|
|
|
|
بررسی تجربی اثر اسپین بر نرخ سوزش پیشرانه ی کامپوزیت دارای ذرات آلومینیوم
|
|
|
|
|
|
|
|
نویسنده
|
محمدی علیرضا ,فراهانی محمد ,گودرز مسعود
|
|
منبع
|
مهندسي مكانيك شريف - 1399 - دوره : 36-3 - شماره : 1 - صفحه:29 -34
|
|
چکیده
|
این نوشتار به بررسی تجربی اثر شتاب بر نرخ سوزش یک پیشرانه‌ی جامد کامپوزیتی بر پایه‌ی htpb دارای ذرات آلومینیوم به‌عنوان یکی از عوامل تعیین‌کننده‌ی فشار محفظه می‌پردازد. برای انجام این منظور از یک سامانه‌ی گریز از مرکز استفاده خواهد شد. با انتخاب گرین درون‌سوز، بردار شتاب در زمان سوزش همواره عمود بر سطح پیشرانه اعمال شد. در این آزمایش‌ها فشار محفظه از 30 تا 80 بار و شتاب نیز از r2g تا r60g تغییر کرد. متغیر قابل اندازه‌گیری فشار محفظه‌ی احتراق بوده که برای ارتباط آن به نرخ سوزش از کد تحلیل صفر بعدی استفاده شد. در آزمایش‌هایی با شتاب کم‌تر از r5g نرخ سوزش تغییر محسوسی نداشته، اما در آزمایش‌هایی که شتاب در بازه 30g تا 60g قرار گرفته نرخ سوزش از مقدار پایه شروع شده و در انتهای سوزش به 1٫5 برابر مقدار پایه‌اش می‌رسد.
|
|
کلیدواژه
|
شتاب، نرخ سوزش، موتور سوخت جامد، پیشرانه‌ی کامپوزیت.
|
|
آدرس
|
پژوهشگاه فضایی ایران, پژوهشکده سامانه های حمل و نقل فضایی, ایران, دانشگاه صنعتی شریف, دانشکده ی مهندسی هوافضا, ایران, دانشگاه صنعتی شریف, دانشکده ی مهندسی هوافضا, ایران
|
|
پست الکترونیکی
|
mgoodarz202@gmail.com
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
EXPERIMENTAL INVESTIGATION ON SPIN EFFECT UPON BURNING RATE OF ALUMINIZED COMPOSITE PROPELLANT
|
|
|
|
|
Authors
|
Mohammadi A.R. ,Farahani M. ,Goodarz M.
|
|
Abstract
|
This research is conducted to study acceleration effect on the burning rate augmentation of an aluminized solid propellant based on HTPB as an effective factor determining combustion chamber pressure. A centrifugal experimental setup was designed to obtain a uniform acceleration field by rotating the test motor around its longitudinal axis. A cylindrical port propellant grain was used in the test motor which had an inner diameter of 30 mm, an outer diameter of 60 mm and a length of 52 mm, so acceleration vector was always perpendicular to inner burning surface of propellant. Inner radius of tube was small, so the magnitude of acceleration increased as the grain burned back. The pressure of combustion chamber was changed from 30 bar 80 bar by changing the nozzle throat and the magnitude of acceleration changed from 2g to 60g by changing the rotational speed of solid rocket motor. Pressure of combustion chamber was measured. An analytical 0D code was used to compute burning rate augmentation of propellant in acceleration field. Nozzle throat diameter is another parameter controlling the pressure field of combustion chamber of solid rocket motor. Thermomechanical erosion of nozzle throat is significant in aluminized propellant, so erosion of graphite throat insert was measured and taken into account in 0D code. Burning time of all tests was below 2 sec. due to small web of the grain. As investigated, at low acceleration level (below 5g), burning rate of propellant is not sensitive to acceleration while in the condition in which acceleration changed from 30g to 60g, burning rate augmentation ratio increased from 1 to 1.5. The transient behavior of burning rate augmentation in acceleration field was obvious in obtained results due to short burn time of SRM. At high acceleration level, inner cylindrical surface of inhibitor was coated with aluminum oxide particles.
|
|
Keywords
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|