نوع مقاله : مقاله پژوهشی

نویسندگان

1 پژوهشگاه هوافضا و دانشگاه صنعتی امیرکبیر

2 استادیار پژوهشگاه هوافضا- وزارت علوم، تحقیقات و فناوری

3 دانشگاه صنعتی امیرکبیر

چکیده

حل دقیق سامانه‌های پیچیده‌ای مانند رانشگرهای فضایی، بسیار پرهزینه و زمان‌بر است. با ساخت مدل جانشین، می‌توان از مدت زمان حل کاسته و هزینه را کاهش داد. هر چقدر مدل جانشین به مدل واقعی نزدیک‌تر باشد، حل دقیق‌تر و درصد خطا کاهش می‌یابد. مدل‌های جانشین با دقت بالا را فرامدل می‌نامند. مبنای تولید یک فرامدل با دقت بالا، انجام آنالیز حساسیت با دقت بالا و با یک روش مناسب است. آنالیز حساسیت می‌تواند میزان اثرگذاری متغیرهای ورودی بر متغیرهای خروجی را نمایش داده و با  حذف متغیرهای ورودی کم اثر یک مدل جانشین تولید نماید. از این‌رو، انجام آنالیز حساسیت در حل سامانه‌های پیچیده ارزش بالایی دارد. هدف از این مقاله، آنالیز حساسیت طراحی چندموضوعی یک سامانه رانشگر تک‌پیشرانه مایع به روش نمونه‌برداری ابرمکعب لاتین است. در این مقاله موضوعات مرتبط با سامانه رانشگر تک‌پیشرانه مایع به شش قسمت تقسیم‌بندی شده است: مخزن گاز پرفشار، مخزن سوخت مایع، انژکتور، محفظه تجزیه، بسترکاتالیستی و نازل. با تعیین متغیرهای ورودی و خروجی هر یک از موضوعات، نتایج آنالیز حساسیت به دو صورت میزان حساسیت متغیرهای ورودی بر خروجی و همبستگی دو به دو پارامترها با یکدیگر به نمایش گذاشته شده است. در نتایج، همان‌طور که مشاهده می‌شود، متغیر ورودی ضربهویژه، در مخزن گاز پرفشار و مخزن سوخت مایع، تاثیری بر روی متغیرهای خروجی نمی‌گذارد. در انژکتور، تعداد شیارها، زوایای شیار و فشار مخزن سوخت تاثیر به‌سزایی بر متغیرهای خروجی ندارند. در نمودار آنالیز حساسیت محفظه تجزیه، شعاع گرانول کاتالیست و برای بستر کاتالیستی، علاوه بر شعاع گرانول، درصد تجزیه آمونیاک نیز بی‌اثر است. در نهایت، آنالیز حساسیت برای نازل نشان می‌دهد که نسبت گرمای ویژه، اثری بر روی متغیرهای خروجی ندارد

کلیدواژه‌ها

موضوعات

##[1] O. Morgan, D. Meinhardt, editors. Monopropellant selection criteria-hydrazine and other options. 35th Joint Propulsion Conference and Exhibit; 1995.##
##[2] D. Mavris, H. Jimenez. Advanced Design Methods.  Architecture and Principles of Systems Engineering: Auerbach Publications; 2016. p. 359-88.##
##[3] MN. Meibody, H. Naseh, F. Ommi. Sensitivity analysis based on Progressive LHS Applied to Hydrazine Catalyst Bed Design. Journal OF Space Sience and Technology. 2020.##
##[4] MN. Meibody, H. Naseh, F. Ommi. Progressive Latin Hypercube sampling-based robust design optimisation (PLHS-RDO). Australian Journal of Mechanical Engineering. 2020:1-8.##
##[5] E. Mehrabi Gohari, H. Mahdavi Talaromi, MH. Qaedsharaf. The comparison of operation and sensitivity of effective parameters in hydrogen peroxide and nitrous oxide thrusters using uncertainty analysis. Journal of Mechanical Engineering. 2020;50(3):233-7.##
##[6] M. Rath, H. Schmitz, M. Steenborg, editors. Development of a 400 N hydrazine thruster for ESA's Atmospheric Reentry Demonstrator. 32nd Joint Propulsion Conference and Exhibit; 1996.##
##[7] M. Salimi. Numerical Study of Catalyst Bed Length and Particle Size Effect on the Monopropellant Thruster Specific Impulse and Thrust. 2020.##
##[8] A. Adami, M. Mortazavi, M. Nosratollahi, M. Taheri, J. Sajadi. Multidisciplinary design optimization and analysis of hydrazine monopropellant propulsion system. International Journal of Aerospace Engineering. 2015;2015.##
##[9] R. Hermsen, B. Zandbergen, editors. Pressurization system for a cryogenic propellant tank in a pressure-fed high-altitude rocket. 7th European Conference for Aeronautics And Aerospace Sciences (EUCASS); 2017.##
##[10] TM. Chiasson. Modeling the characteristics of propulsion systems providing less than 10 N thrust: Massachusetts Institute of Technology; 2012.##
##[11] L. Bayrel, Z. Orzechowski. Liquid Atomization, Combustion: An International Series. Taylor and Francis, London; 1993.##
##[12] MN. Meibody, H. Naseh, F. Ommi. Developing a Multi-objective Multi-Disciplinary Robust Design Optimization Framework. Scientia Iranica. 2021.##
##[13] T. Nada, A. Hashem. Geometrical characterization and performance optimization of monopropellant thruster injector. The Egyptian Journal of Remote Sensing and Space Science. 2012;15(2):161-9.##
##[14] L. Bayvel, Z. Orzechowski. Liquid atomization: Routledge; 2019.##
##[15] H. Naseh, MN. Meibody, H. Hosseini Anari, F. Ommi. Numerical-parametrical analysis on the hydrogen peroxide catalyst bed for space monopropellant thruster applications. Journal of Applied Research of Chemical-Polymer Engineering. 2018;1(2):15-24.##
##[16] CH. Hwang, SN. Lee, SW. Baek, CY. Han, SK. Kim, MJ. Yu. Effects of catalyst bed failure on thermochemical phenomena for a hydrazine monopropellant thruster using Ir/Al2O3 catalysts. Industrial & engineering chemistry research. 2012;51(15):5382-93.##
##[17] J. Chen, G. Li, T. Zhang, M. Wang, Y. Yu. Experimental investigation of the catalytic decomposition and combustion characteristics of a non-toxic ammonium dinitramide (ADN)-based monopropellant thruster. Acta Astronautica. 2016;129:367-73.##
##[18] A. Makled, H. Belal, editors. Modeling of hydrazine decomposition for monopropellant thrusters. 13th International Conference on Aerospace Sciences & Aviation Technology; 2009.##
##[19] YM. Timnat. Advanced chemical rocket propulsion: Academic Press; 1987.##
##[20] G. Sutton, O. Biblarz. Rocket propulsion elements, ISBN-13: 978-1118753651. John Wiley & Sons; 2017.##
##[21] DK. Huzel, DH. Huang. Modern engineering for design of liquid-propellant rocket engines (Revised and enlarged edition). Progress in astronautics and aeronautics. 1992;147.##