بررسی مشخصه‌های عملکردی رانشگر تک‌پیشرانه هیدرازینی برحسب دمای آدیاباتیک محفظه واکنش

روح الامینی, سید رشاد; امیری فر, محمد علی; رجبی, علیرضا; قدیری معصوم, نورالدین

doi:10.30699/jsst.2022.1362

نوع مقاله : مقالة‌ تحقیقی‌ (پژوهشی‌)

نویسندگان

پژوهشکده سامانه های حمل و نقل فضایی، پژوهشگاه فضایی ایران، تهران، ایران

https://doi.org/10.30699/jsst.2022.1362

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

طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)

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

مراجع

[1] A.R. Rezaieha, Design and Manufacturing a Laboratory Example of Pulsed Plasma Thruster, [M.Sc. Thesisi], Aerospace Engineering, Sharif University of Technology, 2015 (in persian).

[2] M. Martinez-Sanchez, and P. Lozano. "16.522 Space Propulsion," Massachusetts Institute of Technology: MIT Open Course Ware, https://ocw.mit.edu. Spring, 2015.

[3] E. W. Schmidt, Hydrazine and Its Derivatives: Preparation, Properties, Applications. J. Wiley, 1984.

[4] W. Ley, K. Wittmann, and W. Hallmann. Handbook of Space Technology, Wiley, 2009.

[5] V. Shankar, K. Anantha Ram, and K. A. Bhaskaran. "Prediction of the concentration of hydrazine decomposition products along a granular catalytic bed," Acta astronautica 11, no. 6, pp. 287-299, 1984.

[6] J. Parker, D. Thunnissen, J. Blandino, and G. Ganapathi. "The preliminary design and status of a hydrazine millinewton thruster development," In 35th Joint Propulsion Conference and Exhibit, p. 2596, 1999.

[7] A. Oren, and C. Gutfinger. "Performance evaluation of an augmented hydrazine thruster," In 36th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit, p. 3761, 2000.

[8] D. I. Han, C. Y. Han, and H. D. Shin. "Empirical and Computational Performance Prediction for Monopropellant Hydrazine Thruster Employed for Satellite," Journal of Spacecraft and Rockets 46, no. 6, pp. 1186-1195, 2009.

[9] A. E. Makled, and H. Belal. "Modeling of hydrazine decomposition for monopropellant thrusters," In 13th International Conference on Aerospace Sciences & Aviation Technology, p. 22, 2009.

[10] C. H. Hwang, S. N. Lee, S. W. Baek, C. Y. Han, S. K. Kim, and M. J. Yu. "Effects of catalyst bed failure on thermochemical phenomena for a hydrazine monopropellant thruster using Ir/Al2O3 catalysts," Industrial & Engineering Chemistry Research 51, no. 15, pp. 5382-5393, 2012.

[11] B. Hou, X. Wang, T. Li, and T. Zhang. "Steady-state behavior of liquid fuel hydrazine decomposition in packed bed," AIChE Journal, vol. 61, no. 3, pp. 1064-1080, 2015.

[12] J. S. Kim, H. Jung, S. H. Bae, D. S. Bae, and J. H. Kim. "Performance Evaluation of a 70 N Hydrazine Thruster According to the Variation of Characteristic Length," In 51st AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, p. 4162, 2015.

[13] S. Krishnamachary, S. Krishna Mohan, S. G. Kulkarni, D. Jayaraman, M. Raghavendra Rao, L. Dev Singh, and Sai Krishna Prasad. "Propellant Grade Hydrazine in Mono/Bi-propellant Thrusters: Preparation and Performance Evaluation," Defence Science Journal, vol. 65, no. 1, pp. 31-38, 2015.

[14] W. J. Larson, G. N. Henry, and R. W. Humble, eds. Space propulsion analysis and design, McGraw-Hill, 1995.

[15] R. E. Sonntag, C. Borgnakke, G. J. Van Wylen. & G. J. Van Wylen., Fundamentals of thermodynamics., New York: Wiley., 1668.

[16] B. J. McBride, M. J. Zehe, and S. Gordon. "NASA Glenn coefficients for calculating thermodynamic properties of individual species," Technical Publication (TP), 2002.

[17] A. S. Kesten,. "Analytical Study of catalytic reactors for hydrazine decomposition," Quarterly Progress Report, UARL 1966.

[18] S. Gordon and B. J. McBride, "Computer program for calculation of complex chemical equilibrium compositions and applications," I. Analysis, NASA, RP-1311, 1994.

علوم و فناوری فضایی

بررسی مشخصه‌های عملکردی رانشگر تک‌پیشرانه هیدرازینی برحسب دمای آدیاباتیک محفظه واکنش

مراجع

مراجع

دوره 15، شماره 3 - شماره پیاپی 53
مهر 1401
صفحه 33-48

بررسی مشخصه‌های عملکردی رانشگر تک‌پیشرانه هیدرازینی برحسب دمای آدیاباتیک محفظه واکنش

مراجع

مراجع

دوره 15، شماره 3 - شماره پیاپی 53مهر 1401صفحه 33-48

دوره 15، شماره 3 - شماره پیاپی 53
مهر 1401
صفحه 33-48