بررسی آماری پارامترهای جرمی - انرژتیکی موتورهای چندمحفظه‌ای و کلاسترشده پیشران مایع

شفیعی دهج, محمد; نادری, مهیار; جلالی چیمه, سید علیرضا

بررسی آماری پارامترهای جرمی - انرژتیکی موتورهای چندمحفظه‌ای و کلاسترشده پیشران مایع

نوع مقاله : علمی- ترویجی

نویسندگان

محمد شفیعی دهج ¹

مهیار نادری ²

سید علیرضا جلالی چیمه ³

¹ استادیار، دانشکده فنی و مهندسی، دانشگاه ولی عصر(عج) رفسنجان، رفسنجان، ایران

² استادیار، پژوهشگاه فضایی ایران، تهران، ایران.

³ استادیار، پژوهشگاه فضایی ایران، تهران، ایران

چکیده

افزایش ارتفاع مداری و جرم محموله ماهوارهبرها، علاوه بر چند مرحلهای کردن ماهوارهبرها، نیازمند استفاده از سامانههای پیشرانش قویتر می‌باشد. یکی از روشهای متداول جهت تأمین پیشرانة مورد نیاز هر مرحله، چیدمان مناسب چند موتور در کنار یکدیگر است، تا بدین ترتیب نیروی پیشران لازم برای انجام ماموریت فراهم شود. هدف کلی این مقاله، ارائة نتایجِ یک مطالعة آماری صورت گرفته میان پارامترهای جرمی انرژتیکی و سیستمی ماهوارهبرها و موشکهای کشورهایی است که از موتورهای کلاستر شده یا چندمحفظهای، در سامانة پیشرانش پرتابگرهای خود استفاده کردهاند. استخراج نمودارهای نیروی پیشران، نیروی پیشران به وزن، ایمپالس وی‍ژه، فشار محفظة این موتورها و بررسی نوع سامانه فشارگذاری مخازن، سیستم کنترل بردار پیشران و غیره، امکان مقایسة پارامترهای جرمی- انرژتیکی و مشخصات سیستمی سامانههای پیشرانش را تسهیل مینماید. نتایج نشان می‌دهد که راندمان سرعت مشخصة سیستم تزریق مایع-گاز برای هر دو نوع مولفة پیشران کروسین و هیدروژنِ مایع بیشتر از سیستم تزریق مایع- مایع است که حاکی از برتری پیشرانهای قابل ذخیره در مقایسه با پیشرانهای تبریدی است. از طرف دیگر، فشار محفظة موتورهای سیکل باز با پیشران قابل ذخیره بیشتر از موتورهای با پیشرانهای تبریدی می‌باشد.

کلیدواژه‌ها

کلاسترینگ

ضربة ویژه-‌موتور کلاستر شده

ماهواره‌بر

راندمان احتراق

سرعت مشخصه

20.1001.1.26764253.1398.3.3.2.7

عنوان مقاله English

Statistical Analysis of Mass-Energy Parameters of Multi-stage and Clustered Liquid Propellant Engines

نویسندگان English

mohammad shafiey dehaj ¹

mahyar naderi ²

Sayyed Alireza Jalali chimeh ³

¹ Assistant Professor .Department of Engineering. Vali-e-Asr University of Rafsanjan, Rafsanjan, Iran.

² Assistant Professor. Iranian Space Research Center.Tehran.Iran.

³ Assistant Professor. Iranian Space Research Center.Tehran.Iran

چکیده English

Increasing the orbital height and mass of the satellites' cargo, in addition to multi-staging the satellites, requires use of stronger propulsion systems. One of the commonly used methods to provide the required thrust in each stage is proper arrangement of several engines in conjunction with each other, in order to provide the amount of propulsion needed to carry out the mission. The overall purpose of this paper is to present the results of a statistical study of massive energy and system parameters of satellites and missiles in countries that use clustered or multi-compartment engines in their propulsion system. Extracting thrusts, trust weights, specific impulse, chamber pressure of these engines, and examining the type of pressurizing system, vector control system, etc. It is possible to compare the mass-energy parameters and system characteristics of propulsion systems. The results show that the C^* efficiency of the liquid-gas injection system for both components of the crosene and liquid hydrogen injector is higher than that of the liquid-liquid injection systems, indicating the superiority of the propellants in comparison to refractory propellants. On the other hand, the pressure of the open-cycle engine compartment with a storable propellant is more than that of engines with cryogenic propellant.

کلیدواژه‌ها English

Clustering

Specific Impulse - Clustered Engine

Satellite

Combustion Efficiency

Characteristic Speed

[1] Amiri, N. and Eatedali, S., "Investigation on Liquid Propellant Engines and Turbopumps", The 1st Conference of Mechanical and Mechtronic Engineering, Shahre kord, Iran, 1395.

[2] Wilkinson, J. and Watt, D., "Review of Demilitarization and Disposal Techniques for Munitions and Related Materials", MSIAC/NATO/PfP, 2006.

[3] Miller, P.L., "Fluid Jet Evolution and Application for the Demilitarization of Ordnance", The 6th NDIA Global Demilitarization Symposium, Ma, 1998.

[4] Linshu, H., Ballistic Missiles and Launch Vehicles Design, Beijing Aerospace University, China, 2002.

[5] Force, J.A., "Test and Evaluation Guideline for Liquid Rocket Engines", Joint Army Navy NASA Air Force Liquid Propulsion Subcommittee Test Practices and Standard Panel, USA, 2011.

[6] Wu, J., "Liquid-Propellant Rocket Engines Health-Monitoring—aSurvey", ActaAstronautica, Vol. 56, No. 3, pp. 347-356, 2005.

[7] Ghanbari, S., Karimian, A., and Hashemipour, A.A., "A Simple Say to Calculate the Performance and Energy Efficiency of a Liquid Rocket Engine Turbopumps", Scientific J. Energetic Materials, Vol. 7, No. 2, pp 51-60, 2011 (In Persian).

[8] Tokaty, G.A., "Soviet Rocket Technology", Tech. and Culture, Vol. 4, No. 4, pp. 515-528, 1963.

[9] Nagy, E. "Soviet Rocket and Rocket Engines", NTRS Reports, 1967.

[10] Mattingly, J.D., Elements of Propulsion: GasTurbines and Rockets, AIAA Education Series, 2006.

[11] Pingxin, H. and Ningchang Z., "Technical Issues Related to Propulsion Systems for Launch Vehicles", J. Propulsion and Power, Vol.14, No.5, pp. 117-129, 1998.

[12]Huzel, D.K., Modern Engineering for Design of Liquid Propellant Rocket Engines, AmericanInstitute of Aeronautics and Astronautics, 1992.

[13] Sutton, G.P, History of Liquid Propellant Rocket Engines, American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2006.

[14] Isakowitz, S.J., Hopkins, JR.J.P., and Hopkins, J.B., International Reference Guideto Space Launch Systems, American Institute of Aeronautics and Astronautics, 1999.

Available, [on line]: http:// www.astronautix.com/