بررسی نحوة عملکرد انژکتور دوپایة گریز از مرکز با استفاده از آزمایش گرم آن در یک میکروموتور ضربه‌ای تک انژکتور پیش‌رانة مایع آزمایشگاهی

نوع مقاله: مقالة‌ تحقیقی‌ (پژوهشی‌)

نویسندگان

دانشکدة مهندسی مکانیک، دانشگاه تربیت مدرس

چکیده

با توجه به کاربرد وسیع موتورهای پیشرانه مایع در موشک‌ها و اهمیت تعیین پارامترهای اصلی مثل میزان پیشران ، ضربه مخصوص و میزان مصرف پیشرانه در میزان کارایی موشک‌ها، قبل از اینکه این موتورها در شرایط عملیاتی قرار گیرند، آنها را در شرایط مختلف کارکردی مورد آزمایش قرار می دهند. از تجزیه و تحلیل نتایج این آزمایش‌ها برای بهبود طراحی و رفع عیب‌های موتور یا گسترش برنامه ساخت موشک‌های آینده استفاده می‌کنند. برای توسعة موتور پیشرانة مایع، انتخاب انژکتور مناسب، اولین مرحله برای بررسی بهبود پارامترهای احتراق است. با توجه به لزوم یافتن راه‌های مؤثر برای ارزیابی سخت‌افزارهای موتور بدون چشم‌پوشی از مشخصات اصلی آنها، یکی از این راه‌ها به کاربردن یک موتور کوچک در آزمایش‌ها به جای موتور واقعی است. در این پژوهش فرایند طراحی و ساخت یک میکروموتور پیشرانة مایع با تک انژکتور گریز از مرکز آزمایشگاهی با نیروی پیشران نامی 300 نیوتن نیروی پیشران ارائه شده است. استارت‌های اولیه با پیشرانة واقعی برای آزمایش گرم میکروموتور نامؤفق بودند. دبی کم احیاکننده نسبت به اکسیدکننده، کم‌بودن میزان اختلاط احیاکننده و اکسیدکننده و وجود ناخالصی در احیاکننده خود مشتعل به‌عنوان دلایل عدم مؤفقیت مطرح شدند. برطرف کردن موارد مذکور به انجام آزمایش‌های مؤفق و نتایج قابل قبول آن انجامید.

کلیدواژه‌ها


عنوان مقاله [English]

Satellite Adaptive Attitude Control Based on Decentralized Minimal Control in the Presence of Reaction wheel Accurate Model

نویسندگان [English]

  • A. Mehrabi
  • F. Ommi
چکیده [English]

In this paper, an adaptive controller based on decentralized minimal control synthesis is designed n order to control an attitude of specific remote sensing satellite. The main design purposes are performing spinning, three axis and large angle maneuver as well as achieving a stable system and tracking the reference attitude trajectory in the presence of uncertainties. In the design process, the effects of internal and external disturbances, nonlinearities in the satellite dynamic and the accurate model of actuators are regarded. Four reaction wheels with pyramidal structure are modeled as the actuators to accomplish an attitude maneuver. So the exact reaction wheels’ model with regarding the maximum voltage, current, allowable angular velocities and power of wheels is developed. The simulation results show an acceptable performance of controller in the presence of exacts actuators’ model, external and internal disturbances and uncertainties in the satellite parameters. 

کلیدواژه‌ها [English]

  • Adaptive attitude control
  • Reaction wheel model
  • satellite
  • Uncertainty and actuator saturation

 [1]    Valizadeh, E., Montazeri, M.J., Ashkuri, M.R. and Dadkhah, M., “Scenario of Optimization of a Special Liquid Rocket Engine Combustion Chamber Energizing and Mass  Parameters and it’s Hot-Fire Test”, 8th Iranian Aerospace Society Annual Conference, Tehran, 2009, (In Persian).

 [2]    Mehrabi, A., Ommi, F. and Movahednejad, E., “Design of a Liquid Subscale Engine with Single Injector for Swirl Double Base Injector Hot Test”, 1st Satellite Lunching Systems Meeting, Tehran, 2011, (In Persian).

 [3]    Ommi, F., Design Principals of Aerospace Engines & Propulsion, Besat Publications, Tehran, 2000, (In Persian).

 [4]    Karegar, A., “A Model for Optimized Locating of Injectors in Injector Plate by Cold Tests Results (A Thesis for the Degree of Master of Science in Aerospace Engineering)”, Tarbiat Modares University, Tehran, 2007, (In Persian). 

 [5]    Ellerbrock, H. and Ziegenhagen, S., “Liquid Rocket Test Facility Engineering Challenges”, Acta Astronautica, Vol. 59, 2006, pp. 1123–1134،

 [6]    Burick, R.J., “Space Storable Propellant Performance Program Coaxial Injector Characterization”, NASA-CR-120936, 1972.

 [7]    Micci, M. M., Thomas, J.-L. and Glogowski, M., “Shear Coaxial Injector Spray Combustion Expriments,” 32nd JANNAF Combustion Meeting, Huntsville, Alabama, October 23-27, 1995.

 [8]    Immich, H. and Mayer, W., “Cryogenic Liquid Rocket Engine Technology Developments within the German National Tecnology Program,” paper AIAA-97-2822, 33rd Joint Propulsion Conference, Seattle, WA, 1997.

 [9]    Ommi, O., Burkalsof, Sokhof, “Research About Spray Characteristics in Injector Plate of a Liquid Micromotor,” Journal of Moscow Technical University, Moscow, 1996, (In Russian).

[10]  Zinner, W. and et.al., “Development of Advanced Technologies for Future Cryogenic Thrust Chamber Applications,” AIAA Paper 1997, 1997-3312.

[11]  Moosavi, S. A., “Liquid-Liquid Double Base Injector Design (A Thesis for the Degree of Master of Science in Aerospace Engineering)”, Tarbiat Modares University, Tehran, 2008. (In Persian). 

[12]  Ommi, F.,  Movahednejad, E.,  Kargar, A., “Experimental Investigation of Characteristics of a Double-Base Swirl Injector in a Liquid Rocket Propellant Engine,” Leonardo Journal of Sciences, 2009, pp. 92-111.

[13]  Montazeri, M.J. and Valizadeh, E., “Presentation of a New Method for Combustion Chamber Design for a Liquid Rocket Engine and it’s Experimental Test,” 2nd Iranian Combustion Society Conference, Mash’had, 2009, (In Persian).

[14]  Krishnan, S., Ahn Sang-Hee. and Lee Choong-Won., ‘‘Design and Development of a  Hydrogen-Peroxide Rocket-Engine Facility,’’ Jurnal Mekanikal, Vol. 30, 2010, pp. 24 – 36,

[15]  Leroy, J. Krzycki, ‘‘How to Design Build and Test Small Liquid Fuel Rocket Engine,’’ China Lake, California, Second Edition ,1971.

Mehrabi, A., “Design and Manufacturing of Subscale Engine with Single Double Base Injector and Its Combustion Model Investigation(A Thesis for the Degree of Master of Science in Aerospace Engineering)”, Tarbiat Modares University, Tehran, 2012 (In Persian).