تحلیل فرایند احتراق در محفظة موتور زم‌ استیک

نکوفر, کوروس; تیرگر, اندیشه; حسینی, سیدامیر

نوع مقاله : علمی- ترویجی

نویسندگان

¹ عضو هیئت علمی دانشکده فنی مهندسی ، دانشگاه آزاد اسلامی واحد چالوس، چالوس، ایران

² دانشجو دانشگاه آزاد اسلامی ، واحد آیت اله آملی

³ کارشناس ارشد، دانشگاه آزاد اسلامی ، واحد فیروزکوه، تهران، ایران

چکیده

در طراحی موتور سوخت مایع به‌دلیل دمای بالای احتراق و نرخ بالای انتقال از گازهای داغ به دیوار محفظه، خنک‌کاری محفظة رانش اهمیت بسیار بالایی دارد. در طراحی خنک‌کاری محفظة رانش، انتخاب روش مناسب، طراحی مجاری خنک‌کاری و مباحث مرتبط با محفظة رانش دو جداره و استفاده از پوشش‌های حرارتی اهمیت بسیار زیادی دارد. در دیوارة محفظة احتراق و نازل موتور پیشران مایع لازم است یک سیستم خنک‌کاری به‌منظور جلوگیری از شکست مقاومت بدنة موتور استفاده شود. در خنک‌کاری به روش بازیابی سیال مبرد (معمولاً سوخت) از میان کانال‌هایی که برای آن در بدنة موتور تعبیه شده است، عبور می‌کند و دمای بدنة موتور را کاهش می‌دهد. مدل‌سازی و تحلیل جریان سیال کانال خنک‌کننده در موتور پیشران مایع به‌دلیل شار حرارتی بالا یکی از مهم‌ترین و چالشی‌ترین موضوع در زمینة این نوع موتورهاست. در این مقاله، فرایند احتراق با استفاده از روش دینامیک سیالات محاسباتی مورد بررسی قرار گرفت. برای این کار ابتدا مطالعة روی کارهای مشابه منتشر شده در این زمینه انجام شد. سپس، معادلات موجود و لازم برای شبیه‌سازی این فرایند استخراج شد. در نهایت با استفاده از روش عددی انتخاب شده برای حل احتراق، شبیه‌سازی برای هندسة موجود در دبی‌های مختلف انجام شد که نتایج قابل قبولی دارد.

کلیدواژه‌ها

20.1001.1.26764253.1396.1.2.4.3

عنوان مقاله [English]

Analysis of the Combustion Process in the Engine Zamstic

نویسندگان [English]

Koros nekofar ¹
Andisheh Tiregar ²
seyed Amir Hosseini ³

¹ Member of the Faculty of Technical Engineering, Islamic Azad University, Chalus Branch, Chalus, Iran

² Student of Islamic Azad University, Ayatollah Amoli branch

³ Master's degree, Islamic Azad University, Firuzkoh Branch, Tehran, Iran

چکیده [English]

In liquid rocket engine design, because of the combustion due to the 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 is of utmost importance. Also, the thrust chamber cooling design, the selection of appropriate methods, as well as the design and topics related to thrust chamber cooling ducts, double glazing and thermal coating are very important. Liquid propellant engine in the wall of the combustion chamber and nozzle is a necessary part in order to prevent the failure of a cooling system using engine block
resistance. In this paper, the combustion process is investigated using a computational fluid dynamics method. To do this, first the similar works in the field are reviewed and then the equations that exist for this process are extracted to determine what equations need to be solved. By examining this method, it was determined that the chosen numerical method could be used to solve the combustion equation. Finally, the simulation results for the geometry in different fluxes are studied which led to acceptable outcomes.

کلیدواژه‌ها [English]

Liquid Propellant Engine
The Combustion Chamber
Cooling Channel
Cryogenic Fuels
Regenerative Cooling

مراجع

[1] Binder, M., n RL10A-3-3A Rocket Engine Model using the Rocket Engine Transient Simulator (ROCETS) Software, NASA Contractor Report 190786, 1993.

[2] LeClair, A.C. and Majumdar, A.K., “Computational Model of the Chilldown and Propellant Lloading of the Space Shuttle External Tank,” AIAA, Vol. 6561, 2010, p. 2010.

[3] Kanmuri, A., Wakamatsu, Y., Kanda, T., Torii, Y., and et.al., Transient Analysisof LOX/LH2 Rocket Engine (LE-7),” Monterey, CA (US); AIAA1989.

[4] Cai, G., Fang, J., Xu, X. and Liu, M. “Performance Prediction and Optimization for Liquid Rocket Engine Nozzle,” Aerospace Science and Technology, Vol. 11, 2007, pp. 155-162.

[5] Van Overbeke T. J., and Shuen, J. S. “A Numerical Study of Chemically Reacting Flow in Nozzles,” AIAA-89-2793, California, July 10-12, 1989.

[6] Zhang, H. He, Y. and Tao, W., “Numerical Study of Film and Regenerative Cooling in a Thrust Chamber at High Pressure,” Numerical Heat Transfer, Part A: Applications, Vol. 52, 2007, pp. 991-1007.

[7] Marchi, Ch. H., Laroca, F., Silva, A. F.C. D. and Hinckel, J. N. “Numerical Solutions of Flows in Rocket Engines with Regenerative Cooling,” Numerical Heat Transfer, Part A: Applications, Vol. 45, Issue 7, 2004, pp. 699-717.

[8] Naraghi, M. H., “RTE-A Computer Code for Three-Dimensional Rocket Thermal Evaluation,” User Manual, Tara Technologies, LLC, Yorktown Heights, NY, Vol. 6, 2002, pp. 27-30.

[9] Dunn, S., Coats, D. and French, J., “TDK’02™ Two-Dimensional Kinetics (TDK) Nozzle Performance Computer Program,” User’s Manual, Prepared by Software & Engineering Associates, Inc, 2002.

[10] Naraghi, M., Dunn, S. and Coats, D., “A Model for Design and Analysis of Regeneratively Cooled Rocket Engines,” AIAA paper, Vol. 3852, 2004, p. 2004.

[11] Frölich, A., Popp, M., Schmidt, G. and Thelemann, D., “Heat Transfer Characteristics of H2/O2 –Combustion Chambers,” AIAA Paper 93-1826, June 1993.

[12] Poramir and A. F. Tabatabaee, “Numerical Solution of Three Dimentional Heat Transfer Through the Combustion Chamber and Study of Treatment of Coolant Flow in the Cooling Channel,” 6^th Iranian Aerospace Conference, K. N. Toosi Univercity, Tehran, Iran, Feb. 1385, (in Persian).

[13] Asadallahi and Mollahajian, A. “Study and Optimization Regeneration Cooling System in the Nozzle of Liquid Rocket Engine,” 7^th Iranian Aerospace Conference, Sharif University of Technology, Tehran, Iran, Feb. 1386, (in Persian).

[14] M. Eisakhani, Simulation of Phisycal and Geometric Parameters Effects in Regenerative Cooling, (M.S. ThesisP, Tarbiat Modares University, Tehran, Iran, Sep. 1381, (in Persian).

[15] Shine, S., Kumar, S. S. and Suresh, B., “A new Generalised Model for Liquid Film Cooling in Rocket Combustion Chambers,,” International Journal of Heat and Mass Transfer, Vol. 55, 2012, pp. 5065-5075.

[16] Gomet, L., Robin, V. and Mura, A. “Lagrangian Modelling of Turbulent Spray Combustion Under Liquid Rocket Engine Conditions,” Acta Astronautica, Vol. 94, 2014, pp. 184-197.

[17] Karimi, H., Nassirharand, A. and Mohseni, M. “Modeling and Simulation of a Class of Liquid Propellant Engine Pressurization Systems,” Acta Astronautica, Vol. 66, 2010, pp. 539-549.

[18] Kim, S.-K. and et al., “Multidisciplinary Simulation of a Regeneratively Cooled Thrust Chamber of Liquid Rocket Engine: Turbulent combustion and nozzle flow,” International Journal of Heat and Mass Transfer, Vol. 70, 2014. pp. 1066-1077.

[19] Urbano, A. and et al., “Exploration of Combustion Instability Triggering using Large Eddy Simulation of a Multiple Injector Liquid Rocket Engine,” Combustion and Flame, Vol. 169, 2016. pp. 129-140.

[20] Yang, W. and B. Sun, “Numerical Simulation of Liquid Film and Regenerative Cooling in a Liquid Rocket,” Applied Thermal Engineering, Vol. 54, No. 2, pp. 460-469.

[21] Guo,Y., Chan, C. C. K., . Lau, K. S. “A Pure Eulerian Model for Simulating Dilute Spray Combustion,” Elsevier Science, Fuel 81, 2002, pp. 2131-2144.

[22] De Giorgi, M. G., Sciolti, A. and Ficarella, A. “DifferentCombustion ModelsAppliedtoHighPressure LOX/CH4 jet Flames,” 4^th European Conference for Aerospace Sciences, Saint Petersburg, Russia , July 2011.

[23] Yen-Sen Chen, A ., Chou, T.H., Gu, B.R., Wu, J.S., Wu, B., Lian,Y.Y., Yang, L., “Multiphysics Simulations of Rocket Engine Combustion,” Elsevier, Computers & Fluids, Vol. 45, Issue 1, 2011, pp. 29-36.

Ulas, A. and Boysan, E., “Numerical Analysis of Regenerative Cooling in Liquid Propellant Rocket Engines,” Aerospace Science and Technology, Vol. 24, No. 1, 2013, p.p. 187-197.

فناوری در مهندسی هوافضا

تحلیل فرایند احتراق در محفظة موتور زم‌ استیک

مراجع

مراجع

دوره 1، شماره 2 - شماره پیاپی 2
آذر 1396
صفحه 35-44

تحلیل فرایند احتراق در محفظة موتور زم‌ استیک

مراجع

مراجع

دوره 1، شماره 2 - شماره پیاپی 2آذر 1396صفحه 35-44

دوره 1، شماره 2 - شماره پیاپی 2
آذر 1396
صفحه 35-44