امیر مردانی - هیات علمی/دانشگاه صنعتی شریف دانشکده مهندسی هوافضا
امیر آقابیگی - دانشجوی دکتری، مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی شریف،
محمدرضا معدنی - دانشجوی کارشناسی ارشد، مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی شریف،
علیرضا رمضانی - کارشناس ارشد، پژوهشکده سامانه های حمل ونقل فضایی، پژوهشگاه فضایی

در این مقاله، به بررسی مدل­  سازی خنک ­کاری فیلمی یک موتور رانشگر فضایی ۱۰ 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 ۴۳ گونه شیمیایی و ۱۷۴ واکنش شیمیایی قابلیت  مدل­ سازی تجزیه مونو متیل هیدرازین در لایه مرزی خنک ­شونده را دارد و دمایی با دقت ۵ 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 ۱۰% سوخت به ­عنوان خنک­ کن، شار گلوگاه در حدود ۲۵% و با تزریق ۲۰% سوخت، در حدود ۴۸% قابل کاهش است. همچنین، نتایج نشان می ­دهد که برای حالتی که انتقال حرارت در ضخامت دیواره لحاظ شود، تزریق حدود ۲۰% سوخت نتیجه نزدیکی را به منحنی دمای تجربی دیواره به ­دست می ­دهد.

خنک کاری, جریان دوفازی, فیلم خنک کن مایع, هایپرگولیک, رانشگرهای فضایی