mohammad farshchi
-
هیدروژن نقش کلیدی در کاهش استفاده از سوخت های فسیلی در انواع سامانه های تولید انرژی دارد. هرچند استفاده از سوخت هیدروژنی، وابستگی به سوخت های کربن دار را کاهش می دهد، اما با چالش های جدی همراه است. تغییر سوخت سامانه های تولید انرژی، از هیدروکربن های فسیلی کربن دار به هیدروژن، بدون شناخت تاثیرات دینامیکی این سوخت امکان پذیر نیست. در این پژوهش، به روش تجربی اثرات افزودن هیدروژن بر پاسخ دینامیک یک شعله جریان متقابل پیش آمیخته جزئی متان-هوا بررسی شده است. همچنین به کمک شبیه سازی عددی یک بعدی ساختار شعله پایا و بدون تحریک آکوستیکی شعله جریان متقابل متان-هوا تحت اثر افزودن هیدروژن آنالیز شده است. به کمک این روش، نقش افزودن هیدروژن بر نرخ آزادسازی حرارت شعله و تغییرات ضخامت ناحیه حرارتی شعله بحث شده است. یک آزمونگر شعله جریان متقابل با قابلیت تحریک آکوستیکی برای مطالعه تجربی اثرات افزایش هیدروژن بر شعله متان-هوا استفاده و روش نورتابی رادیکال CH* برای استخراج پاسخ دینامیک شعله به کار گرفته شد. نتایج نشان داد، با افزایش هیدروژن به شعله، شدت تابش رادیکال CH* در حالت بدون تحریک آکوستیک، کاهش می یابد؛ اما در مواجهه با امواج آکوستیک، دامنه نوسانات نرخ آزادسازی حرارت و شدت تابش رادیکال CH* افزایش خواهد داشت. این امر سبب افزایش مقدار تابع پاسخ شعله با افزودن هیدروژن خواهد بود.
کلید واژگان: تابع پاسخ شعله، هیدروژن، پیش آمیخته جزئی، آکوستیک، ناپایداری احتراقHydrogen plays a key role in reducing reliance on fossil fuels in various energy production systems. While its use offers a promising alternative to carbon-based fuels, it presents significant challenges. The transition from carbon-rich hydrocarbons to hydrogen-based energy systems requires a thorough understanding of its dynamic effects. This study investigates the impact of hydrogen addition on the dynamic behavior of a partially premixed methane-air counterflow flame through experimental analysis and one-dimensional numerical simulations. The study examines the steady-state flame structure and response without acoustic excitation, assessing the influence of added hydrogen on the flame's heat release rate and thermal region thickness. Employing an acoustically excitable counterflow flame burner setup, the effects of increasing hydrogen content on methane-air flames are explored, and their dynamic response is analyzed using the CH* radical chemiluminescence method. The findings reveal that while hydrogen addition reduces the intensity of CH* radical emission in the absence of acoustic excitation, exposure to acoustic waves amplifies oscillations in the heat release rate and CH* radical emission intensity. This underscores the enhanced flame response function with hydrogen addition.
Keywords: Flame Response, Hydrogen, Partially Premixed, Acoustic, Combustion Instability -
مطالعه دینامیک جت های گذربحرانی و فرابحرانی، به سبب گستردگی کاربرد آن ها در موتورهای راکتی سوخت مایع، از اهمیت بالایی برخوردار است. برخلاف شرایط فروبحرانی که در آن با پاشش سیال به داخل محفظه و جدا شدن لیگامنت ها از سطح مایع و شکست آن ها به قطرات، فرآیند ناپایداری جت و تکمیل عملیات اسپری سیال صورت می گیرد، در شرایط فرابحرانی هیچ اثری از وجود قطره مشاهده نمی شود. در این مقاله، جهت مطالعه دینامیک اختلاط جت های گذر/فرابحرانی تحت شرایط تحریک، ابتدا فرکانس های غالب میدان جریان ناشی از یک انژکتور هم محور برشی دوپایه، با قرار دادن پراب هایی شناسایی شده و در ادامه مولفه سرعت ورودی پیشرانه ها با این فرکانس غالب نوسانی شده است. مولفه مرکزی این انژکتور، نیتروژن کرایوژنیک مایع (به عنوان اکسنده) و مولفه پیرامونی آن نیتروژن گازی (به عنوان سوخت) است. حل عددی و سه بعدی این مسئله با درنظر گرفتن یک قطاع 35 درجه ای و استفاده از مدل LES برای توربولانس و همچنین معادله حالت پنگ-رابینسون و روش چانگ به ترتیب برای تعیین خواص ترمودینامیکی و انتقالی سیال واقعی صورت گرفته است. آنالیز نتایج شبیه سازی نشان می دهد که اعمال نوسانات موجب بزرگ تر شدن ساختارهای گردابه ای ناشی از ناپایداری کلوین-هلمهولتز، خصوصا در جت گازی فرابحرانی شده و اختلاط آشفته تقویت می شود. همچنین دیواره حرارتی پیرامون جت سرد مرکزی، که ناشی از پدیده شبه جوشش بوده و با بیشینه Cp تعیین می شود، ضعیف تر شده و این موضوع به تبادل بهتر و بیشتر انرژی به هسته جت مرکزی و بهبود اختلاط جت کمک می کند.کلید واژگان: دینامیک جت، رژیم گذربحرانی، اختلاط آشفته، نوسانات سرعتThis investigation explores the mixing dynamics of transcritical and supercritical jets under excitation in cryogenic bi-shear coaxial injector. The study identifies dominant frequencies in the flow field and oscillates the inlet velocity of propellants, LN2 and GN2. Utilizing a 35-degree sector and applying Large Eddy Simulation (LES) alongside the Peng-Robinson equation of state and Chung method, enables the assessment of evaluate the thermodynamic and transport properties in real cryogenic fluids. Results show that oscillations enlarge Kelvin-Helmholtz instability-induced vortex structures, particularly in the supercritical gas jet, enhancing turbulent mixing and, the thermal-shield undergoes localized distortions, improving heat transfer, enhancing mixing, and shortening the jet core.
.Keywords: Turbulent Mixing, Transcritical Injection, Vortex Dynamics -
امواج صوتی می تواند بر روی نرخ رهایش حرارت شعله تاثیر گذارند و به طور متقابل، هر اغتشاشی در نرخ رهایش حرارت شعله، سبب تولید امواج فشاری صوتی خواهد شد. در صورت تزویج شدن میدان صوتی فشار و نوسانات نرخ رهایش حرارت، ناپایداری احتراق رخ خواهد داد. شناخت نحوه اندرکنش امواج صوتی و میدان احتراقی شعله، موجب درک بهتر عوامل اثرگذار بر پدیده ناپایداری احتراق است. در این پژوهش، اندرکنش امواج صوتی با شعله جریان متقابل آرام به روش تجربی بررسی شده است. اثرات تغییر بسامد و دامنه امواج صوتی بر ساختار یک شعله پیش آمیخته جزئی و آرام در بازه بسامدی 20 تا 350 هرتز بررسی شده است. با افزایش بسامد تحریک شعله در مقایسه با شعله پایای بدون تحریک، ضخامت میانگین شعله، سطح شعله و نرخ رهایش حرارت آن افزایش یافت و محل مرکز سطح میانگین شعله پایین تر بود. تابع پاسخ دینامیکی شعله پیش آمیخته جزئی جریان متقابل استخراج شد و نشان داده شده در بسامد های کم تر از 50 هرتز، اندازه تابع پاسخ به مقدار واحد میل کرد. با افزایش بسامد مقدار تابع پاسخ تضعیف شد. افزایش دامنه امواج صوتی در بسامد های پایین بر روی اندازه پاسخ شعله تاثیر اندکی داشت و در بسامد های بالا سبب تضعیف پاسخ شد.
کلید واژگان: ناپایداری احتراق، صوتی، گرماصوتی (ترموآکوستیک)، اندرکنش موج-شعله، تابع پاسخ شعلهAcoustic waves can affect the heat release of a flame, also and any disturbance in the heat release of a flame will cause the production of pressure waves. If the acoustic field and heat release fluctuations are coupled, combustion instability will occur. Understanding the interaction of acoustics and flame dynamics will lead to a better understanding of the factors affecting the phenomenon of combustion instability. In this paper, the interaction of acoustic waves with a counterflow flame has been investigated experimentally. The effects of changing the frequency and amplitude of acoustic waves on the structure of a simple flame have been investigated. It has been shown that by increasing the frequency of flame excitations compared to the steady flame, the average flame thickness, area, and heat release will increase, and the position of the center of the heat release will be lower. The response of a counterflow flame was calculated and shown that at low frequencies the magnitude of the response function tends to unity value. As the frequency increases, the value of the response function weakens. Increasing the amplitude of acoustic oscillations has little effect on the magnitude of the flame response and weakens the response at high frequencies.
Keywords: Combustion Instability, Acoustic, Counterflow Flame, Wave-Flame Interaction, Flame Response Function -
در موتورهای جرقه ای، پس از غیرفعال شدن جرقه زن، تحت شرایط خاصی ممکن است خاموشی محلی یا خاموشی کلی شعله رخ بدهد. شناسایی و پیش بینی این پدیده، در رفع ناپایداری احتراق موتورهای جرقه ای، نقش مهمی دارد. در این پژوهش، پدیده خاموشی آکوستیک یک شعله جریان متقابل متان-هوا در روش اختلاط پیش آمیخته جزئی، به روش تجربی بررسی شده است. اثر نحوه اختلاط سوخت و هوا بر برهمکنش شعله با امواج آکوستیک، به طور خاص توجه شده و به کمک روش غیرتداخلی نورتابی شیمیایی رادیکال CH* اثرات تحریک آکوستیکی بر ساختار شعله مطالعه شده است. برای مطالعه تفاوت های ساختار شعله در روش های اختلاطی پیش آمیخته، پیش آمیخته جزئی و غیرپیش آمیخته، شبیه سازی یک بعدی پایا شعله به همراه نتایج نورتابی شیمیایی و طیف سنجی شعله استفاده شده است. نقطه سکون میدان جریان شعله، وابسته به نسبت ممنتوم جریان های واکنش دهنده های بالا و پایین است؛ اما توزیع حرارت و توزیع رادیکال CH* تحت اثر اختلاط تغییر پیدا می کنند. نتایج تجربی نشان داد، در بسامد های پایین (حدود 20 هرتز) شعله غیرپیش آمیخته، به دلیل حضور مقیاس زمانی اختلاط، پایداری کمتری نسبت به دو شعله دیگر دارد و در دامنه فشار آکوستیکی ضعیفتری خاموش می شود. اثرات اختلاط بر پدیده خاموشی تا بسامد 55 هرتز مشهود است و در بسامد های بالاتر، نحوه اختلاط، اثری بر دامنه امواج آکوستیکی لازم برای خاموشی شعله ندارد. بررسی نورتابی شیمیایی رادیکال CH* شعله جریان متقابل پیش آمیخته جزئی نشان داد، در بسامد پایین شعله تحریک شده نسبت به شعله پایا و بدون تحریک، ضخامت، سطح و نرخ آزادسازی حرارت میانگین کمتری دارد. با افزایش بسامد ضخامت، سطح و نرخ آزادسازی میانگین شعله از شعله پایا بیشتر می شود؛ اما افزایش دامنه امواج آکوستیکی در بسامد های نسبتا بالا تاثیر محسوسی بر ساختار شعله نخواهد داشت.
کلید واژگان: خاموشی آکوستیک، پیش آمیخته جزئی، شعله جریان متقابل، نورتابی شیمیایی CH*، طیف سنجیIn spark ignition engines, local or global flame extinction may occur after the ignition spark deactivates, posing challenges to engine stability. Identifying and predicting this phenomenon is crucial for addressing combustion instability. This study investigates the acoustic extinction of a partially premixed methane-air counterflow flame. The focus is on the impact of fuel-air mixing on flame behavior under acoustic waves, using non-intrusive CH* chemiluminescence. One-dimensional steady flame simulations, alongside flame chemiluminescence and spectrometry, are employed to discern differences in flame structure among various mixing regimes. The stagnation point of the reactant jet varies with the momentum flux ratio of upper and lower nozzle flows while mixing effects alter temperature and CH* radical distributions. Experimental results reveal that at low frequencies (~20 Hz), the non-premixed flame, due to its mixing time scale, exhibits lower stability and extinguishes at lower acoustic pressure levels compared to the other flames. Mixing effects on extinction are notable up to 55 Hz, beyond which they become negligible. CH* chemiluminescence analysis of the partially premixed flame shows reduced thickness, area, and average heat release rate at low frequencies compared to the steady-state flame. With increasing frequency, these parameters increase compared to the steady-state flame; however, higher-frequency acoustic waves have minimal impact on flame structure.
Keywords: Acoustic Extinction, Partially Premixed, Counterflow, CH* Chemiluminescence, Spectrometry -
یک پژوهش عددی، به منظور ارزیابی مشخصه های پاشش و اختلاط کرایوژنیکی یک انژکتور پیچشی هم محور، در شرایط فشاری فرابحرانی انجام شده است. بدین منظور از یک روش ترکیبی موسوم به شبیه سازی تطبیق مقیاسی (جهت مدل سازی عبارات آشفته)، معادله حالت سواو-ردلیک-وانگ (برای محاسبه خواص ترمودینامیکی)، پایگاه داده NIST (برای تخمین خواص انتقالی سیال کرایوژنیکی) و الگوریتم PISO (برای کوپلینگ سرعت-فشار) در حلگر جریان استفاده شده است. پژوهش حاضر که با درنظر گرفتن توامان پیچیدگی های هندسی انژکتور و رفتار کاملا غیرخطی ترمودینامیکی سیال از بسیاری از مطالعات پیشین متمایز است، دینامیک فرایند اختلاط فرابحرانی جت های پیچشی هم محور را با تحلیل کمی عبارات مولد ورتیسیته مشخصه بندی کرده است. نتایج حاکی از آن است که تنها عامل مولد ورتیسیته در محفظه چرخش انژکتور عبارت کج شدگی/ کشیدگی ورتیسیته است که اندازه آن در این ناحیه به صورت متوسط از مرتبه 106 است. در انتهای نازل انژکتور نیز اندازه دو عبارت گشتاور باروکلینیک و اتساع حجمی به مرتبه 108 می رسد که یک مرتبه بزرگتر از اندازه عبارت کج شدگی/کشیدگی ورتیسیته در مقطع محوری مفروض است؛ بدین ترتیب در انتهای نازل مکانیزم اختلاط توسط دو عبارت گشتاورباروکلینیک و اتساع حجمی کنترل می شود. مشاهدات عددی حاکی از آن است که اثرات گردابه های بازچرخشی تولید شده در مقابل دهانه خروجی انژکتور قابل توجه بوده و موجب تحریک و افزایش ده برابری سهم کشیدگی/ کج شدگی گردابه در تولید ورتیسیته نسبت به ناحیه انتهایی نازل انژکتور می شود. این مهم به همراه ناپایداری های هیدرودینامیکی کلوین-هلمهولتز نقش مهمی در اختلاط بهینه سوخت و اکسنده در مقابل دهانه انژکتور دارند.
کلید واژگان: انژکتور پیچشی هم محور، پاشش و اختلاط سیال کرایوژنیکی، شرایط فرابحرانی، بودجه ورتیسیتهA numerical study has been conducted to identify the cryogenic injection and mixing characteristics of a coaxial swirl injector under supercritical pressure. An improved formulation of the Reynolds-averaged Navier-Stokes turbulence models (to close the governing equations), Soave-Redlich-Kwong equation of state (to estimate thermodynamic properties), NIST database (to estimate transport properties) and PISO algorithm (for velocity-pressure coupling) are employed in the flow solver. The present study –distinguished from many other studies by considering real injectors’ geometrical complexities and propellants’ thermodynamic nonlinearities–characterizes supercritical mixing dynamics of the coaxial swirl jets through vorticity budget analysis. Results highlight the tilting/stretching term as the only mechanism of vorticity generation within the injector vortex chamber. At the injector nozzle, the baroclinic torque and volume dilatation terms control the mixing dynamics, too. Numerical observations indicate that the effects of recirculating bubbles (in front of the injector exit plane) are significant and improve the contribution of vortex stretching/tilting in terms of vorticity generation. In addition, the Kelvin-Helmholtz hydrodynamic instabilities also play an important role in the mixing process in the injector nearfield.
Keywords: Coaxial Swirl Injector, Cryogenic injection, mixing, Supercritical Condition, Vorticity Budget -
در مقاله حاضر اثرات مربوط به برهمکنش جت چگالی بالا اکسیژن مایع با جریان سرعت بالای هیدروژن در حضور پدیده شبه-جوشش مورد بررسی قرار گرفته است. در اثر پدیده شبه-جوشش یک انبساط ناگهانی در شعله ایجاد می شود که منجر به تشکیل جریان های چرخشی می شود. مدل های آشفته مختلف مورد بررسی قرار گرفته و نشان داده شده است که انتخاب یک مدل آشفتگی مناسب در جریان های واکنشی گذر-بحرانی بسیار حیاتی تر از شعله های زیر بحرانی و فرا-بحرانی می باشد. همچنین بر خلاف انتظار، هسته چگال اکسیژن مایع در جریان غیر واکنشی سریعتر از جریان واکنشی ناپدید می شود که این پدیده ناشی از ضعیف شدن قدرت اختلاط در جریان واکنشی به دلیل انبساط شدید ناشی از پدیده شبه جوشش می باشد. اثرات نسبت شار جرمی نیز مورد بررسی قرار گرفت و مشاهده شد که با افزایش نسبت شار جرمی از 5 به محدوده 24، یک جریان چرخشی قوی در پیشانی شعله شکل می گیرد و شعله به شکل حبابی در می آید که مشابه شعله متان-اکسیژن مایع می باشد. افزایش نسبت شار جرمی منجر به افزایش قدرت لایه برشی شده و در نتیجه با افزایش اختلاط، پدیده شبه جوشش با نرخ و سرعت حجم بیشتری رخ می دهد. در نهایت افزایش حجم تبدیل اکسیژن از شرایط مایع-مانند به گاز-مانند منجر به تشکیل یک جریان گردابی قدرتمند در پیشانی شعله می شود.
کلید واژگان: پاشش گذر-بحرانی، احتراق فرا-بحرانی، پدیده شبه جوشش، مدل های آشفتگی، پیشرانه های کرایوژنیکIn the present paper, the effects of the interaction of a high-density liquid oxygen jet with high-velocity hydrogen in the presence of a pseudo-boiling phenomenon are investigated. The pseudo-boiling phenomenon causes a sudden expansion in the flame, which leads to the formation of a recirculation zone. Different turbulence models have been investigated and it has been shown that the selection of a suitable turbulence model for the trans-critical reacting flow is much more important than subcritical and supercritical flames. Also, contrary to expectations, the dense core of liquid oxygen disappears faster in the non-reacting case than the reacting flow, which is due to the displacement of the mixing layer in the reacting flow due to the intense expansion (because of the pseudo-boiling phenomenon). The effects of mass flux ratio were also investigated and it was observed that by increasing the mass flux ratio from 5 to 24, a strong recirculation is formed at the flame front and the flame becomes like a bubble, similar to LOX-GCH4 flame. Increasing the mass flux ratio leads to an increase in the strength of the shear layer that causes the pseudo-boiling phenomenon to occur at a higher rate. Finally, increasing conversion of the liquid-like oxygen to gas-like conditions leads to the formation of a strong vortex in the flame front.
Keywords: Cryogenic Propellants, Transcritical Injection, Pseudo-Boiling Phenomenon, Supercritical Combustion -
یک پژوهش عددی، به منظور شناسایی و ارزیابی مشخصه های پاشش و اختلاط کرایوژنیکی یک انژکتور هم محور برشی واقعی، در شرایط گذربحرانی انجام شده است. بدین منظور، از مدل زیرشبکه ای گردابه-لزجتی دینامیکی (برای شبیه سازی گردابه های بزرگ)، معادله حالت پنگ-رابینسون (برای محاسبه خواص ترمودینامیکی)، پایگاه داده NIST (برای تخمین خواص انتقالی سیال کرایوژنیکی) و الگوریتم PISO (برای کوپلینگ سرعت و فشار در حلگر جریان) برای تحلیل ویژگی های متعدد جریان برشی هم محور آشفته در شرایط گذربحرانی استفاده شده است. همچنین، از نتایج مطالعات تجربی و عددی پیشین برای اعتبارسنجی نتایج عددی پژوهش حاضر استفاده شده که تطابق خوبی بین این نتایج مشاهده می شود. در این پژوهش، ضمن آنکه برای نخستین بار دینامیک فرایند اختلاط در یک انژکتور هم محور برشی واقعی در شرایط گذربحرانی بررسی شده است، با تحلیل کمی و کیفی میدان جریان ورتیکال، فرایند اختلاط بررسی شده است. نتایج این مطالعه نشان می دهد که به علت اثرات قابل توجه پدیده های شبه جوشش و لایه بندی چگالی در ممانعت از رشد پایدار لایه اختلاطی مربوط به جت گذربحرانی، هسته پتانسیلی جت چگال داخلی بسیار بزرگ تر از هسته پتانسیلی جت خارجی است. با وجود این، به لطف حساسیت بسیار زیاد ظرفیت گرمایی ویژه به تغییرات دما (در حوالی دمای شبه جوشش)، نوسانات ناچیز دما قادر به کاهش شدید مقادیر ظرفیت گرمایی ویژه و درنتیجه شکست موضعی لایه محافظ حرارتی می شود که به نوبه خود امکان عملکرد موثر سازوکارهای مولد ورتیسیته و درنتیجه بهبود کیفیت فرایند اختلاط را به وجود می آورد.
کلید واژگان: انژکتور هم محور برشی، پاشش و اختلاط سیال کرایوژنیکی، شرایط گذربحرانی، لایه اختلاطی، لایه بندی چگالیA numerical study has been performed to evaluate the cryogenic injection and mixing characteristics of a real transcritical bi-shear injector. With this aim, a dynamic one-equation eddy-viscosity subgrid-scale model (for large eddy simulation), the Peng-Robinson equation of state (for calculating the thermodynamic properties), the NIST database (for estimating the transport properties) and the PISO algorithm (for velocity-pressure coupling) have been used to analyze various features of the transcritical turbulent bi-shear flow. Observations indicate that there is a good agreement between the results of the present work and previous experimental and numerical studies. Simulations show that due to the remarkable effects of pseudo-boiling and density stratification phenomena in preventing the sustained growth of the transcritical mixing layer, the potential core of the inner dense jet is much longer than that of the outer jet. However, due to the high sensitivity of isobaric specific heat to temperature, especially around the pseudo-boiling temperature, small temperature fluctuations drastically reduce the isobaric specific heat and in turn result in local distortion and weakening of the thermal shield. Subsequently, the vorticity generating mechanisms, including the baroclinic torque and volume dilatation, catch up and efficiently enhance the mixing quality.
.Keywords: Coaxial shear injector, Cryogenic injection, mixing, Transcritical condition, Density stratification, Mixing layer -
در مرحله طراحی موتورهای پیشران فضایی، استفاده از نرم افزارهایی با هزینه ی محاسباتی کم، از اهمیت فوق العاده ای برخوردار است. در این مقاله یک نرم افزار مدل سازی محفظه رانش موتورهای فضایی دومولفه ای در مقیاس کوچک توسعه داده می شود. با استفاده از مدل های پاشش و تبخیر، فرآیندهای تزریق پیشرانه و توزیع تبخیر محاسبه می گردد. حلگر احتراقی با استفاده از سینتیک شیمیایی، فرآیند احتراق درون محفظه را به صورت یک بعدی در راستای محور محفظه رانش محاسبه می کند. حلگر خنک کاری، میزان انتقال حرارت از گازهای داغ به فیلم های خنک کاری و محیط بیرون را پیش بینی می کند. اعتبارسنجی مدل ها نشان می دهد که خطای آن ها در شبیه سازی فرآیندها قابل قبول است. با استفاده از ابزار توسعه داده شده، عملکرد تراستر دومولفه ای شرکت آستریوم با سوخت منومتیل هیدرازین و تتراکسید نیتروژن و سینتیک احتراقی گسترده، مورد بررسی قرار گرفته است. نتایج نشان می دهد که دمای گازهای درون محفظه یکنواخت نبوده و دارای پیک است. همچنین فرآیند تبخیر قطرات سوخت و اکسنده تا گلوگاه نازل ادامه دارد.
کلید واژگان: نرم افزار تحلیل، پاشش، احتراق، تراستر دومولفه، موتورهای فضاییInvestigation of a Bi-propellant Thruster by a Developed Space Engine’s Thrust Chamber Analysis CodeNumerical modeling of space engines aside the experimental test is routine. In the design step of such engines, low-cost softwares are vital. In this paper, small-scale space engine thrust chamber analysis code will be developed. In this code, propellant injection and evaporation distribution will be modelled. 1D Combustion solver calculates the reactions of distributed fuel and oxidizer through the thrust chamber axis by chemical mechanisms. Then the cooling solver computes the heat transfer from hot gases to the film cooling layer and the outer surroundings. Validation shows acceptable errors in the modelling of processes. By this developed code, the performance of the Astrium bi-propellant thruster with MonoMethylHydrazine and NitrogenTetrOxide and distributed chemical reaction has been investigated. Results show that hot gas temperature inside the combustor is not uniform and has a peak. Furthermore, the evaporation of the propellant droplets is continued to the nozzle throat.
Keywords: Analysis Code, injection, Combustion, Bi-propellant Thruster, Space Engine -
در مقاله حاضر، دینامیک جریان شعله های گذربحرانی برشی محوری متان-اکسیژن مایع و هیدروژن-اکسیژن مایع مورد بررسی قرار گرفته است. به منظور صحه گذاری، نتایج حاصل از شبیه سازی عددی با نتایج تجربی مورد مقایسه قرار گرفته است. از مدل k-ε استاندارد برای شبیه سازی آشفتگی استفاده شده است. به منظور برهمکنش احتراق و آشفتگی، از مدل فلیملت پایا (SLFM) با جداول گاز واقعی استفاده شده است. جداول مربوط به مدل فلیملت در شرایط گاز واقعی از نرم افزار منبع باز کانترا استخراج شده است. در ابتدا مشاهده می شود که علی رغم تفاوت قابل توجه در فضای فیزیکی بین شرایط گاز واقعی و گاز ایدیال برای شعله متقابل در محیط کسر مخلوط تفاوت قابل توجهی وجود ندارد، با این حال، در شرایط نزدیک خاموشی تفاوت بین حال گاز واقعی و گاز ایدیال وجود دارد. با بررسی رفتار شعله گذربحرانی برشی محوری مشاهده می شود که تاثیر عمده در شکل شعله ناشی از تغییرات نسبت شار جرمی سوخت و اکسنده است. با افزایش میزان نسبت شار جرمی سوخت به اکسنده، به دلیل افزایش گرانروی آشفتگی و درنتیجه انتقال حرارت به هسته چگال اکسیژن، پدیده شبه جوشش با سرعت و نرخ بیشتری رخ می دهد و درنتیجه طول شعله کاهش می یابد. در شعله متان-اکسیژن مایع، به دلیل چگالی بیشتر متان، در نسبت شار جرمی های کمتر (در حدود 5)، گردابه پیشانی شعله شکل می گیرد، در حالی که برای شعله هیدروژن در نسبت شار جرمی 25 گردابه پیشانی شعله شکل می گیرد.
کلید واژگان: پاشش گذر-بحرانی، احتراق فرا-بحرانی، پدیده شبه جوشش، مدل فلیملت پایا، نسبت شار جرمی سوخت و اکسندهThe dynamics of transcritical shear flames of GH2-LOX and GCH4-LOX has been investigated numerically. Present results have been compared with available experimental data that show reasonable agreement. The standard k-ε model is applied to simulate flow field. For the combustion and turbulence interaction a steady laminar flamelet model (SLFM) with real gas table has been adapted. Real gas flamelet tables obtained from the Cantera open source code. Initially, it is observed that in the physical space, the difference between real gas condition and ideal gas is significant in terms of the position and dimensions of the flame for the transcritical state. In the mixture fraction space, there is no significant difference between the real gas solution and the ideal gas. However, in near extinction point there is considerable difference. On the other hand it is shown that in the transcritical shear flames the mass flux ratio of fuel and oxidizer is most important parameter from view-point of flame shape and dimension. With increase of the mass flux ratio, the turbulent viscosity and heat transfer in the shear layer increases drastically. Accordingly, the pseudo-boiling phenomenon causes the flame shape and dimension changed remarkably. In the GCH4-LOX flame due to higher density of methane, at the lower mass flux ratio (about 5), a strong recirculation appeared in the front of the flame, while in the GH2-LOX flame this vortex formed around mass flux ratio of 25.
Keywords: Transcritical injection.supercritical flame -
استفاده از احتراق پیشرانه های خودمشتعل در رانشگرها، به دلیل دمای بالای محصولات احتراق، سبب افزایش ضربه ویژه می شود. در این مقاله، با استفاده از یک نرم افزار توسعه داده شده، فرایند احتراق درون رانشگر دومولفه ای به صورت یک بعدی و با استفاده از سینتیک شیمیایی شبیه سازی می شود. در این راستا، مدل هایی برای پاشش، تبخیر قطرات، تشکیل فیلم مایع و محاسبات مربوط به انتقال حرارت از فیلم های مایع و گازی و احتراق به کار گرفته شده است. با استفاده از این نرم افزار، رفتار رانشگر آستریوم با سوخت منومتیل هیدرازین و اکسنده تتراکسید نیتروژن شبیه سازی شده است. با بهره گیری از مکانیزم شیمیایی گسترده 1619مرحله ای، نتایج شبیه سازی عملکرد رانشگر در دبی های مختلف اعتبارسنجی شده است. سپس، اثر ابعاد هندسی پاشنده بر فرایند تبخیر قطرات و نیز احتراق مورد بررسی دقیق قرار گرفته است. نتایج نشان می دهد که بزرگ شدن پاشنده سبب افزایش طول تبخیر قطرات شده و ساختار شعله درون محفظه احتراق تغییر می کند، به نحوی که محصولات احتراق با دمای بالاتر وارد نازل شده و درنتیجه ضربه ویژه رانشگر افزایش می یابد.
کلید واژگان: تراستر، رانشگر، خودمشتعل، پاشنده پیچشی، منومتیل هیدرازین، تتراکسید نیتروژنCombustion of hypergolic propellants increases the specific impulse in the thrusters due to high temperature products. In this paper, the combustion process will be investigated through the axis of a bi-propellant thruster by an in-house code with chemical reaction mechanism. This code includes several models for injection, droplet evaporation, liquid film, combustion and heat transfer through liquid and gas films. The Astrium thruster with MMH as fuel and NTO as oxidizer has been simulated. By implementing a detail mechanism with 1619 steps, the thruster has been simulated at different total mass flow rates and results have been validated by experimental data. Then, injector dimension effects on the droplet evaporation and combustion have been investigated. Results show that by increasing the injector dimension, the droplet evaporation length increases, so the flame structure changes in the combustion chamber. Therefore, the combustion products enter the nozzle with higher temperature and as a result, the thruster specific impulse increases.
Keywords: Thruster, Hypergolic, Swirl Injector, Monomethylhydrazine, Nitrogen Tetroxide -
در مقاله حاضر یک شعله برخورد متقابل آرام متان-اکسیژن در شرایط ترمودینامیکی فرا-بحرانی و گذر-بحرانی مورد بررسی قرار گرفته است. از کد منبع باز Cantera جهت محاسبه میدان جریان و حل سینتیک احتراق استفاده شده است و شرایط معادله حالت، معادله انرژی و خواص انتقال جهت حل جریان گاز واقعی در شرایط ترمودینامیکی گذر-بحرانی و فرا-بحرانی اصلاح شده است. مشخصات ترمودینامیکی مانند ظرفیت حرارت ویژه با اضافه شدن ترم تکمیلی به ترم شرایط ایده آل بازنویسی شده است و معادله حالت نیز برای شرایط گاز واقعی به صورت کیوبیک آورده شده است. با حل میدان جریان در شرایط گذر بحرانی مشاهده می شود که اعمال شرایط گاز واقعی سبب پدیدار شدن شرایط شبه جوشش در میدان جریان می شود در صورتیکه با حل گاز ایده آل این پدیده مشاهده نمی شود. در نهایت مشاهده می شود که شرایط گذر-بحرانی در مقایسه با شرایط فرا-بحرانی، شعله بسیار به اعمال رابطه گاز واقعی حساس تر می باشد. در میدان کسر مخلوط اختلاف عمده ای بین حل گاز واقعی و گاز ایده آل دیده نمی شود که این نتیجه برای حل جریان آشفته بحرانی به روش فلیملت مهم می باشد. در میدان فیزیکی اختلاف بین شرایط گاز واقعی و گاز ایده آل از لحاظ موقعیت و ابعاد شعله برای حالت گذر-بحرانی قابل توجه می باشد. برای شرایط کاملا بحرانی در میدان فیزیکی نیز اختلاف قابل توجهی در شرایط موقعیت شعله رخ نمی دهد.کلید واژگان: شعله جریان متقابل، احتراق گذربحرانی، پدیده شبه جوشش، کد کانترا، حل شبه یک بعدیIn the present paper, a laminar counter-flow flame has been numerically investigated under the transcritical and supercritical conditions. The Cantera open source code has been used to calculate the flow field and the kinetic combustion solution. Furthermore, the energy equation, the thermodynamics and the transport properties have been modified for real gas solution. The thermodynamics properties, including density, enthalpy, and specific heat at constant pressure, are evaluated based on fundamental thermodynamics theories and the modified SRK equation of state (EOS). Transport properties, including thermal conductivity and dynamic viscosity, are estimated using Chung method. It can be seen that the pseudo-boiling phenomenon has been appeared in transcritical condition with real gas equations. The ideal gas solution is unable to capture this phenomenon. In the mixture fraction field, there is no major difference between the real gas and the ideal gas, which is important for solving the turbulent reacting flow by the flamelet models. However In the physical field, the difference between the real gas condition and the ideal gas is significant in terms of the position and dimensions of the flame for the transcritical state. For supercritical conditions in the physical field similar to mixture fraction field, there is no significant difference in the flame situation.Keywords: Counter-flow flame, Transcritical flame, pseudo-boiling phenomenon, Cantera code, One-dimensional solution
-
در این مقاله، به بررسی فرایند اشتعال در جریان بدون لایه برشی پرداخته می شود. در چیدمان بدون لایه برشی دو جریان موازی با سرعت میانگین مساوی به یکدیگر می رسند. این چیدمان اجازه مطالعه دقیق شعله های لبه دار را فراهم می کند. هدف اصلی، بررسی اثر دمای اولیه جریان بر مرحله انتشار شعله در فرایند اشتعال است. این کار با استفاده از روش شبیه سازی گردابه های بزرگ، مدل احتراقی شعله ضخیم شده و سینتیک شیمیایی DRM-19 انجام شده است. سرعت محوری میانگین و نوسانی به دست آمده از دو شبکه ریز و درشت با استفاده از نتایج تجربی اعتبارسنجی شده است. بررسی کسر مخلوط نیز نشان از مناسب بودن دقت شبیه سازی ها در پیش بینی اختلاط دارد. مکان لبه بالادست و پایین دست شعله نیز با نتایج تجربی مقایسه شده و بیان کننده صحت شبیه سازی فرایند اشتعال است. سرعت میانگین انتشار شعله لبه دار نشان می دهد که با افزایش دمای اولیه از 323 به 1000 کلوین، سرعت انتشار شعله از 1 به 2/4 متربرثانیه افزایش پیدا می کند. همین روند برای رشد هسته شعله نیز وجود دارد. مقایسه بین سرعت انتشار شعله لبه دار به دست آمده با سرعت انتشار شعله آرام و تصحیح شده آن با مجذور چگالی ها نشان می دهد که شعله آرام تصحیح شده بهترین نتیجه را در پیش بینی سرعت انتشار شعله لبه دار دارد. همچنین، افزایش دما سبب تبدیل شعله لبه دار دوگانه به شعله لبه دار سه گانه می شود.کلید واژگان: اشتعال، جریان بدون لایه برشی، روش شبیه سازی گردابه های بزرگ، مدل شعله ضخیم شده، شعله لبه دارIgnition process in a shear-less mixing layer has been studied in this paper. The effect of initial temperature on the flame propagation phase of ignition process is the main goal. The investigation is done by large eddy simulation method coupled with thickened flame approach and DRM_19 chemical mechanism. Mean and RMS axial velocities from both coarse and fine grids and mean mixture fraction have been validated against experimental results. Most upstream and downstream positions of flame edge are in good agreement with experimental. By increasing the initial temperature from 323 K to 1000 K, the mean edge flame propagation velocity increase from 1 to 4.5 m/s. The same trend exists for flame kernel volume. Comparison between calculated edge flame propagation velocity and laminar flame speed and its root density correction show that corrected laminar flame propagation can better predicts the edge flame propagation velocity. Also, by increasing the initial temperature, bibrachial edge flame convert to a triple flame.Keywords: Ignition, shear, less flow, Large eddy simulation, Thickened flame approach, Edge flame
-
هدف در این مقاله مطالعه پدیده اشتعال و نحوه گسترش شعله در فواره متان-هواست. این کار با استفاده از نرم افزار متن باز اپن فوم و روش شبیه سازی گردابه های بزرگ تراکم پذیر، مدل احتراقی شعله ضخیم شده و به صورت سه بعدی انجام شده است. جرقه به صورت افزودن مصنوعی آنتالپی در معادله انرژی مدل سازی شده است. شبیه سازی های فواره هوا و فواره سرد متان بیانگر عملکرد مناسب کد و تنظیمات مربوطه در پیش بینی میدان آشفته حاکم بر جریان است. پس از آن فرایند اشتعال و انتشار شعله شبیه سازی شده که نتایج اعتبارسنجی مناسب ارزیابی شده است. با استفاده از معیار دمای شعله، مسیر انتشار جبهه احتراق تعیین شده و سینتیک انتشار بررسی شده است. در نهایت، بررسی اثر دمای اولیه میدان بر فرایند اشتعال بیانگر آن است که ارتفاع شعله، فاصله لبه شعله از محور و سرعت انتشار جبهه شعله با دما تغییر می کند.کلید واژگان: شبیه سازی گردابه های بزرگ، اشتعال، فواره دایروی، شعله ضخیم شده، احتراق عددیSpar ignition in turbulent methane-air jet is studied by a compressible 3D Large Eddy Simulation in OpenFOAM code. The thicened flame model with the one-step chemical mechanism is used for methane combustion. The spar is modeled by artificial enthalpy source in energy equation at the spar location. The validation of the calculations is performed using the experimental results of the turbulent jet of airflow and non reacting mixing of methane jet. The ignition phenomenon and flame propagation are investigated in details for different conditions of initial jet temperature. The results show that the flame propagation speed, the flame lift-off and the flame distance to the axis change with changing the initial temperature.Keywords: Large Eddy Simulation (LES), Ignition, Circular jet, Thicened flame, Numerical combustion
-
در این پژوهش، پارامترهای عملکردی یک انژکتور پیچشی، به عنوان تابعی از اعداد رینولدز و وبر، مطالعه شده است. زاویه پاشش انژکتور، طول شکست صفحه مایع و ضریب تخلیه انژکتور، ازجمله پارامترهایی اند که به منظور شناخت رفتار انژکتور، بررسی شده و تغییرات آن ها به صورت تابعی از اعداد رینولدز و وبر بیان شده اند. در نهایت نیز، نتایج به دست آمده با نتایج مدل هایی نظیر مدل لیسا (LISA) مقایسه و ارزیابی شده اند. انژکتور مورد استفاده در این پژوهش، یک انژکتور پیچشی تک پایه ساده بوده و از آب به عنوان سیال عامل استفاده شده است. شرایط انجام تمامی آزمایش ها شرایط استاندارد اتمسفریک بوده است. تصویربرداری از میدان پاشش با استفاده از روش سایه نگاری انجام شده است. نتایج آزمایش ها نشان می دهد که در رینولدز 104×3، رژیم پاشش انژکتور از رژیم قطره چکانی به رژیم اتمیزاسیون تغییر یافته و با افزایش بیشتر رینولدز تا حد 104×3/7، رژیم کاملا توسعه یافته پاشش (که مخروط پاشش کامل می شود) حاکم می شود. همچنین، نتایج نشان می دهند که طول شکست صفحه مایع با عبارت We-0.5Re0.6 به صورت خطی متناسب است. از طرفی، با افزایش رینولدز، زاویه پاشش انژکتور ابتدا افزایش یافته و با افزایش بیشتر رینولدز، تقریبا ثابت می شود.کلید واژگان: انژکتور پیچشی، شرلیط اتمسفریک، عدد رینولدز، طول شکست، زاویه افشانهDepartment of Aerospace Engineering, Sharif University of Technhlogy, Tehran, IranReceived: 2016.2.25, Received in revised form: 2016.6.21, Accepted: 2016.7.2In this paper, the operating parameters of a swirl injector were studied as a function of Reynolds number (Re) and Weber number (We). Spray cone angle, liquid sheet breakup length and injector discharge coefficient are the parameters which their dimensionless variations were studied to characterize the injector behavior in terms of Re and We. At the end, these experimental results were compared with those of some famous models, such as LISA. All the experiments were prformed using a simplex swirl injector. Moreover, water was used as the operating fluid sprayed in atmospheric conditions. The Shadowgraphy imaging method was used to visualize the injection spray. Experimental results show that by increasing Re, the injection regime varies from Dripping Mode to Atomization Mode at Re=3×104, and by further increasing Re, the fully developed mode (that creates a clear conical sheet) is achieved at Re=3.7×104. Also, results show that the breakup lengthvaries with We0.5Re0.6 linearly. Although increasing Re initially increases the spray cone angle, but beyond a specific Re, this trend is stopped.Keywords: Swirl injector, Atmospheric conditions, Reynols number, Breakup length, Spray angle
-
کاهش آلاینده های محیط زیست ناشی از احتراق در سیستم های نیرو محرکه یکی از چالش های اساسی محققان است. برای اطلاع از منابع این آلاینده ها، پیش بینی دقیق محصولات و دمای میدان احتراق امری ضروری است. به همین دلیل، در سال های اخیر، شبیه سازی جریان های احتراقی مغشوش مورد توجه واقع شده است. برای شبیه سازی این جریانها به یک مدل احتراقی مناسب، نیاز است. مدل فلیملت، به دلیل ویژگی های متعدد ازجمله جداکردن واکنش های شیمیایی از میدان مغشوش، یکی از پرکاربردترین مدل های ارائه شده در مقالات است. همچنین، فرض حالت ناپایا در مدل سازی پدیده های شیمیایی کندی مانند تشکیل آلاینده ها نتایج بهتری نسبت به فرض حالت پایا پیش بینی می کند. هدف از این مقاله مشاهده کاربرد مدل فلیملت پایا و ناپایا در شبیه سازی شعله های نفوذی مغشوش بلاف بادی است. پیشبینی دما و کسرمخلوط متوسط محاسبه شده با استفاده از مدل فلیملت پایا، هم خوانی خوبی را با نتایج تجربی نشان می دهد. شبیه سازی های حالت پایا با استفاده از دو مکانیزم شیمیایی GRI3.0 و GRI2.11، کسر جرمی گونه NO را خیلی بیشتر از مقدار واقعی پیش بینی می کند. در عین حال، کسر جرمی گونه NO در مدل فلیملت ناپایا با استفاده از مکانیزم GRI2.11، با داده های تجربی همخوانی خوبی دارد. در نتیجه اثرات گذرایی در فرایند های کندی مانند تشکیل NO باید درنظر گرفته شود.کلید واژگان: مدل فلیملت آرام، شعله نفوذی، مدل فلیملت ناپایاReduction of environmental pollutants caused by combustion in power plant systems is one of the main challenges for the researchers. To pinpoint the mechanisms of formation and transport of combustion pollutants, it is necessary to have an accurate prediction of temperature field and combustion products. For this reason, simulation of turbulent combustion flows has attracted much attention in recent years. An appropriate combustion model is required for simulation of these flows. Flamelet model is the most favorite combustion model, due to inherent separation of the turbulent flow field and the chemical reactions. Moreover, the consideration of unsteady flamelet in modeling complex physical phenomena such as radiation heat transfer and slow chemical processes (of pollutants) leads to better results than the steady flamelet assumption. The purpose of this study is to investigate the application of steady and unsteady flamelet models in the simulation of turbulent diffusion bluff body flame. Predictions of temprature and mean mixture fraction using steady flamelet model have shown very good agreement with experiment data. NO mass fraction in steady-state simulations using two different chemical mechanisms GRI3.0 and GRI2.11 is over predicted. While NO mass fraction in the unsteady flamelet modeling using mechanism GRI2.11 have shown good agreement with the experimental data. Thus, unsteady effects are important in slow processes such as the formation of NO.Keywords: Laminar Flamelet Model, Diffusion Flame, Unsteady Flamelet Model
-
An efficient finite volume approach has been used to develop a three dimensional Helmholtz acoustic solver for complex geometries. This acoustic solver was utilized to obtain characteristic mode shapes and frequencies of a baffled combustion chamber. An experimental setup, including stationary and moving sensors, has also been used to measure these quantities for the same model combustion chamber. Although each of these methods has certain limitations, combination of the numerical results and the experimental data provide a capability to identify complicated acoustical fields created by the combustor complex geometry. Using this approach the effects of the nozzle convergent section and the number of radial baffles on the chamber’s dominant acoustic modes were investigated. It has been shown that acoustic solver is capable of capturing major effects caused by the presence of radial baffles and combustor nozzle geometry; however radial baffles may produce nonlinear effects that cannot be captured by a Helmholtz acoustic solver.
-
A theoretical study analyzing three-dimensional combustion acoustic instabilities in a liquid propellant rocket engine combustor has been conducted. A linear theory based on Crocco’s pressure sensitive time lag model is used. To apply this theory the combustor is divided into two main components, including the combustion chamber and the converging part of the nozzle. The assumption of concentrated combustion zone is used and the governing perturbation equations describing oscillations of flow variables are considered. To solve these equations appropriate boundary conditions at both ends of the combustion chamber are required. Combustion zone boundary condition at one end and the nozzle admittance relation at other end are used. To obtain the nozzle admittance the three dimensional flow perturbation equations are solved in the converging part of the nozzle. This approach is capable of predicting acoustic stability behavior of a combustor at a wide range of Mach numbers and frequencies. Also, this analysis enables the rocket engine designer to observe the effects of different parameters such as nozzle entrance Mach number, chamber geometry, nozzle geometry, and gas properties on stability characteristics of an engine combustor. In case of instability observation; one can predict the acoustic mode which causes the instability and achieve an optimum design before conducting any expensive and time consuming experimental tests. This paper presents the stability analysis results and a parametric study of the effect of design parameters on stability characteristics of a typical combustor.
- در این صفحه نام مورد نظر در اسامی نویسندگان مقالات جستجو میشود. ممکن است نتایج شامل مطالب نویسندگان هم نام و حتی در رشتههای مختلف باشد.
- همه مقالات ترجمه فارسی یا انگلیسی ندارند پس ممکن است مقالاتی باشند که نام نویسنده مورد نظر شما به صورت معادل فارسی یا انگلیسی آن درج شده باشد. در صفحه جستجوی پیشرفته میتوانید همزمان نام فارسی و انگلیسی نویسنده را درج نمایید.
- در صورتی که میخواهید جستجو را با شرایط متفاوت تکرار کنید به صفحه جستجوی پیشرفته مطالب نشریات مراجعه کنید.