طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهوارهها، ایستگاههای فضایی وتجهیزات آنها
حجت قاسمی؛ سید محمدرضا محمودیان؛ نورالدین قدیری معصوم؛ سید رشاد روح الامینی؛ پوریا میکانیکی؛ اصغر عظیمی
دوره 16، شماره 1 ، فروردین 1402، ، صفحه 47-58
چکیده
هدف تحقیق حاضر، کسب توانمندی به کارگیری موتورهای پیشرانه زمستیک، در مقیاس آزمایشگاهی است. در این راستا لازم است تا موتورهایی ساخته و پارامترهای عملکردی آن سنجیده شود. اکسیژن مایع، به عنوان یک اکسیدکننده زمستیک متداول و اتانول به عنوان یک سوخت سبز انتخاب شدهاند. موتوری برای تولید نیروی جلوبرندگی معادل kgf 400 با این پیشرانه طراحی ...
بیشتر
هدف تحقیق حاضر، کسب توانمندی به کارگیری موتورهای پیشرانه زمستیک، در مقیاس آزمایشگاهی است. در این راستا لازم است تا موتورهایی ساخته و پارامترهای عملکردی آن سنجیده شود. اکسیژن مایع، به عنوان یک اکسیدکننده زمستیک متداول و اتانول به عنوان یک سوخت سبز انتخاب شدهاند. موتوری برای تولید نیروی جلوبرندگی معادل kgf 400 با این پیشرانه طراحی شده است. انژکتور این موتور از نوع برخوردی سمبهای بوده که در آن اکسیژن مایع، در راستای محور و سوخت در راستای شعاع جریان داشته است. محفظه احتراق این موتور با روش خنککاری بازیابی در مقابل گرمای زیاد محافظت میشده است. طرح آزمایشگاهی موتور این امکان را فراهم کرده تا از سیال خارجی مانند آب برای خنککاری استفاده شود. همه مولفههای اصلی موتور مانند انژکتور، راهانداز، و ابزار کنترل جریان تحت آزمونهای سرد قرار گرفتند. برای آزمایش گرم این موتور، سکوی آزمون ویژهای طراحی و ساخته شده است که در آن امکان سنجش تقریبا همه متغیرهای عملکردی وجود دارد. در این تحقیق پانزده آزمون گرم انجام شده است. بیشترین فشار ثبت شده و بیشترین بازده برآورد شده در حدود 75% مقادیر طراحی بودند.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهوارهها، ایستگاههای فضایی وتجهیزات آنها
علیرضا رجبی؛ نورالدین قدیری معصوم؛ محمدعلی امیریفر؛ سید رشاد روحالامینی؛ پوریا میکانیکی؛ محمد قربی؛ مجید کامرانیفر
دوره 15، شماره 4 ، دی 1401، ، صفحه 19-29
چکیده
نتایج مطالعه روی رفتار یک رانشگر تکپیشرانه هیدرازینی هنگام استفاده از انژکتورهایی با ابعاد مختلف ارائه میشود. انژکتورهای استفاده شده در این رانشگرها از نوع اریفیس هستند. هرچند الگوی جریان سیال در این انژکتورها ممکن است ساده به نظر برسد، رفتار رانشگر -که ناشی از اندرکنش دینامیک انژکتور با محفظه است- ویژگیهای جالب توجهی را نشان ...
بیشتر
نتایج مطالعه روی رفتار یک رانشگر تکپیشرانه هیدرازینی هنگام استفاده از انژکتورهایی با ابعاد مختلف ارائه میشود. انژکتورهای استفاده شده در این رانشگرها از نوع اریفیس هستند. هرچند الگوی جریان سیال در این انژکتورها ممکن است ساده به نظر برسد، رفتار رانشگر -که ناشی از اندرکنش دینامیک انژکتور با محفظه است- ویژگیهای جالب توجهی را نشان میدهد. افت فشار انژکتور، در محدوده مورد مطالعه، تاثیری بر سرعت مشخصه و تاخیر اشتعال نداشت. با این حال زمان پاسخ 90% فشار و نوسان فشار محفظه به شدت تحت اثر افت فشار انژکتور هستند؛ با افزایش افت فشار، زمان پاسخ افزایش مییابد اما نوسان فشار کم میشود. نتایج ارائه شده ثابت میکند که آزمون سرد انژکتور برای ارزیابی و صحهگذاری طراحی آن کافی نبوده و اهمیت تست گرم رانشگر را نشان میدهد. بحثهای این مقاله همچنین برای طراحان هر سامانهای که از اریفیس برای کنترل دبی استفاده میکنند و به دنبال تحلیل رفتار گذرای آن سامانهها هستند، قابل توجه خواهد بود.
طراحی زیرمجموعههای فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
سید رشاد روح الامینی؛ محمد علی امیری فر؛ علیرضا رجبی؛ نورالدین قدیری معصوم
دوره 15، شماره 3 ، مهر 1401، ، صفحه 33-47
چکیده
در این مقاله، با ایجاد و توسعه یک کد مبتنی بر روابط ترمودینامیک و دینامیک گاز، مشخصههای عملکردی یک رانشگر تکپیشرانه هیدرازینی یک نیوتنی نظیر نیروی تراست، ضربه ویژه، سرعت مشخصه خروجی، و دبی جرمی پیشرانه برحسب دمای محفظه واکنش به صورت نظری مورد مطالعه قرار گرفته است. در این راستا، با در نظر گرفتن فرض آدیاباتیک، دمای محفظه واکنش ...
بیشتر
در این مقاله، با ایجاد و توسعه یک کد مبتنی بر روابط ترمودینامیک و دینامیک گاز، مشخصههای عملکردی یک رانشگر تکپیشرانه هیدرازینی یک نیوتنی نظیر نیروی تراست، ضربه ویژه، سرعت مشخصه خروجی، و دبی جرمی پیشرانه برحسب دمای محفظه واکنش به صورت نظری مورد مطالعه قرار گرفته است. در این راستا، با در نظر گرفتن فرض آدیاباتیک، دمای محفظه واکنش تراستر تکپیشرانه به صورت صفر بعدی با استفاده از نرخ تجزیه آمونیاک به عنوان یک متغیر مستقل در شرایط تعادلی و غیر تعادلی و به صورت یک بعدی با استفاده از ثابت نرخ واکنشهای همگن و ناهمگن تجزیه هیدرازین و آمونیاک بررسی و تحلیل گردیده است. همچنین، اثر انبساط حرارتی گلوگاه نازل بر فشار محفظه واکنش، نیروی تراست، و دبی جرمی پیشرانه و اثر فشار محفظه واکنش بر نرخ تجزیه آمونیاک و به تبع آن بر دمای آدیاباتیک محفظه واکنش در شرایط تعادل ترمودینامیکی مورد مطالعه قرار گرفته است.افزایش قطر گلوگاه نازل در فشار تغذیه ثابت سبب افزایش فشار محفظه و در نتیجه افزایش نیروی تراست میگردد.