این سایت در حال حاضر پشتیبانی نمی شود و امکان دارد داده های نشریات بروز نباشند
سوخت و احتراق، جلد ۱۳، شماره ۲، صفحات ۱-۲۵
عنوان فارسی مطالعه عددی خنک‌کاری فیلمی در یک رانشگر فضایی
چکیده فارسی مقاله در این مقاله، به بررسی مدل­ سازی خنک ­کاری فیلمی یک موتور رانشگر فضایی 10 نیوتنی برای دو حالت پروفیل دمایی پیش­فرض دیواره و نیز لحاظ انتقال حرارت در داخل دیواره پرداخته شده است. مطالعه برای چهار نوع مدل فیلم گاز غیرواکنشی، فیلم گاز واکنشی، فیلم مایع غیرواکنشی و فیلم مایع واکنشی انجام شده است. برای مدل ­سازی واکنش ­های شیمیایی، مکانیزم شیمیایی برای مونو متیل هیدرازین و نیتروژن تتروکسید گردآوری و کاهش داده شده است. بررسی نتایج نشان می ­دهد که مکانیزم توسعه داده­شده با 43 گونه شیمیایی و 174 واکنش شیمیایی قابلیت مدل­ سازی تجزیه مونو متیل هیدرازین در لایه مرزی خنک ­شونده را دارد و دمایی با دقت 5 درصد در مقایسه با سایر مراجع برای احتراق مونو متیل هیدرازین و نیتروژن تتروکسید پیش ­بینی می­ کند. برای مدل­ سازی جریان خنک­ کننده، در دو حالت مدل ­سازی فیلم گازی و فیلم مایع، لایه سوخت گازی در دمای تبخیر مربوط ­به فشار محفظه و یا جریان قطرات سوخت در دبی­ های گوناگون به سطح تزریق شده و پارامتر­های انتقال حرارت به دیواره گزارش شده ­اند. بر روی دبی خنک­ کن مطالعه پارامتریک صورت گرفته و اثر آن بر خنک­ کاری بررسی شده ­است و پروفیل شار گرمایی محاسبه ­شده با پروفیل شار گرمایی حاصل از روابط تحلیلی مقایسه شده ­است. نتایج حاکی از آن است که برای خنک­ کاری در کامل­ ترین حالت مدل ­سازی (فیلم مایع واکنش ­دهنده) با تزریق 10% سوخت به ­عنوان خنک­ کن، شار گلوگاه در حدود 25% و با تزریق 20% سوخت، در حدود 48% قابل کاهش است. همچنین، نتایج نشان می ­دهد که برای حالتی که انتقال حرارت در ضخامت دیواره لحاظ شود، تزریق حدود 20% سوخت نتیجه نزدیکی را به منحنی دمای تجربی دیواره به ­دست می ­دهد.
کلیدواژه‌های فارسی مقاله
عنوان انگلیسی Numerical Investigation of Film Cooling in a Thruster
چکیده انگلیسی مقاله In this work, film cooling of a 10N thrust chamber is investigated using different numerical models. The thruster is modeled by feeding gas at a chemical equilibrium state from the inlet. Heat flux is computed for different flow rates of the coolant and is compared to the analytical Bartz equation for the no coolant case. In the second part, solid wall heat conduction is modeled, and the computed wall temperature profile is compared to the available experimental data. Chemical dissociation of MMH in the coolant layer is modeled by constructing a chemical mechanism for the reactions of Methyl Hydrazine with Nitrogen Tetroxide. Chemical reactor modeling shows a close prediction to other available data for the combustion of MMH/NTO system. To assess the effect of different cooling mechanisms in the coolant layer, different approaches for heat transfer modeling with different levels of complexity are investigated in this paper. The considered models include cold gas, reactive gas, cold droplets, and a reactive evaporating layer of droplets. For the most sophisticated model considered (reactive evaporating layer of droplets), a 48% reduction of heat flux is computed at the throat when 20% of the fuel is used as the coolant. Also, when solid wall heat conduction is considered, the computed wall temperature profile is closest to the experimental data for the case of 20% of the fuel as coolant.
کلیدواژه‌های انگلیسی مقاله
نویسندگان مقاله امیر مردانی |
هیات علمی/دانشگاه صنعتی شریف دانشکده مهندسی هوافضا

نشانی اینترنتی http://www.jfnc.ir/article_109376_5cd5c913251a991cbf05ec295822a2cd.pdf
فایل مقاله اشکال در دسترسی به فایل - ./files/site1/rds_journals/914/article-914-2458788.pdf
کد مقاله (doi)
زبان مقاله منتشر شده fa
موضوعات مقاله منتشر شده
نوع مقاله منتشر شده
برگشت به: صفحه اول پایگاه   |   نسخه مرتبط   |   نشریه مرتبط   |   فهرست نشریات