این سایت در حال حاضر پشتیبانی نمی شود و امکان دارد داده های نشریات بروز نباشند
سوخت و احتراق، جلد ۷، شماره ۲، صفحات ۷۷-۹۵
عنوان فارسی مطالعه اثرات نسبت هم­ ارزی و نوع سوخت بر روی یک جریان واکنشی با فشار و دمای متغیر و زمان اقامت کوتاه
چکیده فارسی مقاله آیروترمودینامیک گاز در واقع مطالعه ترمودینامیک گازها در سرعت بالاست که همراه با تبادل حرارت و انرژی مکانیکی است. ازجمله سیستم­ هایی که دارای این ویژگی­ اند می­ توان به سیستم­ های پیشرانش راکتی اشاره کرد. در سیستم ­های پیشرانش راکتی، که دارای نازل همگرا-واگراست، در طول نازل مقدار فشار و دما تغییر کرده و سرعت بالای این نوع سیستم ­ها موجب کاهش زمان اقامت می ­شود. به همین منظور، در این مطالعه، به بررسی موتور سوخت مایع و اثرات تغییر نوع سوخت و نسبت هم­ ارزی بر روی احتراق و پارامترهای عملکردی موتور پرداخته شده است. حل عددی با استفاده از مدل آشفتگی و مدل احتراقی EDCو فرض دبی ثابت در جریان ورودی برای دو سوخت هیدروژن و کروسین با استفاده از نرم­ افزار فلوئنت انجام‌ شده است. برای شبیه ­سازی واکنش ­های شیمیایی کروسین از مکانیزم کاهش‌یافته 9 مرحله­ ای و هیدروژن 14 مرحله‌ای استفاده شده است. به منظور صحت ­سنجی نتایج حل عددی از داده­ های تجربی استفاده شده است که تطابق نسبتاً مناسبی بین آن­ها مشاهده می­ شود. از نتایج مهم این مطالعه می­ توان به رفتار نسبتاً مشابه حل حالت گونه­ های تثبیت­ شده و نرخ محدود در تمامی نسبت­ های هم ­ارزی در محفظه احتراق اشاره کرد. همچنین، با افزایش نسبت هم­ ارزی، در محدوده­ مکانی وسیع ­تری از موتور (محفظه و قسمتی از نازل همگرا)، می­ توان حل حالت گونه­ های تثبیت­ شده و نرخ محدود را یکسان درنظر گرفت. از دیگر نتایج مهم، می­ توان به وقوع واکنش ­هایی با نرخ محدود در قسمت واگرای نازل برای سوخت کروسین و یکسان­ بودن مکان بیشینه عدد دامکوهلر برای دو سوخت اشاره کرد.
کلیدواژه‌های فارسی مقاله
عنوان انگلیسی Study of Equivalence Ratio and Propellant Effects on a Reactive Flow with Low Residence Time and Highly Variable Tempereture and Pressure
چکیده انگلیسی مقاله Gas aerothermodynamics is the thermodynamics of a gas in high velocity associated with heat transfer. One of the devices which takes advantage of this field is a rocket system. High velocity flow filedwith intensely varying pressure and temperature along the nozzle axis leads to reduction ofresidence time.This means the balance between chemical and flow time scales is changing in the flow stream. In this study, reacting flow composition variations in combustion chamber and nozzle of a liquid rocket engine is numerically investigated for hydrogen and kerosene fuels regarding combustion efficiency and performance of the engine. Numerical modeling has been conducted with the aid of commercial code FLUENT. turbulence and EDC combustion models have been used to consider turbulence effects on the flow field. 9-step and 14-step skeletal mechanisms have been utilized to represent chemical oxidation of kerosene and hydrogen, respectively. Results show a reasonable accuracy in comparison with experimental measurements. As a result of this study, it can be concluded that in combustion chamber and convergent nozzle, the frozen and finite rate modeling have almost same results in all equivalence ratios. However, in divergent section of the nozzle some reactions proceed in finite rate regarding to fuel type. Finally, it can be noted that maximum Damkohler number occurs in the same axial position for both kerosene and hydrogen fuels.
کلیدواژه‌های انگلیسی مقاله
نویسندگان مقاله محمدصالح عبداله پور نویسنده مسیول | mohammad saleh abdollah pour nevisandeh election
دانشگاه صنعتی شریف
سازمان اصلی تایید شده: دانشگاه صنعتی شریف (Sharif university of technology)

وحید رضایی | vahid rezaei
صنعتی شریف

امیر مردانی | amir mardani
دانشگاه صنعتی شریف
سازمان اصلی تایید شده: دانشگاه صنعتی شریف (Sharif university of technology)

نشانی اینترنتی http://jfnc.ir/en/ManuscriptDetail?mid=147
فایل مقاله فایلی برای مقاله ذخیره نشده است
کد مقاله (doi)
زبان مقاله منتشر شده fa
موضوعات مقاله منتشر شده
نوع مقاله منتشر شده Research Paper
برگشت به: صفحه اول پایگاه   |   نسخه مرتبط   |   نشریه مرتبط   |   فهرست نشریات