|
|
|
|
تدوین نرم افزار جامع طراحی مفهومی سامانۀ پیشرانش موشکی سوخت مایع با پیشران های سرمازا
|
|
|
|
|
|
|
|
نویسنده
|
فولادی نوربخش ,صدیقی رنانی نداالسادات
|
|
منبع
|
علوم و فناوري فضايي - 1401 - دوره : 15 - شماره : 1 - صفحه:77 -92
|
|
چکیده
|
در این مقاله به ارائۀ الگوریتم و نرمافزاری جامع، جهت طراحی مفهومی موتورهای موشکی با مولفه های پیشران سرمازا، پرداخته شده است. در الگوریتم، پنج چرخه کاربردی تغذیۀ تحت فشار، مولدگازی، احتراق مرحلهای، انبساطی بسته و باز مدلسازی شده است. به منظور صحتسنجی، موتورهایvulcain و hm7b، بازطراحی و مقایسۀ نتایج حاصل با اطلاعات واقعی بیانگر خطای کمتر از 5 درصد پارامترهای اصلی طراحی و کمتر از 20 درصد درسایر پارامترها است که در مرحله طراحی مفهومی از دقت کافی برخوردارند. از مزایای این نرمافزار وجود قریب 150 پارامتر و 14 نمودار مربوط به رفتار جریان در محفظه تراست و جلیقه خنککاری در خروجی است که امکان مطالعه پارامتریک تاثیر تغییرات ورودیها بر خروجیها را فراهم مینماید. مدلسازی توابع موجود در الگوریتم و محاسبات مربوط به احتراق با استفاده از نرمافزارهایmatlabوceaانجام گرفته و نهایتاً با ادغام در محیط برنامهنویسی visual studio و با استفاده از زبان برنامهنویسی #c، نرمافزاری با رابط کاربری گرافیکی کاربرپسند ارائه شده است.
|
|
کلیدواژه
|
الگوریتم طراحی موتور موشکی، سامانه پیشرانش موشکی سوخت مایع، طراحی مفهومی موتور موشکی، موتور موشکی سرمازا، نرمافزار طراحی موتور موشکی
|
|
آدرس
|
دانشگاه اصفهان, دانشکده فنی و مهندسی, ایران, دانشگاه صنعتی مالکاشتر, مجتمع دانشگاهی مکانیک, ایران
|
|
پست الکترونیکی
|
nsseddighi@gmail.com
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
developing a universal software for the conceptual design of cryogenic rocket propulsion system
|
|
|
|
|
Authors
|
fouladi nourbakhsh ,seddighi renani neda s.
|
|
Abstract
|
in this article, a universal algorithm and engineering software is presented for the conceptual design of cryogenic rocket propulsion system. the algorithm consisting five engine working cycles: pressure fed, gas generator, staged combustion, closed and opened expansion cycles. for validation, the vulcain and hm7bengines were redesigned, the obtained results certifies that the main design parameters have less than 5% errors and the other less than 20%. one of the advantages of this software is the presence of abut150 parameters in the output and 14 diagrams related to the flow behavior in the thrust chamber and cooling vest, which allows the parametric study of the effect of input changes on the outputs.the modeling of mathematical functions and the combustion has been done, by using the matlab and ceasoftware. finally, by merging in visual studio programming environment and with the help of c# programming language, a software with gui is presented.
|
|
Keywords
|
rocket propulsion design algorithm ,liquid propellant rocketpropulsion system ,rocket propulsion conceptual design ,cryogenic rocket engine ,rocket propulsion design software
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|