سوخت و احتراق

سوخت و احتراق

مدل‌سازی عددی و تحلیل پارامتری عوامل هندسیِ محفظه احتراق یک موتور رم‌جت با سوخت جامد

نوع مقاله : مقاله پژوهشی

نویسندگان
حمیدرضا سعادتی 1
جاماسب پیرکندی 2
جلال محمدی 3
حمید پرهیزکار 3
1 کارشناس ارشد، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، مجتمع دانشگاهی هوافضا
2 عضو هیات علمی / دانشگاه صنعتی مالک اشتر
3 دانشیار، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، مجتمع دانشگاهی هوافضا، تهران
10.22034/jfnc.2024.456078.1389
چکیده
در تحقیق حاضر فرآیند احتراق در موتور رم‌جتِ سوخت جامد به صورت عددی مدل‌سازی شده و با بکارگیری پنج هندسه‌ی متفاوت اثر دو عامل هندسی شامل ارتفاع پله و طول محفظه‌ی احتراق پَسین در مشخصه‌های پیشرانشی مورد تحلیل پارامتری و مطالعه قرار گرفته است. مقایسه روش به‌کار گرفته شده در مدل‌سازی عددی بیانگر خطایی کمتر از 10 درصد با نتایج مرجع بوده و در بررسی عددی صورت گرفته مشاهده شد افزایش ارتفاع پله سبب کاهش نرخ پسروی سوخت جامد، افزایش بازده احتراق و افزایش نیروی جلوبرنده می‌شود. همچنین نتایج بدست آمده نشان دهنده‌ی کاهش بازده حرارتی و کاهش نیروی جلوبرنده با کاهش طول محفظه‌ی احتراق پسین است. همین‌طور مشاهده شد تغییر طول محفظه‌ی احتراق پسین بر میزان نرخ پسروی سوخت اثر محسوسی ندارد و با در نظر گرفتن رفتار ضربه‌ی ویژه، مقدار 95/0 برای طول بی‌بعد محفظه احتراق پسین، مقداری بهینه است.
 

تازه های تحقیق

جمع‌بندی و نتیجه‌گیری

در تحقیق حاضر مدل‌سازی عددیِ فرآیند احتراق در موتور رم‌جت با سوخت جامد صورت گرفت و نرخ پسروی سوخت در حالت میانگین و محلی با مرجع [16] مقایسه شد که خطایی کمتر از 10% با داده‌های مرجع مشاهده شد. با توجه به خطای پایین داده‌های عددی روش بکار گرفته شده مبنای بررسی هندسه‌های مختلف در یک موتور رم‌جت با سوخت جامد از نوع پلی‌اتیلن پُرچگالی قرار گرفت. طبق داده‌های بدست آمده برای هندسه‌های مختلف موارد ارائه شده در ادامه نتیجه می‌شود:

1- مطابق جدول 8 در ساختارهای هندسی 1، 2 و 3 که ارتفاع پله در آن‌ها تغییر می‌کند افزایش قطر داخلی شاخه سوخت (و یا افزایش ارتفاع پله با روش شماره 1) سبب کاهش دمای سطح سوخت و به تبع آن کاهش نرخ پسروی سوخت می‌شود که این موضوع با نتایج تجربی گزارش شده در مراجع [3, 5] مطابقت دارد. کاهش شار حرارتی با افزایش سطح انتقال حرارت به واسطه‌ی افزایش قطر داخلی شاخه سوخت می‌تواند از دلایل کاهش دمای سطح سوخت در حالت ذکر شده باشد. بنابراین در حین فرآیند تولید توان در موتور رم‌جتِ سوخت جامد با گذشت زمان که قطر داخلی شاخه سوخت به سبب پسروی سطح، افزایش یافته و این موضوع کاهش نرخ پسروی سوخت را به همراه خواهد داشت.

2- طبق رابطه میزان دبی جرمی سوخت تزریق شده به محفظه احتراق با افزایش دمای سطح سوخت و سطح سوزش افزایش می‌یابد بنابراین در ساختارهای هندسی 1، 2 و 3 با افزایش ارتفاع پله دمای سطح سوخت کاهش یافته و به تبع آن دبی جرمی سوخت نیز می‌بایست کاهش یابد ولی با افزایش ارتفاع پله سطح سوزش نیز افزایش پیدا می‌کند که طبق رابطه سبب افزایش دبی جرمی سوخت می‌شود. بنابراین دو عامل مذکور (دما و سطح سوزش) تا حدودی اثرات یکدیگر را بر میزان جرم سوخت تولیدی خنثی کرده و همچنین لازم به توضیح است که اثر پذیری میزان جرم سوخت تولیدی با تغییرات دما به صورت نمایی تغییر خواهد نمود. اثر تغییر نمایی دبی جرمی سوخت به واسطه کاهش دمای سطح در نسبت هم‌ارزی سوخت به هوا مشخص است به‌طوری که مطابق جدول 8 با کاهش دمای سطح نسبت هم‌ارزی سوخت به سمت مخلوطی فقیر از سوخت میل پیدا می‌کند.

3- بازده احتراقی طبق رابطه تعریف شده با افزایش ارتفاع پله افزایش می‌یابد که این موضوع به دلیل ازدیاد اغتشاش تولید شده به واسطه‌ی پله معکوس در ورودی و پله مستقیم در خروج از محفظه احتراق خواهد بود. با در نظر گرفتن حالت مذکور می‌توان نتیجه گرفت طی فرآیند احتراق با افزایش ارتفاع پله به واسطه‌ی پسروی بازده احتراق افزایش پیدا می‌کند.

4- مطابق جدول 8 افزایش ارتفاع پله به سبب افزایش بازده احتراق و طبق رابطه ، دما در خروجی محفظه‌ی پسین افزایش پیدا می‌کند که این موضوع با توجه به فیزیک حاکم بر گاز ایده‌آل سبب افزایش فشار در خروجی محفظه‌ی پَسین می‌شود. افزایش فشار نیز بر اساس روابط دینامیک گازها سبب تخلیه بیشتر جریان و ازدیاد نیروی جلوبرنده خواهد شد که این موضوع در داده‌های جدول مذکور قابل مشاهده است. در نتیجه افزایش ارتفاع پله افزایش نیروی جلوبرنده، سرعت مشخصه و ضربه‌ی ویژه را به همراه خواهد داشت.

5- در ساختارهای 4 و 5 کاهش طول محفظه‌ی پَسین به دلیل کوتاه بودن زمان برای انجام و تکمیل واکنش‌های شیمیایی، دما در خروجی محفظه‌ی پسین نسبت به ساختار شماره 2 کمتر بوده و به تبع آن فشار نیز افزایش نسبی کمتری پیدا می‌کند که این موضوع سبب کاهش نیروی جلوبرنده، سرعت مشخصه و ضربه‌ی ویژه خواهد شد. بنابراین با کاهش طول محفظه‌ی پسین نیروی جلوبرنده، سرعت مشخصه و ضربه‌ی ویژه نیز کاهش می‌یابد.

6- مطابق شکل 17 (راست) و مبنا قرار دادن رفتار منحنی برازش شده مشاهده می‌شود طول بی‌بعد محفظه‌ی احتراق پسین در صورتی که مقدار 95/0 را داشته باشد حالتی بهینه برای استخراج طول محفظه‌ی احتراق پسین برای مسئله‌ی تعریف شده در این تحقیق خواهد بود و با توجه به اهمیت عامل جرم در سامانه‌های هوافضایی مقدار مذکور معیاری در جلوگیری از افزایش آن (جرم) در نظر گرفته می‌شود.

7- از آنجا که نقطه‌ی اوج در نرخ پسروی محلی نقطه بازبرخورد جریان در نظر گرفته می‌شود مطابق شکل 9 افزایش ارتفاع پله سبب جابجایی نقطه بازبرخورد به سمت خروجی موتور خواهد شد.

8- نسبت هم‌ارزی محاسبه شده بیانگر تولید مخلوط احتراقیِ فقیر از سوخت (غنی از هوا) بوده که عامل اصلی آن نرخ سوزش پایین است و این موضوع از ویژگی‌های موتورهای رم‌جتِ سوخت جامد بوده که جهت افزایش نرخ پسروی روش‌هایی از قبیل ایجاد چرخش در جریان ورودی، افزایش دما و دبی جریان هوای ورودی مورد استفاده قرار می‌گیرد. همان‌طور که در جدول 8 نیز مشاهده می‌شود بیشترین نسبت هم‌ارزی و نرخ پسروی سوخت مربوط به کمترین ارتفاع پله بوده و از طرفی کاهش نرخ پسروی و هم‌ارزی سوخت طی عملکرد موتور که افزایش ارتفاع پله را به همراه دارد نیز باید در نظر گرفته شود.

کلیدواژه‌ها
رم‌جت
سوخت جامد
محفظه احتراقِ پَسین
نرخ پس‌روی
ارتفاع پله

موضوعات

عنوان مقاله English

Numerical modeling and parametric analysis of the geometrical factors of combustion chamber in a solid fuel ramjet engine

نویسندگان English

Hamidreza Saadati 1
jamasb pirkandi 2
Jalal Mohammadi 3
Hamid Parhizkar 3
1 Faculty of Aerospace, Malek Ashtar University of Technology, Iran
2 Department of Aerospace Engineering, Maleke ashtar University
3 Faculty of Aerospace, Malek Ashtar University of Technology, Iran
چکیده English

In present research the combustion process of solid fuel ramjet(SFRJ) was modeled in numerical state. Different five geometrical cases were employed for parametric study of back step height and aft-combustor length effects on propulsion properties in this numerical model. Results showed less than 10 percentage error in compare with reference data. Extracted numerical data from this research show decreasing burning rate, increasing combustion efficiency and thrust force due to increasing the step height also decreasing combustion efficiency and thrust force as results of decreasing the aft-combustor length. The results demonstrate that variation of the aft-combustor length hasn’t sensible effect on burning rate also optimum value for specific impulse occur when dimensionless aft-combustor length is equal to 0.95.

کلیدواژه‌ها English

solid fuel ramjet
combustion chamber
regression rate
step height
aft-combustor length
[1] S. Krishnan and P. George, "Solid fuel ramjet combustor design," Progress in aerospace sciences, vol. 34, pp. 219-256, 1998.
[2]S. Saraf and A. Gany, "Experimental investigation of metalized solid fuel ramjet combustor," International journal of energetic materials and chemical propulsion, vol. 11, no. 2, pp. 107-121, 2012.
[3]X. Ai-yuan, W. Xiao-song, and X. Qiang, "Experimental Investigation on Combustion Characteristic of PMMA in Solid Fuel Ramjet," Acta Armamentarii, vol. 34, no. 2, pp. 240-245, 2013.
[4] E. Ataee, H. Ghassemi, and E. Zanjirian, "Experimental Investigation of Pressure Dependency of Solid Propellant Sound Speed by Ultrasonic Technique," Aerospace Knowledge and Technology Journal, vol. 2, no. 1, pp. 46-59, 2014.
[5]C. Xiong, C. Hong-gang, Z. Chang-sheng, and Z. Guo-qiang, "Research on influence of selected factors on burning rate of polyethylene in solid fuel ramjet," Acta Armamentarii, vol. 35, no. 11, p. 1783, 2014.
[6] W. Jung, S. Baek, T. Kwon, J. Park, and S. Kwon, "Combustion Test of Solid Fuel Ramjet Combustor Using Gas Generator," in 53rd AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, 2017, pp. 4945-4956.
[7] R. G. Veraar and W. Wieling, "Sustained combustion limits of a central dump solid fuel ramjet combustor at high altitude operational conditions," in 2018 Joint Propulsion Conference, 2018, pp. 4449-4475.
[8] A. Razmyslov and V. Sultanov, "Numerical modeling of gasification and combustion of solid fuels in a solid fuel ramjet combustor," in Journal of Physics: Conference Series, 2019, vol. 1385, no. 1: IOP Publishing, pp. 12051-12057.
[9] Z. Changfei, C. Haotian, Y. Wenjin, and W. Xiaoming, "Self-ignition characteristics of the high-speed ramjet kinetic energy projectile in the launch process," Chinese Journal of Aeronautics, vol. 32, no. 4, pp. 851-860, 2019.
[10]         A. Tahsini, "An accurate performance prediction of solid fuel ramjets using coupled intake-combustor-nozzle simulation," Journal of Mechanics, vol. 36, no. 6, pp. 933-941, 2020.
[11]         W. Li, D. Zhao, X. Chen, L. Zhu, and S. Ni, "Numerical investigation of inlet thermodynamic conditions on solid fuel ramjet performances," International Journal of Aerospace Engineering, vol. 2021, pp. 1-20, 2021.
[12]         A. Reyhani and A. M. Tahsini, "Using Wavy Fuel Surface to Improve the Performance of the Solid Fuel Ramjets," Propellants, Explosives, Pyrotechnics, vol. 47, no. 10, pp. 1-6, 2022.
[13]         S. Mandal, S. A. Hashim, S. Karmakar, and A. Roy, "Experimental investigation of boron laden paraffin wax-based solid fuel for ducted rocket application," in AIAA SCITECH 2023 Forum, 2023, pp. 2187-2199.
[14] A. Panchal and S. Menon, "Modeling the effect of metal particles on solid fuel burning in a ramjet combustor," in AIAA SCITECH 2024 Forum, 2024, p. 1413.
[15]         R. D. DeBoskey et al., "Analysis of Flame Structures in a Model Solid Fuel Ramjet Combustor with Increasing Reynold's Number," in AIAA SCITECH 2024 Forum, 2024, p. 2595.
[16]         O. Musa, X. Chen, Y. Li, W. Li, and W. Liao, "Unsteady simulation of ignition of turbulent reactive swirling flow of novel design of solid-fuel ramjet motor," Energies, vol. 12, no. 13, p. 2513, 2019.
[17]         ansysfluent sofware help,(2016).
[18]         J. R. Andrews and O. Biblarz, Temperature dependence of gas properties in polynomial form. Naval Postgraduate School, 1981.
[19]         R. Baurle, T. Mathur, M. Gruber, and K. Jackson, "A numerical and experimental investigation of a scramjet combustor for hypersonic missile applications," in 34th AIAA/ASME/SAE/ASEE joint propulsion conference and exhibit , p. 3121,1998.
[20]         H. Schlichting and K. Gersten, Boundary-layer theory. springer, 2016.
[21]         K. K.-y. Kuo, Kenneth Kuan-Yun Kuo (2005) Principles of combustion. John Wiley & Sons, 2005, p. 768.
[22]         Y. Cengel and J. Cimbala, "Fluid mechanics fundamentals and applications," Fourth ed.: McGraw Hill, 2018, pp. 351-442.
[23]         J. de Wilde, "Heat of gasification of polyethylene and polymethylmethacrylate," National Technical Reports Library, p. 29, 1988.
[34]         G. Risha et al., "Pyrolysis and combustion of solid fuels in various oxidizing environments," in 34th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit, 1998, p. 3184.
[25]         A. Razmyslov and V. Sultanov, "Numerical investigation of heat flux structure on the surface of a fuel grain during operation of solid fuel ramjet combustor," in Journal of Physics: Conference Series, 2020, vol. 1556, no. 1: IOP Publishing, p. 012039.
[26]         S. I. Stoliarov and R. N. Walters, "Determination of the heats of gasification of polymers using differential scanning calorimetry," Polymer Degradation and Stability, vol. 93, no. 2, pp. 422-427, 2008.
[27]         M.h.Shojaeefard and M.Tahani, An introduction to turbulent flow and its modeling. University of science and technology publishing center, 2012.
[28]         S. R.Turns, An introduction to combustion(consepts and applications), third edition ed. McGraw-Hill, 2012.