بهينه‌يابي مدار و پارامترهاي استاتيكي سامانه‌هاي پيشران‌ سوخت مايع سيكل بسته سرمازا

Optimization of Schematic and Parameters of Staged Combustion Launch Vehicle Liquid Engines

هدف اصلی این مقاله، ارائة روش تكاملی الگوریتم ژنتیك برای بهینه‌یابی پارامترهای اصلی موتور سوخت مایع سیكل بسته است. بر مبنای همین الگوریتم بهینه‌یابی،  مدارهای جدید با سیكل‎های ترمودینامیكی بهبود یافته و تعیین میزان كارآیی آن‌ها مشخص شده‌اند. هدف اصلی این بهینه‌یابی، دست‌یابی به بالاترین سرعت نهایی ماهواره‌بر است كه با دقت بسیار بالایی هم‌ارز با نسبت ضربة ویژه است. در این تحقیق، راهبرد استفاده از بوستر توربوپمپ و پمپ سوخت مرحلة دوم به عنوان مدارهای مختلف موتور به چالش كشیده شده است. استفاده از بوستر توربوپمپ و پمپ سوخت مرحلة دوم از یك طرف باعث افزایش وزن مجموعة موتور و از طرف دیگر با افزایش فشار ورودی پمپ‌ها و كاهش فشار مخازن، كاهش جرم مخازن و در نهایت كاهش جرم مجموعه موتور را به دنبال دارد. همین تعارض در به‌كارگیری این زیرسیستم‌ها، منجر به ارائة یك مسئلة بهینه‌یابی بر مبنای مدار موتور می‌شود. برای این مسئله بهینه‌یابی قیودی چون، محدودیت افزایش فشار محفظه، دور توربین و به تبع آن فشار خروجی پمپ‌ها وجود دارند كه در الگوریتم بهینه‌یابی اعمال شده است. نتایج به‌دست آمده نشان می‌دهد كه تأمین دبی سوخت مولد گاز از پمپ سوخت مرحلة دوم و تقسیم دبی خروجی بوستر توربین سوخت به پمپ سوخت مرحلة دوم و محفظة احتراق در افزایش سرعت نهایی ماهواره‌بر نقش بسزایی دارد.

The purpose of this paper is to present a genetic algorithm (as a software) to optimize engine main parameters through the application of "genetic algorithm" and also introduced the new and modified thermodynamic cycles with analysing their performance. This software objective function is to achieve the highest and optimum level of ʹfinal velocityʹ. In this study, the strategy of using fuel booster turbopump and 2nd stage fuel pump is followed primarily to moderate the effect of cavitation on pumps. Although the use of boosterpumps increase the weight, arise pumpsʹ rpm and possibility to reduce the tanks pressure came with a decrease in weight of propulsion system. The developed software is applied to Russian RD-180 engine in construction of propulsion system of first stage of ATLAS IIIB LV, and experimental results have been demonstrating the improvement of engine performance which results from a multi-variable sensitivity study on a staged-combustion engine will be highlighted. This algorithm is under the limitation of constraints to control the critical variation of combustion pressure, turbine rpm, and pumps cavitation margin and turbine temperature. Results show that, supply flow rate of gas generation from 2nd stage of fuel pump and divide flow rate of exhaust of fuel booster turbine to 2nd stage of fuel pump and combustion chamber, will increase the final velocity of launch vehicle.