26337

طراحي ميكرو رانشگر گاز سرد مبتني بر فناوري ميكرو الكترومكانيك براي سيستم كنترل وضعيت ماهواره

كارشناسي ارشد

مهندسي هوافضا گرايش فناوري ماهواره

1398

1400/11/27

دكتر ميثم فرج الهي

فناوري هاي نوين

يك ماهواره پس از پرتاب از زمين در يك مدار مشخص و معين شده قرار مي‌گيرد، كه براي حفظ موقعيت و كنترل وضعيت خود به دلايل مختلف از جمله نيروي درگ ناشي از اتمسفر نياز به سيستم‌هاي رانشگر، بسته به اندازه ماهواره و نوع ماموريت آن‌ها دارد. در اين پايان‌نامه به طراحي يك ميكرو رانشگر گاز سرد به دليل ويژگي‌هاي منحصر به فرد آن مانند سادگي، ارزان بودن، عدم نياز به احتراق پرداخته شده است كه براي ماهواره‌هاي نانو و ميكرو بسيار كارآمد مي‌باشد. همچنين در ماهواره‌هاي بزرگتر نيز امكان بهره برداري از ميكرو رانشگرهاي گاز سرد فراهم است. در اين پايان‌نامه ابتدا با معرفي كلي سيستم‌هاي رانشگر ميزان اهميت حضور اين زير سيستم در ماهواره‌ها مشخص مي‌گردد و در ادامه به معرفي كلي ميكرو رانشگرها و انواع مختلف آن، به خصوص ميكرو رانشگرهاي گاز سرد، و انواع روش‌هاي ساخت ميكرو رانشگرها پرداخته مي‌شود. هدف اين پايان‌‌نامه طراحي يك ميكرو رانشگر گاز سرد بهينه شده به منظور افزايش نيروي رانش توليدي است. بدين منظور به بررسي مهم ترين بخش اين ميكرو رانشگرها كه ميكرو نازل آن‌ها مي‌باشد پرداخته شده است. در اين خصوص با استفاده از نرم افزار ANSYS Workbench و حلگر Fluent و اعمال روشResponse Surface Optimization )بهينه‌سازي صفحه ي پاسخ( اقدام به بهينه‌سازي، هندسه‌ي ميكرو نازل مورد نظرگرديده‌ است. شبيه‌‌سازي هاي انجام شده شامل مراحل 1) شبيه‌سازي هاي اوليه ي ميكرو نازل همگرا-واگرا. 2) محاسبه‌ي نيروي رانش در دو شرايط سطح دريا و خلأ براي اختلاف فشار هاي متفاوت (چهار مورد). 3) بررسي تاثير انحنا در گلوگاه. 4) بررسي تاثير ميكرو نازل دو گلوگاه در ميزان نيروي رانش. 5) بررسي آناليز حساسيت پارامترهاي ميكرو نازل و بهينه‌سازي ميزان نيروي رانش در هندسه‌‌ي نازل همگرا-واگرا ، با استفاده از روش بهينه‌سازي صفحه‌‌ي پاسخ كه در مرحله ي 1 شبيه‌سازي شده. 6) بهره گيري از ميكرو نازل دو گلوگاه در هندسه‌ي بهينه‌سازي شده‌ي مرحله‌ي 5 .7) بهينه‌سازي ميكرو نازل دو گلوگاه مرحله‌ي 6 به وسيله‌ي روش بهينه‌سازي صفحه‌ي پاسخ براي پارامترهاي طول واگرايي و طول همگرايي ثانويه، و استفاده از انحنا در گلوگاه اول، به شعاع اندازه‌ي عرض گلوگاه ميكرو نازل مي‌باشد. در نهايت ميكرو نازل موجود با نيروي رانش 68/0 ميلي نيوتن مورد تحليل و بهينه‌سازي قرار گرفت و منجر به افزايش مقدار نيروي رانش تا ميزان 239 ميلي نيوتن گرديد. در ادامه با استفاده از روش بهينه‌سازي صفحه‌ي پاسخ و بهره‌مندي از اثرات ميكرو نازل دو گلوگاه و ويژگي گلوگاه انحنادار اين امكان فراهم گرديد تا به هندسه ي مطلوب و ايده‌آل بهتري نسبت به هندسه هاي ديگر شبيه سازي شده دست پيدا كرد.

1401/01/24

Cold gas propulsion micro-thruster design based on micro-electromechanical technology for satellite attitude control system

2/16/2023 12:00:00 AM

After launching from the ground, a satellite is placed in a specific orbit, which requires propulsion systems, depending on the size of the satellite and its mission, to maintain and control its position for various reasons, such as atmospheric drag. In this study, cold gas micro-thrusters have been investigated due to their unique features such as simplicity, cheapness, no need for combustion, which are very efficient and crucial for nano and micro satellites. Larger satellites also use cold gas micro-thrusters. In this study, it has been tried to determine the importance of this propulsion systems in satellites. In the following, a general introduction of micro-thrusters and its different types, especially cold gas micro-thrusters, and various methods of micro-thrusters fabrication are discussed. The purpose of this study is to increase the thrust force for cold gas micro-thrusters. For this purpose, the most significant part of these micro-thrusters, which are their micro-nozzles, was investigated. In this regard, with using ANSYS Workbench software and Fluent solver and applying Response Surface Optimization method, the geometry of micro-nozzle has been optimized. The simulations performed include steps 1- initial simulations of convergent-divergent nozzles. 2- Calculation of thrust force in sea level condition and vacuum condition for the four pressure differences. 3- Investigation of the effect of throat with filet. 4- Investigation of the effect of dual throat micro-nozzle on thrust force. 5- Investigation of sensitivity analysis of micro-nozzle parameters and optimization of thrust force in convergent-divergent nozzle geometry, using the response surface optimization method that simulated in step 1. 6- Utilization of dual-throat micro-nozzle in the optimized geometry of step 5. 7- Optimization of dual-throat micro-nozzle for Step 6 by the method of response surface optimization for the desired parameters and finally using the filet in the first throat with the radius of throat width. Ultimately, an existing micro-nozzle sample with a thrust of 0.68 (mN) was investigated and after optimizations, it led to increase thrust force up to 239 (mN). As a result, using the response surface optimization method and benefiting from the effects of dual-throat micro-nozzle and the characteristic of throat with filet, it was possible to achieve a better and ideal geometry than other simulated geometries.

ميكرو رانشگر گاز سرد , سيستم كنترل وضعيت ماهواره , بهينه سازي , ميكرو نازل دو گلوگاه , آناليز حساسيت

cold gas micro propulsion , satellite altitude control system , optimization , dual-throat micro-nozzle , sensitivity analysis

Amirhossien Niksirat

Dr Meisam Farajollahi