بررسی عددی سه بعدی خنک کاری بازیابی در موتور موشک سوخت مایع

نوع مقاله : مقاله پژوهشی

نویسندگان

1 عضو هیات علمی/ دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی

2 دانشجو کارشناسی ارشد / دانشگاه آزاد واحد علوم و تحقیقات تهران

چکیده

در این مقاله، خنک‌کاری بازیابی در موتور موشک سوخت مایع مطالعه و بررسی شده است. مدلسازی هندسی سه‌بعدی و مش بهینه توسط نرم‌افزار تجاری گمبیت و تحلیل عددی سه‌بعدی، که با نوشتن UDF همراه بوده است، توسط نرم‌افزار انسیس فلوئنت ویرایش 15 انجام شده است. این تحلیل برای دو سیال خنک‌کنندة آب و هیدروژن مایع، همچنین برای سه سوخت هیدروژن مایع، RP-1 و JP-4 انجام و نتایج با هم مقایسه شده است. این نتایج نشان می‌دهند که در ناحیة گلوگاه، شار حرارتی عبوری از دیوارة محفظة تراست و دمای دیواره به حداکثر مقدار خود می‌رسد. در صورت استفاده از سیال خنک‌کنندة هیدروژن مایع به‌جای آب به 97 درصد دبی کمتر برای رسیدن به دمای مطلوب نیاز است. همچنین با افزایش فشار محفظة پیشران موتور موشک سوخت مایع، شاهد افزایش دمای گازهای محترقه بوده و در نتیجه شار ورودی به دیوارة محفظه افزایش می‌یابد. در نهایت، تأثیر استفاده از مواد مدرج تابعی (اف. جی. ام.) بر دمای دیواره مورد مطالعه و بررسی قرار گرفته و مشاهده می‌شود که در صورت استفاده از این مواد در ساخت محفظة پیشران، با توجه به استفاده از سرامیک در این مواد و ماهیت عایق‌بودن سرامیک، دمای دیواره حدود 25 درصد افزایش، انتقال حرارت از محفظة پیشران به مقدار قابل توجهی کاهش و نهایتاً رانش افزایش خواهد یافت.

کلیدواژه‌ها

موضوعات

عنوان مقاله [English]

Numerical investigation of three-dimensional regenerative cooling in liquid propellant rocket engines

نویسندگان [English]

  • Hossein Mahdavy Moghaddam 1
  • Hamed Zangene 2
1
2
چکیده [English]

In this paper, regenerative cooling in liquid propellant rocket engine has been studied and investigated. Gambit® is used for mesh generation and 3D modeling. Ansys Fluent® 15 is used for 3D numerical analysis by writing UDF code. This analysis has been done and compared for water and liquid hydrogen as liquid cooler and also liquid hydrogen, RP-1 and JP-4 as a rocket fuel. Results have shown that maximum heat flux and wall temperature occurred in nozzle throat. If used liquid hydrogen coolant instead of water we need 97% less flow to reach the desired temperature. Also by increasing thrust chamber pressure, the heat flux and wall temperature have been increased. Finally the effect of using functionally graded material (FGM) in wall temperature has been studied and investigated. If these materials used in construction of thrust chamber and due to the use of ceramics in this materials and the nature of ceramics insulator, wall temperature increased about 25 percent and the heat transfer will decrease significantly from the thrust chamber wall and therefore increase the thrust.

کلیدواژه‌ها [English]

  • regenerative cooling
  • Heat Transfer
  • liquid propellant rocket engines
  • liquid hydrogen
  • Functionally graded material

مراجع

[1] D. Kuhl, J. Riccius, O. J. Haidn, Thermomechanical Analysis and Optimization Of Cryogenic Liquid Rocket Engines, Propulsion And Power, Vol. 18, No. 4, pp. 835-846, 2002.
[2] C. H. Marchi, F. Laroca, A. Fa´bio Carvalho da Silva, J. Nivaldo Hinckel, Numerical Solution Of Flows In Rocket Engines With Regenerative Cooling, Numerical Heat Transfer, Vol. A, No. 45, pp. 699-717, 2004.
[3] Z. S. Shao, Mechanical and Thermal Stresses of a Functionally Graded Circular Hollow Cylinder with Finite Length, International Journal of Pressure Vessels and Piping, No. 82, pp. 155-163, 2005.
[4] S. Zhifei, Z. Taotao, X. Hongjun, Exact Solution of Heterogeneous Elastic Hollow Cylinder, Composite Structure, No. 79, pp. 140-147, 2006.
[5] J. L. Pelletier, Senthil S. Vel, An Exact Solution for the Steady-State Thermo-Elastic Response of Functionally Graded Orthotropic Cylindrical Shells, Journal of Solids and Structures, No. 43, pp. 1131-1158, 2006.
[6] M. Naraghi, S. Dunn, D. Coats, Dual Regenerative Cooling Circuits For Liquid Rocket Engines, Manhattan College, Riverdale, 2006.
[7] A. Mollahajian, A. Asadollahi, Numerical investigation of regenerative cooling in liquid propellant rocket engines, in Iranian Aerospace Conference, Sharif University, Tehran, 2008. (in Persianفارسی )
[8] M. Majidi Parsa, R. Ebrahimi, H. Karimi, Numerical Modeling of Regenerative Cooling in Liquid Propellant Rocket Engines, Master Thesis, University of Khaje Nasir Toosi, Tehran, 2009. (in Persianفارسی )
[9] A. Ulas, E. Boysan, Numerical Analysis Of Regenerative Cooling In Liquid Propellant Rocket Engines, Aerospace Science and Technology, Vol. 24, pp. 187-197, 2011.
[10] Keles I., Conker C., Transient Hyperbolic Heat Conduction in Thick-Walled FGM Cylinders and Spheres with Exponentially Varying Properties, European Journal of Mechanics and Solids, No. 30, pp. 449-455, 2011.
[11] M. Iqbal, N. Sheikh, H. Ali, S. Khushnood, M. Arif, Comparison of Empirical Correlations for the Estimation of Conjugate Heat Transfer in a Thrust Chamber, Life Science Journal, Vol. 9, No. 4, pp. 708-716, 2012.
[12] T. Vinitha, S. Senthilkumar, K. Manikandan, Thermal Design And Analysis Of Regeneratively Cooled Thrust Chamber Of Cryogenic Rocket Engine, IJERT, Vol. 2, No. 6, pp. 662-669, 2013.
[13] W. Yang, B. Sun, Numerical Simulation of Liquidfilm and Regenerative Cooling in a Liquid Rocket, Applied Thermal Engineering, Vol. 54, pp. 460-469, 2013.
[14] S. K. Kim, M. Joh, H. S. Choi, T. S. Park, 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, pp. 1066-1077, 2014.
[15] M. Azadi, M. Shariyat, Nonlinear Transient Heat Transfer and Thermoplastics Analysis of Thick-Walled FGM Cylinder with Temperature-Dependent Material Properties Using Hermitian Transfinite Element, Journal of Mechanical Science and Technology, Vol. 23, No. 10, pp. 2635-2644, 2009.

فایل ها

هم رسانی

ارجاع به این مقاله

آمار