علوم و فناوری فضایی

شماره جاری

بر اساس شماره‌های نشریه

بر اساس نویسندگان

بر اساس موضوعات

نمایه نویسندگان

نمایه کلیدواژه ها

درباره نشریه

اهداف و چشم انداز

اعضای هیات تحریریه

اصول اخلاقی انتشار مقاله

بانک ها و نمایه نامه ها

پیوندهای مفید

پرسش‌های متداول

فرایند پذیرش مقالات

اخبار و اعلانات

شرایط و ضوابط نویسندگان

راهنمای تنظیم مقاله

فرم ها و فایل های ضروری نشریه

بررسی اثر افت فشار انژکتور بر عملکرد رانشگر تک‌پیشرانه هیدرازینی

نوع مقاله : مقالة‌ تحقیقی‌ (پژوهشی‌)

نویسندگان

پژوهشکده سامانه‌های حمل و نقل فضایی، پژوهشگاه فضایی ایران، تهران، ایران

چکیده

نتایج مطالعه روی رفتار یک رانشگر تک‌پیشرانه هیدرازینی هنگام استفاده از انژکتورهایی با ابعاد مختلف ارائه می‌شود. انژکتورهای استفاده شده در این رانشگرها از نوع اریفیس هستند. هرچند الگوی جریان سیال در این انژکتورها ممکن است ساده به نظر برسد، رفتار رانشگر -که ناشی از اندرکنش دینامیک انژکتور با محفظه است- ویژگی‌های جالب توجهی را نشان می‌دهد. افت فشار انژکتور، در محدوده مورد مطالعه، تاثیری بر سرعت مشخصه و تاخیر اشتعال نداشت. با این حال زمان پاسخ 90% فشار و نوسان فشار محفظه به شدت تحت اثر افت فشار انژکتور هستند؛ با افزایش افت فشار، زمان پاسخ افزایش می‌یابد اما نوسان فشار کم می‌شود. نتایج ارائه شده ثابت می‌کند که آزمون سرد انژکتور برای ارزیابی و صحه‌گذاری طراحی آن کافی نبوده و اهمیت تست گرم رانشگر را نشان می‌دهد. بحث‌های این مقاله همچنین برای طراحان هر سامانه‌ای که از اریفیس برای کنترل دبی استفاده می‌کنند و به دنبال تحلیل رفتار گذرای آن سامانه‌ها هستند، قابل توجه خواهد بود.

کلیدواژه‌ها

موضوعات

عنوان مقاله [English]

Effects of Injector Pressure Drop on the Performance of a Monopropellant Hydrazine Thruster

نویسندگان [English]

  • Alireza Rajabi
  • Noordin Qadiri Massoom
  • Mohammadali Amirifar
  • Seyyed Rashad Rouholamini
  • Pouria Mikaniki
  • Mohammad Ghorbi
  • Majid Kamranifar

Institute of Space Transportation Systems, Iran Space Research Institute, Tehran, Iran

چکیده [English]

The effects of injector pressure drop on the performance of a catalytic reactor are studied experimentally. The injectors were simple orifices. Dynamic interactions between the injector and the reactor determine the transient behavior of the system. Results showed that the injector pressure drop affected neither the decomposition reaction efficiency nor the ignition delay time. However, pressure response time increased, and pressure roughness decreased with increasing injector pressure drop. Interestingly, the response time curve had a slope change at a 20% pressure drop. As discussed in the paper, the slope change is a result of cavitation phenomena in high pressure drop. It is concluded that cold injector tests are not enough for injector design validation, and performance tests are necessary tasks.

کلیدواژه‌ها [English]

  • Injector Pressure Drop
  • Dynamic Behavior
  • Pressure Response Time
  • Pressure Roughness
  • Catalytic Reactor
مراجع
[1]   H. Jung, J. H. Kim and J. S. Kim, "Test and Evaluation of a 70 N-class Hydrazine Thruster for Application to the Precise Attitude Control of Space Vehicles," in 49th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, P.3987 , 2013.
[2]   T. W. Price and D. D. Evans, "The Status of Monopropellant Hydrazine Technology," No . JPL –TR-32-1227 , 1968.
[3]    S. Baek, W. Jung, H. Kang and S. Kwon, "Development of High-Performance Green-Monopropellant Thruster with Hydrogen Peroxide and Ethanol," Journal of Propulsion and Power, vol. 34, no. 5, P.P. 1256-1261, 2018.
[4]   A. F. Grant Jr, "Basic Factors Involved in the Design and 0peration of Catalytic Monopropellant Hydrazine Reaction Chambers," California Inst of Technology Pasadena Jet Propulsion Lab, 1954..
[5]    B.W. Schmitz and W.W. Wilson, "Long Life Monopropellant Hydrazine Engine Development Program," ROCKET RESEARCH CO REDMOND WA, 1971.
[6]   B. Schmitz, D. Williams, W. Smith and D. Maybee, "Design and Scaling Criteria for Monopropellant Hydrazine Rocket Engines and Gas Generators Employing Shell 405 Catalyst," in 2nd Propulsion Joint Specialist Conference, P. 594, 2012.
[7]   D. Goto, H. Kagawa, S. Murayama, K. Kajiwara, H. Ikeda, N. Shinozaki , N.Toru. and E. Yabuhara, "Endurance Firing Teat Results of the Long Life 1N Hydrazine Thruster," in 47th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, California, P. 5772 , 2011.
[8]   H. Jung and J. S. Kim, "A Correlation between the Pressure Oscillation of Combustion Chamber and Thrust Response in a 70 N-class Hydrazine Thruster," Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, vol. 19, no. 3, P.P. 1-8, 2015.
[9]    G. P. Sutton, " Biblarze,0., Rocket Propulsion Elements", A Wiley-Interscience publication. New York: Wiley 2001.
[10] S. Krishnamachary, S. K. Mohan, S. G. Kulkarni, D. Jayaraman, M. R. Rao, L. Singh and S. K. Prasad, "Propellant Grade Hydrazine in Mono/Bi-propellant Thrusters: Preparation and Performance Evaluation," Defence Science Journal, vol. 65, no. 1, P.P. 31-38, 2015.
[11] J. Soo Kim, H. Jung, S. H. Bae, D. S., 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, Orlando, P.4162., 2015.
[12] M. Salimi, S. Ghanbari Pakdehi and A. Shekarian, "Modeling, Designing and Construction of the Hydrazine Decomposition Fixed-Bed Reactor," Journal of Energetic Materials", vol. 14, no. 3, P.P. 119-127, 2019.
[13] H. Karimaei , "Design and Simulation of Fuel Injector of a 10N Monopropellant Hydrazine Thruster," Journal of Space Science and Techlolgy, vol. 11, no. 3, pp. 9-19, 2018.
[14] H. Krimaei, “Design and Simulation of Fuel Injector of a 10N Monopropellant Hydrazine Thruster,” Space Science and Technology, vol. 11, no. 3, pp. 9-19, 2018.
[15] M.R. Salimi, and H. Karimaei “Making Catalyst and Preparing Catalyst Bed for Hydrazine Decomposition in LowThrust Monopropellant Thrusters,” Technology  in Aerospace Engineering, vol. 2,no. 1, pp. 17-25, 2018.
[16] H. Karimaei, M. R. Salimi, H. Naseh, and E. Jokari, “Design of Physical Configuration of a 10N Monopropellant Hydrazine Thruster,” Space Science and Technology, vol. 12, no. 1, pp. 13-22, 2019.
[17] D. K. Huzel, "Modern Engineering for Design of Liquid-Propellant Rocket Engines," Vol. 147, American Institute of Aeronautics and Astronautics., 1992.
[18] E.W. Schmidt, "Hydrazine and Its Derivatives: Preparation, Properties, Applications,"2 Vol. Set.John Wiley &Sons, 2001.1984.
[19] V. Shankar, A. K. Ram and K. A. Bhaskaran, "Prediction of the concentration of hydrazine decomposition products along a granular catalytic bed," Acta astronautica, vol. 11, No.6, P.P. 287-299, 1984.
[20] A. E. Makled and H. Belal, "Modeling of hydrazine decomposition for monopropellant thrusters," in 13th International Conference on Aerospace Sciences & Aviation Technology, P.P 26-28, 2009.
[21] T. Qiu, X. Song, Y. Lei, H. Dai, C. Cao, H. Xu and X. Feng, "Effect of back pressure on nozzle inner flow in fuel injector," Fuel, vol. 173, P.P. 79-89, 2016.
[22] R. Payri, F. J. Salvador, J. Gimeno and O. Venegas, "Study of cavitation phenomenon using different fuels in a transparent nozzle by hydraulic characterization and visualization," Experimental Thermal and Fluid Science, vol. 44, P.P. 235-244, 2013.
[23] A. H. Lefebvre and V. G. McDonell, "Atomization and Sprays," CRC Press, 2017.
علوم و فناوری فضایی
دوره 15، شماره 4 - شماره پیاپی 54
دی 1401
صفحه 21-32
فایل ها
هم رسانی
ارجاع به این مقاله
آمار