نوع مقاله : مقالة‌ تحقیقی‌ (پژوهشی‌)

نویسندگان

• حجت قاسمی ¹
• سید محمدرضا محمودیان ²
• نورالدین قدیری معصوم ³
• سید رشاد روح الامینی ⁴
• پوریا میکانیکی ⁵
• اصغر عظیمی ⁶

¹ دانشیار، گروه هوافضا، دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، ایران

² شرکت ملک آسمان‌ها و زمین نقش جهان، اصفهان، ایران

³ استادیار، پژوهشکده سامانه‌های حمل و نقل فضایی، پژوهشگاه فضایی ایران، تهران، ایران

⁴ کارشناس ارشد، شرکت فناوری های پیشرفته بعد چهارم

⁵ کارشناس ارشد، شرکت فناورهای پیشرفته بعد چهارم

⁶ کارشناس ارشد، دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، ایران

چکیده

هدف تحقیق حاضر، کسب توانمندی به کارگیری موتورهای پیشرانه زمستیک، در مقیاس آزمایشگاهی است. در این راستا لازم است تا موتور‌هایی ساخته و پارامترهای عملکردی آن سنجیده شود. اکسیژن مایع، به عنوان یک اکسیدکننده زمستیک متداول و اتانول به عنوان یک سوخت سبز انتخاب شده‌اند. موتوری برای تولید نیروی جلوبرندگی معادل kgf 400 با این پیشرانه طراحی شده است. انژکتور این موتور از نوع برخوردی سمبه‌ای بوده که در آن اکسیژن مایع، در راستای محور و سوخت در راستای شعاع جریان داشته است. محفظه احتراق این موتور با روش خنک‌کاری بازیابی در مقابل گرمای زیاد محافظت می‌شده است. طرح آزمایشگاهی موتور این امکان را فراهم کرده تا از سیال خارجی مانند آب برای خنک‌کاری استفاده شود. همه مولفه‌های اصلی موتور مانند انژکتور، راه‌انداز، و ابزار کنترل جریان تحت آزمون‌های سرد قرار گرفتند. برای آزمایش گرم این موتور، سکوی آزمون ویژه‌ای طراحی و ساخته شده است که در آن امکان سنجش تقریبا همه متغیرهای عملکردی وجود دارد. در این تحقیق پانزده آزمون گرم انجام شده است. بیشترین فشار ثبت شده و بیشترین بازده برآورد شده در حدود 75% مقادیر طراحی بودند.

کلیدواژه‌ها

• موتور پیشرانه مایع
• پیشرانه زمستیک
• اکسیژن مایع
• اتانول
• سکوی آزمون

20.1001.1.20084560.1402.16.1.5.6

موضوعات

• طراحی سیستمی و شبیه‌سازی سامانه‌های فضایی و پیشرانه‌های فضایی

عنوان مقاله [English]

Design, fabrication, and test of a cryogenic liquid oxygen-ethanol engine

نویسندگان [English]

• Hojat Ghasemi ¹
• Seyed Mohammadreza Mahmoudian ²
• Noordin Qadiri Massoom ³
• S. Rashad Rouholamini ⁴
• Pouria Mikaniki ⁵
• Asghar Azimi ⁶

¹ Associate Professor, Department of Mechanical Engineering, Iran University of Science and Technology, Tehran, Iran

² M.Sc., Molk Corp., Isfahan, Iran

³ Assistant Professor, Space Transportation Research Institute, Iranian Space Research Center, Tehran,, Iran

⁴ M.Sc., 4D-Tech Corp. Tehran, Iran.

⁵ M.Sc., 4D-Tech Corp. Tehran, Iran

⁶ M. Sc., Department of Mechanical Engineering, Iran University of Science and Technology (IUST), Tehran, Iran

چکیده [English]

The aim of the present research is to obtain the ability to use the cryogenic propellant engines on a laboratory scale. In this regard, it is necessary to build some experimental motors and investigate the their performance parameters. The liquid oxygen as a common oxidizer and ethanol as a green fuel have been selected as propellant components. The engine is designed to produce 400 kgf force at the nominal condition. The pintle type injector has been chosen in which liquid oxygen and fuel are flowed in the axial and radial directions, respectively. The combustion chamber has been protected against overheating by applying the regenerative cooling. However, the laboratory feature of the engine design has provided the using of water instead the cooling propellant. All main components of the engine such as injector, igniter, and flow controllers, are examined by the cold tests. A comprehensive test facility is designed and set up for hot fire tests in which the performance of almost all parameters can be evaluated. Fifteen fire tests have been performed. Maximum obtained pressure and evaluated combustion efficiency were about 75% of design values.

کلیدواژه‌ها [English]

• Liquid Propellant Engine
• Cryogenic Propellant
• Liquid Oxygen
• Ethanol
• Test Bed