بررسی انتقال حرارت به شیوه‏ بازیابی در موتور موشک‏های سوخت مایع

در این مقاله، انتقال حرارت نقش عمده ای در طراحی و نحوه ی عملکرد موشک ها و وسایل نقلیه ای که دارای راکت جلوبرنده می باشند، دارد. اهمیت اصلی این بحث مربوط به محدوده ی ایمنی مواد سازنده موشک و بخصوص در قسمت هایی مثل محفظه ی احتراق و نازل می باشد که تحت حرارت بحرانی قرار دارند. تنها یک نقص کافی است تا در کارکرد موشک اختلال ایجاد کند. همچنین ممکن است در اثر حرارت زیاد در گلوگاه نازل، قسمتی از فلز به صورت منطقه ای خورده شود که در آن صورت جریان گازهای خروجی به صورت نامتقارن درمی آید که منجر به ایجاد بردار ضربه ای با جهت نامناسب می گردد. این امر باعث خطا در هدایت موشک به سمت هدف موردنظر می شود و در فضاپیماها سوخت زیادی را برای تصحیح مسیر به‏وسیله سیستم جلوبرنده ثانویه به مصرف می رساند. در مقاله ی حاضر، میزان حرارت منتقل شده به جداره به ازای مقاطع مختلف در موتور طی شبیه‏سازی در نرم افزار محاسبه شده است، همچنین شرایط مایع خنک کننده و دماها به گونه ای محاسبه شده است که متناسب با حرارت موجود در هر مقطع عمل خنک کاری انجام شود. برای این منظور موتور به چهار بخش محفظه‏ی احتراق، قسمت همگرای نازل، گلوگاه نازل، قسمت واگرای نازل تقسیم شده است که نرخ حرارت منتقل شده از گازها به جداره (با توجه به شرایط گاز در مقاطع مختلف) و نیز دمای جداره در مجاورت مایع خنک کننده و همچنین دمای مایع خنک کننده به ازای مقاطع مختلف مربوط به هر بخش محاسبه شود. قابل ذکر است، در پروژه حاضر بسته نرم افزاری ANSYS به منظور ایجاد هندسه، مش و شبیه‏سازی مورداستفاده قرار گرفته است.