مقدمه
منظوراز پیشرانه ها ،یک مخلوط شیمیایی است که شامل سوخت (احیا شونده) و اکسنده میباشد، پیشرا نه ها از جمله (مایع،ژل،هیبرید) به عنوان پیشرانه های دوجزیی یاد می شوند و عموماً پیشرا نه ها را به همین نام می شناسند و از این رو کمتر به نام پیشرا نه های تک جزیی تلقی می شوند.قابل ذکر است که لغت (PROPELLANT)، ازریشه ای (PROPEL) گرفته شده و به معنای حرکت دادن شی ءمی باشد.پیشرا نه های موشکی (مایع،ژل،هیبرید) به دلیل طبیعی بودن شان ،ماده های پر انرژی هستندکه این عامل آنها را مخاطره آمیز می سازد. در بین پیشرا نه ها ، پیشرا نهای مایع دسته مهمی از پیشرانه های موشکی است که این امر بد لیل ویژگیهایی ، نظیر :ایمپا لس ویژه بالا ،قابلیت خاموش کردن و روشن کردن های مکرر موتور وامکان تغییر تراست ، امکان سرد کردن محفظه احتراق توسط پیشرا نه و….، می باشد که هنوز موشکهای مایع سوز در پروژه های موشکی و حمل ماهواره ،در بین سیستم های موشکی حرف اول می زند.شایان ذکر است که محرکۀ راکت پیشرانه های مایع در حدود1 میلیون پوند نیرو تولید می کنند وبه همین خاطر موتورپیشرانه های مایع نسبت به موتور پیشرانه های جامد به مراتب دارای قدرت بیشتری است.ولی موتور سیستم های مایع سوز نسبت به موتور موشکهای سوخت جامد پیچید گی های بیشتری دارد ولذا هزینه تمام شده برای ساخت سیستم مایع سوز معمولاً بیشتر از سیستم های با سوخت جامد است.
پیشرا نهای مایع ،سیالهای عاملی برای موتور های راکت می باشند.زمانی که این پیشرا نهادر محفظه احتراق راکت میسوزند ،تولید نیروی پیشران( تراست )می کنند و بعد ازآن گازهای داغی البته باسرعت بسیار زیاد از دماغۀ انتهایی (نازل) موشک خارج می شود.قریب به 80 سال گذشته،محققان برای استفاده از پیشرا نه ها الگو ومعیار خاصی را نداشتند،واز این رو ازآنها به طور گسترده در دامنه وسیعی از زمینه های نظامی و فضایی استفاده می کردند.بطور مثال بعد از دهه ها تجربه عملی در سالهای بسیارپیشین ،یک ترکیب پیشرانه دوجین (دو گانه)برای پیشرا نش موتورراکت بوجو دآمد که در آن سالها مورد توجه محققان علوم فضایی بوده است .مانند: (اسید نیتریک واسید نیتریک قرمز دود کننده ) که جزء اکسنده ها می باشند بعد ها جای خودشان را به اکسنده های جدید نظیر(تترا اکسید نیتروژن ، پر اکسید هیدروژن ) دادند وهم چنین ،می توان گفت که بعضی از سوخت ها امروزه از آنها در عرصه کارهای نظامی ودفاعی استفاده نمی شود به مانند:اتر/ گازوییل، تولوئن ،که آنها از این رو جای خودشان را به سوخت های جدید نظیر(RP-1 )،دی متیل هیدرازین نا متقارن دادند.علی رغم اینکه در همه پیشرا نه ها، یک رابطه و یا هما هنگی خاصی بین کیفیت خوب و کیفیت بد آنها وجود دارد ، این امر باعث می شود که این موادشیمیایی ازهمدیگر متمایز شوند. به این دلیل امروزه دانشمندان برای استفاده از هر پیشرانه محدویت ها و معیارهای را در نظر گرفته و مورد تست های آزمایشگاهی قرار داده اند تا مناسب ترین پیشرانه را کشف کنند تا بیشترین ایمپالس ویژه (ISP) که مهمترین پارامتر در ارزیابی های پیشرانه های برتر است را داشته باشند.بیشتر ین ارزیابی ها توسط محققان در بین سالهای (1965تا 1933) انجام شده اند به طوری که، درکلیه کشور ها (1800تا2000) نوع پیشرا نه های مختلف تحت بررسی های آزمایشگاهی قرار گرفته اندوبیش از 300نوع ترکیب پیشرا نها دو گانه در محفظه های تراست کوچک تست شده اند.به طوری که درکشور هایی مانند: شوروی ،که تعداد نامعلومی از آنها بین سالهای(1945تا1970) بدست آمدند ودرآمریکا تقریباً 1300نوع پیشرانه بین سال های (1936 تا1970) شنا خته شده بودند.برای سا بقۀ پیشرانه های خود مشتعل این طور می توان گفت،که درسال 1936کلمۀ Hypergolic برای سوخت خود مشتعل،توسط یک محقق آلمانی Dr.Noeggerath ارائه شد واینکه تاکنون تعدادی زیادی پیشرانه های خود مشتعل در کشور های مختلف از سالهای ( 1933تا1970 ) مورد بررسی و استفاده قرار گرفته اند.در این سمینار سعی شده است که انواع پیشرا نه ها و دسته بندی آنها شرح داده شود واینکه انواع اکسنده هاو سوخت های مایع را معرفی کرده و هم چنین خاصیت های شیمیایی و فیزیکی آنها ونکته آخر پارامتر های اسا سی و کلیدی در تحلیل مناسبترین پیشرا نها وروند توسعه این گونه موادشیمیایی را مورد تحلیل و بررسی قرار دهیم

برای دانلود رایگان قسمت های بیشتراز فایل به انتهای مطلب مراجعه کنید

فهرست مطالب

چکیده………………………………………………………………………………………………… 1
مقدمه………………………………………………………………………………………………… 2

فصل اول) پیشرانهای مایع

سابقه ی پیشرانه های مایع وتکنولوژی راکت این نوع پیشرانه ها ، به سومین دهۀ قرن 20 برمی گردد به طوری که در سال 1898 یک معلم روسی به نام) Tsiolkovsky.Konstantin.E) ایده اکتشاف فضایی بوسیله موشک راپیشنهاد داد.او درسال 1926 موفق به ساخت و به پرواز درآوردن اولین موشک پیشرانه مایع گردید که این موشک که از اکسیژن مایع وبنزین بعنوان پیشرانه استفاده میکرد واز این رو ،او اولین کسی بود که معادله بنیادی پرواز موشک وهم چنین پوروپزال آن رانوشت. بعد از آن (Hermannoberth ) آلمانی با یک نظریه ریاضی آن معادله را بسط داد و همگام با این عمل،(Robert H.Goddard ) اولین موتور پیشران مایع در سال 1926 به پرواز درامد.تحقیقات برای ساخت موشکهای با پیشرا نه ها مایع ادامه یافت تا اینکه منجر به ساخت اولین موشک نظامی (V-2) درآلمان گردید . این موشک از پیشرانه ای متشکل از اکسیژن مایع و اتیل الکل استفاده می کرد.این موشک در سال 1942 عملاً توسط آلما نها وارد جنگ شد.لذا اولین پیشرانه مایعی که بطورجدی در راکت های مایع سوز استفاده شد اتیل الکل به همراه اکسیژن مایع بود. ضربه ویژه این پیشرانه با الکل 75درصد در موشک(V-2) برابر 198 ثانیه بود اما در موشک( B2A) که از الکل 95 درصد استفاده شد،ایمپالس ویژه 241ثانیه بدست آمد.نکته قابل ذکر در مورد خانواده الکل ها این است که با تمام تغییرات در میزان غلظت الکل ها ،ضربه ویژه حاصله بسیار پایین بود ،لذا این سوخت کنار گذاشته بود.حال در این قسمت گریزی به تاریخچۀ پیشرا نه های مایع کشور های مختلف می زنیم وسابقه آنها را مورد بررسی قرار می دهیم:
تاریخچه پیشرا نه مایع در آمریکا: در سال 1923 ، شخصی به نام Robert.H.Goddard اولین موتور پیشرا نه مایع با استفاده از اتر واکسیژن مایع ساخت اما بعد از مدتی جای این پیشرا نه را گازوییل/ اکسیژن مایع گرفت . Goddard اولین کسی بود که راکتی با پیشرانه مایع به فضا پر تا پ کرد.در سال 1930 آزمایشگاه هوانوردی و درجه داری موسسه تکنولوژی آمریکاییGALCIT)) ازاسید نیتریک به عنوان (اکسنده) وسوخت هیدرو کربنی یا الکل (سوخت) و به دنبال آن از آنیلین به عنوان سوخت هم استفاده می کردند. و همچنین در (GALCIT)،پژوهشگران ترکیب (آنیلین ، اسید نیتریک) را در سال 1940 بصورت پیشرانه خود مشتعل یافتند.البته قابل ذکر است که دانشمندان فضایی و نظامی آمریکا در ناسا اولین پیشرانه خود مشتعل ،خود رادر سال1940 یافتند. تاریخچه پیشرا نه مایع در آلمان:یکی از پیشگامان قدیمی در عرصه پیشرا نه های مایع در آلمان ،(Hermann Oberth )است که او کارهای تحقیقاتی خویش را از سال 1930 آغاز کرد.(Otto Lutz ) یکی دیگر از پیشگامان فضایی است که در سالهای (1945 تا 1935) یعنی در طی سال های جنگ جهانی دوم وحتی قبل از آن، ترکیبات مختلفی از پیشرانه های خود مشتعل که به بیش از 1100 نوع میرسد، از قبیل آلدهید،سیکلو پنتادین ،الکل فور فورال ،و…، رامورد تحقیق و بررسی قرار دادند.بطوری که اولین پیشرانه خود مشتعل خود را درسال (1936) کشف کرده اند. همچنین این دانشمند تحقیقاتی در مورد منو پیشرانه ها انجام داده است وبعد از مدت اندکی به سمت پیشرانه های دوجزیی متمایل شد. وترکیب بسیاری از سوخت ها با پر اکسید هیدروژن (80 درصد)واسید نیتریک،را مورد بررسی قرار داد.در آلمان شرکت ، هایی از جمله: شرکت (Helmuth water) وجود دارد که قدم نویی را در رابطه با پیشرا نه ها برداشته است و از این رو پیشرانه جدیدی به نام (C-Stoff )که مخلوطی از ترکیب:{ هیدرازین هید رات (30 در صد) ومتیل الکل (57 درصد) وآب (13 درصد)} به عنوان سوخت وهم چنین اکسنده این ترکیب به نام ((T-Stoff که شامل ( پر اکسید هیدروژن غلیظ شده ) می باشد را ساخته است.در سال های پیشین، در آلمان از تترا اکسید نیتروژن وگازوییل(نفت گاز)، برای موتور های با پیشرا نه مایع استفاده می کردند.

1-1) تاریخچه پیشرا نه های مایع………………………………………………………………….. 5
1-2) انواع پیشرانه ها ی مایع………………………………………………………………………. 6
1-3) دسته بندی پیشرانه های مایع……………………………………………………………….. 8
1-4) معایب پیشرانه های مایع……………………………………………………………………… 8
1-5) مزایای پیشرانه های مایع…………………………………………………………………….. 10.
1-6) معرفی انواع سوخت های مایع……………………………………………………………… 14
1-7) معرفی انواع اکسنده های مایع………………………………………………………………. 14
1-8) پارامترهای اساسی و معیار های مهم درارزیابی پیشرا نه های مایع……………………. 14
1-9) معرفی برترین سوخت ها ی مایع……………………………………………………………. 14
1-10) معرفی برترین سوخت ها ی مایع………………………………………………………….. 15
1-11) معرفی برترین اکسنده های مایع …………………………………………………………..17
1-12) روند توسعه پیشرانه های مایع در سیستم های موشکی……………………………… 18

فصل دوم) پیشرانهای ژل

بیشتراز50سال است که پیشرانه های مایع درسیستم های موشکی ،خصوصاً برای موشک های میان برد و برد بلند ،مورد استفاده قرار گرفته اند،وهم چنین پیشرا نه های مایع قابلیت بسیار بالا و امکان کاربرد در انواع موشک ها( از جمله موشک ها ی کروز)، راکت ها،فضاپیماهاواژدرها،سالیان متمادی مورد استفاده قرار می گیرند. علی رغم توسعه وسیعی که پیشرانه های جامد در چند دهه اخیر، خصوصاً بواسطه سادگی سیستم موتور،در مقایسه با سیستم نسبتاً پیچیده ای موتور مایع داشته اند،با این وجود،این پیشرانه ها نتواستند جایگزین پیشرانه های مایع شوند.این امر ناشی از مزایای منحصر به فرد ی است که سیستم های پیشرانه مایع در مقایسه با سیستم های پیشرانش جامد دارند.سیستم های پیشرانش مایع وجامد هریک دارای مزایا ومعایبی هستند که با مرتفع ساختن معایب وتقویت مزایا،پیشرانه های پیشرفته تری ساخته می شود.تلاش شده است تا پیشرانه های ژل،مزایای هردو سیستم پیشرانه مایع و جامد را داشته وتا حد زیادی نواقص هردو سیستم را برطرف کند.ولی براساس افزایش تقاضا ودرخواست محققان در زمینه سیستم های پیشرانش موشکی در جهت بالا بردن عملکرد راکت وبهترشدن ایمنی پیشرانه ها در دهه های پیشین ،آنها را به سمت پیشرانه ها ی ژل سوق داده است. این پیشرانه ها، حالتی بین جامد ومایع است واینکه مزیت های هردو حالت را با هم دارد.در حالت کلی می توان گفت که پیشرانه های ژل،حالت تکامل یافته (بهینه شده ی)پیشرا نه های مایع هستند.این پیشرانه ها از افزودن نوعی ژل کننده ((Gellant مناسب به اکسید کننده ویا سوخت،ساخته می شوند.باژل سازی پیشرانه ،امکان افزودن مواد انرژی فلزی نظیر پودر های آلومینیوم ،بریلیم،منیزیم وبور به پیشرانه مایع فراهم می گردد که این عامل ،باعث افزایش دانسیته پیشرانه ونیز ایمپالس ویژه ی آن می گردد.تغییر در این دو عامل،باعث کاهش حجم موشک ودر نتیجه افزایش برد وسرعت موشک می شود.این پیشرانه ها بدلیل خاصیت ویسکو الاستیک ،بسیار ایمن تر از پیشرا نه های مایع وجامد هستند.در اواخر دهه 90 اولین نتایج تست عملیاتی برروی موشک های تاکتیکی با استفاده از پیشرانه ژل در دسترس عموم قرار گرفت. در سال اخیر تحقیقات برای بهبود عملکرد پیشرا نه های ژل ، ساخت آنها بااستفاده از مواد باسمیت کمتر (به دلیل قوانین محیط زیستی و استاندارد های ارائه شده)،قابلیت پذیرش بیشتر مواد پر انرژی،رفتار رئولوژیکی مناسب ،احتراق مطلوب واستفاده از نانو ذرات در حال انجام شده است.

2-1) ژل چیست………………………………………………………………………………………… 26
2-2) مزایا و معایب های پیشرانه های ژ ل درمقایسه با پیشرانه های مایع وجامد…………….. 30
2-3) تاریخچه پیشرانه های ژل………………………………………………………………………… 31
2-4) رئولوژی پیشرانه ژل……………………………………………………………………………… 31
2-5) شیمی ژل …………………………………………………………………………………………..31
2-6) رئومتری(سیال سنجی)…………………………………………………………………………… 32
2-7) ژلنت ها…………………………………………………………………………………………….. 34
2-8) جریان پیشرا نه های ژل…………………………………………………………………………… 39
2-9) پارامتر های مهم در ارز یابی پیشرانه های ژل………………………………………………….. 41
2-10) مهمترین پیشرانه های ژل………………………………………………………………………… 41
2-11) مهمترین اکسید کنند های ژل…………………………………………………………………… 41
2-12) مهمترین ژل کننده ها……………………………………………………………………………… 43

فصل سوم) پیشرانه های هیبریدی.

پیشرانه های مایع وجامد متداولترین پیشرانه هایی هستند که در سیستم های پیشرانش موشکی مورد استفاده می گیرد.اما سیستم های پیشرانش هیبریدی را می توان مسیر تکاملی مشترک دوسیستم مایع وجامد محسوب داشت.در این سیستم های تلاش شده تا نقاط قوت هردو سیستم مایع وجامد درآنها لحاظ شده ونقاط ضعف این دو سیستم حذف گردد.در ضمن پیشرانه های هیبریدی،که امکان ایجاد ایمپالس ویژه بالاتر از S)) 400 میآورند.در پیشرانه های هیبریدی تلاش شده است تا مزایای پیشرانه های مایع نسبت بهپیشرانه های جامد نظیر،ایمپالس ویژه بالا،قابلیت خاموش وروشن کردن های مکرر،امکان تغییر تراست و…. ونیز مزایای پیشرانه های جامد نسبت به پیشرانه های مایع مانند:دانسیته بالا،سرعت عملکرد مناسب،سادگی موتور،هزینه پایین سیستم پیشرانش و…. در سیستم پیشرانش دیده می شود واز طرف دیگر تا حد امکان نقاط ضعفی که در هر دو سیستم پیشرانش وجو دارد. حذف گردد.این سیستم ها از نظر ایمنی به مراتب از هر یک از دو سیستم دیگر ایمن تر بوده واز نگه داری و انبارداری سیستم موشکی ،در مجموع از هر دو سیستم نگهداری آنها آسانتراست واز نظر هزینه پیشرانه به مراتب ارزان تر می باشند.موتور راکت پیشرانه هیبریدی شامل اکسید کننده وسوختنی می باشد که از نظر حالت فیزیکی با یکدیگر متفاوت هستند.متداولترین حالت این است سوخت جامد و اکسید کننده مایع باشد. بر مبنا ی اینکه در سیستم های هیبریدی سوخت جامد و اکسید کننده مایع ویا اکسید کننده جامد و سوخت مایع باشد به ترتیب سیستم را مستقیم و یا معکوس می گویند

3-1) خط سیر توسعه پیشرا نهای هیبریدی……………………………………………………………… 45
3-2) تریبریدها ……………………………………………………………………………………………….46
3-3) مزایاومعایب سیستم های هیبریدی در مقایسه باسایر پیشرا نه ها…………………………… 49

فصل چهارم) نتیجه گیری

مراجع لاتین………………………………………………………………………………………………………. 64

برای دانلود رایگان قسمت های بیشتراز فایل به انتهای مطلب مراجعه کنید

فهرست جدول ها

2-1: خواص فیزیکی نمونه نفتی……………………………………………………………………………….. 41
2-2: نتایج حاصل از سه آزمایش………………………………………………………………………………. 43

فهرست شکل ها

1-1 : عنصر هندسی…………………………………………………………………………………………….. 7
1-2 : محاسبه ضریب خود نفوذی با استفاده از نمودار………………………………………………………… 9
2-1 : سیستم Solvent-Heavy oil ا……………………………………………………………………………..15
2-2 : نمایی از Visual cellا………………………………………………………………………………………. 18
2-3 : نمایی از سل حجم ثابت دکتر ریاضی…………………………………………………………………… 19
2-4 : پارامترهای مربوط به شکل 3 ……………………………………………………………………………..20
2-5 : تغییرات فشار بر حسب زمان………………………………………………………………………………. 26
2-6 : تغیرات ارتفاع بی بعد مایع با زمان در دمای8/37درجه سانتی گراد…………………………………… 27
2-7 : تغییرات فشار بی بعد درحجم ثابت در8/37درجه سانتی گراد…………………………………………. 28
2-8 : ضریب نفوذ سیستم متان- پنتان در8/37درجه سانتی گراد برای فاز گاز ومایع………………………… 29
2-9 : مقایسه ضریب نفوذ ماسبه شده از روش ریاضی با سار روش ها………………………………………. 29
2-10 : شرایط استفاده شده در روش Zhang ا…………………………………………………………………….31
2-11 : داده های فشار – زمان برای سیستم نفت- دی اکسید کربن………………………………………….. 34
2-12 : داده های فشار – زمان برای سیستم نفت- متان………………………………………………………… 35
2-13 : داده های فشار- زمان برای سیستم متان-نفت در صفحه نیمه لگاریتمی……………………………… 36
2-14 : داده های فشار- زمان برای سیستم دی اکسید کربن -نفت در صفحه نیمه لگاریتمی………………. 36
2- 15 : ضریب نفوذ سیستم نفت- دی اکسید کربن در فشارهای تعادلی مختلف…………………………….. 37
2- 16 : ضریب نفوذ سیستم نفت- متان در فشارهای تعادلی مختلف …………………………………………..37
2-17 : : روش عددی سیستم دی اکسید کربن- نفت …………………………………………………………….38
2-18 : رسم داده های روش عددی سیستم متان- نفت………………………………………………………… 38
2-19 : مقایسه نتایج این روش با دیگر تحقیقات………………………………………………………………….. 39
2-20 : نمایی از یک Blind Cellا…………………………………………………………………………………….. 41
2-21 : فشار بر حسب زمان…………………………………………………………………………………………. 42
2-22 : نمایش داده ها در صفحه نیمه لگاریتمی ……………………………………………………………………42
2-23 : نتایج آزمایشگاهی در مشار 8 مگاپاسکال…………………………………………………………………. 47

Abstract
for this investigation, a literature survey was carried out to determine the measurement methods of diffusion coefficient liquid fuel amine azide. Stefan-Maxwell was selected as a proper method for this purpose. Distilled water was used for calibaration of the apparatus due to presence of water-air data in references at pressure of one atm and different temperaturs. Two differrent routes were introduced for calculation of the diffusion coefficient for amine azide fuel in air. Then, minimum radius of storage was determine by using second law of fick equation. Moreover, a proper model was chosen on the basis of experimental equation



  مقطع کارشناسی ارشد

بلافاصاله بعد از پرداخت به ایمیلی که در مرحله بعد وارد میکنید ارسال میشود.


فایل pdf غیر قابل ویرایش

قیمت25000تومان

250,000RIAL – اضافه‌کردن به سبدخرید

خرید فایل word

قیمت35000تومان

350,000RIAL – اضافه‌کردن به سبدخرید