بررسی تجربی سیستم خنک‏ کاری با اسپری آب دیفیوزر خروجی گاز مافوق صوت

نوع مقاله : مقاله پژوهشی

نویسندگان

1 گروه پژوهشی پیشران/پژوهشکده سامانه های حمل ونقل فضایی/ پژوهشگاه فضایی ایران، تهران/ایران

2 دانشکده هوافضا، دانشگاه صنعتی شریف، تهران، ایران

3 گروه پژوهشی پیشران/پژوهشکده سامانه‌های حمل و نقل فضایی

چکیده

به ‌منظور آزمون عملکرد موتور‏های مورد استفاده در ارتفاعات بالا از سکوی شبیه‌‏ساز ارتفاع مجهز به دیفیوزر خروجی گاز مافوق‌صوت استفاده می‏شود. غالباً، دمای گاز خروجی از نازل این موتورها بسیار بالاتر از حد تحمل بدنه فلزی دیفیوزر است. در تست موتورهای سوخت جامد برخورد ذرات اکسید آلومینیوم با دمای بالاتر از 2500 درجه سانتی‌گراد به دیواره دیفیوزر شرایط انتقال حرارت را در محل برخورد بحرانی می‏کند. هدف تحقیق حاضر ارزیابی روش خنک‌کاری با اسپری آب بدنه فلزی یک دیفیوزر با انجام تست‏های تجربی با یک موتور سوخت جامد آزمایشگاهی می‏باشد. ابتدا به منظور شناسایی نقاط بحرانی دمایی، تست موتور با فشار متوسط 60 بار و دمای محفظه 3100 درجه سانتی‌گراد در شبیه‏ساز خلاء بدون خنک‏کاری دیفیوزر فلزی انجام شده است. نتایج حاکی از رسیدن دمای بدنه دیفیوزر در ناحیه ورودی و همگرایی به دمای بالاتر از 1500 درجه سانتی‌گراد است، به طوری که منجر به ذوب و سوراخ شدن بدنه دیفیوزر در این ناحیه شده است. در ادامه دو تست دیگر با فشارهای موتور میانگین 33 و 55 بار به همراه خنک‏کاری بدنه دیفیوزر با اسپری آب انجام شده است. نتایج نشان می‏دهد که در دو تست خنک‌کاری انجام شده بیشترین دما در سطح بیرونی دیفیوزر به مقادیری کمتر از 200 و 400 درجه سانتی‌گراد رسیده و تا انتهای تست ثابت مانده است. همگرا شدن بیشینه دماهای ثبت شده در سطح بیرونی دیفیوزر به دماهای مورد انتظار در این تست‌ها تاییدی بر عملکرد مناسب سیستم خنک‏کاری طراحی شده می‌باشد.

کلیدواژه‌ها

موضوعات


عنوان مقاله [English]

Experimental Study of the supersonic exhaust diffuser spray cooling system

نویسندگان [English]

  • Nematollah Fouladi 1
  • seyed Ahmadreza Mirbabaei 2
  • Mehdi Khosroanjom 3
1 Space Transportation Research Institute, Iranian Space Research Center, Tehran, Iran
2 Department of Aerospace Engineering, Sharif University of Technology
3 Space Transportation Research Institute, Iranian Space Research Center, Tehran, Iran
چکیده [English]

A supersonic exhaust diffuser provides the required test cell vacuum conditions by self-pumping of nozzle exhaust gases to the atmosphere in high altitude simulator. However, the plume temperature is often much higher than the allowable temperature of the diffuser structure. Moreover, in solid-fuel engines, the impact of aluminum oxide particles on the diffuser wall internal surfaces with high temperatures intensifies critical thermal conditions. In the present study, a spray cooling system design method is presented for a supersonic exhaust diffuser. The method is evaluated by performing several experimental tests. First, in order to identify the critical temperature region, the test of the motor with a chamber pressure of 60 bar and a chamber temperature of 3100 ° C is performed with a non-cooled metal diffuser. The results indicate that the temperature of the diffuser body in the inlet and ramp regions reaches a temperature above 1500 ° C, which leads to the melting and perforation of the diffuser in these regions. Two other tests are performed with average motor chamber pressures of 33 bar and 55 bar along with the spray cooling of diffuser body. The results show that the designed cooling system keeps the maximum temperatures of the external surface of the diffuser at the values smaller than 200 and 400 ° C in these tests. The achieved critical temperatures are well matched with the respected ones in the design procedure. This confirms the present spray cooling system design procedure.

کلیدواژه‌ها [English]

  • Supersonic exhaust diffuser
  • vacuum simulator stand
  • water spray cooling
  • aluminum oxide particles
  • Experimental test