اندازه گيري نرخ سوزش سوخت جامد با استفاده از موتور هاي مقياس كوچك

Burning rate Measurement of solid Propellant using Small-scale Motors

نرخ سوزش پارامتري تعيين كننده در پيش بيني عملكرد موتور هاي سوخت جامد است. هر گونه خطا در تعيين نرخ سوزش به طور مستقيم بر پيش بيني تراست و زمان سوزش اثر مي گذارد. موتور هاي مقياس كوچك به طور گسترده اي در صنايع فضايي و نظامي جهان به منظور اندازه-گيري نرخ سوزش به كار مي روند. استفاده از موتور هاي مقياس كوچك مزاياي زيادي نسبت به ساير ابزار هاي ساده اندازه گيري نرخ سوزش مانند بمب كرافورد ها دارد. اثراتي مانند جريان دوفازي، تابش و اثرات سوزش فرسايشي مي توانند در موتور هاي كوچك حضور داشته باشند، درحالي كه بمب كرافورد ها توانايي اندازه گيري اين پارامتر ها را ندارند. با اين حال بزرگ ترين مشكل در موتور هاي مقياس كوچك تعيين نقطه زمان متناسب با شروع سوزش سوخت و اتمام سوزش است. انتخاب دقيق و سازگار نقطه شروع و پايان سوزش براي تعيين نرخ سوزش سوخت بسيارمهم است. هدف اصلي اين پژوهش اندازه گيري تجربي نرخ سوزش با استفاده از روش هاي توسعه يافته و جديد با توجه به روش هاي اوليه موجود در صنايع هوافضايي ايران است. در اين پژوهش با استفاده از موتور آزمايشگاهي سوخت جامد طراحي شده، 26 تست انجام شده است. تكرارپذيري روش هاي موجود در مجموعه هاي دفاعي و دانشگاهي در سطح جهان مورد بررسي قرار گرفته و با روش مرسوم نصف كردن نيمساز مماس مقايسه شده است. نتايج بيانگر كيفيت بالاي روش هاي صنعتي زير مجموعه روش ضخامت بر زمان، روش هسلر گليك و روش بالانس جرمي در مقايسه با تكرارپذيري پايين روش نصف كردن نيمساز مماس است.

Burning rate is a determining parameter in performance prediction of Solid Propellant motors. Any error in determining the burning rate directly affects the prediction of thrust and burning time. Small-scale rocket motors are widely used by space and military industries to carry out burning rate measurement. The use of small-scale motors has many advantages over other simple equipments, such as strand burners. Effects such as: two phase flow, radiation, and erosive burning effects could be present within small-scale test motors whereas strand burners are not capable of capturing these parameters. The biggest problem with small-scale motors, however, is determining appropriate times for when the propellant grain has been lit and burned out. Accurate and consistent selection of start and end points is crucial to determining the burning rate of a given propellant. Experimental measurement of burning rate using developed and modern methods according to the primary methods in Iranʹs aerospace industries is the main objective of this study. In this study, 26 tests have been carried out using designed laboratory solid rocket motor. Reproducibility of the methods available in universities and defense companies worldwide has been considered and compared with Common Tangent bisection method. Results show the high quality of industrial methods subset the thickness-time method, Hessler-Glick method, and mass balance method compared to low reproducibility of tangent bisection method.