مطالعه عددی خنک‌کاری فیلمی در یک رانشگر فضایی

نوع مقاله: مقاله پژوهشی

نویسندگان

1 هیات علمی/دانشگاه صنعتی شریف دانشکده مهندسی هوافضا

2 دانشجوی دکتری، مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی شریف،

3 دانشجوی کارشناسی ارشد، مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی شریف،

4 کارشناس ارشد، پژوهشکده سامانه‌های حمل‌ونقل فضایی، پژوهشگاه فضایی

چکیده

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.

کلیدواژه‌ها

موضوعات


عنوان مقاله [English]

Numerical Investigation of Film Cooling in a Thruster

نویسندگان [English]

  • Amir Mardani 1
  • Amir A.Beige 2
  • mohammadreza madani 3
  • alireza ramezani 4
1 Faculty member/Aerospace Engineering/Sharif University of Technology
2 2- Department of Aerospace Engineering, Sharif University of Technology, Tehran, Iran, aghabeige@ae.sharif.edu
3 دانشجوی کارشناسی ارشد، مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی شریف،
چکیده [English]

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.

کلیدواژه‌ها [English]

  • Film Cooling
  • Thruster
  • Hypergolic
  • Two-phase Flows
  1. M. Tajmar, Advanced Space Propulsion Systems, New York, Springer Science & Business Media, 2012.
  2. G. P. Sutton and O. Biblarz, Rocket Propulsion Elements, New York, John Wiley & Sons, 2016.
  3. G. P. Sutton, History of Liquid Propellant Rocket Engines, Reston, American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2005.
  4. D. H. Huang and D. K. Huzel, Modern Engineering for Design of Liquid-Propellant Rocket Engines, Washington DC, American Institute of Aeronautics and Astronautics, 1992.
  5. S. Pohl, G. Frank and M. Pfitzner, “Heat Transfer in Reacting Cooling Films: Part I—Influence and Validation of Combustion Modelling in CFD Simulations,” ASME Turbo Expo 2014: Turbine Technical Conference and Exposition, Düsseldorf, Germany, June 2014.
  6. G. Frank, S. Pohl, and M. Pfitzner, “Heat Transfer in Reacting Cooling Films: Part II—Modelling Near-Wall Effects in Non-Premixed Combustion with OpenFOAM,” ASME Turbo Expo 2014: Turbine Technical Conference and Exposition, Düsseldorf, Germany, June 2014.
  7. C. Höglauer, B. Kniesner, O. Knab, G. Schlieben, C. Kirchberger, S. Silvestri and O. J. Haidn, “Simulation of liquid and transcritical cooling films in rocket combustion chambers,Space Propulsion Conference, Bordeaux, 2012.
  8. U. Gotzig and D. Eckhard, “Development Status of Astriums New 22N Bipropellant Thruster Family,” 39th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit, Huntsville, 2003.
  9. G. Schulte, “Further Improvements and Qualification Status of Astriums 10N Bipropellant Thruster Family,” 39th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit,Huntsville, 2003.
  10. G.Schulte, S. Ziegenhagen and U. Gotzig. “Verification Test Program for Simultaneous Operation of Dual Seal Torque Motor with the EADS 10N Bipropellant Thruster,” 40th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit, Fort Lauderdale, 2004.
  11. P. Jindal, S. Agarwal and R. P. Sharma, “A brief review on experimental film cooling,” ASI Carbon–Science and Technology, Vol.8, No. 2, 2016, pp. 72-82.
  12. H. W. Zhang, W. Q. Tao, Y. L. He, W. Zhang, “Numerical study of liquid film cooling in a rocket combustion chamber,” International Journal of Heat and Mass Transfer, 49, No.1-2, 2006, pp. 349-358.
  13. H.W. Zhang, Numerical Study on Film Cooling and the Characteristics of Gas Flow and Heat Transfer in Thrust Chamber at High Pressure, PhD Thesis, Department of Energy & Power Engineering, Xi’an Jiaotong University, Xi’an, China, 2006.
  14. 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: Applications, 52, No. 11, 2007, pp. 991-1007.
  15. B. Betti, Flow Field and Heat Transfer Analysis of Oxygen/Methane Liquid Rocket Engine Thrust Chambers, PhD Thesis, Department of Mechanical & Aerospace Engineering, Università di Roma, Italy, 2012.
  16. G. Morrell, Investigation of Internal Film Cooling of 1000-pound-thrust Liquid-ammonia-liquid-oxygen Rocket-engine Combustion Chamber, NACA-RM-E51E04, 1951.
  17. M.W. Grisson, Liquid film cooling in rocket engines, AEDC-TR-gl-1, Morehouse College, Atlanta, 1991.
  18. C. Höglauer, B. Kniesner, O. Knab, G. Schlieben, C. Kirchberger, S. Silvestri and O. J. Haidn, “Modeling and simulation of a GOX/kerosene subscale rocket combustion chamber with film cooling,” CEAS Space Journal, 7, No. 4, 2015, pp. 419-432. 
  19. C. Kirchberger, G. Schlieben and O. J. Haidn. “Investigation on Film Cooling in a GOX/Kerosene Rocket Combustion Chamber,” 29th International Symposium on Space Technology and Science, Nagoya-Aichi, Japan, 2013.
  20.  A. Miranda and M. Naraghi. “Analysis of Film Cooling and Heat Transfer in Rocket Thrust Chamber and Nozzle,” 49th AIAA Aerospace Sciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition, Orlando, January 2011.
  21. U. Gotzig, G. Schulte and A. Sowa, “New generation 10N bipropellant MMH/NTO Thruster with double seat valve,” 35th Joint Propulsion Conference and Exhibit, Los Angeles, June 1999.
  22. https://cameochemicals.noaa.gov/chris/MHZ.pdf, Accessed 20 March 2019.
  23. Fluent User Manual, Fluent Inc, 1996.
  24. A. H. Lefebvre and X. F. Wang. “Mean drop sizes from pressure-swirl nozzles,” Journal of Propulsion and Power, 3, No. 1, 1987, pp.11-18.
  25. J. McGarry, “Correlation and prediction of the vapor pressures of pure liquids over large pressure ranges,” Industrial & Engineering Chemistry Process Design and Development, 22, No. 2, 1983, pp. 313-322.
  26. L. Catoire, N. Chaumeix and C. Paillard, “Chemical Kinetic Model for Monomethylhydrazine/Nitrogen Tetroxide Gas Phase Combustion and Hypergolic Ignition,” Journal of propulsion and power, 20, No. 1, 2004, pp. 87-92.
  27. L. Catoire, T. Ludwig, X. Bassin, G. Dupre and C. Paillard, “Kinetic modeling of the ignition delays in monomethylhydrazine/oxygen/argon mixtures,” Twenty-Seventh Sysposium (International) on Combustion, Boulder, 1998.
  28. L. Catoire, X. Bassin, G. Dupre and C. Paillard, “Experimental study and kinetic modeling of the thermal decomposition of gaseous monomethylhydrazine. Application to detonation sensitivity,” Shock Waves, 6, No. 3, 1996, pp. 139-146.
  29. M. Ma’dani, Numerical study of film cooling in small thrusters, MS thesis, Propulsion, Aerospace Engineering Department, Sharif University of Technology, 2019. (in Persian)
  30. D. R. Bartz, “Turbulent boundary-layer heat transfer from rapidly accelerating flow of rocket combustion gases and of heated air,” Advances in Heat Transfer, Vol. 2, 1965, pp. 1-108.
  31. O. Knab, D. Preclik and D. Estublier. “Flow field prediction within liquid film cooled combustion chambers of storable bi-propellant rocket engines,” 34th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit, Cleveland, July 1998.