علوم و فناوری فضایی

شماره جاری

بر اساس شماره‌های نشریه

بر اساس نویسندگان

بر اساس موضوعات

نمایه نویسندگان

نمایه کلیدواژه ها

درباره نشریه

اهداف و چشم انداز

اعضای هیات تحریریه

اصول اخلاقی انتشار مقاله

بانک ها و نمایه نامه ها

پیوندهای مفید

پرسش‌های متداول

فرایند پذیرش مقالات

اخبار و اعلانات

شرایط و ضوابط نویسندگان

راهنمای تنظیم مقاله

فرم ها و فایل های ضروری نشریه

طراحی و جانمایی اجزاء نمونه زمینی یک میکرو رانشگر تک‎‎ مؤلفه ای کم‎ پیشران به کمک مجموعه ای از نرم‏ افزارهای مهندسی

نوع مقاله : مقالة‌ تحقیقی‌ (پژوهشی‌)

نویسندگان

1 پژوهشگر، پژوهشگاه هوافضا، وزرات علوم، تحقیقات و فناوری، تهران، ایران

2 استادیار، گروه علوم فضایی، پژوهشکده سامان های فضانوردی، پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری، تهران، ایران

3 استادیار، گروه علوم فضایی، پژوهشکده سامانه های فضانوردی، پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری، تهران، ایران

4 استادیار، گروه علوم فضایی، پژوهشکده سامانه های فضانوردی، پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری ، تهران، ایران

چکیده

در این پژوهش طراحی و جانمایی انژکتور، محفظه تجزیه و نازل یک نمونه زمینی میکرورانشگر تک‌مولفه‌ای هیدرازینی 10 نیوتنی انجام شده است. انژکتور به عنوان اولین جزء میکرورانشگر، از نوع جریان مستقیم یا کاپیلاری به کمک نرم افزار Fluent طراحی گردید که توانایی تامین دبی جرمی مورد نیاز میکرورانشگر (5 گرم بر ثانیه) را دارا باشد. محفظه تجزیه جزء بعدی می-باشد که حاوی گرانول‌های کاتالیست است و ابعاد آن بر مبنای تجزیه کامل هیدرازین (تا مقدار حدی کسر جرمی) انتخاب گردید. نازل تخلیه به عنوان آخرین جزء میکرورانشگر، با استفاده از نرم‌افزار RPA طراحی شد. صحت طراحی با این نرم‌افزار توسط یک کد عددی مورد بررسی قرار گرفت. این کد توانایی محاسبه ابعاد محفظه تجزیه را بر اساس مقدار تجزیه هیدرازین داراست. بر همین اساس این نتیجه حاصل شد که نتایج هر دو روش طراحی با دقت بسیار بالایی با یکدیگر هم‌خوانی دارند. پس از اتمام طراحی، جانمایی تمام اجزاء انجام شد.

کلیدواژه‌ها

موضوعات

عنوان مقاله [English]

Design and Configuration of Ground Sample Components of Low Propulsion Monopropellant Thruster Using Some Engineering Software

نویسندگان [English]

  • Sajjad Davari 1
  • Hadiseh Karimaei 2
  • Mohammad Reza Salimi 3
  • Hassan Naseh 4

1 Researcher, Aerospace Research Institute, Ministry of Science, Research and Technology, Tehran, Iran

2 Assistant Professor, Aerospace Research Institute, Ministry of Science, Research and Technology, Tehran, Iran

3 Assistant Professor, Aerospace Research Institute, Ministry of Science, Research and Technology, Tehran, Iran

4 Assistant Professor, Aerospace Research Institute, Ministry of Science, Research and Technology, Tehran, Iran

چکیده [English]

Monopropellant thruster are used to inject a satellite into orbit or control its position on three axes in space missions. One of them is hydrazine thruster which is widely used. In this research, design of the injector, decomposition chamber and nozzle of a 10N hydrazine monopropellant thruster have been performed. The capillary injector was designed using Fluent software for this thruster which was able to supply the mass flow rate of the thruster (5 gr/sec). The decomposition chamber contains catalyst granules and its dimensions were selected based on the complete decomposition of hydrazine. The nozzle was designed by RPA software. The validation of the design with RPA software was checked by a numeric code. This code was able to calculate the dimensions of the decomposition chamber based on the amount of hydrazine decomposition. Accordingly, the results of both design methods are strongly consistent with each other. At the end of the design, the final thruster design and drawings were prepared.

کلیدواژه‌ها [English]

  • Hydrazine Monopropellant Thruster
  • Capillary Injector
  • Decomposition Chamber
  • Nozzle
  • Catalyst
مراجع
[1] W. Ley, K. Wittmann, and W. Hallmann, Handbook of space technology. John Wiley & Sons, 2009.
[2] C. D. Brown, Spacecraft propulsion. Aiaa, 1996.
[3]  D. Altman and D. D. Thomas, "Evaluation of Hydrazine as a Monopropellant and a Gas Generant," 1949.
[4]  A. Grant, "Development of Hydrazine as Monopropellant and Gas Generant," Jet Propulsion Laboratory, California Institute of Technology Rept, pp. 9-1, 1950.
[5]  E. Wucherer, T. Cook, M. Stiefel, R. Humphries, and J. Parker, "Hydrazine catalyst production-sustaining S-405 technology," in 39th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit, 2003, p. 5079. Available: https://doi.org/10.2514/6.2003-5079
[6]  K.-H. Lee, M.-J. Yu, S.-K. Kim, K.-W. Jang, and S.-J. Cho, "Hot Firing Performance Measurement of Monopropellant Decomposition Catalyst and Domestic Development Status," Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, vol. 10, no. 3, pp. 109-117, 2006.
[7]  P. McRight, C. Popp, C. Pierce, A. Turpin, W. Urbanchock, and M. Wilson, "Confidence testing of Shell-405 and S-405 catalysts in a monopropellant hydrazine thruster," in 41st AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, 2005, p. 3952. Available: https://doi.org/10.2514/6.2005-3952
[8]  A. Kersten, "Analytical Study of Catalystic Reactors for Hydrazine Decomposition, Part 1. Steady State Behavior," NASA Contract NAS, pp. 7-458, 1966.
[9]    V. Shankar, K. A. Ram, and K. Bhaskaran, "Prediction of the concentration of hydrazine decomposition products along a granular catalytic bed," Acta astronautica, vol. 11, no. 6, pp. 287-299, 1984. Available:https://doi.org /10.1016/0094-5765(84)90038-9
 [10] H. Hearn and D. Young, "Performance prediction model for a high-impulse monopropellant propulsion system," Journal of Spacecraft and Rockets, vol. 11, no. 11, pp. 764-768, 1974. Available: https://doi.org/ 10.2514/3.27790
[11] H. Hearn, "Flight performance of a high-impulse monopropellant thruster," Journal of Spacecraft and Rockets, vol. 13, no. 5, pp. 261-265, 1976. Available: https://doi.org/10.2514/3.27905
[12] S. Garg, "Empirical simulation model for hydrazine attitude control thrusters," Journal of Spacecraft and Rockets, vol. 16, no. 6, pp. 389-393, 1979.
[13] V. Shankar, K. A. Ram, and K. Bhaskaran, "Experimental investigations of the 10 N catalytic hydrazine thruster," Acta Astronautica, vol. 12, no. 4, pp. 237-249, 1985. Available:https://doi.org/10.1016/0094-5765(85)90038-4
[14] J. Hinckel, J. Jorge, T. Soares, M. Zacharias, and J. Palandi, "Low cost catalysts for hydrazine monopropellant thrusters," in 45th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, 2009, p. 5232. Available: https://doi.org/10.2514/6.2009-5232
[15] H. Karimaei, M. R. Salimi, H. Naseh, and E. Jokari, "Design of Physical Configuration of a 10N Monopropellant Hydrazine Thruster," Journal of Space Science and Technology, vol. 12, pp. 13-22, 2019 (in Persian).
[16] H. Karimaei, R. Ghorbani, and S. M. Hosseinalipour, "Implementation of linear stability theory on hollow cone-shaped liquid sheet," Periodica Polytechnica Mechanical Engineering, vol. 64, no. 3, pp. 179-188, 2020. Available: https://doi.org/10.3311/PPME.11727
[17] F. Ommi, Design Principles of space engines and propulsion, Tarbiat Modares University, tehran, 2017 (in Persian).
[18]  S. Hosseinalipour, H. Karimaei, and R. Ghorbani, "study the Y-atomizer performance of a power plant in order to extract mean droplet diameter range," 2nd proceedings of gas turbine, 2013.
[19 H. Karimaei, "Design and Simulation of Fuel Injector of a 10N Monopropellant Hydrazine Thruster," Journal of Space Science and Technology, vol. 11, pp. 9-19, 2018 (in Persian).
[20] M. Salimi, "Numerical Study of Catalyst Bed Length and Particle Size Effect on the Monopropellant Thruster Specific Impulse and Thrust," Scientific Journal of, 2020 (in Persian).
[21] M. R. Salimi, "Effects of geometrical parameters of a two-sided catalyst bed on flow and thermal fields of a monopropellant hydrazine thruster," Space Science and Technology, vol. 15, pp. 93-110, 2022 (in Persian)
علوم و فناوری فضایی
دوره 16، شماره 1 - شماره پیاپی 55
فروردین 1402
صفحه 35-46
فایل ها
هم رسانی
ارجاع به این مقاله
آمار