به‌کارگیری روش رویة پاسخ به‌منظور تخمین ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری راکت کاوش

نوع مقاله: مقالة‌ تحقیقی‌ (پژوهشی‌)

نویسندگان

پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم،‌ تحقیقات و فناوری

چکیده

یکی از بخش‌‌‌های اصلی حلقه کنترل راکت‌های کاوشی که مسیرشان نسبت به مسیر شبیه‌سازی در هر لحظه به کمک تغییر در زوایای پنل‌های کانارد کنترل می‌شود، محاسبه سریع ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری در مودهای آیرودینامیکی مختلف راکت کاوش است که به دلیل تغییر زاویه پنل‌های کانارد و پارامترهای پروازی و محیطی ایجاد می‌شوند. در این مقاله سعی شده است با استفاده از روش طراحی آزمایش‌ رویه پاسخ که از اسلوب آمار استنباطی پیروی می‌کند، روابط ریاضی ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری یک راکت کاوش خاص به عنوان توابعی از زاویه حمله، زاویه اسلیپ، ارتفاع پروازی و عدد ماخ و زوایای انحراف چهار پنل کانارد به‌دست آورده شود. برای ایجاد فضای طرح پیشنهادی توسط روش رویه پاسخ، باید ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری متناظر با متغیرهای ورودی پیش گفته در تیمارهایی که طرح رویه پاسخ مشخص می‌کند، محاسبه شوند. بدین منظور از نرم‌افزار میسایل دتکام استفاده شده است. ابتدا طرح مرکب مرکزی CCF با 90 تیمار و مدل درجه دو ایجاد شده است. در ادامه با به‌کارگیری دو روش محدود نمودن دامنه سطوح متغیرهای ورودی و استفاده از مدل‌های درجه بالاتر، سعی شده است دقت توابع افزایش یابد. برای بررسی کفایت مدل‌ها از روش‌های آماری استفاده شده است. مقایسه بین مقادیر اصلی ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری که از کد میسایل دتکام به‌دست آمده‌اند با مقادیر تخمین زده شده توسط مدل‌های رویه پاسخ، از دقت بالای این مدل‌ها حکایت دارد.

کلیدواژه‌ها


عنوان مقاله [English]

Review of a Swirl Double Base Injector Performance by It’s Hot-Fire Test on a Laboratory Liquid Micro Impulse Engine With Single Injector

نویسندگان [English]

  • s. Ya’ghob-nezhad
  • S. H. Hashemi Mehne
چکیده [English]

Because of vast applications of Liquid fuel engines in rockets and importance of their functional parameters such as trust, specific impulse and fuel consumption in engine performance, it is needed to be tested in different functional conditions before operation in actual missions. The analysis of test data used to improve the design, engine troubleshooting and to expand the production program for future rockets. Selecting the suitable injector(s) is the key parameter for improving combustion parameters. With respect to finding the effective ways to analyzing the engine hardware performance without neglecting from their main characteristics, one of the alternatives is doing the hot-fire tests by using a sub scaled engine instead of the full-scale engine. In this research, the design process and manufacturing details of a 300N trust (nominal) micro engine with single swirl Injector is presented. Initial firings using the actual fuel and oxide were not successful. Low fuel flow, low mixing area of the fuel and oxide, and contamination in the self ignition fuel (TR-1) were considered to be the reasons. Overcoming to these problems resulted in successful firing of the subscale engine.

کلیدواژه‌ها [English]

  • Liquid propellant micro engine
  • Swirl injector
  • Hot-fire test
  • Thrust

 [1]    Abrahmsson, P.,“Combined Platform for Boost Guidance and Attitude Control for Sounding Rockets”.(Aerospace Engineering).Master Of Science Thesis, Sweden, Linköping. LINKÖPING University. February 2004.

 [2]    “Sounding Rocket Program Handbook”. Suborbital Projects and Operations Directorate Sounding Rockets ProgramOffice. National Aeronautics and Space Administration(NASA). Wallops Island, Virginia. June 1, 1999.

 [3]    Croarkin, C., Tobias,P., Trutna, L., “Engineering Statistical Handbook”.chapter 5, 2003; http://www.itl.nist. gov/div898/ handbook/, date.

 [4]    Available,[On Line]: http://www.progisdoe.com/ Introduction of Design of Experiments

 [5]    Available,[On Line]: https://www.onlinecourses. Science .psu.edu /stat503/node/6/ A Quick History of the Design of Experiments (DOE)

 [6]    Bradley, N., “The Response Surface Methodology”, (Applied Mathematics & Compyter Science),Master Of Science Thesis, Department of Mathematical Sciences, Indiana University of South Bend, 2007.

 [7]    Alvarez, L., “Design Optimization Based On Genetic Programming, Approximation model building for design optimization using the response surface methodology and genetic programming”. Department of Civil andEnvironmental Engineering, University of Bradford, UK, 2000.

 [8]    Landman, D., Simpson, J.,Mariani, R., Ortiz,F., “A High Performance Aircraft Wind Tunnel Test using Response Surface Methodologies. AIAA Paper 2005-7602.2005.

 [9]    Hanke, J. L., “Assessment of CFD-based Response Surface Model for Ares I Supersonic Ascent Aerodynamics”. NASA Langley Research Center, Hampton, VA, 23681-2199.

[10]   English, T. G.,“Application of Experimental Design for Efficient Wind Tunnel Testing: The Tandem Wing MAV Case”. (Industrial Engineering). Florida State University. FAMU-FSU College of  engineering, 2007.

[11]   Amiri, M., Mortezakhani, M., Alaghebandha, M., Saeidi, R.Design Of Experiments By Response Surface Methodology Approach With SAS Software Application. Ghazvin, Ghazvin University, 1388.(In Persian)

[12]   Naghikhani, M., Alimohammadi, A., Using Response Surface Method (RSM) in the Optimal Allocation of Tolerances. Jorrnal Of Space Science & Technologl. Vol. 4, No. 1 &2, 2011, pp. 61-67.

[13]   Bashiri, M., Fotuli, F., Design Of Experiment By Emphasis On Design-Expert & Minitab Softwares, Tehran, Shahed University, 1389.(In Persian)

[14]  B. Henderson, “Introduction To Response Surface Methods, Optimal(Custom) Designs”,Part 2, 2012, http://www.statease.com/webinar.html.