Simulation and Parametric Analysis of Thrust Reverser System in Solid Fuel Engines

Rahimi Ghoradel, Vahid; Mahdavy-Moghaddam, Hossein

doi:10.30699/jsst.2023.1409

Simulation and Parametric Analysis of Thrust Reverser System in Solid Fuel Engines

Document Type : Original Research Paper

Authors

Vahid Rahimi Ghoradel ¹

Hossein Mahdavy-Moghaddam ²

¹ M.Sc. Student, Faculty of Aerospace Engineering, K. N. Toosi University of Technology,Tehran, ‎Iran

² Associate Professor, Faculty of Aerospace Engineering, K. N. Toosi University of ‎‎Technology,Tehran, Iran

10.30699/jsst.2023.1409

Abstract

Each missile has a payload section and an engine section. In the path of the missile, there is a time when the mission of the engine section is over and after that the engine will not play an effective role and will be as extra weight and consequently reduced range or factor for easy detection of the warhead by enemy agents. In such a situation, after completing the engine mission, the mechanism of separating the steps and separating the head from the body is used. One of the separation methods is to use the thrust termination system method. In this paper, with the studies performed on the thrust termination system and the presentation of mathematical relations, the pressure drop and inverse thrust created in the chamber after opening the reverse thrust valves are predicted. Also, cold type separation and thrust termination system were used and the combustion chamber pressure drop is simulated. Then, the effect of important and influential factors on the thrust termination system has been investigated.

Keywords

Reverse thrust

Cold type separation

Thrust termination system

Chamber pressure drop

Subjects

System Design, Space Propulsion and Space System Simulation

Article Title Persian

شبیه سازی و تحلیل پارامتریک سیستم معکوس کننده رانش در موتورهای سوخت جامد

Authors Persian

وحید رحیمی گورادل ¹

حسین مهدوی مقدم ²

¹ دانشجوی کارشناسی ارشد، دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی، تهران، ایران

² استادیار، دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه خواجه نصیرالدین طوسی، تهران، ایران

Abstract Persian

هر موشکی دارای بخش محموله و بخش موتور میباشد. در مسیر حرکت موشک زمانی وجود دارد که ماموریت بخش موتور پایان یافته و از آن پس موتور نقش موثری نخواهد داشت و به عنوان وزن اضافی و به تبع آن کاهش برد و یا عواملی در جهت رهگیری آسان سرجنگی توسط عوامل دشمن خواهد بود. در چنین وضعیتی پس از اتمام ماموریت موتور، از مکانیزم جدایش مراحل و جدایش سر از بدنه استفاده میشود. یکی از روشهای جدایش استفاده از روش سیستم قطع تراست میباشد. در این مقاله با بررسیهای انجام شده بر روی سیستم قطع تراست و ارائه روابط ریاضی، افت فشار و تراست معکوس ایجاد شده در محفظه بعد از باز شدن دریچههای تراست معکوس پیشبینی شده است. همچنین از جدایش نوع سرد و سیستم قطع تراست استفاده شده و افت فشار محفظه احتراق شبیهسازی شده است. سپس تاثیر عوامل مهم و تاثیرگذار بر روی سیستم قطع تراست مورد بررسی قرار گرفته شده است. بررسی نتایج نشان می‌دهد که برای دستیابی به افت فشار و تراست در مدت زمان کمتر به منظور انجام فرآیند جدایش مناسب، تا جاییکه از لحاظ ترمودینامیکی و سازه امکانپذیر باشد باید فشار اولیه محفظه کمترین فشار نسبت به فشار حداکثر، دمای اولیه محفظه بیشترین دما نسبت به دمای حداکثر، تعداد دریچهها بیشتر، قطر دریچهها بزرگتر و زاویه دریچهها نسبت به محور موشک کمتر باشد، و همچنین دریچهها در وسط محفظه موشک قرار گرفته و هندسه دودکش واگرا باشد.

Keywords Persian

تراست معکوس

جدایش نوع سرد

قطع تراست

افت فشار محفظه

[1] X. Yu, "Separation Between Stages of Multistage Carrier Rocket," Hangkong Zhishi, Nr. 1, 1975, pp. 1-13, 1983.

[2] Headquarters Department of The Army, The Pershing II Firing Battery, Washington. DC., 13 March 1985.

[3] Minuteman Weapon System, "History and Description", ICBM Prime Team, TRW Systems, July 2001.

[4] Robert L. Ferguson, Pershing Ia System Description, edited by Charles E. Waters, Martin Marietta Aerospace, Orlando Division, P.O. Box 5837, June 1974..

[5] Introduction of missile interception system and its implementation methods, Imam Hossein University (AS), 2016. (in Persian)

[6] H. Karimi and B. Razzaghi, Basics of Solid Fuel Design, Quaid leading technology Publishing company, 2013. (in Persian)

[7] Design of reverse thrust holes of solid fuel engine, Imam Hossein University (AS), 2016. (in Persian)

[8] S. Kalt, "Thrust Termination in Solid Rocket Motors-Evaluation of Ballistic Test Data," ARS Journal, 1961.

[9] R. E. Barry and Brothers J. E., "Thrust Termination Transient in Solid Propellant Rocket," ASR Journal, vol. 31, Issue 1, pp. 848-849, July 1961.

[10] L. D. Smoot and L. K., "Prediction of Chamber Pressure Decay Transients during Termination of Solid Reopellant Rocket Motors," AIAA Journal, vol. 1, no. 8, pp. 1934-1935 (Technical Notes and Comments) Aug. 1963..

[11] D. L. Badal and B. N. Vincent, "Thrust Termination Anlysis Utilizing an Aluminizied Solid-Propellant Rocket Fuel," Journal of Spacecraft and Rockets, vol. 7, no. 9, pp. 1125-1126 (Engineering Note) Sept. 1970.

[12] J. J. Buchman and S. A. S., "Analysis of Problem Related to Thrust Reversal in Solid Propellant Motors," AIAA Paper No. 72-1110, Dec., 1972.

[13] Y. Y. Shan and C. C. Tao, "Study on Combustion Termination of Solid Propellants By rapid Depressurization," Journal of Spacecraft and Rockets, vol. 16, no. 6, pp. 353–354, Nov.-Dec. 1979.

[14] T. Bruce and T. Rytting, "The Analysis of Thrust Reversal Performance," AIAA 19th Joint Propulsion Conference, Seattle, WA, U.S.A., 1983.

[15] A. M. Tahsini and M. Farshchi, "Rapid Depressurization Dynamic of Solid Propellant Rocket Motors," Journal of Propulsion and Power, Vol. 23, No. 5, pp. 1141-1143 (Technical Notes) Sept.-Oct., 2007.