اخبار و اعلانات
آمار
| تعداد نشریات | 34 |
| تعداد شماره‌ها | 1,289 |
| تعداد مقالات | 9,294 |
| تعداد مشاهده مقاله | 8,800,328 |
| تعداد دریافت فایل اصل مقاله | 5,339,842 |
بررسی روند توسعه تجاری سیستم‌های پیشرانش جت مقاومتی و ارزیابی آن‌ها از منظر طراحی کم‌هزینه و قابلیت اطمینان | ||
| مکانیک سیالات و آیرودینامیک | ||
| مقاله 7، دوره 13، شماره 2 - شماره پیاپی 33، آذر 1403، صفحه 81-98 اصل مقاله (1.7 M) | ||
| نوع مقاله: مقاله پژوهشی | ||
| نویسندگان | ||
| مرتضی فرهید* 1؛ عادل پورتقی2؛ رضا گلزاریان3 | ||
| 1استادیار،پژوهشگاه فضایی ایران، تبریز، ایران | ||
| 2کارشناسی ارشد،پژوهشگاه فضایی ایران،تبریز،ایران | ||
| 3دانشجوی دکترا، ،پژوهشگاه فضایی ایران،تبریز،ایران | ||
| تاریخ دریافت: 27 خرداد 1403، تاریخ بازنگری: 17 شهریور 1403، تاریخ پذیرش: 15 آبان 1403 | ||
| چکیده | ||
| رانشگرهای جت مقاومتی یکی از اعضای مهم خانواده رانشگرهای الکتریکی در صنایع فضایی محسوب میشوند که دارای مشخصات ویژه‌ای مانند نسبت تراست به توان، قابلیت اطمینان و سرعت خروجی نسبتاً بالا هستند. این رانشگرها از طریق عبور سیال پیشران از اطراف یک هیتر الکتریکی و افزایش دمای آن و سپس عبور پیشران از داخل یک نازل همگرا - واگرا برای شتابدهی به پیشران باعث تولید نیروی رانش میشوند. در این مقاله ماهواره‌های عملیاتی شدهای که دارای سیستم پیشرانش جت مقاومتی بودهاند، از منظر هدف و کاربرد، ارتفاع اوج، جرم و پلتفرم استفاده شده به‌صورت آماری بررسی شده و نتایج حاصل، مورد مقایسه قرار گرفته است. همچنین در ادامه به ارزیابی سیستم‌های پیشرانش جت مقاومتی موجود بر اساس سه پارامتر کلیدی قابلیت اطمینان، فناوری ساخت موردنیاز و شناسایی و انتخاب مواد مناسب پرداخته شده است. باتوجه‌به نتایج حاصل از بررسی 14 مکانیزم موردمطالعه، رانشگرهای 100 واتی، دما بالا، میلی پوندی، طرح بخارساز، طرح اول و دوم شرکت SSTL، رانشگر دارای هیتر افزونه و رانشگر ماهواره مارک 3 از نظر سطح فناوری مورداستفاده در گروه فناوری‌های مرسوم طبقه‌بندی‌شده و قابلیت دسترسی مناسبی دارند. از بین این هفت مکانیزم، مکانیزم رانشگرهای طرح دوم شرکت SSTL و رانشگر دارای هیتر افزونه به دلیل دشواری تأمین مواد، حذف میشوند. پنج مکانیزم باقیمانده همگی حداکثر دارای 10 المان بوده و به دلیل عدم نیاز به تجهیزات افزایش و یا کاهش فشار، از نظر قابلیت اطمینان در سطح مناسبی ارزیابی شده‌اند. همچنین مکانیزم طرح اول شرکت SSTL به دلیل داشتن 5 المان در هد رانشگر، مناسبترین شرایط برای بهرهبرداری را دارا می‌باشد. | ||
| کلیدواژه‌ها | ||
| سیستم پیشرانش؛ رانشگر الکتروترمال؛ رانشگر جت مقاومتی؛ قابلیت اطمینان؛ فناوری ساخت؛ توسعه فناوری | ||
| عنوان مقاله [English] | ||
| Investigating the commercial development process of resistojet propulsion systems with evaluating from the perspective of low cost design and reliability | ||
| نویسندگان [English] | ||
| Morteza Farhid1؛ adel pourtaghi2؛ Reza Golzarian3 | ||
| 1assistant professor ،Iranian space research center,,Tabriz, Iran | ||
| 2Master's degree, ،Iranian space research center,,Tabriz, Iran | ||
| 3PhD student, Space Propulsion Research Institute, Tabriz, Iran | ||
| چکیده [English] | ||
| Resistojet thrusters are a crucial category of electric thrusters in the space industry. They are known for their unique characteristics, such as thrust-to-power ratio, reliability, and relatively high output propellant speed. These thrusters generate thrust by heating the propellant as it passes around an electric heater, increasing its temperature, and then accelerating it through a converging-diverging nozzle. This paper analyzes operational satellites equipped with resistojet propulsion systems, examining their objectives, applications, peak altitude, mass, and platform. The results are compared to identify trends and performance characteristics. The paper evaluates these propulsion systems based on three key parameters: reliability, required manufacturing technology, and material identification and selection. Among the 14 studied mechanisms, 100-watt, high-temperature, milli-pound, vaporizer-based, first and second-SSTL company designs, extension heaters, and the Mark 3 satellite thrusters are classified as conventional technologies with reasonable accessibility. However, the second SSTL design and the extension heater thruster are excluded due to material supply challenges. The remaining five mechanisms demonstrate high reliability, each with a maximum of 10 components and no need for pressure regulation equipment. Notably, the first SSTL design, with only five elements in the thruster head, offers the most favorable conditions for operational deployment. . | ||
| کلیدواژه‌ها [English] | ||
| propulsion systems, electrothermal thruster, Resistojet thrusters, Reliability, manufacturing technology | ||
| مراجع | ||
|
[1] Peter, J.T. “Propulsion Techniques Action and Reaction”. American Institute of Aeronautics & Astronautics, United States, 1998. [3] Pahl, Ryan Alan, "Integration and test of a refrigerant-based cold-gas propulsion system for small satellites”. Masters Theses, Missouri University of science and technology, Aerospace Engineering, 2010. [5] W.Earl Morren, James R.Stone. “Development of a Liquid-fed water Resistojet”. Nasa Lewis Research Center, 1988. [6] George, P.S, Oscar, B. “Rocket Propulsion Elements”. United States, 2016. [7] D. Gibbon, M. Paul, T. Lawrence “The Design, Development and In-flight Qualification of a low cost resistojet”. 36th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit, 2000. DOI:10.2514/6.2000-3541. [8] D. Gibbon, A. Baker. “Development of 50 – 100 milliNewton level Thrusters for Low Cost Small Spacecraft”. 38th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, Indianapolis, Indiana, 2002. DOI:10.2514/6.2002-4150. [9] Romei, F. Grubiši´c, A. Lasagna, D. Gibbon, D. “Multiphysics Model Validation of Resistojets with Concentric Tubular Heat Exchanger”. In Proceedings of the 7th European Conference for Aeronautics and Space Science, Milan, Italy, 2017. [10] M. Robinson, A. Grubišić, G. Rempelos, F. Romei, C. Ogunlesi, S. Ahmed, "Endurance testing of the additively manufactured STAR resistojet", Materials & Design, Volume 180, 2019. DOI: 10.1016/j.matdes.2019.107907. [11] Mirtich, M.J. “Resistojet Propulsion for Large Spacecraft Systems”. Nasa Lewis Research Center, 1982. [12] Kindracki, J. Paszkiewicz, P. Mezyk, L. “Resistojet thruster with supercapacitor power source”. design and experimental research. Aerospace Science and Technology, 2019. DOI: 92. 10.1016/j.ast.2019.07.010. [13] Morren, W. E., Haag, T. W., Sovey, J. S., Hay, S. S. "Performance characterizations of an engineering model multipropellant resistojet". Journal of Propulsion and Power, 5(2), 197–203, 1989. DOI:10.2514/3.23136. [14] Enos, G. R., Pugmire, T. K., & Shaw, R. "Applied resistojet technology". Journal of Spacecraft and Rockets, 8(1), 63–68. 1971. DOI:10.2514/3.30218. [16] Gibbon, D., Coxhill, I., Nicolini, D., Correia, R., & Page, J. “The Design, Development and in-flight Operation of a Water Resistojet Micropropulsion System”. 40th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit, 2004. DOI:10.2514/6.2004-3798. [17] Djamal, D., Mohamed, K., & Rustem Aslan, A. "RESISTOJET Propulsion System for Small Satellite". 9th International Conference on Recent Advances in Space Technologies (RAST), 2019. DOI:10.1109/rast.2019.8767847. [18] Coxhill, I., Gibbon, D. "A Xenon Resistojet Propulsion System for Microsatellites". 41st AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, 2005. DOI:10.2514/6.2005-4260. [19] Smith, P. "Resistojet Thruster Design and Development Programme". 42nd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, 2006. DOI:10.2514/6.2006-5210. [21] Adriaan J. Joubert. “A liquefied gas thruster for a micro satellite”. Master Thesis, University of Stellenbosch, Faculty of Mechanical and Mechatronic Engineering, 2007. [22] D. R. Kirk. “Introduction to Electric Propulsion”. Mechanical and Aerospace Engineering Department, Floride Institute of Technology. | ||
|
آمار تعداد مشاهده مقاله: 111 تعداد دریافت فایل اصل مقاله: 20 |
||