fa en fa ar fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa ur fa fa fa fa fa fa fa en fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa ur fa fa en fa gl en azb en fa en en en en en ar en en en en en en en en en en en en en en en en en en fa fa zh fa el fa fa fa it id en en id bo en en fa ar fa de id fa de bo fa de en fa de en fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa ar fa fa fa fa fa fa fa de
تعیین محدودة مناسب عملکردی انژکتورهای مورد استفاده در محفظة‌احتراق گردابه‌ای موتور سوخت مایع به‌روش تجربی
بانک ها و نمایه نامه ها
نوع مقاله : مقاله پژوهشی
سید مجتبی موسوس نائینیان 2
1 دانشجوی دکتری / دانشکدة هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی
2 عضو هیات علمی / دانشکدة هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی
محفظة ‌احتراق گردابه‌ای نسل جدید محفظة موتورهای سوخت مایع است که در آن با چیدمان متفاوت انژکتورها، یک جریان گردابه‌ای درون محفظة ‌احتراق ایجاد می‌کنند. این گردابه کمک زیادی به خنک‌کاری و افزایش میزان اختلاط مولفه‌های پیشرانه در محفظة ‌احتراق می‌کند و می‌توان در یک محفظه با حجم کوچک، احتراقی کامل ایجاد نمود. در این نوع محفظه‌ها چند نوع انژکتور در نقاط مختلف مورد استفاده قرار می‌گیرد که شامل انژکتورهای گریز از مرکز، جریانی و گردابه‌ای (مماسی) می‌باشند. در پژوهش حاضر، طراحی و آزمون تجربی این انژکتورها جهتِ بررسی تأثیر پارامترهای هندسی آنها بر مشخصه‌های هیدرودینامیکی با استفاده از سیال عامل آب انجام شده است. نحوة تشکیل اسپری، اندازه‌گیری دبی، افت فشار و زاویة پاشش انژکتور از جمله مشخصه‌های هیدرودینامیکی است که بررسی شده‌اند. نتایج حاکی از تطابق قابل قبول پیش‌بینی‌های طراحی و عملکرد انژکتورهاست. بر این اساس، ضمن انتخاب انژکتورهای گریز از مرکز و جریانیِ پاشندة سوخت و اکسیدکننده به محفظه، نشان داده شده است که افزایش تعداد انژکتورهای مماسیِ گردابه‌ای تا شش عدد، یکنواختی بیشتری در جریان بالارونده از محفظة گردابه‌ای ایجاد می‌کند، اما زاویه ورودی آنها تا 5 درجه تأثیر چندانی بر بالاروندگی ندارد.
محفظة احتراق موتور سوخت مایع
انژکتور گریز از مرکز
Experimental determination of the suitable rang of injectors used in the vortex combustion chamber in liquid rocket engine
Seead Mojtaba Mousavi Nainiyan 2
Vortex combustion chamber which is a new generation of liquid fuel engine with different arrangements of injectors generated a vortex flow into the combustion chamber. This vortex contributed to increased cooling and mixing the components of the propellant in the combustion chamber and can be generated a complete combustion in a small volume chamber. In this chamber several type of injector used in various locations including, centrifugal, flow and vortex injectors. In this study, the design of these injectors and then experimental test to investigate the effect of geometrical parameters on their hydrodynamic characteristics is done using water flow. Spry forming process, flow measurement, pressure drop and injector spray angle including hydrodynamic characteristics that have been studied. The results show acceptable agreement of the predicted design with performance of injectors. Accordingly, centrifugal and flow injectors that injected the fuel and oxidizer into the chamber were selected and shown that increasing the number of tangential vortex injectors to 6, generated more uniformity in the rising vortex flow in the chamber but the entry angle to 5 degrees no significant effect on rising flow.
combustion chamber of liquid propellant engine
[1] Y.H Zahao, M.H Hou, J.S Chin, Drop Size Distribution from Swirl and Air-blast Atomizer, Atomization and Spray Technology, Vol. 17, pp. 3-15, 1986.
[2] D.H. Taylor, B.E. Walshm, Combustion Processes in a Medium Diesel Enggin, The Inst. Eng, Vol. 202, pp. 67-76, 1986.
[3] D. Sivakumar, B.N.R., Role of geometric parameteres on the drop size characterisitics of liquid-liquid coaxial swirl atomizers,  Atomization and Spray Technology, Vol. 14, pp. 547-563, 1998.
[4]. A. Karegar, Layout optimization model of injectors in injector page by using cold test results, Master's thesis, Department of Mechanical Engineering, Tarbiat Modares University, Tehran, 2006. (in Persianفارسی )
[5]. A.J. Yule, , R.A. Shen, , J.R. Jeong, G.G Nasr, D.D. James, The Performance Characteristics of Solid – Cone – Spray Pressure–Swirl Atomizersو Atomization and sprays, Vol. 10, pp. 627-646, 1990.
[6] R. D. Rietz, F. V Bracco, Mechanisms of breakup of Round liquid Jes, The Encyclopedia of Fluid Mechanics, Cheremisnof N., Gulf Publishing, Houston, Texas , Vol.3, chap. 10 , pp. 233-249, 1986.
[7] H.I, Makkarti, S.C. Molvi, Science and Engineering of Droplets: Fundamentals and Application, William Andrew Publishing, chap. 5, pp.121-137, 2000.
[8] R. W. Tate, Spray patternation, Ind. Eng. Chem, Vol. 52, No.10, pp. 49-52, 1960.
[9] V.M Kodryatcev, V.A. Kuznetsov, Fundamental of theory and calculation of liquid propulsion rockets, Moscow chap. 6, pp. 78-95, 1993.
[10]. F. Ommi, Engine and spacecraft propulsion, Tehran,Besat Publishers, chap 5, pp. 47-80, 2010. (in Persianفارسی )
[11] E. Valizadeh, M.J. Montazeri, M.R. Eshkevari and M. Dadkhah, Scenario of mass & energy parametrs optimization of specific liquid propellant engine and hot test, The Eighth Annual Conference of the Association of Aerospace, Malek Ashtar University, 2009. (in Persianفارسی )
[12] A. Saghari, Study of vortex combustion chamber performance in Missile and space propulsion systems, Master's thesis, Malek Ashtar University, 2010. (in Persianفارسی )
[13] M. J. verini, M.J. Malecki, J.A. Sauer, W. H. Knuth, Vortex Combustion Chamber Development for Future Liquid Rocket Engine Applications, AIAA Paper 2149, 2002.
[14] L. Gongnan, Design and simulation of gas oxygen/ methane vortex cooling thrust chamber, The 64th International Astronautical Congress, Beijing, China, 2013.
[15] J. Martin Chiaverini, J. Majdalani, Vortex Thrust Chamber Testing and Analysis for O2-H2 Propulsion Applications, The 39th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit, Huntsville, Alabama, July 2003.
[16] K. Ramamurthi, Journalof, Experimental study of liquid sheets formed in coaxial swirl injectors, Propulsion and Power, Vol. 14, pp. 1103-1109, 1995.
[17]. S.A. Esfehani, Proposing a Model to design of a bipropellant atomizer and its experimental testing, Master's thesis, Malek Ashtar University, 2012. (in Persianفارسی )
[18]. E. Valizadeh, S. M. Mousavi Naeenian, M. M. [18]. E. Valizadeh, S. M. Mousavi Naeenian, M. M. Heydari, H. Saadati, Numerical analysis of the flow in vortex combustion chamber simulator cylinder of liquid propellant engines and its experimental test, Modares Mechanical Engineering Journal, Vol. 15, No. 9, pp. 313-321, 2014. (in Persianفارسی )
دوره 6، شماره 1 - شماره پیاپی 1
اصل مقاله 3.98 MB
ارجاع به این مقاله
تعداد مشاهده مقاله: 1,072
تعداد دریافت فایل اصل مقاله: 981
ولی زاده, اسماعیل, & موسوس نائینیان, سید مجتبی. (1396). تعیین محدودة مناسب عملکردی انژکتورهای مورد استفاده در محفظة‌احتراق گردابه‌ای موتور سوخت مایع به‌روش تجربی. دانش و فناوری هوافضا, 6(1), 25-39.
اسماعیل ولی زاده; سید مجتبی موسوس نائینیان. "تعیین محدودة مناسب عملکردی انژکتورهای مورد استفاده در محفظة‌احتراق گردابه‌ای موتور سوخت مایع به‌روش تجربی". دانش و فناوری هوافضا, 6, 1, 1396, 25-39.
ولی زاده, اسماعیل, موسوس نائینیان, سید مجتبی. (1396). 'تعیین محدودة مناسب عملکردی انژکتورهای مورد استفاده در محفظة‌احتراق گردابه‌ای موتور سوخت مایع به‌روش تجربی', دانش و فناوری هوافضا, 6(1), pp. 25-39.
ولی زاده, اسماعیل, موسوس نائینیان, سید مجتبی. تعیین محدودة مناسب عملکردی انژکتورهای مورد استفاده در محفظة‌احتراق گردابه‌ای موتور سوخت مایع به‌روش تجربی. دانش و فناوری هوافضا, 1396; 6(1): 25-39.