بررسی پیشرانه حاصل از طراحی و شبیه سازی رآکتور حرارتی موشکهای سوخت مایع

واژه پیشران مایع در بر گیرنده اکسید کننده های مایع مثل اکسیژن مایع و فلوئور مایع و اسید نی تریک و همچنیین سوختهای مایع مثل الکل و هیدروژن و در برخی موارد ، مواد افزودنی دیگر مثل آب و کلرور آهن می باشد . پیشران تامین کننده انرژی و سیال کار موتورهای راکت بوده و انتخاب آن یکی از مهمترین مراحل طراحی در یک موتور بوده که تاثیرات بسیار زیادی روی عملکرد سیستم کل موتور و همچنین معیارهای طراحی هر کدام از عضوهای موتور دارد به همین دلیل انتخاب پیشران ، تحت تاثیر عواملی چون قیمت ، تهیه ، جابجایی و مسائل مربوط به ذخیره و نگهداری ، قرار دارد . در این مقاله با استفاده از الگوی مورد استفاده در طراحی موشک V-2 که در جنگ جهانی دوم به کار گرفته شد . به طراحی و شبیه سازی رآکتور حرارتی موشکهای سوخت مایع پرداخته و نتایج حاصله از آن که به صورت برنامه کامپیوتری به زبان Q- Basic ارائه شده ، با نتایج تجربی مقایسه گردیده است . اطلاعات ورودی به برنامه کامپیوی که در جدول جداگانه ای جمع آوری می شود عبارتند از: ١ - دبی جرمی سوخت و اکسیدکننده . ٢ - نسبت مولی اکسیژن به الکل . ٣ - درصد وزنی آب موجود در سوخت . ٤ - زمان کارکرد موتور . 5- فشار محفظه احتراق . ٦ - دمای سوخت ورودی به محفظه احتراق . ٧ - عدد ماخ جریان در ورودی نازل همگرا . ٨ - نسبت سطح انبساط نازل همگرا . ٩ - ضریب تصحیح سرعت مشخصه . ١٠ - ضریب تصحیح سرعت مشخصه