جستجوی مقالات مرتبط با کلیدواژه « سوخت جامد » در نشریات گروه « مکانیک »
تکرار جستجوی کلیدواژه «سوخت جامد» در نشریات گروه «فنی و مهندسی»-
در تحقیق حاضر فرآیند احتراق در موتور رم جت سوخت جامد به صورت عددی مدل سازی شده و با بکارگیری پنج هندسه ی متفاوت اثر دو عامل هندسی شامل ارتفاع پله و طول محفظه ی احتراق پسین در مشخصه های پیشرانشی مورد تحلیل پارامتری و مطالعه قرار گرفته است. مقایسه روش به کار گرفته شده در مدل سازی عددی بیانگر خطایی کمتر از 10 درصد با نتایج مرجع بوده و در بررسی عددی صورت گرفته مشاهده شد افزایش ارتفاع پله سبب کاهش نرخ پسروی سوخت جامد، افزایش بازده احتراق و افزایش نیروی جلوبرنده می شود. همچنین نتایج بدست آمده نشان دهنده ی کاهش بازده حرارتی و کاهش نیروی جلوبرنده با کاهش طول محفظه ی احتراق پسین است. همین طور مشاهده شد تغییر طول محفظه ی احتراق پسین بر میزان نرخ پسروی سوخت اثر محسوسی ندارد و با در نظر گرفتن رفتار ضربه ی ویژه، مقدار 95/0 برای طول بی بعد محفظه احتراق پسین، مقداری بهینه است.کلید واژگان: رم جت, سوخت جامد, محفظه احتراق پسین, نرخ پس روی, ارتفاع پله}In present research the combustion process of solid fuel ramjet(SFRJ) was modeled in numerical state. Different five geometrical cases were employed for parametric study of back step height and aft-combustor length effects on propulsion properties in this numerical model. Results showed less than 10 percentage error in compare with reference data. Extracted numerical data from this research show decreasing burning rate, increasing combustion efficiency and thrust force due to increasing the step height also decreasing combustion efficiency and thrust force as results of decreasing the aft-combustor length. The results demonstrate that variation of the aft-combustor length hasn’t sensible effect on burning rate also optimum value for specific impulse occur when dimensionless aft-combustor length is equal to 0.95.Keywords: Solid Fuel Ramjet, Combustion Chamber, Regression Rate, Step Height, Aft-Combustor Length}
-
در مطالعه ی حاضر، سعی شده است که بالیستیک داخلی میکرو تراستر سوخت جامد به صورت عددی شبیه سازی شود. شبیه سازی انجام شده به وسیله ی یک کد شبه یک بعدی که شامل معادلات جرم، انرژی (انتقال حرارت) و حالت است، انجام شده است. نتایج به دست آمده با یک کار آزمایشگاهی معتبر اعتبارسنجی شده که انطباق خوبی را نشان می دهد. گرین مورد استفاده در میکروتراستر از نوع فینوسیل[1] بوده که در سه حالت 4،8 و بی نهایت فین طراحی شده است. زوایای فین ها به ترتیب 45، 90 و 0 درجه (دایره) است. روابط مذکور، تشکیل یک دستگاه معادلاتی را می دهند که از آن، مقادیر فشار P ، دما T و جرم m بدست آمده و به وسیله ی بدست آوردن این سه پارامتر می توان مقدار زمان سوزش گرین t ، نرخ سوزش گرین r0 ، فشار و ماخ در خروجی نازل همگرا-واگرا Pe و Me و در انتها تراست و ایمپالس کل را محاسبه کرد. نتایج بدست آمده نشان می دهد که استفاده از گرین فینوسیل به علت افزایش سطح سوزش و به طبع آن افزایش مناسب فشار محفظه ی احتراق گزینه ی مناسبی جهت استفاده در میکرو تراسترهای فضایی است. همچنین نتایج نشان می دهد که در صورت وجود انتقال حرارت، فشار محفظه تقریبا 5/0 بار و ایمپالس کل 15 درصد کاهش می یابد.
[1] Finocylکلید واژگان: میکرو-تراستر, بالیستیک داخلی, گرین Finocyl, _ سوخت جامد}In the present study, an attempt was made to numerically simulate the internal ballistics of a solid fuel micro-thruster. The simulation is performed by a one-dimensional code that includes the equations of mass, energy (heat transfer), species and state. The results are validated by one experimental work that show good compliance. The grain used in Micro thruster is of Finocyl type, which is designed in three modes of 4, 8 and infinite fin. The angles of the fins are 90,45, 0 (circle) degrees, respectively. The mentioned equations form a set of equations from which the values of pressure P, temperature T and mass m are obtained and by obtaining these three parameters, the amount of grain's burning time t ,grain's burning rate r0,pressure and mach at the exit of convergent-divergent nozzle Pe and Me can be determined. At the end calculated thrust and total impulse. The results show that the use of Finocyl grain due to the increased level of burning causes the chamber pressure to increase and more thrust to be generated. The results also show that in the presence of heat transfer, the chamber pressure is reduced by approximately 0.5 bar and the total impulse is reduced by 15%.Keywords: Micro-Thruster, Internal Ballistic, Finocyl Grain, _ Solid Fuel} -
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 پارامتریک}In 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} -
استفاده از زیست توده به هدف انرژی در مسیر تامین پایدار انرژی و در پاسخ به افزایش تقاضای انرژی می تواند راهکار موثری باشد. سوخت زیستی با کاهش موثر انتشار گازهای گلخانه ای و کاهش وابستگی به سوخت های فسیلی از پیامدهای گرمایش جهانی که امروزه نگرانی اصلی کشورهای جهان است می کاهد. بریکت ها و پلت ها به عنوان سوخت های جامد زیستی مستقیم ترین راه استفاده از انرژی منابع زیستی هستند زیرا به جای تیمارهای پیچیده ترمو شیمیایی و زیست شیمیایی تنها نیاز به فرآیند متراکم سازی دارند. فرآیند تولید بریکت و پلت سوختی، متراکم کردن با اعمال فشار و دما است که منجر به تغییر شکل های الاستیک و پلاستیک و افزایش دانسیته در زیست توده می شود. همچنین دانسیته انرژی و دوام سوخت جامد تولیدی زیاد می شود. ایجاد پل های جامد بین ذرات و درهم رفتگی مکانیکی بین ذرات تا رسیدن به دانسیته اجزای آن، مکانیسم احتمالی پیوند ذرات است. اندازه گیری ویژگی های ذاتی ذرات مانند میزان خاکستر، مواد فرار، کربت ثابت و ارزش حرارتی که موثر بر احتراق هستند با آنالیزهای گروهی و نهایی انجام می شود. همچنین بریکت و پلت های سوختی به لحاظ کیفی با ویژگی هایی مثل دانسیته، دوام و ارزش حرارتی سنجیده می شوند. احتراق سوخت جامد، مراحل اتلاف جرمی خشک شدن، مواد فرار زدایی و احتراق زغال را متحمل می شود. مشکل عمده سوخت های جامد زیستی، میزان خاکستر بیشتر نسبت به زغال سنگ و درنتیجه رسوب گرفتگی و خوردگی تجهیزات است لذا پژوهش های مختلف می توانند در جهت کاهش مشکلات مربوط به خاکستر متمرکز شوند.
کلید واژگان: سوخت جامد, بریکت, پلت, متراکم کردن, خاکستر زیست توده} -
هدایت تابعی روش مناسبی برای هدایت موشک های سوخت جامد و بدون خاموشی اجباری است. در این مقاله روش جدیدی بر مبنای هدایت تابعی برای موشکی با سوخت جامد، کنترل ائرودینامیکی و بدون خاموشی اجباری معرفی و با روش هدایت تابعی مقایسه شده است. در روش جدید، بعد از رسیدن موشک به شتاب حداکثر، زاویه بردار سرعت موشک به منظور جبران خطاهای فاز فعال به گونه ای اصلاح می شود که اصابت به هدف تضمین شود. بدین منظور قبل از پرتاب، اطلاعات مربوط به زمان، همراه با بردارهای موقعیت و سرعت های نامی در جدولی ذخیره می شوند. در این روش، به منظور محاسبه اختلاف مقادیر نامی و اغتشاشی، از مفاهیم جدیدی استفاده شده است که طبق آنها مقادیر ذخیره شده نامی به صورت اصلاح شده پس از شلیک مورد استفاده قرار می گیرند. روش هدایت با به کارگیری مشتقات جزئی مرتبه اول و دوم و پیاده سازی اشباع فرمان هدایت شبیه سازی شده است. نتایج شبیه سازی در پرواز اغتشاشی با روش هدایت تابعی موجود مورد مقایسه قرار گرفته است. همچنین صحه گذاری الگوریتم هدایتی در حضور انواع اغتشاشات پروازی انجام شده است. در نتیجه شبیه سازی و مقایسه خروجی های روش هدایت تابعی جدید با روش قدیمی, مزایای روش جدید نسبت به روش قدیمی تشریح شده است.کلید واژگان: هدایت تابعی, سوخت جامد, کنترل آئرودینامیک}In this paper a new method for guidance of solid propellant and aerodynamic control missile is introduced. In proposed method after achieving maximum acceleration, flight path angle of missile changes in order to impact to target. In this method flight information such as time history of magnitude of velocity and position vectors are saved in the table before firing. For calculating difference of nominal and disturbed parameters new concepts are used. Corrected values of nominal parameters are used in guidance after firing to guaranty impact to target. The flight simulation of proposed method is compared with functional guidance method and the effect of the proposed method is shown. Design verification is done in base of simulation in presence of flight disturbances.Keywords: functional guidance, solid propellant, aerodynamic control}
-
تحلیل نوسانات فشار موتورهای موشک سوخت جامد با استفاده از تست های استاتیک به علت هزینه بالای آنها در موتورهایی با اندازه های بزرگ، بسیار محدود بوده و بررسی پارامترهای مختلف تقریبا غیرممکن می باشد. برای حل این مشکل، به طراحی موتور مقیاس کوچک برای موتور نمونه اصلی مورد نظر پرداخته می شود. در این مقاله ابتدا روند طراحی یک موتور مقیاس کوچک چهار جزئی با نام 1881 با مقیاس 1:31 با الگوبرداری از پرتابگر شاتل فضایی و آریان 5 در مدلسازی و شبیه سازی مورد بحث و بررسی قرار گرفته است. پارامترهای مدلسازی و طراحی موتور مقیاس کوچک با استفاده از روش پی باکینگهام بطور خلاصه ارائه و سپس مشخصات عملکردی و ابعادی و روش تحلیل داده ها نیز بیان گردیده است. برای ارزیابی موتور طراحی شده، سه تست موفق انجام شد و داده های فشار بر حسب زمان و همچنین نوسانات آنها مورد تحلیل و بررسی قرار گرفت. نتایج نشان می دهد که علی رغم استفاده از تئوری پی باکینگهام در مقیاس زنی موتور سوخت جامد، شیمی و سوزش سوخت متاثر از خطاهای بمب کرافورد و جریان واقعی محصولات احتراق بوده و در بیشتر موارد تصحیح خطا بین داده های سوخت از بمب کرافورد و آنچه در موتور بکار می رود، اجتناب ناپذیر است. از سوی دیگر وجود حجم خالی در ابتدای گرین و مابین بخش های میانی، نقش مهمی در نوسان سازی فشار داشته و پس از اتمام سوزش یا کوچک شدن، نوسانات نیز یکنواخت می گردند.
کلید واژگان: موتور مقیاس کوچک, نوسانات فشار, پی باکینگهام, سوخت جامد}Evaluation of pressure oscillation of solid rocket motors in actual conditions requires static tests. These test have a large application in evaluation of motor various parameters effect on its operation. Using of these tests are very limited due to their high costs and so, evaluation of various parameters is nearly impossible. To solve this problem, sub scaled solid rocket motor must be designed. In this paper, designing process of space shuttle sub scaled solid boosters, called 1881, with scale 1:31 has been proposed. Space shuttle and ariane 5 boosters have been argued to modeling and simulation. Sub scaled motor modeling and design parameters using Buckingham’s Pi theorem and then, operation and dimensional properties have been presented. Three tests for evaluation of designed motor were done successfully and pressure and thrust history and its oscillations have been evaluated. Results show that for facility of fitting and reduction of test cost in subscale motors, using of Tan-Cu in throat instead of graphite and flange design of joints are very useful. Despite of using Buckingham’s Pi theorem in solid motor scaling, propellant chemistry and its burning rate are affected of Crawford bomb and real flow of combustion products and in many case, error correction between Crawford and motor data is inevitable. On the other hand, existence of empty volume in forward segments and others, plays an important role in pressure oscillations and after end of burning or reducing, oscillations will be uniform.
Keywords: Sub scaled motor, Pressure oscillation, Buckingham?s Pi, Solid propellant} -
در این تحقیق به منظور توصیف عددی دقیق تر پس روی گرین های دوبعدی با روش مجموعه سطوح، روش المان برشی ارائه و بررسی می شود. در این روش با تشکیل یک شبکه زمینه کارتزین و تعیین تابع حداقل فاصله نسبت به مرز گرین، سلول های دربردارنده مرز مشخص می شوند. به منظور بررسی وضعیت مرز نسبت به سلول های شبکه، دو الگوریتم المان برشی کامل و منتخب در نظر گرفته شده و مقادیر طول مرز و مساحت محصور در هر المان محاسبه می شوند؛ الگوریتم کامل مورد استفاده شامل کلیه حالات ممکن (30 حالت) برای برش یک مستطیل (المان) توسط پاره خط های مختلف (مرز) می باشد. اما در الگوریتم منتخب تنها حالات پرکاربرد مبنای عملکرد قرار می گیرند. برای اعتبارسنجی و مقایسه دو الگوریتم ارائه شده، ابتدا پس روی چند گرین ساده با روش مجموعه سطوح انجام و نتایج سه روش کلاسیک، المان برشی کامل و منتخب با حل تحلیلی آن مقایسه می شود. در ادامه با تحلیل پس روی چند گرین پیچیده تاثیر دو الگوریتم کامل و منتخب بر روی زمان اجرا سنجیده می شود. نتایج نشان می دهند اگرچه روش المان برشی نسبت به روش کلاسیک زمان اجرا را افزایش می دهد اما دقت حل نیز به میزان قابل توجهی بهبود می یابد. از سوی دیگر با استفاده از الگوریتم منتخب می توان با داشتن دقتی نزدیک به الگوریتم کامل، زمان اجرا را کاهش داد.
کلید واژگان: سوخت جامد, پس روی گرین, المان برشی, روش مجموعه سطوح}In this research, cut cells level set method despite of classic level set method is presented to evaluate more accurate grain burn-back analysis. This method is included of a Cartesian grid and by determination of the minimum distance to the grain boundary, boundary cells are specified. In order to investigate grain boundary condition with respect to Cartesian grids, two algorithms of perfect cut cells and selected cut cells are considered. In the perfect algorithm, all possible states (thirty states) for cutting cells by boundary lines, are considered. However, in the selected algorithm, more application states are considered. Comparison of results between classic, perfect and selected cut cells level set method prove, that CPU time increase, from classic to cut cells methods. However, accuracy of results increases also. The results of the selected method have a similar accuracy with a significant reduction in CPU time with respect to perfect method.Keywords: Solid Propellant, Grain Burnback, Cut Cell, Level Set Method} -
در این مقاله بالستیک داخلی موتورهای موشک سوخت جامد بدون شیپوره با استفاده از حل عددی برای هندسه تقارن محوری بررسی شده است. ماده پیشران درون محفظه احتراق به صورت استوانه توخالی در نظر گرفته شده و یک روند عددی برمبنای روش حجم محدود و الگوریتم فشار مبنا در یک شبکه جابه جا شده به منظور شبیه سازی عددی جریان سیال قابل تراکم لزج در داخل موتورهای موشک مذکور توسعه داده شده است. معادلات ناویر استوکس برای جریان قابل تراکم گسسته شده و با روش المان حجم محدود حل شده است. برای شبیه سازی جریان ناپایا، ابتدا تصور می شود سطح سوزش با زمان تغییر نمی کند و جریان پایاست. با این فرض می توان مقادیر اولیه کمیت های جران را برای جریان ناپا محاسبه کرد. در این مقاله از روش کسر حجمی و روش یانگز برای پیش بینی سطح سوزش در هر لحظه استفاده شده است. به منظور اعتبارسنجی شبیه سازی، بخشی از نتایج این تحقیق با نتایج تحلیلی و تجربی مقایسه شده است. این مقایسه تطابق خوبی را نشان می دهد و صحت شبیه سازی را تایید می نماید.کلید واژگان: نرخ سوزش, سوخت جامد, موشک بدون شیپوره, روش کسر حجمی}
-
در بیشتر سیستم های کیسه ی هوا در وسایل نقلیه، مخلوط گازی که کیسه ی هوا را پر می کند، از احتراق سریع یک سوخت جامد در درون یک محفظه یاحتراق بنام تولید کننده یگاز تولید می شود. در این مقاله فرآیند احتراق در درون تولید کننده یگاز پیروتکنیک بر اساس یک مدل فیزیکی «صفر بعدی چند منطقه ای» بررسی شده است. سپس، با مطالعه یپارامتریک نشان داده شده است که عملکرد تولید کننده یگاز بیشتر تحت تاثیر مشخصات سوخت جامد نظیر جرم، اندیس احتراق و ضریب دمای سوخت جامد است و به اجزای سخت افزاری تولید کننده ی گاز در محدوده یتغییرات مجاز اعمال شده وابستگی چندانی ندارد. همچنین برای شبیه سازی تولید کننده ی گاز پیروتکنیک هیبرید فشار اولیه ی محفظه ی گاز به میزان 25 و 50 برابر افزایش داده شد. در نتیجه ی این فشار اولیه، دمای عملکرد هم در محفظه ی احتراق و هم در تانک تخلیه کاهش یافت. دمای عملکرد پایین تر باعث بالا رفتن بازده گرمایی می شود.
کلید واژگان: کیسه ی هوا, سوخت جامد, تولید کننده ی گاز, شبیه سازی عددی, احتراق}In most airbag systems, the gaseous mixture that fills up the airbag is produced by the fast combustion of a propellant in a combustion chamber called inflator. Since the process of gas production in the airbag inflator is a high-temperature combustion process, having a right understanding and precise control over the combustion in the airbag inflator has always been a challenge. In this paper, the numerical study of combustion process in a pyrotechnic inflator was carried out based on a Zero-Dimensional Multi Zones model. The parametric study show that the performance of inflator is more affected by the propellant characteristics such as mass, combustion index, and propellant temperature coefficient and is not significantly influenced by hardware elements of inflator. In order to simulate hybrid pyrotechnic inflator, the initial pressure of gas plenum was increased by 25 to 50 times. As a result, the performance both in combustion chamber and in discharge tank decreased. This lower temperature leads to a higher thermal efficiency.Keywords: Airbag, Propellant, Inflator, Numerical Simulation, Combustion}
- نتایج بر اساس تاریخ انتشار مرتب شده‌اند.
- کلیدواژه مورد نظر شما تنها در فیلد کلیدواژگان مقالات جستجو شده‌است. به منظور حذف نتایج غیر مرتبط، جستجو تنها در مقالات مجلاتی انجام شده که با مجله ماخذ هم موضوع هستند.
- در صورتی که می‌خواهید جستجو را در همه موضوعات و با شرایط دیگر تکرار کنید به صفحه جستجوی پیشرفته مجلات مراجعه کنید.
©2000-2024 magiran.com All Rights Reserved.