نویسنده
عضو هیئت علمی گروه علوم فضایی، پژوهشکده سامانه های فضانوردی، پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم تحقیقات و فناوری، تهران، ایران
چکیده
رانشگرهای هیدرازینی، پرکاربردترین رانشگرهای سامانههایِ هدایت و کنترل محمولههای بازگشتی و محمولههای سرنشیندار محسوب میشوند. در این مقاله، طراحی و محاسبات یک انژکتور اسپری مخروطی با دو ورودی مماسی به عنوان انژکتور سوخت یک رانشگر تکمولفهای هیدرازینی با پیشران 10 نیوتن، ارائه شده است. این انژکتور براساس روش بازارف، به گونه ای طراحی شد که یک زاویه پاشش متوسط (نه چندان بزرگ) و ضخامت لایه خیلی کم به دست می دهد که با توجه به محدودیت طول محفظه کاتالیستی مناسب بوده و پودرسازی ریزتری به دست دهد. پدیده ایجاد و توسعه حفره هوا در جریان داخلی این نوع انژکتورها و شبیهسازی آن، به دلیل وجود دو جریان پیچشی آشفته در دو فاز مختلف مایع و گاز که دارای سطح آزاد مشترک اند، پیچیده است. برای این انژکتور، شبیهسازی جریان داخلی به منظور پیش بینی مشخصه های جریان خروجی و اطمینان از شکلگیری حفره گاز درون آن انجام گرفت. این مشخصه ها شامل زاویه مخروط پاشش، ضخامت لایه سیال خروجی، توزیع سرعت خروجی و غیره است. بدین منظور از روش حجم سیال (VOF) استفاده شد و آشفتگی جریان نیز با استفاده از مدل k-e شبیهسازی شد. شبیهسازی به کمک نرمافزارهای انسیس- ورکبنچ و انسیس- فلوئنت انجام شد. با بررسی نتایج، این اطمینان حاصل شد که انژکتور طراحی شده، دبی جرمی مورد نظر را در اختلاف فشار معین طراحی میتواند تامین کند و حفره هوا نیز به طور کامل تا انتها شکل میگیرد. همچنین زاویه پاشش مورد نظر نیز توسط آن تامین میشود. از اینرو ابعاد نهایی برای ساخت و استفاده در رانشگر تکمولفه 10 نیوتنی انتخاب شدند.
کلیدواژهها
عنوان مقاله [English]
Design and Simulation of Fuel Injector of a 10N Monopropellant Hydrazine Thruster
نویسنده [English]
- Hadiseh Karimaei
Faculty Member, Department of Space Sciences, Aerospace Systems Research Institute, Aerospace Research Institute, Ministry of Science, Research and Technology, Tehran, Iran
چکیده [English]
Monopropellant thruster of atitude control system is a requirement for the development and functionalization of satellites in space, which have expensive and high-tech technology. Hydrazine thrusters are currently the most widely used thrusters for guidance and control systems of re-entry and manned spacecraft. In this paper, design and computation of an injector with hollow-cone spray with two tangential inlets as a fuel injector of a 10N monopropellant hydrazine thruster is presented. This injector has designed based on Bazarov method so that can generate a spray with a common (not so big) spray angle and very thin liquid sheet. Therefore it will be suitable from aspect of limitation of the catalyst bed length and also gives finer atomization.The phenomenon of creating and developing an air core in the internal flow of these injectors and its simulation is complex due to the existence of two turbulent swirl flows in two different phases, liquid and gas, which have an interface. For this injector, simulation of the internal flow has been performed to predict the output flow characteristics and ensure the formation of the gas core inside it. These characteristics include the spray cone angle, liquid sheet thickness, the output velocity distribution of the injector nozzle, and etc. For this purpose, volume of fluid (VOF) method has been used and flow turbulence has been simulated using the k-emodel. The results of this study is presented in detail in the paper.
کلیدواژهها [English]
- Swirl injector
- Monopropellant
- Spray cone
- Low thrust