این سایت در حال حاضر پشتیبانی نمی شود و امکان دارد داده های نشریات بروز نباشند
سوخت و احتراق، جلد ۱۴، شماره ۱، صفحات ۹۵-۱۱۶
عنوان فارسی بررسی تبخیر اکسید کننده پاشش شده از انژکتور فشاری – پیچشی در محفظه احتراق در شرایط فشار پایین
چکیده فارسی مقاله در این مطالعه، تبخیر اکسیدکننده مایع در مرحله شروع به کار در محفظه احتراق یک رانشگر فضایی به­ صورت عددی با نرم­افزار فلوئنت بررسی می ­شود. در مرحله استارت رانشگر، ابتدا بخشی از اکسیدکننده، که بر اثر تجزیه به­ صورت گازی درآمده است، وارد محفظه شده و باعث افزایش فشار آن می ­شود (در این مطالعه تا 2/0 بار). اکنون امکان این وجود دارد که اکسیدکننده پاشش­شده به­ صورت مایع خارج شود و می­توان تبخیر قطرات مایع را در این فشار بررسی کرد. در رانشگر مورد بررسی نرخ پاشش سوخت 3 گرم بر ثانیه و انژکتور مورد استفاده از نوع فشاری-پیچشی است. بررسی عددی در این پژوهش مبتنی­بر ساختار اویلر-لاگرانژ برپایه روش ذره گسسته است که برهمکنش میان فازهای گاز و مایع را به­ طور همزمان توسط معادلات اساسی ناویر-استوکس مورد مطالعه قرار می­ دهد. نتایج حاصل از صحه­ گذاری روش عددی، قابلیت این روش در تخمین کمّی و کیفی پارامترهای متاثر از تبخیر آنی همانند فشار، دما و فوق داغی در قطرات اسپری را مورد تایید قرار می ­دهد. هر چند نقش تبخیر آنی در تغییر دما و فشار قطرات به­ عنوان فاز گسسته و نیز گاز محیطی به ­عنوان فاز پیوسته مشهود است، ولی همزمان با آن می­توان میل این دو فاز به شرایط پایدار و ایجاد حالت پایا را مشاهده کرد. بررسی این موضوع حاکی از زمانی در حدود 20 میلی ­ثانیه است که تعادلی دمایی در حد 264 کلوین در هر دو فاز و فشاری ثابت در حد 7 کیلوپاسکال را در محفظه ایجاد می­ کند.
کلیدواژه‌های فارسی مقاله تبخیر آنی، رانشگر فضایی، محفظه احتراق، اکسنده مایع، انژکتور فشاری-پیچشی،
عنوان انگلیسی Evaporation of Injected Oxidizer from a Pressure –Swirl Injector in a Low Pressure Combustion Chamber
چکیده انگلیسی مقاله In this study, the evaporation of liquid oxidizer inside a combustion chamber during engine start-up in a low-pressure environment is numerically investigated. In thruster starting stage, first, a portion of oxidizer which has been evaporated inside the injector capillaries fills the void inside the combustion chamber and causes a pressure rise (up to 0.2 bars). This makes the injection of oxidizer as fluid possible and now the evaporation rate can be investigated. In the investigated thruster the mass flow of injected liquid is 3 grams per second and the type of injector is pressure-swirl. Numerical simulation in this study is based on an Eulerian- Lagrangian method known as Discrete Phase Method (DPM), which investigates the interaction of two phases using Navier-Stokes Equations. A verification is done to support the results of the method used in order to obtain quantitative variables essential to this study. The tendency of fluids to reach a stable state after an abrupt process of flashing is visible in the results of this study. After a small period of time around 20 milliseconds a stable temperature around 264 kelvins is reached which causes a stable pressure of 7 kPa in the combustion chamber.
کلیدواژه‌های انگلیسی مقاله تبخیر آنی, رانشگر فضایی, محفظه احتراق, اکسنده مایع, انژکتور فشاری-پیچشی
نویسندگان مقاله محمدرضا مراد |
دانشگاه صنعتی شریف مهندسی هوافضا

روزبه خداوردیان |
دانشجو/ دانشگاه صنعتی شریف

محمدرضا جهان نما |
پژوهشگاه فضایی ایران

علیرضا رمضانی |
پژوهشکده سامانه های حمل و نقل فضایی

آزاده کبریایی |
استادیار / دانشکده هوافضا، دانشگاه صنعتی شریف

نشانی اینترنتی https://www.jfnc.ir/article_130943_f5dce479e728f6d36545b4df561dfb8b.pdf
فایل مقاله فایلی برای مقاله ذخیره نشده است
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