محمد رزمجوئی
-
این مقاله شامل گسسته سازی معادلات و تهیه یک برنامه کامپیوتری برای آنالیز جریان گاز در محفظه و نازل همگرا-واگرا با دیواره عایق فناشونده می باشد. شرایط مرزی فرض شده در نازل کاملا مشابه یک نازل واقعی می باشد. به این منظور ابتدا با روابط ریاضی مربوطه پروفیل نازل مخروطی و رایو طراحی شده است و برای حل جریان در نازل همگرا-واگرا از روش صریح مک کورمک استفاده شده است. معادلات انتقال حرارت و جرم در دو بعد در بدنه و عایق مورد نظر در نظر گرفته شده است. برای حل این معادلات از روش حجم محدود و از روش ضمنی برای وابستگی زمانی استفاده شده است. همچنین معادله تجزیه که به فرم آرنیوس نوشته شده با استفاده از رانگ-کوتای مرتبه 4 حل شده و چگالی و شار جرمی گاز تولیدی در هر گام زمانی بدست آمده است. سپس در ادامه به بررسی فناشوندگی در یک نازل همگرا-واگرای مخروطی در دو حالت متفاوت با و بدون فناشودگی زغال پرداخته شده و نتایج با همدیگر مقایسه شده و برای حل مش غیر متعامد در نازل همگرا-واگرا از روش Over-Relaxed استفاده شده است. در نهایت با در نظر گرفتن پروفیل نازل رایو برای یک موتور واقعی توزیع دما و چگالی بدست آمده است. نتایج شبیه سازی مورد نظر با تست تجربی انجام شده مقایسه شده است. که نتایج حاصله نشان از دقت قابل قبول کد نوشته شده در عایق کربن اپوکسی می باشد.
کلید واژگان: فناشوندگی, عایق, حجم محدود, نازل همگرا-واگرا, انتقال حرارت, شبکه غیرمتعامد, روش Over-RelaxedIn this paper, the heat transfer and ablation thermal insulators in solid rocket motor are investigated. Therefore, by collecting and solving the thermal ablation equations, a computer program, using MATLAB software, is developed which can predict the thermal response of insulators in different operating conditions and compare the performance of these insulators. The heat and mass transfer equations are considered in two dimensions in a solid body. We used the equations, finite volume method with implicit formulation for time dependency to solve equations. The reaction equation which written in the form of Arrhenius, is solved using Runge-Kutta method, and the density and the flux of the gas produced at each step are obtained. Also we represent a model for the rate of recession.
Keywords: Ablation, Insulators, Finite volume, Two-dimensional, heat transfer, Decomposition equation -
در این مقاله، به بررسی انتقال حرارت و فناشوندگی عایق های حرارتی مورد استفاده در موتور و نازل پرداخته شده است. معادلات انتقال حرارت و جرم در دو بعد در یک نازل همگرا-واگرا در نظر گرفته شده است. برای حل این معادلات از روش حجم محدود و از روش ضمنی برای وابستگی زمانی استفاده شده است. معادله تجزیه که به فرم آرنیوس نوشته شده با استفاده از روش رانگ-کوتا حل شده و چگالی و شار جرمی گاز تولیدی در هر گام زمانی بدست آمده است. همچنین مدلی برای لحاظ نرخ پسروی ارایه شده است. اعتبارسنجی مدل با نتایج تجربی رایز در عایق سیلیکافنولیک مقایسه شده و نشان از انطباق خوب نتایج حاصل از شبیه سازی با مشاهدات تجربی می باشد. پس از صحه گذاری نتایج بدست آمده به بررسی تاثیر ضریب تصحیح دمش پرداخته شده است، نتایج نشان می دهد که برای طراحی دقیق عایق های فناشونده این ضریب بسیار حایز اهمیت است.
کلید واژگان: فناشوندگی, عایق, معادله تجزیهThis paper investigates the heat transfers and ablation of thermal insulators used in motors and nozzles. The heat and mass transfer equations are considered in two dimensions in a convergent-divergent nozzle. The finite volume method and the implicit method for time dependence have been used to solve these equations. We used the equations finite volume method with implicit formulation for time dependency to solve equations. The reaction equation, which is written in the form of Arrhenius, is solved using the Runge-Kutta method, and the density and the flux of the gas produced at each step are obtained. Also, we represent a model for the rate of recession. The validation of the model is compared with the experimental results in silica-phenolic ablation insulators and shows a good agreement of the simulation results with the experimental observations. After validation of the obtained results. The effect of the blowing correction coefficient has been investigated, the results show that this coefficient is very important for the accurate design of ablation insulators. The blowing correction factor reduces the convection heat transfer coefficient, reduces the surface recession, and thus, reduces the back temperature of the insulation. Therefore, in cases where the thickness of the insulation is significant or the heat of ablation is low. This parameter can be important and affect the final results and thus the final design.
Keywords: Ablation, Insulator, Reaction Equation, Blowing Correction Factor, Convection Heat Transfer Coefficient -
تمرکز این مقاله بر بهینه سازی گرین سوخت جامد بر مبنای کدهای سرعت بالا است. یکی از راهکارهای طراحی موتور سوخت جامد با عملکرد بالا، طراحی گرین بهینه برای آن است، به طوریکه از طرفی بیشترین سطح سوزش فراهم شده و از طرف دیگر سایر الزامات مانند استحکام مکانیکی و ساخت پذیری گرین نیز تامین گردد. یکی از متداول ترین انواع گرین، شکل ستاره ای است. برای بهینه سازی موتور سوخت جامد با گرین ستاره ای، یک مدل برای شبیه سازی گرین مورد نیاز است تا در هر لحظه، سطح سوزش سوخت را ارایه دهد. یکی از رو ش های شبیه سازی سطح سوزش سوخت، مدل سازی آن در نرم افزارهای CAD و استخراج سطح سوزش با استفاده از ابر نقاط است. این روش حجم محاسباتی بالایی داشته و بکارگیری آن در الگوریتم بهینه سازی که خود یک روش عددی تکراری است، عملا زمانبراست. برای رفع این مشکل، در این مقاله از یک مدل پارامتریک هندسی برای محاسبه سطح سوزش و جریان داخلی صفر بعدی با در نظر گرفتن سوزش فرسایشی استفاده شده است. مشخصه بارز این مدل، سرعت بالای محاسبات آن است که در کوپل با الگوریتم های بهینه سازی کارآیی بالایی خواهد داشت. نتایج بدست آمده نشان می دهد که این مدل هندسی پارامتریک، با وجود حجم محاسباتی بسیار پایین تر نسبت به مدل ابر نقاط، از دقت بالایی نیز برخوردار است.
کلید واژگان: بهینه سازی موتور, سوخت جامد, گرین ستاره ای, مدل پارامتریکIn this article, the focus is on optimizing solid-fuel grain based on high-speed codes. One of the ways to design a high-performance solid fuel engine is to design the optimal grain for it, so that the highest burning area is provided, and on the other hand other requirements such as mechanical strength and build ability of the grain are provided. One of the most common types of grain is the star shape. To optimize a solid-fuel engine with a star grain, a model is needed to simulate the grain to provide the burning area at any given time. One of the methods of simulating the burning area is modeling it in CAD software and extracting the burning area using cloud points. This method has a high computational volume and its application in optimization algorithm, which is a recurring numerical method, is practically time consuming. To solve this problem, in this paper, a geometric parametric model has been used to calculate the burning area and the Zero-dimensional internal ballistic considering the erosive burning. The distinctive feature of this model is the high speed of its calculations, which is highly efficient in the coupling with optimization algorithms. The results show that this parametric geometric model, in addition to the much lower computational volume than the cloud point model, is also more accurate.
Keywords: Engine optimization, solid fuel, star grain, parametric model -
در این مقاله، به بررسی انتقال حرارت و فناشوندگی عایق های حرارتی در بدنه راکت موتور های سوخت جامد پرداخته شده است. بنابراین با گردآوری و حل معادلات مربوط به عایق های فناشونده، یک برنامه کامپیوتری با استفاده از نرم افزار متلب تهیه شده که قادر است تحت شرایط عملیاتی مختلف، پاسخ دهی حرارتی عایق ها را پیش بینی کرده و عملکرد این عایق ها را با همدیگر مقایسه کند. معادلات انتقال حرارت و جرم در دو بعد در یک جسم جامد در نظر گرفته شده است. برای حل این معادلات از روش حجم محدود و از روش ضمنی برای وابستگی زمانی استفاده شده است. معادله تجزیه که به فرم آرنیوس نوشته شده با استفاده از روش رانگ-کوتا حل شده و چگالی و شار جرمی گاز تولیدی در هر گام زمانی بدست آمده است. همچنین مدلی برای لحاظ نرخ پسروی ارایه شده است. نتایج این تحقیق نشان می دهد که افزایش کارایی عایق های حرارتی به واسطه افزایش ضخامت لایه ها، گرمای تجزیه و فناشوندگی، شدت واکنش و نیز کاهش ضریب نفوذ گرمایی، چگالی زغال و دمای فناشوندگی حاصل می شود و بر این اساس یک عایق ایده آل نیز معرفی شده است. اعتبار سنجی مدل با نتایج تجربی رایز در عایق سیلیکافنولیک مقایسه شده، همچنین نتایج تست تجربی انجام شده با در نظر گرفتن عایق کربن اپوکسی نشان از انطباق خوب نتایج حاصل از شبیه سازی با مشاهدات تجربی می باشد.کلید واژگان: فناشوندگی, عایق, حجم محدود, دو بعدی, انتقال حرارت, معادله تجزیهIn this paper, the heat transfer and ablation thermal insulators in solid rocket motor are investigated. Therefore, by collecting and solving the thermal ablation equations, a computer program, using MATLAB software, is developed which can predict the thermal response of insulators in different operating conditions and compare the performance of these insulators. The heat and mass transfer equations are considered in two dimensions in a solid body. We used the equations, finite volume method with implicit formulation for time dependency to solve equations. The reaction equation which written in the form of Arrhenius, is solved using Runge-Kutta method, and the density and the flux of the gas produced at each step are obtained. Also we represent a model for the rate of recession.Keywords: Ablation, Insulators, Finite volume, Two-dimensional, heat transfer, Decomposition equation
-
این مقاله شامل بررسی و مقایسه روش های محاسبه ضریب انتقال حرارت جابجایی در محفظه احتراق و در نازل همگرا-واگرا می باشد. به این منظور، ابتدا تاریخچه ای از روش های مختلف محاسبه ضریب انتقال حرارت جابجایی بیان شده و سپس جریان داخلی نازل به روش صریح مک-کورمک حل شده است. روش های بارتز، استانتون، پریکسورن و آدمی در بین روش های مطرح این حوزه انتخاب شده و با استفاده از CFD در نازل باتس (BATES) مقایسه شده است. در ادامه، در یک موتور سوخت جامد، با در نظر گرفتن پارامترهای جریان در محفظه موتور، ضریب انتقال حرارت جابجایی محاسبه و نشان داده شده که هر چه به سمت نازل حرکت شود، با افزایش سرعت، ضریب انتقال حرارت افزایش می یابد. این بررسی نشان می دهد که ماکزیمم ضریب انتقال حرارت جابجایی در روش های تحلیلی در گلوگاه نازل اتفاق می افتد، در حالیکه آنالیز CFD نشان می دهد که حداکثر ضریب انتقال حرارت در بالادست نازل است. اگرچه CFD از دقت بالاتری برای محاسبه ضریب انتقال حرارت، نسبت به روش های تحلیلی، برخوردار است، اما نیازمند زمان محاسباتی بسیار است. بنابراین، در طراحی اولیه می توان از روش های تحلیلی به علت زمان محاسبات سریع استفاده نمود، به ویژه در گلوگاه. در نهایت، با بررسی انجام شده، نشان داده شد که راهکار ابتکاری ترکیب روش های آدمی و بارتز کمترین خطا را نسبت به CFD دارد.کلید واژگان: ضریب انتقال حرارت جابجایی, محفظه احتراق, نازل همگرا-واگرا, جریان داخلی, گلوگاهThis paper reports a review and comparison of the methods used for calculating convective heat transfer coefficient in combustion chambers and in diverging-converging nozzles. Therefore, a history of applying different methods for calculating the convective heat transfer coefficient is explained first. Then, the nozzle flow is numerically solved, using the explicit McCormack method. In a Bates nozzle, The methods of Bartz, Stanton, Preiskorn, and Adami were selected among the proposed methods and were compared with CFD. Convective heat transfer coefficient of a solid fuel engine was calculated by taking into account the flow parameters in the engine chamber. Consequently, it was found that as wet move to the nozzle, heat transfer coefficient increases with velocity of the flow. This results revealed that in analytical methods, the maximum convective heat transfer coefficient occurs in the nozzle throat, while CFD results show that the maximum occurs upstream of the nozzle throat. These methods require less computational time than CFD, however CFD has to be considered more accurately. As a result, during a preliminary design procedure, the much faster and slightly less precise method can be used, in particular at the throat where the relative difference between the methods is quite low. Finally, it was shown that the innovative approach of combining Adami and Bartz methods has the lowest possible error, compared to the CFD.Keywords: Convective heat transfer coefficient, Combustion chamber, Converging-Diverging Nozzle, Internal Flow, Throat
-
در این تحقیق، پس روی سطح انواع گرین های سه بعدی به همراه بالستیک داخلی شبه یک بعدی موتورهای سوخت جامد با استفاده از تئوری مرز های متحرک روش مجموعه سطح و بهره گیری از روش مقاطع شبیه سازی شده تا ضمن رسیدن به دقت بالا در شبیه سازی از زمان تحلیل پس روی گرین نیز به طور محسوسی کاسته شود. با استفاده از روش مقاطع، گرین های سه بعدی به تعداد زیادی از سطح مقطع های دوبعدی تبدیل شده و سپس با استفاده از تئوری منحنی های تراز در دو بعد پس روی گرین مورد بررسی قرارگرفته است. درنهایت با استفاده از روش درون یابی، سطح سوزش گرین های سه بعدی حاصل می شود. همچنین برای پیش بینی فشار درون موتور و نرخ سوزش مورد نظر یک کد بالستیک داخلی به صورت شبه یک بعدی نوشته و با کد تحلیل پس روی گرین کوپل شده است. پدیده سوزش فرسایشی نیز پدیده ای مهم در موتورهای سوخت جامد، به حساب می آید. در این تحقیق، با در نظر گرفتن سوزش فرسایشی بر اساس مدل سادرهلم، محفظه ی احتراق به المان هایی تقسیم بندی می شود و روابط بالستیک داخلی شبه یک بعدی برای محاسبه پارامترهایی از قبیل فشار محفظه احتراق، تراست، سطح سوزش، درجه حرارت محفظه، عدد ماخ و... در هر المان اعمال و حل می گردد. این روش از نظر نحوه پیاده سازی و میزان دقت با روش های تحلیلی و آزمایشگاهی مقایسه شده است که بیانگر دقت بالای روش استفاده شده در تحلیل عملکرد موتور های سوخت جامد با گرین سه بعدی است.
کلید واژگان: موتور راکت پیشرانه جامد, شبیه سازی عددی, پس روی گرین سه بعدی, روش مجموع سطح, شبه یک بعدی -
در این بررسی، ابتدا به معرفی مدل های مختلف تحلیل جریان درون موتور موشک سوخت جامد پرداخته می شود. سپس با توجه به اینکه برخی از این مدل ها قادر به پیش بینی اثرات پدیده های مهمی همچون سوزش فرسایشی و شتاب طولی نمی باشند، بنابراین برای احتساب این اثرات بر روی بالستیک داخلی، با استفاده از معادلات جریان عمومیت یافته، یک مدل شبه یک بعدی استخراج شده است. جریان شبه یک بعدی غیر لزج و تراکم ناپذیر همراه با اصطکاک، تزریق جرم، تغییر سطح مقطع جریان به عنوان معادلات حاکم در نظر گرفته می شود. سپس با فرض شبه دائمی بودن جریان، در نظر گرفتن میزان افت فشار و تغییرات قطر گلوگاه نازل و صرف نظر کردن از انتقال حرارت در دیواره ها، در هر لحظه از زمان از معادلات حاکم در طول موتور انتگرال گیری شده و مشخصات جریان درون موتور از جمله توزیع فشار، دما و عدد ماخ در طول موتور و همچنین مشخصات عملکردی موتور مانند فشار محفظه در طی فرآیند سوزش به صورت تابعی از زمان تعیین شده است. با توجه به اینکه اثر سوزش فرسایشی بر نرخ سوزش سوخت جامد در شرایط مختلف محیطی حائز اهمیت است، برای مقایسه نتایج بدست آمده از این مدل سازی با روش های تجربی، از مدل سادرهلم برای مدل سازی سوزش فرسایشی استفاده شده است.
کلید واژگان: موتور سوخت جامد, بالستیک داخلی, شبه یک بعدی, مدل سادرهلم, سوزش فرسایشی, فشار محفظهIn this study, different flow analysis models in solid rocket motor are presented. Amongst these models, some are not capable of predicting the effects of significant phenomena such as erosive burning and longitudinal acceleration. In order to consider these effects on the internal ballistic, a quasi-one-dimensional model was developed which employs generalized flow equations. A non-viscous and incompressible quasi-one-dimensional flow with friction, mass injection and flow crosssection variation were taken into account in the governing equations. Then, assuming quasi unsteady flow and considering pressure drop and variation of nozzle throat diameter, and also neglecting the heat transfer in the walls, the governing equations were integrated along the engine length at each time increment. Finally, the flow characteristics inside the engine including the distribution of pressure, temperature, and Mach number along the engine as well as functional characteristics of the engine such as chamber pressure during the burning process were determined as a function of time. Erosive burning effects on the burning rate are of great importance at various conditions. Therefore,, the results of the model were compared with the experimental data of Saderholm model
Keywords: Rocket Solid Propellant, Internal Ballistic, Quasi-One-Dimensional, Saderholm Model, Erosive Burning, Pressure Chamber -
در این بررسی اثرات شتاب چرخشی و طولی بر روی بالستیک داخلی موشک سوخت جامد مطالعه می گردد. در ابتدا جریان شبه یک بعدی به عنوان معادلات حاکم در نظر گرفته می شود. با فرض شبه دائمی بودن جریان و صرف نظر کردن از انتقال حرارت در دیواره ها، در هرلحظه از زمان از معادلات حاکم در طول موتور انتگرال گیری شده، سپس با استفاده از معادله نرخ سوزش در مدل گریتریکس تغییرات پارامتر های مختلف بالستیک داخلی در راستای طول موتور و در طی زمان سوزش تعیین شده اند. با بررسی نتایج به دست آمده مشاهده می شود که تنها زمانی افزایش شتاب پایه وجود دارد که شتاب چرخشی مقداری منفی باشد (جهت آن درون سوخت ) باشد. با اعمال شتاب چرخشی بر پیشرانه جامد نرخ سوزش سوخت افزایش و زمان سوزش کاهش می یابد. همچنین نشان داده شده است که افزایش شتاب چرخشی باعث افزایش فشار درون محفظه می شود و سرعت سوزش در حالت ایستا را می توان به عنوان مهم ترین فاکتور برای تاثیر شتاب بر روی سرعت سوزش به حساب آورد. این در حالی است که اثرات شتاب طولی با اینکه اثرات شتاب چرخشی را کاهش می دهد اما به تنهایی اثرات بسیار ناچیزی بر بالستیک داخلی پیشرانه جامد می گذارد. درنهایت می توان نتیجه گیری کرد که بررسی اثرات شتاب چرخشی در طراحی موتور های سوخت جامد دارای اهمیت بیشتری نسبت به اثرات شتاب طولی می باشد.کلید واژگان: بالستیک داخلی, شبه یک بعدی, شتاب چرخشی, شتاب طولی, نرخ سوزش, مدل گریتریکسIn this study, effects of longitudinal and rotational accelerations on the Internal Ballistic Solid Propellant Rocket are investigated. First, a quasi one-dimensional flow is considered to drive governing equations. By assuming semi- permanent flow and neglecting heat transfer through the walls, at each time increment the governing equations are integrated along the length of motor. Then, using burning rate equations in Greatrix model, variation of different parameters ofInternal Ballisticalong length of motor are obtained at each burning time. Results reveal that the acceleration increases only if the rotational acceleration is negative (towards the propellant). By applying the rotational acceleration, the burning rate increases and the burning time decreases. Also, it is shown that by increasing the rotational acceleration the pressure in the chamber increases. The steady burning rate is the most important factor by which the acceleration affects the burning rate. While the effects of longitudinal acceleration reduces the effects of rotational acceleration, it has negligible effects on the internal ballistic solid propellant rocket. Finally, it can be concluded that for designing solid rocket motor the rotational acceleration is of greater importance than the longitudinal acceleration.Keywords: Internal Ballistic, Quasi-One-Dimensional, Rotational Accelerations, Longitudinal Accelerations, Burning Rate, Greatrix Model
- در این صفحه نام مورد نظر در اسامی نویسندگان مقالات جستجو می‌شود. ممکن است نتایج شامل مطالب نویسندگان هم نام و حتی در رشته‌های مختلف باشد.
- همه مقالات ترجمه فارسی یا انگلیسی ندارند پس ممکن است مقالاتی باشند که نام نویسنده مورد نظر شما به صورت معادل فارسی یا انگلیسی آن درج شده باشد. در صفحه جستجوی پیشرفته می‌توانید همزمان نام فارسی و انگلیسی نویسنده را درج نمایید.
- در صورتی که می‌خواهید جستجو را با شرایط متفاوت تکرار کنید به صفحه جستجوی پیشرفته مطالب نشریات مراجعه کنید.
©2000-2025 magiran.com All Rights Reserved.