ارزیابی استفاده از پمپ های الکتریکی در موشک های هیبریدی

عنوان ارزیابی استفاده از پمپ های الکتریکی در موشک های هیبریدی
نویسنده Gegeoglu، K.، Kahraman، M.، Üçler، Çağlar، Karabeyoglu، A.
تاریخ انتشار: 2019
محل انتشار - موسسه آمریکایی هوانوردی و فضانوردی، AIAA
نوع سند
زبان انگلیسی
دیجیتال بله
نسخه خطی خیر
کتابخانه: دانشگاه اوزیغین
شناسه دارایی کتابخانه 978-162410590-6
شماره ثبت b829f8d5-d6b1-4d50-86ec-b72d853f884a
محل کتابخانه برنامه پرواز حرفه ای
تاریخ 2019
متن نمونه در موشک های هیبریدی کوچک، اکسید کننده مایع با فشار دادن به مخزن اکسیدکننده وارد محفظه احتراق می شود تا فشار انژکتور مورد نظر حاصل شود. با این حال، کاربردهای بزرگتر از پمپ های پیشران برای حفظ جرم مخزن سوخت در سطوح معقول استفاده می کنند. به طور متعارف، پمپ ها بر روی موشک ها به وسیله توربوپمپ ها اجرا می شوند. با این حال، توربوپمپ ها سیستم های پیچیده ای هستند که زمان و هزینه های توسعه جدی دارند. با پیشرفت‌های فعلی در باتری‌ها و ماشین‌های الکتریکی، پمپ‌هایی که توسط موتورهای الکتریکی به حرکت در می‌آیند، به بازیگران قابل دوام تبدیل می‌شوند. در مورد موشک های هیبریدی، کارکرد یک پیشران مایع با یک پمپ منفرد در مقایسه با استفاده از آنها در موتورهای مایع دو پیشرانه، مزایای قابل توجهی دارد. در این مقاله، نمونه ای از یک سیستم موشکی هیبریدی مرحله بالایی معرفی شده و یک پمپ پیشران با استفاده از مدل سازی CFD طراحی شده است. مزیت استفاده از پمپ های موتور الکتریکی از طریق تجزیه و تحلیل وزن و مقایسه بین سیستم های تغذیه جایگزین ایجاد شده است. سیستم توربوپمپ به دلیل پیچیدگی به عنوان یک سیستم جایگزین در نظر گرفته نمی شود. بنابراین، مقایسه به سیستم تغذیه فشار گاز سرد محدود می شود. نشان داده شده است که مزیت قابل توجهی در وزن کل سیستم تغذیه نه تنها با یک پمپ هد بالا بلکه با یک پمپ هد پایین با فشار کمکی به دست می آید. 69.9 درصد کاهش جرم برای سیستم پمپ دو مرحله ای و 45.2 درصد کاهش جرم برای سیستم پمپ تک مرحله ای در مقایسه با سیستم تغذیه فشار مرجع محاسبه شد.
DOI 10.2514/6.2019-4124
مشاهده در منبع دانشگاه اوزیغین دانشگاه اوزیغین - موتور جستجوی آثار تاریخی، آرشیوها و نشریات
دانشگاه اوزیغین - موتور جستجوی آثار تاریخی، آرشیوها و نشریات دانشگاه اوزیغین

ارزیابی استفاده از پمپ های الکتریکی در موشک های هیبریدی

نویسنده Gegeoglu، K.، Kahraman، M.، Üçler، Çağlar، Karabeyoglu، A.
تاریخ انتشار 2019
محل انتشار - موسسه آمریکایی هوانوردی و فضانوردی، AIAA
نوع سند
زبان انگلیسی
دیجیتال بله
نسخه خطی خیر
کتابخانه دانشگاه اوزیغین
شناسه دارایی کتابخانه 978-162410590-6
شماره ثبت b829f8d5-d6b1-4d50-86ec-b72d853f884a
محل کتابخانه برنامه پرواز حرفه ای
تاریخ 2019
متن نمونه در موشک های هیبریدی کوچک، اکسید کننده مایع با فشار دادن به مخزن اکسیدکننده وارد محفظه احتراق می شود تا فشار انژکتور مورد نظر حاصل شود. با این حال، کاربردهای بزرگتر از پمپ های پیشران برای حفظ جرم مخزن سوخت در سطوح معقول استفاده می کنند. به طور متعارف، پمپ ها بر روی موشک ها به وسیله توربوپمپ ها اجرا می شوند. با این حال، توربوپمپ ها سیستم های پیچیده ای هستند که زمان و هزینه های توسعه جدی دارند. با پیشرفت‌های فعلی در باتری‌ها و ماشین‌های الکتریکی، پمپ‌هایی که توسط موتورهای الکتریکی به حرکت در می‌آیند، به بازیگران قابل دوام تبدیل می‌شوند. در مورد موشک های هیبریدی، کارکرد یک پیشران مایع با یک پمپ منفرد در مقایسه با استفاده از آنها در موتورهای مایع دو پیشرانه، مزایای قابل توجهی دارد. در این مقاله، نمونه ای از یک سیستم موشکی هیبریدی مرحله بالایی معرفی شده و یک پمپ پیشران با استفاده از مدل سازی CFD طراحی شده است. مزیت استفاده از پمپ های موتور الکتریکی از طریق تجزیه و تحلیل وزن و مقایسه بین سیستم های تغذیه جایگزین ایجاد شده است. سیستم توربوپمپ به دلیل پیچیدگی به عنوان یک سیستم جایگزین در نظر گرفته نمی شود. بنابراین، مقایسه به سیستم تغذیه فشار گاز سرد محدود می شود. نشان داده شده است که مزیت قابل توجهی در وزن کل سیستم تغذیه نه تنها با یک پمپ هد بالا بلکه با یک پمپ هد پایین با فشار کمکی به دست می آید. 69.9 درصد کاهش جرم برای سیستم پمپ دو مرحله ای و 45.2 درصد کاهش جرم برای سیستم پمپ تک مرحله ای در مقایسه با سیستم تغذیه فشار مرجع محاسبه شد.
DOI 10.2514/6.2019-4124
دانشگاه اوزیغین - موتور جستجوی آثار تاریخی، آرشیوها و نشریات
دانشگاه اوزیغین شما در حال هدایت مجدد هستید...

لطفاً صبر کنید