مدل‌سازي صفربعدي و بررسي عوامل موثر بر بالستيك داخلي يك نوع موتور راكت هيبريد

Zero-D Modeling and Study of Parameters Affecting the Ballistic Properties of Hybrid Rocket Motor

سيستم‌هاي پيشرانش هيبريدي به عنوان راه‌كاري ارزان قيمت براي پيشرانش فضايي به تازگي مورد توجه قرار گرفته است. سيستم‌هاي پيشرانش هيبريدي علاوه بر داشتن مزاياي سيستم‌هاي پيشرانه جامد، داراي ضربه ويژه بالاتر و قابليت كنترل‌پذيري نيز مي‌باشند. علاوه بر اين، سيستم‌هاي پيشرانش هيبريدي به دليل وجود يك مسير تغذيه اكسنده، پيچيدگي كم‌تري نسبت به سيستم‌هاي پيشرانه مايع دارند. در اين مقاله، با نوشتن يك كد صفربعدي، عملكرد يك موتور هيبريد با اكسنده اكسيد نيتروس (N2O) شبيه‌سازي شده است. كد تهيه شده، بر اساس روابط ديناميك گاز جريان ناپايا توسعه داده شده است. در اين كد دقت محاسبه مشخصات محصولات احتراق افزايش يافته و همچنين، دبي اكسنده متغير وابسته به تغييرات فشار موتور و تخليه مخزن اكسنده در آن لحاظ شده است. اين كد در روند شناسايي پارامترهاي مهم بالستيكي و طراحي مفهومي موتور هيبريدي نقش اساسي دارد. با استفاده از اين كد، عوامل موثر بر بالستيك داخلي موتور بررسي شده است. نتايج نشان داد كه اندازه پورت اوليه و طول سوخت، تاثير چنداني بر عملكرد موتور ندارد؛ اما تغييرات دبي اكسنده و گلوگاه نازل موجب تغيير در عملكرد موتور به مقدار قابل توجهي مي‌گردد.

Hybrid propulsion system is getting more attention as a low cost solution for the space propulsion problems. Hybrid propulsion systems have advantages of solid propulsion systems and besides, they have higher specific impulse and ability of throttling. Moreover, operation and development of hybrid system is less complex than liquid system as it has only one line of oxidizer feed. In this paper, performance of a hybrid rocket motor with nitrous-oxide (N2O) as oxidizer is simulated by means of a zero-D numerical code. The code is developed on the basis of unsteady flow gas dynamics relations. Calculation of combustion products properties’ has been improved and variable oxidizer flow rate due to chamber pressure changes and oxidizer tank discharge has been taken into account. This code is of great importance in conceptual design and ballistics parameters identification of hybrid rocket motors. A parametric study on important variables affecting internal ballistics of hybrid rocket motor is done. Results of this study show that length and initial port diameter of fuel grain do not affect the performance of motor. Despite, changes in oxidizer flow rate and nozzle throat diameter influence the performance of hybrid motor significantly.