حامد زنگنه - دانشگاه آزاد اسلامی، واحد علوم و تحقیقات - دانشکده مکانیک و هوافضا - تهران
حسین مهدوی مقدم - دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی - دانشکده مهندسی هوافضا - تهران

در این مقاله، بررسی و مقایسه عددی تغییر سیال خنک کننده بر دمای دیواره محفظه پیشران موشک سوخت مایع با خنک کاری بازیابی صورت پذیرفته است. مدل سازی هندسی در نرم افزار کتیا (CATIA) و مش زنی و تحلیل عددی بوسیله نرم افزار تجاری انسیس فلوئنت ورژن 15 انجام شده است. این تحلیل برای دو سیال خنک کننده آب و هیدروژن مایع با در نظر گرفتن انتقال حرارت تشعشع در محفظه صورت پذیرفته و نتایج با هم نسبت به حالت بدون تشعشع مقایسه شده است. در مدل سازی تشعشع در محفظه از مدل تشعشعی P-1 که یک مدل جامع برای محاسبه تشعشع می باشد استفاده شده است. در این تحلیل، احتراق هیدروژن مایع با اکسیدایزر اکسیژن مایع در محفظه احتراق بوسیله مدل احتراقی Eddy Dissipation حل شده است. نتایج حاصله نشان می دهند که در ناحیه گلوگاه شار حرارتی عبوری از دیواره محفظه پیشران و دمای دیواره به حداکثر مقدار خود می رسد و در صورت در نظر گرفتن تشعشع در محفظه و با توجه به اینکه دمای داخل محفظه در حدود 3000 کلوین است، شار حرارتی و دمای دیواره در حدود 15 درصد افزایش پیدا می کند.

خنک کاری بازیابی، انتقال حرارت، موتور موشک سوخت مایع، تشعشع، احتراق، هیدروژن مایع