view in publisher's site

Regression rate and combustion performance investigation on hybrid rocket motor with head-end swirl injection under high geometric swirl number

It is well known that head-end swirl injection can overcome the key problem of low regression rate and combustion inefficiency in hybrid rocket motor effectively. In this paper, the effect of head-end swirl injection under high geometric swirl number (above 10) has been investigated by numerical method. Three-dimensional structured mesh technology has been used. The numerical model coupled of turbulence, combustion, solid fuel pyrolysis and solid-gas coupling model was proposed in this paper. A series of cases which indicate the head-end swirl injection under high geometric swirl number can extremely improve the fuel regression rate and combustion efficiency of hybrid rocket motor are conducted. Compared to conventional axial injection, when the geometric swirl injection is 44.9, the improvement of average fuel regression rate reaches 3.23-4.93 times, and the combustion efficiency increases to 93.9-95.8% under different oxidizer mass flux. Besides, the parameters, including oxidizer mass flux, geometric swirl number and injection velocity component ratio, exert great influences on the hybrid rocket motor with head-end swirl injection in different ways. Through integrated design of the injector, the oxidizer to fuel ratio (O/F ratio) could equal to the optimal O/F ratio 1.93 approximately and be stable during the rocket motor operation, so the rocket motor performance will be in high and stable status.

بررسی نرخ رگراسیون و عملکرد احتراق موتور موشک هیبریدی با تزریق چرخشی انتهای سر تحت عدد چرخش هندسی بالا

کاملا مشخص است که تزریق چرخش سر - انتها می‌تواند بر مشکل کلیدی نرخ رگرسیون پایین و ناکارآمدی احتراق در موتور موشک هیبریدی به طور موثر غلبه کند. در این مقاله، اثر تزریق چرخش سر - انتها تحت عدد چرخش هندسی بالا (بالاتر از ۱۰)به روش عددی مورد بررسی قرار گرفته‌است. تکنولوژی مش با ساختار سه‌بعدی مورد استفاده قرار گرفته‌است. مدل عددی کوپل شده با آشفتگی، احتراق، پیرولیز سوخت جامد و مدل جفت شدگی جامد - گاز در این مقاله ارائه شده‌است. مجموعه‌ای از موارد که نشان‌دهنده تزریق چرخش سر - انتها تحت عدد چرخش هندسی بالا هستند، می‌توانند به شدت نرخ پسروی سوخت و راندمان احتراق موتور موشک هیبریدی را بهبود بخشند. در مقایسه با تزریق محوری مرسوم، هنگامی که تزریق چرخشی هندسی ۹ / ۴۴ است، بهبود میانگین نرخ پسروی سوخت به ۹۳ / ۴ - ۲۳ / ۳ برابر و بازده احتراق به ۸ / ۹۵ - ۹ / ۹۳ % تحت شار جرمی اکسیدکننده مختلف افزایش می‌یابد. علاوه بر این، پارامترها، از جمله شار جرمی اکسیدکننده، عدد چرخش هندسی و نسبت مولفه سرعت تزریق، تاثیرات زیادی بر موتور موشک هیبریدی با تزریق چرخشی سر - انتها به روش‌های مختلف دارند. از طریق طراحی یکپارچه تزریق کننده، نسبت اکسید کننده به سوخت (نسبت O / F)می‌تواند تقریبا برابر با نسبت بهینه O / F ۱.۹۳ باشد و در طول عملیات موتور موشک پایدار باشد، بنابراین عملکرد موتور موشک در وضعیت بالا و پایدار خواهد بود.
ترجمه شده با


پر ارجاع‌ترین مقالات مرتبط:

  • مقاله Aerospace Engineering
  • ترجمه مقاله Aerospace Engineering
  • مقاله مهندسی هوافضا
  • ترجمه مقاله مهندسی هوافضا
سفارش ترجمه مقاله و کتاب - شروع کنید

با استفاده از افزونه دانلود فایرفاکس چکیده مقالات به صورت خودکار تشخیص داده شده و دکمه دانلود فری‌پیپر در صفحه چکیده نمایش داده می شود.