طراحی زیرسامانه تغذیه پیشرانش کرایژونیک مرحله دوم یک ماهواره‌بر خاص بر پایه استاندارد

برقعی, سیدمحمدامین; اسکندری, محمدامین

نوع مقاله : علمی پژوهشی

نویسندگان

¹ کارشناسی ارشد هوافضا، دانشکده هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهران، ایران

² دکتری هوافضا، دانشکده هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی، تهران، ایران

چکیده

به‌طورکلی بر اساس استاندارد گوست روسیه دستگاه موتور پیشران‌های فضایی شامل زیرسیستم‌های پاشش،محفظه رانش، سیستم انتقال حرارت و خنک کاری، سیستم راه‌انداز، سیستم تغذیه، سیستم کنترل بردار رانش و بخش مخازن سوخت و اکسنده می‌باشد که به دلیل همپوشانی و تأثیرپذیری زیاد بین مخازن پیشرانه و سیستم تغذیه معمولاً به‌صورت کوپل با یکدیگر طراحی می‌شوند. در مطالعات انجام‌شده علاوه بر شناخت المان‌های مداری و نحوه‌ی چیدمان مداری، منجر به شناخت نیازمندی‌ها، اهداف و الزامات و قیود اصلی طراحی پیشرانش می‌شود. سپس بر اساس مطالعات انجام پذیرفته، طراحی مدار سامانه‌ی تغذیه و انتخاب المان‌های آن صورت گرفته است. با استفاده از روابط سیالاتی افت فشار هر یک از این المان‌های محاسبه شده و با برقراری بالانس انرژی فشار مخازن استخراج می‌گردد. پس‌ازآن با در نظر گرفتن جرم باقی‌مانده از گاز فشار گذار در مخازن، جرم کلی موردنیاز از گاز فشار گذار محاسبه‌شده است. با توجه به کرایژونیک (فوق سرد) یا زم استیک بودن پیشرانه‌ها در این پروژه، ملاحظات طراحی مسیرها و مخازن اهمیت بیشتری خواهد داشت و درنهایت پس به ارائه تغییرات فشار در هر دو مسیر سوخت و اکسنده، به نمودار لوله کشی و ابزار دقیق پرداخته شده است. از اهداف اصلی این پژوهش طراحی بر اساس استاندارد برای رسیدن به قابلیت اطمینان بالا می‌باشد. در این مقاله به بررسی انواع سیستم‌های تغذیه مختلف و گلوگاه‌ها و چالش‌های مختلف پرداخته می‌شود و درنهایت مدل دوبعدی این زیر سیستم بر اساس سطح تکنولوژی قابل دستیابی کشور ارائه خواهد شد.

کلیدواژه‌ها

موضوعات

پیشرانش/ترمودینامیک/انتقال حرارت/سوخت و احتراق/انرژی/...

عنوان مقاله [English]

Design of cryogenic propulsion feeding system for second stage of special rocket Based on space standards

نویسندگان [English]

MohamadAmin Borghei ¹
Muhammad Amin Eskandari ²

¹ M. Sc, Faculty of Aerospace, University of AmirKabir (polytechnic of Tehran), Tehran., Iran

² PhD, Faculty of Aerospace, University of KhajenasirAldin toosi, Tehran., Iran

چکیده [English]

In general, according to the Russian Gost standard, the space propulsion engine system includes injection subsystems, thrust chamber, heat transfer and cooling system, launch system, feeding system, thrust vector control system which due to overlap and penetration The manifolds between the engine reservoirs and the fuel system are usually designed as a pair. In the conducted investigations, in addition to knowing the elements of the circuit and how to arrange the circuit, it also leads to knowing the requirements, goals and main requirements of the system design. Then, based on the studies, the circuit design of the feeding system and the selection of its elements have been done.Considering the cryogenic of the propellants in this project, design considerations for routes and tanks will be more important, and finally, sensitivityanalysis and conceptualdesign considerations have been presented.In this article, the types of feeding systems, Ahead problems and challenges are discussed and finally model of this subsystem will be presented based on the TRL

کلیدواژه‌ها [English]

Conceptual design "
pressure fed system "
cryogenic propellants "
piping and instrumentation diagrams "
"
design based on the TRL

مراجع

[1] R. W. Humble، G. N. Henry و W. J. Larson، Space Propulsion Analysis and Design، McGraw-Hill، 1995.

[2] G. P. Sutton و O. Biblarz، Rocket Propulsion Elements، John Wiley & Sons، 2010.

[3] E. A. J. James، Gas Dynamics، 3th Edition المحرر، Allyn & Bacon، 2001.

[4] D. K. Huzel و D. H. Huang، Modern Engineering for the Design of Liquid-Propellant Rocket Engines، American Institute of Aeronautics and Astronautics، 1992.

[5] اسکندری، م ا و فرشچی م – طراحی مفهومی محفظه احتراق زم استیک دو مولفه ای خاص – پایان نامه کارشناسی ارشد دانشگاه صنعتی شریف - 1392

[6] برقعی م . ا و مددی ع – طراحی مفهومی موتو کرایژونیک فضایی با سوخت هیدروژن مایع – پایان نامه کارشناسی ارشد دانشگاه صنعتی امیرکبیر-1400.

[7] M. Barrere و A. Jaumotte، Rocket Propulsion، Elsevier Publishing Company 1959.

[8] Aoki, Takahira & cooperators (2001). “Over View Of Basic Research Activities On Cryogenic Composite Propellant Tanks In Japan”. AIAA- 2001-1878-826.

[9] Durteste, Stéphane (2007). “A Transient Model of the VINCI Cryogenic Upper Stage Rocket Engine”. AIAA- 2007-5531-737.

[10] Eidson, R. L (1992). “Cryogenic Upper Stage Propulsion Systems Evolution”. AIAA- 1992-3594-523.

[11] Ennix, K. A and M. Coleman (1987). “Liquid Propulsion Technology for Expendable and STS Launch Vehicle Transfer Stages”. AIAA- 1987-1934-768.

[12] Fiot, D & cooperators (2006). “Low thrust propulsion systems for ELV upper stage System and stage analysis”. AIAA- 2006-4437-331.

[13] Fisher, Mark F (1998). “Propellant Management in Booster and Upper-Stage Propulsion Systems”. Journal of Propulsion and Power. Vol. 14, No. 5.

[14] Gautam, V and A. K. Gupta (2006). “Cryogenic Flow and Mixing from a Single Element Coaxial Rocket Injector”. AIAA- 2006-4529-991.

[15] Gautam, V and A. K. Gupta (2008). “Fate of Cryogenic Fluid Flow and Atomization from a Sheer Coaxial Injector under Pre-Ignition Conditions”. AIAA- 2008-5024-627.

[16] Glover, Daniel (1991). “Cryogenic Fluid Management Space Experiment Efforts 1960-1990”. AIAA- 1991-3538-604.

[17] Greene, William D and Dayna L. Boxx (2002). “Propellant Densification for Shuttle: The SSME Perspective”. AIAA- 2002-3602-686.

[18] Hyun Cho, In & cooperators (2013). “Development of Korea Sounding Rocket - III Propulsion Feeding System”. AIAA- 2003-4899-581.

[19] Iacobellis, S. F & cooperators (2017). “Liquid-Propellant Rocket Engines: Their Status and Future.” Journal of Spacecraft and Rockets. Vol 4, No. 12.

[20] Immich, Hans and Wolfgang Mayer (2007). “Cryogenic Liquid Rocket Engine Technology Developments Within The German National Technology Programme”. AIAA- 1997-2822-957.

[21] Isakowitz, Steven J & cooperators (2013). International Reference Guide to Space Launch Systems. AIAA.

[22] Kim, Seung Han & cooperators (2015). “Effects of LOX Post Recess on the Combustion Characteristics for Bi-Swirl Coaxial Injector”. AIAA- 2005-4445-773.

[23] Lak, Tibor & cooperators (1990). “Fixed Orifice Pressurization System for the Space Shuttle LO2 Tank”. AIAA- 1990-2350-227.

[24] Lak, Tibor and Frank Chandler (2010). “A Safe & Low Cost Cryogenic Upper Stage Design for the Space Shuttle”. AIAA- 2010-5286-697.

[25] Lindstedt, R. P and L. Q. Maurice (2000). “Detailed Chemical–Kinetic Model for Aviation Fuels”. Journal of Propulsion and Power. Vol. 16, No. 2.

[26] M. E. Ellion, D. P. Frizell, and R. A. Mieese. "Liquid propulsion systems for orbit insertion of unmand sapacecraft." AIAA- 1976-711-100.

[27] Namkoung, Hyuck-Joon & cooperators (2006). “A Study on Heat Transfer Characteristics of Small Liquid Rocket Engine with Calorimeter”. AIAA- 2006-5195-985.

[28] Nicolay, R. K. J & cooperators (2000). “Status of Cryogenic Thrust Chamber Development for ARIANE 5 at ASTRIUM GmbH Munich, Germany”. AIAA- 2000-3167-743

[28] Bora Yazici "Conceptual Design Optimization For Liquid Rocket Propulsion System Of Multi-Stage Launch Vehicle" , 3rd International Conference on Recent Advances in Space Technologies-RAST, 2007.

فناوری در مهندسی هوافضا

طراحی زیرسامانه تغذیه پیشرانش کرایژونیک مرحله دوم یک ماهواره‌بر خاص بر پایه استاندارد

مراجع

مراجع

مقالات آماده انتشار، پذیرفته شده
انتشار آنلاین از تاریخ 16 شهریور 1402

طراحی زیرسامانه تغذیه پیشرانش کرایژونیک مرحله دوم یک ماهواره‌بر خاص بر پایه استاندارد

مراجع

مراجع

مقالات آماده انتشار، پذیرفته شده انتشار آنلاین از تاریخ 16 شهریور 1402

مقالات آماده انتشار، پذیرفته شده
انتشار آنلاین از تاریخ 16 شهریور 1402