طراحی عایق حرارتی نازل بلست دار و محاسبه ضخامت موثر آن

نوع مقاله : مقاله پژوهشی

نویسندگان

1 عضو هیات علمی / دانشگاه پدافند هوایی خاتم الانبیاء(ص)، دانشکده مکانیک

2 عضوهیات علمی / دانشکده مکانیک، دانشگاه پدافند هوایی خاتم الانبیاء(ص) ، تهران،ایران

چکیده

نقش نازل در پایداری و هدایت‌پذیری بسیار اساسی بوده و نوع طراحی نازل تاثیر بسیار زیادی در کارایی موشک دارد. در تحقیق حاضر جهت ایجاد پایداری و کنترل ساده‌تر موشک و استفاده از فضای ایجاد شده برای اضافه کردن زیر سیستم‌ها، افزودن لوله بلست و عایق-بندی حرارتی و محاسبه ضخامت آن مد نظر می‌باشد. بدین منظور یک نازل نمونه راکت سوخت جامد موجود به منظور افزودن لوله بلست جهت استفاده در حمل کننده‌های فضایی در نظر گرفته شده است و به صورت عددی مورد تحلیل قرار گرفته است. سپس دو طرح جدید از نازل با و بدون استفاده از لوله بلست ارائه و از نقطه نظر طراحی حرارتی با استفاده از روابط موجود به صورت تحلیلی، ضخامت عایق‌ها در هر حالت محاسبه شده و شبیه‌سازی بر اساس آن صورت گرفته است. در نهایت یک آنالیز انتقال حرارت دو بعدی گذرا در دستگاه فیزیکی استوانه‌ای برای نقاط درون پوسته نازل( پشت لاینر و عایق) انجام شده است. نتایج تحقیق نشان می‌دهد که افزایش ضخامت عایق تا حد خاصی باعث کاهش دمای پوسته نازل می-گردد. در نازل همگرا-واگرای طراحی شده با لوله بلست این مقدار در قسمت همگرا 11/0، در لوله بلست 07/0 ، در گلوگاه 068/0 و در قسمت واگرا 11/0 بهینه ضخامت عایق می‌باشد. همچنین نتایج نشان می‌دهد که برخلاف قسمت همگرای نازل،در قسمت‌های گلوگاه، لوله بلست و واگرا بعد از عبور از ضخامت موثر عایق، دیگر گذشت زمان تاثیر قابل محسوسی بر دمای پوسته نازل ندارد.

کلیدواژه‌ها

عنوان مقاله [English]

Thermal Insulation Design of a Nozzle with Blast Tube and Calculation of effective Thickness

نویسندگان [English]

  • Mohammad Ali Ranjbar 1
  • Alireza pourmoayed 2
1 Mechanical Engineering Department, Khatmol Anbia Air Defense University
2 PhD,Instructure, Khatamul-Anbiya Air Defense University, Tehran, Iran
چکیده [English]

The role of the nozzle in stability and guidance is very basic and the type of nozzle design has a great impact on the performance of the missile. In the present study, in order to create stability and easier control of the missile and to use the space created to add subsystems, it is intended to add blast tube and thermal insulation and calculate its thickness. For this purpose, a sample nozzle of the existing solid fuel rocket has been considered to add a blast tube and has been numerically analyzed. Then, two new designs of nozzles with and without using blast tube are presented and Using the existing relations analytically, the thickness of the insulators in each case is calculated and The simulation is based on it. Finally, a transient two-dimensional heat transfer analysis was performed in cylindrical coordinates for points inside the nozzle shell (behind the liner and insulation). The results show that increasing the thickness of insulation to a certain extent reduces the temperature of the nozzle shell. In the convergent-divergent nozzle designed with blast tube, this value is 0.11 in the convergent part, 0.07 in the blast tube, 0.068 in the throat and 0.11 in the divergent part. The results also show that unlike the convergent part of the nozzle, in the throat, blast and divergent parts, after passing the effective insulation thickness, the passage of time no longer has a significant effect on the nozzle shell temperature.

کلیدواژه‌ها [English]

  • Rocket Nozzle
  • Thermal Liner
  • Insulation
  • Blast Tube
  • Performance Improvements

مراجع

[1] A. Javed, P. Sinha, D. Chakraborty, Numerical Exploration of Solid Rocket Motor Blast Tube Flow Field, Defense Science Journal, Vol. 63, No. 6, pp. 616-621, 2013. 
[2] Q. Zhang, Experimental Research on Propulsive Performance of the Pulse Detonation Rocket Engine with a Fluidic Nozzle, Energy Journal, Vol. 166, No. 5, pp. 1267-1275, 2019.
[3] X. Zhang, Coupled Simulation of Heat Transfer and Temperature of the Composite Rocket Nozzle Wall, Aerospace Science and Technology, Vol. 15, No. 5, pp. 402-408, 2011.
[4] B. Bing, Effects of Gas Temperature on Nozzle Damping Experiments on Cold-Flow Rocket Motor Nozzles, Acta Astronautica, Vol. 126, No. 1, pp. 18-26, 2016. 
[5] R. Rahai, A. Jafari, R. Rafai, Heat Transfer in Convergent-Divergent Nozzle Wall, Journal of Solid and Fluid Mechanics, Vol. 10, No. 3, pp. 245-263, 2021. (in Persian)
[6] M. Mousavi, E. Roohi, Three Dimensional Investigation of the Shock Train Structure in a Convergent–Divergent Nozzle, Acta Astronautica Journal, Vol. 105, pp. 117–127, 2014.
[7] M. Sedighi, B. Ghanbari, A. Jabari, Optimization of Radiation Shields Parameters in Multi-Layer Thermal Insulations, Journal of Solid and Fluid Mechanics, Vol. 8, No. 1, pp. 71-81, 2019(in Persian)
[8] R. Ellis, M. Berdoyes, Srtc Short Course - Nozzle Design, AIAA and Snecma Propulsion Solide, 2012.
[9] A. Tahsini, M. Ebrahimi, Blast Tube Effects on Internal Ballistics of SRM, In Proc. of 42nd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit, 2006.
[10] P. Sinha, A. Javed, Performance Analysis of Propulsive Blast Tube Configurations using CFD. Proceedings of the Seminar on Aerospace Technology Challenges in the Millennium Hyderabad, pp.178-188, 2003.
[11] K. Scholtz, Optimization of Solid Rocket Motor Blast Tube and Nozzle Assemblies using Computational Fluid Dynamics, Thesis submitted in fulfilment of the requirements for the degree Master of Technology, Cape Peninsula University of Technology, 2017.
[12] A. Petrovica, J. Svorcan, Comparison of Novel Variable Area Convergent-Divergent Nozzle Performances Obtained by Analytic Computational and Experimental Methods, Applied Mathematical Modelling Journal, Vol. 57, No. 5, pp. 206-225, 2018.
[13] G. Sutton, O. Biblarz, Rocket Propulsion Elements, 7th edition, John Wiley & Sons, New York, 2001.
[14] S. Rezaei, S. Noori, S. Ghasemloo, Numerical Solution of Ablative Insulation and Reducing its Temperature using Heat Sink Concept, Aerospace Knowledge and Technology Journal, Vol. 7, No. 2, pp. 133-144, 2018. (in Persian)
[15] B. Chung, Heat Transfer with Ablation in a Half Space Subjected to Time-Variant Heat Fluxes, Journal of Heat Transfer, Vol. 105, No. 1, pp. 200-203, 1983.
[16] B. Hong, Transient Conjugate Heat Transfer in Critical Flow Nozzles, International Journal of Heat and Mass Transfer, Vol. 120, No. 1, pp. 142-157, 2017.
[17] D. Bianchi, F. Nasuti, E. Martelli, Coupled Analysis of Flow and Surface Ablation in Carbon Rocket Nozzles, Journal of Spacecraft and Rockets, Vol. 46, No. 3, pp. 492-500, 2009.
[18] M. Spinnler, E. Winter, R. Viskanta, T. Sattelmayer, Theoretical studies on High- Temperature Multilayer Thermal Insulations using Radiation Scaling, Journal Quant Spectroscope Radiate Transfer, Vol. 84, No. 3, pp. 477-491, 2004.
[19] K. Daryabeigi, S. Miller, G. Cunnington, Heat Transfer in High-Temperature Multilayer Insulation, Thermal Protection Systems and Hot Structures, Vol. 8, No. 1, pp. 1-8, 2006.
[20] M. Spinnler, E. Winter, R. Viskanta, Studies on High-Temperature Multilayer Thermal Insulations, International Journal of Heat Mass Transfer, Vol. 47, No. 6, pp. 1305-1312, 2004.
[21] P. Auerkari, Mechanical and Physical Properties of Engineering Alumina Ceramics, Tech Res Cent Final 1792, No 26, 1996.
[22] Q. Wang, M. Ewing, Development of Flow and Heat Transfer Models for the Carbon Fiber Rope in Nozzle Joint of the Space Shuttle. 7th Joint Propulsion Conference, Salt Lake City, Utah, 2001.

فایل ها

هم رسانی

ارجاع به این مقاله

آمار