تحلیل عددی ترمودینامیک و سینتیک‌ احتراق پیشرانه مایع بر پایه هیدروژن و متان

نوع مقاله : علمی-پژوهشی

نویسندگان

گروه مهندسی شیمی،دانشکده فنی مهندسی، دانشگاه جامع امام حسین (ع)، تهران، ایران

چکیده

درک کافی از سوزش پایدار و کنترل عملکرد در موتورهای پیشرانه مایع، مستلزم شناخت کافی از شرایط محفظه احتراق، سلسله واکنش‌های شیمیایی (سینتیک احتراق پیشرانه) و متغیّرهای ترموفیزیکی متکّی بر آن است. بدین منظور پس از بررسی معادله‌های حاکم و شبیه‌سازی محفظه احتراق بر پایه دینامیک سیالات، محاسبه‌هایی در نسبت‌های هم‌ارزی گوناگون، چگونگی توزیع دما، سرعت واکنش شیمیایی و کسر جرمی گونه‌های شیمایی، به عنوان شالوده کار و نمایان‌گر چالش‌های طراحی محفظه احتراق و سامانه‌های مرتبط با آن مطرح می‌شود. نتیجه‌های شبیه‌سازی به خوبی بسیاری از ویژگی‌های پیشرانه مایع هیدروژن- اکسیژن و متان- اکسیژن را پیش‌بینی و توجیه می‌نماید. برای پیشرانه متان- اکسیژن به دلیل تولید کربن مونوکسید در نسبت‌های بالای سوخت به اکسیدکننده و بالا بودن آنتالپی تشکیل آن، افت تکانه ویژه، دما و سرعت واکنش شیمیایی پیشرانه در محفظه احتراق مشاهده می‌شود. دما در محفظه احتراق و ناحیه‌های نزدیک پاشنده‌ها برای این پیشرانه در نسبت هم‌ارزی یک، بسیار بیش‌تر از پیشرانه هیدروژن- اکسیژن است که دمای زیادتر منجر به آسیب جدی به دیواره محفظه احتراق، سامانه انتقال پیشرانه و پاشنده‌ها می‌شود. همچنین با بهبود طراحی نازل می‌توان انرژی گرمایی گازهای محفظه احتراق را به انرژی جنبشی و سرعت تبدیل نمود و تکانه ویژه تولیدی را افزایش داد.

کلیدواژه‌ها

موضوعات

مراجع

[1] Krzycki L.J., “How to Design, Build and Test Small Liquid-Fuel Rocket Engines”, Rocketry, United States of America, (1967).
[2] Haidn O., “Advanced Rocket Engines, in Advances on Propulsion Technology for High-Speed Aircraft”, RTO-EN-AVT, (2008).
[3] Sqrensen K.A., Lupemba S.K., Paludan J., Lippert E.H., “Designing a Thrust Chamber”, DTU space, Denmark (2017).
[4] Sharma K.A., Samy P.A., Kumar S.S., Parammasivam K.M., “Numerical Modeling of Supercritical Combustion in Lox/Methane Multielement Chamber”, International Astronautical Congress (IAC), Germany, (2018).
[5] https://en.samspace.ru/
[6] www.spacex.com
[7] Kato T., Terakado D., Nanri H., Morito T., Masuda I., Asakawa H., sacaguchi H., Ishikawa Y., Inoue T., Ishihara S., Sasaki M., “Subscale Firing Test for Regenerative Cooling Lox/Methane Rocket Engine”,7 th european conference for aeronautics and space sciences, (2015).
[8] Fasal Khan M., Quadri Z.A., Kulkarni P.S., Guven U., Bhat S.P., Sundarraj K., “CFD Simulation of a Liquid Rocket Propellant (LH2/Lox) Combustion Chamber”, 15th Annual CFD Sympos, Bangalore, India, (2013).
[9] Cutrone L., Battista F., Ranuzzi G., Bonifacio S., Steelant J., “A CFD Method for Simulation of Mixing and Combustion in High-Pressure Lox/Methane Rocket Engines”, In 46th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, Reno, Nevada, (2008).
[10] Song J., Sun B., Coupled Numerical Simulation of Combustion and Regenerative Cooling in Lox/Methane Rocket Engines, Applied Thermal Engineering, 106: 762-773 (2016).
[11] Pandey K.M., Yadav S.K., CFD Analysis of a Rocket Nozzle with Four Inlets at Mach 2.1, International Journal of Chemical Engineering and Applications, 1(4): 319-325 (2010).
[12] Shabanian S.R., Rahimi M., Khoshhal A., CFD Study on Hydrogen-Air Premixed Combustion in a Micro Scale Chamber, Iranian Journal of Chemistry and Chemical Engineering (IJCCE), 29(4): 161-172 (2010).
[13] Gupta P.K., Nayak V.S., Gupta A., Numerical Investigation of a Liquid Propellant Rocket (LH2/Lox) Combustion Chamber with Various Operational Condition and Micro-Gravity Effect by CFD, International Research Journal of Engineering and Technology (IRJET), 5(9): 1636-1642 (2018).
[14] Pimental R.G., “Measurement and Prediction of Droplet Size Distribution in Sprays”, PhD thesis, Laval University, (2006).
[15] Ajinkya V., Pandit A., Kumar, Srinivasa R.G., Kedarnath C., Srihari R., Vivek V.R., Modeling of Liquid Propellant Combustion Chamber, Chemical engineering journal, 207: 151-166 (2012).
[16] Liang P.Y., Fisher S., Mason Y.C., Comprehensive Modeling of a Liquid Rocket Combustion Chamber, Journal of Propulsion and Power (JPP), 2(2): 97-104 (1986).
[17] Jamali A.A., Shahhosseini S., Behjat Y., Experimental Evaluation and Modeling of Liquid Jet Penetration to Estimate Droplet Size in a Three-Phase Riser Reactor, Chinese Journal of Chemical Engineering, 24(2): 293–309 (2016).
[18] Davidson L., “An Introduction to Turbulence Models”, AVANCEZ, Chalmers University of Technology, Sweden, (2018).
[19] Bosenhofer M., Wartha E.M., Jordan C., Harasek M., The Eddy Dissipation Concept-Analysis of Different Fine Structure Treatments for Classical Combustion, Energies, 11(7): 1902 (2018).
[20] Magnussen B.F., The Eddy Dissipation Concept a Bridge between Science and Technology, Energies, 11(7): 1902 (2005).
[21] ANSYS FLUENT 15.0 Theory Guide-7.1.2 the Generalized Finite-Rate Formulation for Reaction Modeling.
[22] Burke M. P., Chaos M., Yiguang J. U., Dryer F. L., Klippenstein S. J., Comprehensive H2/O2 Kinetic Model for High-Pressure Combustion, International Journal of Chemical Kinetics, 44(7): 444-474 (2011).
[23] Andersen J., Rasmussen C. L., Giselsson T., Glarborg P., Global Combustion Mechanisms for Use in CFD Modeling Under Oxy-Fuel Conditions, Energy & Fuels, 23(3): 1379-1389 (2009).
[24] Jones W.P., Lindstedt R.P., Global Reaction Schemes for Hydrocarbon Combustion, Combustion and Flame, 73(3): 233-249 (1988).
[25] Westbrook C.K., Dryer F.L., Simplified Reaction Mechanisms for the Oxidation of Hydrocarbon Fuels in Flames, Combustion science and technology, 27(1-2): 31-43 (1981).
[26] De Giorgi M.G., Sciolti A., Ficarella A., Application and Comparison of Different Combustion Models of High-Pressure Lox/CH4 Jet Flames, Energies, 7(1): 477-497 (2014).
[27] Kubota N., “Propellants and Explosives: Thermochemical Aspects of Combustion”, Second Edition, John Wiley & Sons, Germany, (2015).

فایل ها

هم رسانی

ارجاع به این مقاله

آمار