تدوین الگوریتم طراحی و ساخت یک تراستر گاز گرم و مقایسه با نتایج تجربی

نوع مقاله : مقاله پژوهشی

نویسندگان

1 کارشناسی ارشد / دانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه جامع امام حسین (ع)

2 عضو هیئت علمی / دانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه جامع امام حسین (ع)

چکیده

در این پژوهش به طراحی، ساخت و تست تجربی یک نمونه تراستر گاز گرم یا پینتل ولو پرداخته شده است. برای این منظور نخست از روش‌هایی چون روش مشخصه‌ها و طراحی معکوس استفاده شده است که به‌دلیل محدودیت‌های موجود در این روش‌ها، نتایج مطلوبی حاصل نشد و سرانجام از روش پیش‌بینی و اصلاح استفاده شد. سپس پارامترهای مؤثر در عملکرد تراستر مانند قطر گلوگاه، قطر ورودی و خروجی شیر و پروفیل همگرا و واگرا مورد بررسی قرار گرفت و سرانجام با در نظر گرفتن ضریب اطمینان 1/2 تراستری با تراست خروجی در حدود 32000 نیوتن طراحی شد. سپس زاویة ورودی گاز داغ به تراستر مورد بررسی قرار گرفت و با توجه به محدودیت‌های موجود، زاویة ورودی30 درجه به‌عنوان زاویة بهینه تعیین شد. در پایان، شیر طراحی شده­ای با زاویة ورودی 90 درجه ساخته و به‌صورت تجربی تست شد. نتایج تراست تست تجربی از انطباق قابل قبولی با نتایج حاصل از شبیه‌سازی برخوردار بود و میزان خطای کمتر از 10 درصد را نشان داد.
 

کلیدواژه‌ها

موضوعات


عنوان مقاله [English]

Developed of an algorithm for design and construction a hot gas thruster and compared with experimental results

نویسندگان [English]

  • majid kazemi esfeh 1
  • Mohammad Ali JozvVaziri 2
چکیده [English]

This study aims to design and construct a hot-gas Thruster or pintle valve for this purpose at first, utilized the characteristics and inverse design methods which made no desirable results because of their limitations. Thus the method of prediction and correction in Computational Fluid Dynamics (CFD) was implemented. Then the sensitivity analysis of those parameters impacting on the Thruster performance such as the diameter’s throat, etc., examined and at last a suitable design with reliability coefficient of 1.20 for a thruster with 32000 N thrust was done. Then the angle of entering hot-gas was surveyed, which showed 30 degrees as the optimum value. Then the designed valve in the worst status (from Thrust point of view) with the angle of 90 degrees of entrance to be tested in vitro. The experimental results of the Thrust show a good conformity to the simulation model results with less than 10% of errors.

کلیدواژه‌ها [English]

  • hot gas thruster
  • thrust vector
  • pintle valve
  • prediction and correction
[1] National Aeronautics and Space Administration, http://www.nasa.gov (accessed 7 December 2017).
[2] S. M. Bahrami Bidani, R. Khosroshahi, The Software for Geometric Design of the Ground and Space Nozzles of Cold Gas Thruster, 10th Iranian Aerospace Society Conference, 2010 (In Persian فارسی).
[3] S. F. Mousavi, J. Roushaniyan, R. Emami, Hardware Test on the Loop of the Control System of the Sub-Orbit Module with Cold Gas Thrusters, Journal of Modarres Mechanical Engineering, vol. 14, no. 10, pp. 177-186, 2015 (In Persian فارسی).
[4] M. Mirshamsi, M. Ghobadi, H. Taei, Design, Manufacture and Testing of Cold Run Drying Engineering Sample for Application in Simulator of Three Degrees of Dynamic Freedom of Satellite Status, Journal of Sharif Mechanical Engineering, no. 2, 2015 (In Persian فارسی).
[5] A. M. Tahsini, S. T. Mousavi, Unsteadiness Effects on Variable Thrust Nozzle Performance, World Academy of Science, Engineering and Technology, InternationalJournal of Mechanical, Aerospace,Industrial,Mechatronic&Manufacturing Engineering, vol. 7, no. 12, 2013.
[6] R. Deng, T. Setoguchi, H. D. Kim, A Computational Study on the Thrust Performance of a Supersonic Pintle Nozzle, international symposium on turbulence and shear flow phenomena, Melbourne, Australia, June 30 - July 3, 2015.
[7] A. E. Makled, H. Belal, Modeling of Hydrazine Decomposition for Monopropellant Thrusters, 13th International Conference On Aerospace Sciences & Aviation Technology, Asat-13-Pp-22, May 26 – 28, 2009.
[8] J. Wu, G. Cai, B. He, H. Zhou, Experimental and Numerical Investigations of Vacuum Plume Interaction for Dual Hydrogen/Oxygen Thrusters, School of Astronautics, Beihang University, Vacuum Journal, vol. 128, June 2016, pp. 166–177.
[9] I. D. Boyd, Numerical Modeling of Spacecraft Electric Propulsion Thrusters, Progress in Aerospace Sciences, vol. 41, Issue 8, November 2005, pp. 669–687.
[10] M. H. Shafaei, F. Ghadak, Direct Design of Axial Symmetry Duct Based On Euler Equations, 9th Iranian Aerospace Society Conference, Islamic Azad University, Science and Research Branch, February 8-9, 2010 (In Persian فارسی).
[11] S. Ghadak, F. Ghadak, Investigation of Axial Symmetry Nozzle Design Methods of a Wind Tunnel and Analysis of Its Performance with Fluent Software, Bachelor's Degree Thesis, Imam Hossein University, Faculty of Engineering, Department of Mechanics and Aerospace, September, 2008 (In Persian فارسی).
[12] M. A. Jozvaziri, M. Hamzehpour, F. Ghadak, Feasibility and Calibration of the Transonic Wind Tunnel with Mouskegaard-Beybetic Model of Numerical Method and Comparison with Experimental Results, the 1th National Conference On the Necessity of Air-Launched Weapons in Future Battles, Imam Hossein University, Fall, 2013 (In Persian فارسی).
[13] Gambit 2.4.4 User Guide, Fluent Inc.
[14] Fluent 6.3 User Guide, Fluent Inc.