تحلیل دینامیکی احتراق همزمان پیشرانه جامد و مایع در سامانه پیشران ترکیبی

نوع مقاله : مقاله پژوهشی

نویسندگان

1 دانش‌آموخته دانشگاه جامع امام حسین(ع)- دانشکده فنی و مهندسی-

2 گروه مهندسی شیمی - دانشکده فنی و مهندسی - دانشگاه جامع امام حسین (ع)

چکیده

طرّاحی راکت‌هایی با وزن کم موتور و قدرت بالا، زمینه‌ساز ابداع طرح‌های جدیدی از موتورهای راکت توسّط پژوهشگران شد. طرح پیشران ترکیبی ناظر بر احتراق هم‌زمان سوخت و اکسیدکننده پیشرانه جامد و مایع در محفظه احتراق است. مدل‌سازی احتراق هم‌زمان پیشرانه جامد و مایع در محفظه انجام شد و با اعمال فرضیّات ساده‌‌کننده به کمک کدهای رایانه‌ای مناسب در برنامه متلب، رفتار دینامیکی سامانه تحلیل ‌شد. متعاقب مدل‌سازی و در روند شبیه‌سازی عددی، ضمن اعتبارسنجی نتایج شبیه‌سازی کار حاضر با فعّالیت عددی و تجربی، ترکیب‌درصدهای مختلف پیشرانه‌های جامد و مایع برای جرم‌های 250، 500، 750 و 1000 کیلوگرم از سامانه‌ها در نظر گرفته شد. مشاهده شد که با افزایش درصد پیشرانه جامد تا 60 درصد، نیروی پیشران بیشینه به حدّاکثر می‌رسد و در مقابل، زمان روشن ماندن موتور کاهش می‌یابد. با افزایش درصد پیشرانه جامد، ضربه کل افزایش و ضربه ویژه کاهش می‌یابد. در مقایسه‌ای دیگر، برای پیشران ترکیبی با 150 کیلوگرم پیشرانه جامد و 100 کیلوگرم پیشرانه مایع، دبی تزریق پیشرانه مایع در سه مقدار 4، 8 و 16 لیتر بر ثانیه تنظیم شد. نتایج نشان داد که با افزایش دبی، نیروی پیشران بیشینه افزایش و ضربه کل کاهش یافته است. ضربه ویژه با تغییرات دبی، تغییر محسوسی نداشته است.

کلیدواژه‌ها

موضوعات

عنوان مقاله [English]

Dynamic Analysis of Simultaneous Combustion for Solid and Liquid Propellants in Combined Propulsion System

نویسندگان [English]

  • REZA ZAMANI 1
  • Ali Akbar Jamali 2
1 Eng. faculty- Chem Eng. Department- IHU- Tehran- Iran
2 Chemical Engineering Department - Faculty of Engineering - Imam Hossein University
چکیده [English]

The rocket design with low motor weight and more power paves the way for researchers to develop innovations in rocket engines. Combined propulsion design focuses on the simultaneous combustion of solid and liquid propellant components in the combustion chamber. In the present work, simultaneous combustion modeling of propellants (solid and liquid) was done. By writing house code and applying simplifying assumptions, the propulsion system behavior was analyzed. Different compositions were considered for systems with 250, 500, 750, and 1000 kg total mass of propellants. It shows by increasing the solid propellant percentage to 60%, "the maximum thrust" was reached its maximum value while decreasing the motor combustion time. When the solid propellant percentage increases, "total impulse" increases accordingly, and the specific impulse decreases. In another comparison, for a propellant combination with 150 kg of the solid propellant charge and 100 kg of liquid propellant charge, the injection rate related to liquid propellant was adjusted at 4, 8, and 16 liters per second. The results show by increasing injection rate, maximum thrust increased, and total impulse decreased. The "specific impulse" was almost constant.

کلیدواژه‌ها [English]

  • Rocket
  • Combined Propellant
  • Simultaneous Combustion
  • Thrust
  • Specific Impulse

مراجع

  1. Website: www.astronautix.com/s/solid.html, Accessed 30 December 2018.
  2. Davenas, Solid Rocket Propulsion Technology, Oxford, Pergamon Press, 1993.
  3. Zeraatkar Moghaddam and A. Kebritchi, “Aluminium nano particles function in composite solid propellants burning behaviour,” Iranian Journal of Chemical Engineering, 15, No.85, 2016, pp.19-28. (in Persian)
  4. A. Vaziri and M. Alimohammadi, “Effect of Solid Particles Size on mechanical properties and burning rate of HTPB/AP/Al Composite Solid Propellant,” Iranian Research and Development of Polymer Technology, 3, No. 1, Issue No. 9, 2018, pp.19-27. (in Persian)
  5. Fathi and M.A. Dehnavi, “Investigation of the Effect of Iron Oxide on the Burning Rate Temperature Sensitivity of Solid Composite Propellants,” Fuel and Combustion Scientific and Research Journal, 6, 2013, pp.1-12. (in Persian)
  6. Damblane, Self-Propelling Projectile, US Patent 2,114,214, 1938.
  7. A. Typaldos, Autophage Rocket, US Patent 3,250,216, 1966.
  8. G. Rhoades, Apparatus for Staged Combustion in Air Augmented Rockets, US Patent 4,063,415, 1977.
  9. J. Corbett and J. A. Belisle, Single Stage Autophage Rocket, US Patent 4,703,694, 1987.
  10. Yemets, P. Harkness, M. Dron, A. Pashkov, K. Worrall and M. Middleton, “Autophage Engines: Toward a Throttleable Solid Motor,” Journal of Spacecraft and Rockets, 55, 2018, pp.1-9.
  11. Caisso, A. Souchier, C. Rothmund, P. Alliot, C. Bonhomme, W. Zinner, R. Parsley, T. Neill, S. Forde, R. Starke, W. Wang, M. Takahashi, M. Atsumi and D. Valentian, “A liquid propulsion panorama”, Acta Astronaut, 65, 2009, pp.1723-1737.
  12. Mardani, A.A. Beige, M. Madani, A. Ramezani, “Numerical Investigation of Film Cooling in a Space Thruster,” Fuel and Combustion Scientific and Research Journal, 13, Issue 2, 2020, pp.1-24. (in Persian)
  13. P. Sutton and O. Biblarz, Rocket Propulsion Elements, New York, John Wiley & Sons, 2001.
  14. F. Costa, and R. Vieira, “Preliminary Analysis of Hybrid Rockets for Launching Nanosats Into LEO,” Journal of the Braz. Soc. of Mech. Sci. & Eng., 32, No. 4, 2010, pp.502-509.
  15. Kanazaki, A. Ariyairt, K. Chiba, K. Kitagawa, T. Shimada, “Conceptual Design of Single-stage Rocket Using Hybrid Rocket by Means of Genetic Algorithm,” ProcediaEng, 99, 2015, pp.198-207.
  16. M. Cumming, Combination Liquid and Solid Propellent Rocket, US Patent 2,753,801, 1956.
  17. I. Masters, Solid-Liquid Propellant Rocket, US Patent 3,246,466, 1962.
  18. V. Pandit, A. Kumar, G.S. Rao, C. Kedarnath, R. Srihari and V.V. Ranade, “Modeling of liquid propellant combustion chamber,” Journal of Chemical Engineering, 207, 2012, pp.151–166.
  19. E.Lanier, GDL PropepV64 Front Panel Version V32.1.6, Gas Dynamic Lab, 2017.
  20. V. Pandit, A. Kumar, G.S. Rao, C. Kedarnath, R. Srihari and V.V. Ranade,“Decomposition of Solid Propellants in a Combustion Chamber,” Advanced Chemical Engineering Research, 1, No. 1, 2012, pp.8-17.
  21. Tola, “Effects of Propellant Properties on Internal Ballistic Performance Results of Solid RocketMotors,” Scientific Proceedings XXIII International ScientificTechnical Conference, MOTAUTO 15, Burgas, Bulgaria, 2018.
  22. F. Gerald and P.O. Wheatley, Applied Numerical Analysis, Boston, Pearson Education Inc., 2004.
  23. J. Law, Numerical Methods for Chemical Engineers, New York, CRC Press, 2013.
  24. Cai, P. Thakre and V. Yang, “A Model of AP/HTPB Composite Propellant Combustion in Rocket-Motor Environments,” Combusiont Science Technoogyl, 180, 2008, pp.2143-2169.
  25. W. Schmidt and M.S. Gordon, “The Decomposition of Hydrazine in the Gas Phase and over an Iridium Catalyst,” Zeitschrift für Physikalische Chemie., 227, 2013, pp.1301-1336.
  26. Cameo Chemicals: Hydrazin Catalogue, 1999, https://cameochemicals.noaa.gov/chris/HDZ.pdf.

 

 

 

 

فایل ها

سابقه مقاله

  • تاریخ دریافت: 20 آبان 1400
  • تاریخ بازنگری: 16 دی 1400
  • تاریخ پذیرش: 24 دی 1400

هم رسانی

ارجاع به این مقاله

آمار