنعتي شريف - دانشكده مهندسي هوافضا , رمضاني، عليرضا پژوهشگاه فضايي ايران - پژوهشكده سامانه‌هاي حمل و نقل فضايي
كليدواژه :
نرم‌افزار تحليل , پاشش , احتراق , تراستر دومولفه , موتورهاي فضايي
چكيده فارسي :
در مرحله طراحي موتورهاي پيشران فضايي، استفاده از نرم‌افزارهايي با هزينه‌ي محاسباتي كم، از اهميت فوق‌العاده‌اي برخوردار است. در اين مقاله يك نرم‌افزار مدل‌سازي محفظه رانش موتورهاي فضايي دومؤلفه‌اي در مقياس كوچك توسعه داده مي‌شود. با استفاده از مدل‌هاي پاشش و تبخير، فرآيندهاي تزريق پيشرانه و توزيع تبخير محاسبه مي‌گردد. حلگر احتراقي با استفاده از سينتيك شيميايي، فرآيند احتراق درون محفظه را به صورت يك‌بعدي در راستاي محور محفظه رانش محاسبه مي‌كند. حلگر خنك‌كاري، ميزان انتقال حرارت از گازهاي داغ به فيلم‌هاي خنك‌كاري و محيط بيرون را پيش‌بيني مي‌كند. اعتبارسنجي مدل‌ها نشان مي‌دهد كه خطاي آن‌ها در شبيه‌سازي فرآيندها قابل‌قبول است. با استفاده از ابزار توسعه داده شده، عملكرد تراستر دومؤلفه‌اي شركت آستريوم با سوخت منومتيل‌هيدرازين و تتراكسيد نيتروژن و سينتيك احتراقي گسترده، مورد بررسي قرار گرفته است. نتايج نشان مي‌دهد كه دماي گازهاي درون محفظه يكنواخت نبوده و داراي پيك است. همچنين فرآيند تبخير قطرات سوخت و اكسنده تا گلوگاه نازل ادامه دارد.
چكيده لاتين :
Numerical modeling of space engines aside the experimental test is routine. In the design step of such engines, low-cost softwares are vital. In this paper, small-scale space engine thrust chamber analysis code will be developed. In this code, propellant injection and evaporation distribution will be modelled. 1D Combustion solver calculates the reactions of distributed fuel and oxidizer through the thrust chamber axis by chemical mechanisms. Then the cooling solver computes the heat transfer from hot gases to the film cooling layer and the outer surroundings. Validation shows acceptable errors in the modelling of processes. By this developed code, the performance of the Astrium bi-propellant thruster with MonoMethylHydrazine and NitrogenTetrOxide and distributed chemical reaction has been investigated. Results show that hot gas temperature inside the combustor is not uniform and has a peak. Furthermore, the evaporation of the propellant droplets is continued to the nozzle throat.
عنوان نشريه :
علوم و فناوري فضايي
