نوع مقاله : مقالة تحقیقی (پژوهشی)
نویسندگان
پژوهشکده سامانه های حمل و نقل فضایی، پژوهشگاه فضایی ایران، تهران، ایران
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 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.
کلیدواژهها
موضوعات
عنوان مقاله [English]
Investigation on Performance Characteristics of Hydrazine Monopropellant Thruster according to Reaction Chamber Adiabatic Temperature
نویسندگان [English]
- Seyyed Rashad Rouholamini
- Mohammad Ali Amirifar
- Alireza Rajabi
- Nooredin Ghadiri Massoom
Space Transportation Research Institute, Iranian Space Research Center, Tehran, Iran
چکیده [English]
In this paper, by creating and developing a code based on thermodynamics and gas dynamics equations, the performance characteristics of a 1N hydrazine monopropellant thruster such as thrust force, specific impulse, characteristic exhaust velocity, and propellant mass flow rate have been studied theoretically in terms of reaction chamber temperature. In this regard, by taking into account the adiabatic assumption, the reaction chamber temperature of monopropellant thruster has been analyzed zero-dimensionally using the ammonia dissociation rate as an independent variable under equilibrium and non-equilibrium conditions and it has been analyzed one-dimensionally using the hydrazine and ammonia homogeneous and heterogeneous reaction rate constants. Also, the effect of nozzle throat thermal expansion on reaction chamber pressure, thrust force, and propellant mass flow rate and the effect of reaction chamber pressure on ammonia dissociation rate and consequently on reaction chamber adiabatic temperature under thermodynamic equilibrium conditions have been studied.
کلیدواژهها [English]
- Monopropellant thruster
- Hydrazine
- Ammonia dissociation rate
- Performance characteristics
- Reaction chamber temperature