سوخت و احتراق

سوخت و احتراق

مطالعه عددی انتقال حرارت جریان گاز محترق در محفظه رانش موتور سوخت مایع

نویسندگان
محمد مجیدی پارسا
رضا ابراهیمی
حسن کریمی
دانشکده مهندسی هوافضا،دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی،تهران،ایران
چکیده
در این مقاله، انتقال حرارت جریان گاز محترق در محفظه رانش یک موتور سوخت مایع به صورت عددی مطالعه شده است. جریان گاز در محفظه، با در نظر گرفتن اثرات اصطکاک، انتقال حرارت جابه­ جایی به دیواره، تشعشع گازها و واکنش­های شیمیایی غیرتعادلی به صورت شبه ­یک ­بعدی شبیه سازی شده و معادلات حاکم با یک روش عددی کاملاً ضمنی حل شده است. از مدل شیمیایی هوا-هیدروژن بربس، که شامل 9 جزء و 18 واکنش مقدماتی نرخ محدود است، برای شبیه سازی فرآیند احتراق استفاده شده است.جریان سیال خنک کننده درکانالهای خنک کاری و هدایت حرارتی در دیواره به صورت شبه ­یک ­بعدی مدل شده است. نتایج حاصل نشان میدهند که روش حل به­ کار گرفته شده به خوبی می تواند جریان گاز در محفظه را شبیه سازی و شار حرارتی عبوری از دیواره، دمای دیواره و افزایش دمای سیال خنک­کننده را محاسبه کند. براساس این نتایج، در نزدیکی ناحیه گلوگاه، شار حرارتی عبوری از دیواره محفظه و دمای دیواره به بیشترین مقدار خود میرسند. همچنین، بیشترین شار حرارتی ناشی از تشعشع گازها در محفظه احتراق در حدود 30 درصد شار حرارتی کلی عبوری از دیواره است. مقادیر محاسباتی نشان می دهند که با احتساب واکنشهای شیمیایی در محفظه بیشترین شار حرارتی کلی عبوری از دیواره 30 درصد، بیشترین دمای دیواره 7 درصد، میزان افزایش دما و افت فشار سیال خنککننده در کانالهای خنککاری به ترتیب 29 درصد و 3 درصد، با نتایج عددی مرجع مورد مقایسه اختلاف دارند.

تازه های تحقیق

در این مقاله، مطالعه عددی انتقال حرارت جریان گاز محترق در محفظه رانش موتور سوخت مایع انجام شده است. جریان گاز در محفظه، با احتساب اثرات اصطکاک، انتقال حرارت جابه­جایی و تشعشعی گازها به دیواره و واکنش های شیمیایی غیرتعادلی، به صورت شبه یک­بعدی مدلسازی شده است. هدایت حرارتی در دیواره و جریان سیال خنک کننده در کانال های خنک کاری به صورت شبه یک­بعدی درنظر گرفته شده است. بر اساس نتایج به­دست آمده، روش ارائه­شده در این مقاله می تواند انتقال حرارت کوپل­شده بین گازهای گرم حاصل از احتراق و سیال خنک کننده با هدایت حرارتی از میان دیواره را به­خوبی حل کرده و میدان جریان گاز را به­خوبی شبیه سازی کند. علاوه بر این، مدل مورد نظر می تواند شار حرارتی عبوری از دیواره، دمای دیواره و افزایش دمای سیال خنک کننده را تعیین کند. مقادیر محاسباتی نشان می دهند که با احتساب واکنش های شیمیایی در محفظه حداکثر شار حرارتی کلی عبوری از دیواره، حداکثر دمای دیواره، میزان افزایش دما و افت فشار سیال خنک کننده در کانال­های خنک کاری، به ترتیب 30، 7، 29 و 3 درصد، با نتایج عددی مرجع مورد مقایسه اختلاف دارند. همچنین، حداکثر دمای دیواره سمت گاز و میزان افزایش دمای سیال خنک کننده در طول کانال خنک کاری، با درنظر گرفتن فعالیت شیمیایی جریان گاز در محفظه، به ترتیب در حدود 11 و 27 درصد افزایش می­یابد.

کلیدواژه‌ها
جریان گاز محترق
انتقال حرارت
محفظه رانش
موتور سوخت مایع

عنوان مقاله English

Numerical Study of Reacting Gas Flow Heat Transfer in Liquid Rocket Engine Thrust Chamber

نویسندگان English

Mohammad Majidi Parsa
Reza Ebrahimi
Hasan Karimi
Faculty of Aerospace Engineering, K. N. Toosi University of Technology, Tehran, Iran
چکیده English

In this article, the reacting gas flow heat transfer is numerically studied in the thrust chamber of a liquid rocket engine. The gas flow in the thrust chamber is considered as a quasi one-dimentional mathematic model in which the effects of friction, the convection heat transferred to the wall, gas radiation, and non-equalibruim chemical reactions were taken into account. The gas governing equations are solved with a fully implicit finite volume method. The Brabbs air-hydrogen chemical model, which includes 9 species and 18 finite rate elemntary reactions, is used for modeling the combustion processes. The coolant flow in the cooling channels and the heat conduction through the wall are modeled as a quasi one-dimentional mathematical model. Numerical results show that the method used for solving the governing equations can appropriately simulate the gas flow field, the wall temperature, the heat flux through the wall and can calculate the increase in the coolant temperature in the cooling channels, as well. Besed on these results, the wall temperature and the heat flux through the wall on the hot gas side reaches a maximum aboat the throat. The maximum heat flux by gases radiation is about 30% of total heat flux to the wall of the combustion chamber. Comparing the results obtained for this code that is considered as the effect of chemical reactions in the chamber with the numerical calculations, it can be seen that the differencess in the maximum heat flux to the wall, the maximum wall temperature, the tempreature increase, and pressure drop of the coolant in the cooling channels are 30%, 7%, 29%, and 3%, respectively.

کلیدواژه‌ها English

Reacting gas flow
Heat transfer
Thrust chamber
Liquid rocket engine
1.     G. P. Sutton and O. Biblarz, Rocket Propulsion Elements, 7th Ed., New York, JohnWiley& Sons, 2001, pp.197-240.
2.     D. K. Huzel and D. H. Huang, Modern Engineering for Design of Liquid Propellant Rocket Engines, New York, McGraw Hill, 1992, pp. 84-104.
3.     G. Cai, J. Fang, X. Xu and M. Liu, “Performance Prediction and Optimization for Liquid Rocket Engine Nozzle,” Aerospace Science and Technology, 11, 2007, pp. 155-162.
4.     T. J. VanOverbeke and J. S. Shuen, “A Numerical Study of Chemically Reacting Flow in Nozzles,” AIAA-89-2793, California, July 10-12, 1989.
5.     H. W. Zhang, Y. L. He and W. Q. Tao, “Numerical Study of Film and Regenerative Cooling in a Thrust Chamber at High Pressure,” Numerical Heat Transfer, Part A, 52, 2007, pp. 991-1007.
6.     H. M. Carlos, L. Fernando, F. C. Da Silva Antonio and N. H. Jose, “Numerical Solutions of Flows in Rocket Engines with Regenerative Cooling,” Numerical Heat Transfer, Part A, 45, 2004, pp. 699-717.
7.     M. H. Naraghi, “RTE-A Computer Code for Three-Dimensional Rocket Thermal Evaluation,” User Manual, Tara Technologies, LLC, Yorktown Heights, NY 2002.
8.     S. S. Dunn, D. H. Coats and J. C. French, “TDK’02™ Two-Dimensional Kinetics (TDK) Nozzle Performance Computer Program,” User’s Manual, Software & Engineering Associates Inc., Dec 2002.
9.     M. H. Naraghi, S. Dunn and D. Coats, “A Model for Design and Analysis of Regeneratively Cooled Rocket Engines,” AIAA Propulsion Conference, Fort Lauderdale Florida, July 2004.
10.  A. Frohlich, M. Popp, G. Schmidt and D. Thelemann, “Heat Transfer Characteristics of H2-O2 Combustion Chambers,” 29th Joint Propulsion Conf, AIAA 93-1826, Monterey, CA, 1993.
11.  A. Poramir and A. F. Tabatabaee, “Numerical Solution of Three Dimentional Heat Transfer Through the Combustion Chamber and Study of Treatment of Coolant Flow in the Cooling Channel,” 6th Iranian Aerospace Conference, K. N. Toosi Univercity, Tehran, Iran, Feb. 1385, (in Farsi).
12.  A. Asadallahi and A. Mollahajian, “Study and Optimization Regeneration Cooling System in the Nozzle of Liquid Rocket Engine,” 7th Iranian Aerospace Conference, Sharif University of Technology, Tehran, Iran, Feb. 1386, (in Farsi).
13.  M. Eisakhani, “Simulation of Phisycal and Geometric Parameters Effects in Regenerative Cooling,” M.S. Thesis, Tarbiat Modares University, Tehran, Iran, Sep. 1381, (in Farsi).
14.  A. Valizade, “Thrust Chamber Cooling Computations and the Comparison of Results with the Hot Tests,” 14th ISME, Esfehan University of Teknology, Esfehan, Iran, April 1385, (in Farsi).
15.  M. Majidi Parsa, “Numerical Modeling of Fluid Fow and Heat Transfer in a Thrust Chamber of a Liquid Rocket Engine with Regenerative Cooling,” M.S. Thesis, K. N. Toosi University, Tehran, Iran, Sep. 1389, (in Farsi).     
16.  K. K. Kuo, Principle of Combustion, 2rd Ed., New York, John Wiley& Sons, 1986.
17.  R. C. Reid, J. M. Prausnitz and T. K. Sherwood, The Properties of Gases and Liquids, New York, McGraw-Hill, 1977.
18.  R. W. Fox and A. T. McDonald, Introduction to Fluid Mechanics, 4th Ed., New York, John Wiley& Sons, 1994.
19.  F. P. Incropera and D. P. Dewitt, Introduction to Heat Transfer, 3rd Ed., New York, John Wiley& Sons, 1996.
20.  J. S. Shuen and S. Yoon, “Numerical Study of Chemically Reacting Flows Using an LU Scheme,” AIAA Propulsion Conference, Nevada, Jan.1988.
21.  J. S. Shuen, M. S. Lion and B. Vanleer, “Iinvisid Flux-Splitting Algoritms for Real Gases,” J. Comp. Phys., 1990, pp.           1-24.