نوع مقاله : مقالة‌ تحقیقی‌ (پژوهشی‌)

نویسندگان

• سجاد داوری ¹
• حدیثه کریمایی ²
• محمد رضا سلیمی ³
• حسن ناصح ⁴

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

² عضو هیئت علمی گروه علوم فضایی، پژوهشگاه هوافضا

³ عضو هیئت علمی، گروه علوم فضایی، پژوهشکده سامانه های فضانوردی، پژوهشگاه هوافضا

⁴ استادیار - گروه علوم فضایی

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

• میکرورانشگر تک&rlm
• مولفه‌ای هیدرازینی، انژکتور کاپیلاری، محفظه تجزیه، نازل تخلیه، کاتالیست

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 Aerospace research institute, Aerospace research institute, Ministry of Science, Research and Technology, Tehran, Iran

² aerospace research institute, Assistant professor

³ ARI

⁴ Assistant Professor

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