بخشی از مقاله
چکیده
درطراحی موتور سوخت مایع به دلیل دمای بالای احتراق و نرخ بالای انتقال حرارت از 1MW/m2 - تا حدود - 160MW/m2 از گازهای داغ به دیوار محفظه، خنککاری محفظه رانش از اهمیت بالایی برخوردار است . در طراحی خنککاری محفظه رانش، انتخاب روش مناسب، طراحی مجاری خنککاری و مباحث مرتبط با محفظه رانش دو جداره و استفاده از پوششهای حرارتی دارای اهمیت بسیار زیادی است. در دیواره محفظه احتراق و نازل موتور پیشران مایع لازم است یک سیستم خنک کاری به منظور جلوگیری از شکست مقاومت بدنه موتور استفاده شود. در خنک کاری به روش بازیابی سیال مبرد - معمولا سوخت - از میان کانالهایی که برای آن در بدنه موتور تعبیه شده است عبور کرده و دمای بدنه موتور را کاهش میدهد.
مدلسازی و تحلیل جریان سیال کانال خنککننده در موتور پیشران مایع به دلیل شار حرارتی بالا یکی از مهمترین و چالشیترین موضوع در زمینه این نوع موتورها است. به همین دلیل در این مقاله کانال خنک کاری بازیابی یک موتور پیشران مایع شبیهسازی عددی میشود. این موتور با پیشران سرمازا کرایوژنیک تغذیه شده و کرایوژنیک به عنوان سیال خنککننده در نظر گرفته شده است. از بررسی نتایج حاصل از شبیهسازی عددی به این نتیجه می رسیم که با افزایش یا کاهش مقدار شار در مرز ،دما به ترتیب افزایش و یا کاهش مییابد اما نسبت افزایش یا کاهش دما به علت ارتباط دمایی با محیط و عدم تغییر در دیگر شرط مرزها، به مقدار نسبت افزایش یا کاهش شار نمیباشد.
کلمات کلیدی: موتور پیشران مایع،محفظه احتراق، کانال خنککاری، سوختهای سرمازا - کرایژونیک - ،خنک کاری احیائی - بازیابی - .
-1مقدمه
در موتورهای موشکی، محصولات احتراق دارای دماهای بالا3500 تا4500 کلوین، فشار 15 مگاپاسکال و بالاتر و سرعت حرکت 1000 تا 1300 متر بر ثانیه میباشند. دماهای مذکور بالاتر از نقطه ذوب فلزات، آلیاژها و بسیاری از مواد نسوز است . اختلاف دماها بین سطوح جداره با وجود ضخامت کم آنها میتواند به مقادیر زیادی برسد . بهعنوان مثال، حتی در صورت وجود1 و -* دانشجوی کارشناسی ارشد، دانشگاه آزاد واحد آیت االله آملی، گروه مکانیک ،آمل، ایران -2 استادیار، عضو هیئت علمی دانشگاه آزاد اسلامی واحد چالوس، دانشکده فنی مهندسی ، چالوس، ایرانشار حرارتی ملایم - 10-16 - ×106 وات بر متر مربع با ضخامت جداره یک میلیمتر از جنس فولاد ضدزنگ، اختلاف دماهای ΔTwall= 500-600 F را به دست میآوریم. دراین صورت بین گاز و جداره، انتقال حرارت شدید به وجود میآید.
حفاظت ناکافی میتواند به سرعت دیواره محفظه احتراق را تا دمای نزدیک به دمای گاز، گرم نماید. اگر در نظر بگیریم که اکثریت قریب به اتفاق مواد جداره، گرایشهای خیلی ملایم را تحمل میکنند - حداکثر1300 تا 1500 کلوین - آنگاه پیچیدگی مشکل حفاظت از جداره محفظه احتراق واضح و آشکار میشود.[6]دیواره موتور موشک بایستی تحمل فشارهای زیاد را داشته باشد. البته، استحکام بیشتر مواد در دماهای بالا و قبل از رسیدن به نقطه ذوب به سرعت کاهش مییابد. سرعت بالای محصولات احتراق همراه با دمای بالای آن موجب فرسایش سریع و شدید دیواره به خصوص ناحیه گلوگاه نازل میگردد. از طرف دیگر میزان تنشهایی که دیواره موتور موشکی میتواند تحمل کند کاملاً به ضخامت آن بستگی دارد.
لذا به نظرمیرسد برای تحمل دما و تنشهای بسیار بالا بایستی دیواره موتور را از مواردی با تحمل تنش و نقطه ذوب بالا و ضخامت زیاد طراحی کرد. اما از طرفی دیگر، این موضوع باعث افزایش شدید وزن موتور وموشک میگردد که صنایع هوافضا یک نقص محسوب می شود. از طرف دیگر تاکنون هیچ مادهای یافت نشده که تا دماهای مذکور ذوب نشده و درعین حال تحمل تنشهای بالایی را داشته باشد. تنها راه حل معقول استفاده از موادی باتحمل تنش بسیار بالا و خنککاری دیوارههای موتور موشکی تا دمایی بسیار پایینتر از نقطه ذوب ماده سازنده دیواره میباشد.
-2 موتور پیشران مایع
موتور یا سیستم پیشرانش، مهمترین بخش موشک بوده و وظیفه آن تأمین نیروی لازم جهت پیشرانش موشک میباشد. سیستم پیشرانش به منزله قلب یک موشک بوده و بیشترین بودجه، طولانیترین زمان طراحی، عمدهترین و مشکلترین آزمایشهای مقیاس واقعی را به خود اختصاص میدهد.
-1-2ساختمان موتور موشکی سوخت مایع
به طورکلی یک موتور موشکی سوخت مایع شامل اجزای زیر می باشد
-مخازن سوخت و اکسید کننده
- تزریقگر
- توربومپ
- محفظه احتراق
- نازل
طراحی سیستم خنککاری درمجموع به خصوص برای محفظههای پیشران بزرگ خاص است و برای نازل و قسمت محفظه احتراق متفاوت است. بر طبق تغییرات پارامترهای حرارتی جریان گاز، سطح مقطع عبوری جریان سیال خنک کنند میبایست متغیر باشد لذا جهت دسترسی به یک سیستم خنککاری مناسب درک خوبی از انتقال گرما در محفظه پیشران موتور موشک لازم است.محفظه پیشران یکی از مهمترین بخشهای یک موتور موشک است، بخشی است که مایع در آن پاشیده، پودر، بخار، مخلوط و نهاتاًی سوخته میشود و حاصل این واکنش گازی است که درون محفظه ونازل شتاب میگیرد. محفظه پیشران شامل اتاق احتراق، گلوگاه و نازل واگرا - فوق صوت - است و معمولاًموشکهای با تراست بالاتر از 1000 Lbfدارای محفظه پیشران میباشند، - مابقی موشکها دارای استوانه پیشران یا اتاق احتراق موشک میباشند - .[4]
شدت دریافت حرارت از گازهای داغ وارده بر دیواره در طول محور محفظه پیشران متغیر است، بیشترین مقدار حرارت به دیواره در ناحیه گلوگاه آنکه مقطع بحرانی نامیده میشود، وارد میگردد - آهنگ انتقال گرما در گلوگاه به بزرگیحدوداً 10 / 2 میرسد - و کمترین مقدار آن درمقطع خروجی اعمال میشود. در طول محور محفظه پیشران همچنین فشار گاز به شدت تغییر میکند که بیشترین مقدار آن در محفظه احتراق و کمترین آن در مقطع خروجی نازل است.
-3ساختار انتقال حرارت و خنککاری در موتورهای موشکی سوخت مایع
در این بخش به بررسی ساختارهای مورد استفاده در محفظه موتورهای سوخت مایع میپردازیم. از این پس، وقتی کلمه محفظه به تنهایی را مورد استفاده قرار میدهیم، کل محفظه شامل بخش استوانهای، بخش همگرای نازل و بخش واگرای آن مدنظر است. اما اگر عبارت محفظه احتراق استفاده شود، منظور فقط بخش استوانهای محفظه است، که جبههی احتراق در آن تشکیل میگردد.
-1-3ویژگیهای ساختاری محفظه و نازل
اغلب محفظهها در موتورهای سوخت مایع، دارای خنککاری از نوع خنککاری خارجی هستند. در این نوع خنککاری، جریان سیال خنککن با سرعت نسبتاً بالایی، از فضای بین پوستههای داخلی و خارجی که محل عبور میکند و پوستهی داخلی را خنک مینماید. فضای بین پوستههای داخلی و خارجی از محل عبور سیال خنککن است، مسیر خنککاری محفظه نامیده میشود. خنککاری خارجی را از دیدگاه دیگری میتوان، خنککاری بازیابی نامید. چراکه گرمای هدررفته از دیوارههای محفظه با گرم شدن سیال خنککن به محفظه بازمیگردد . یکی از پیچیدهترین مراحل پدید آمدن یک محفظه، طراحی و تولید ساختاری مناسب برای مسیر خنککاری است. ساختار مسیر خنککاری، ازنظر شکل و اتصالات تحملکنندهی بار، دارای انواع بسیار مختلف و متفاوتی است. بایستی توجه داشت که ساختار مسیر خنککاری تعیین کننده ی شکل کلی ساختار محفظه، استحکام آن، میزان قابلیت اطمینان سیستم خنککاری و ویژگیهای جرمی محفظه است.پس اصلیترین بخش ساختار محفظه، ساختار و نوع مسیر خنککاری آن است.
-2-3انواع حالتهای انتقال حرارت در موتورهای موشک سوخت مایع
به طورکلی دو حالت انتقال حرارت گذرا و پایدار در موتورهای موشکی سوخت مایع وجود دارد.
-1-2-3 انتقال حرارت گذرادرچهار حالت وجودخواهدداشتْ.
•زمان شروع به کار موتورتا رسیدن به حالت پایدار •زمان خاموش شدن موتور •بروزنقص در سیستم خنککاری موتورموشکی •موتورهای موشکی که خنککاری نمیشوند.
حالت اول زمان بسیار کوتاهی را نسبت زمان کارکرد موتور را شامل میشود .حالت دوم نیز پس ازخاموشی موتور رخ داده و تا زمان خنک شدن آن - رسیدن به تعادل دمایی - ادامه مییابد .حالت سوم زمانی رخ میدهد که سیستم خنککاری عملکرد درستی نداشته و دمای قسمتی از موتور به سرعت شروع به افزایش میکندنهایتاً. حالت چهارم مربوط به موتورهایی است که خنککاری نمیشوند.
-2-2-3 انتقال حرارت پایدار
