موشکهای سوخت مایع جایگاه ویژه ای را در برنامه های نظامی، فضائی و تحقیقاتی کشورهای جهان به خود اختصاص داده اند و هم اکنون بودجه های سنگینی صرف تحقیق و توسعه این نوع موشکها می شود. برای یک طراح و تحلیل گر این نوع سیستمها بسیار مهم است که ابتدا بداند راندمان عملکرد یک سیستم موتور سوخت مایع چقدر است و سپس با تحلیل نتایج و تعیین نقاط ضعف، آنها را بر طرف نموده و سیستم موجود را ارتقا دهد. در مقاله حاضر، با تعریف دو نوع راندمان برای موتورهای سوخت مایع و تغییر و توضیح آنها، سعی شده است به محققین و طراحان در توسعه و تعمیق دید عملیاتی موتورهای سوخت مایع کمک شود. همچنین بر اساس اطلاعات موجود و نتایج بدست آمده از نرم افزار، این دو راندمان برای موتور معروف RD-253 محاسبه شده است که نتایج نشان می دهند که راندمان های عملکرد و انرژیک این موتور به ترتیب برابر 77.5% و 60.10% می باشد. درنهایت الگوریتم ساده ای جهت محاسبه این راندمان ها، ارائه شده است.

هدف اصلی این مقاله، ارائه روش تکاملی الگوریتم ژنتیک برای بهینه یابی پارامترهای اصلی موتور سوخت مایع سیکل بسته است. بر مبنای همین الگوریتم بهینه یابی، مدارهای جدید با سیکل های ترمودینامیکی بهبود یافته و تعیین میزان کارآیی آن ها مشخص شده اند. هدف اصلی این بهینه یابی، دست یابی به بالاترین سرعت نهایی ماهواره بر است که با دقت بسیار بالایی هم ارز با نسبت ضربه ویژه است. در این تحقیق، راهبرد استفاده از بوستر توربوپمپ و پمپ سوخت مرحله دوم به عنوان مدارهای مختلف موتور به چالش کشیده شده است. استفاده از بوستر توربوپمپ و پمپ سوخت مرحله دوم از یک طرف باعث افزایش وزن مجموعه موتور و از طرف دیگر با افزایش فشار ورودی پمپ ها و کاهش فشار مخازن، کاهش جرم مخازن و در نهایت کاهش جرم مجموعه موتور را به دنبال دارد. همین تعارض در به کارگیری این زیرسیستم ها، منجر به ارائه یک مساله بهینه یابی بر مبنای مدار موتور می شود. برای این مساله بهینه یابی قیودی چون، محدودیت افزایش فشار محفظه، دور توربین و به تبع آن فشار خروجی پمپ ها وجود دارند که در الگوریتم بهینه یابی اعمال شده است. نتایج به دست آمده نشان می دهد که تامین دبی سوخت مولد گاز از پمپ سوخت مرحله دوم و تقسیم دبی خروجی بوستر توربین سوخت به پمپ سوخت مرحله دوم و محفظه احتراق در افزایش سرعت نهایی ماهواره بر نقش بسزایی دارد.

رویکرد جدید در طراحی و توسعه پرتابگرها استفاده از فناوری های پیشرفته در کاهش هزینه های طراحی و توسعه تا حد ممکن است. در این مقاله رویکردی برای کاهش هزینه ها و افزایش قابلیت اطمینان پیشنهاد شده است که مبتنی بر استفاده از سیستم پیشرانش غیرتوربوپمپی (سیستم پیشرانش تحت فشار) به جای سیستم پیشرانش توربوپمپی است. بدین منظور طراحی بهینه مفهومی چند موضوعی یک ماهواره بر دو طبقه با سیستم پیشرانش تحت فشار با هدف قابلیت ارسال حداکثر بارمحموله با حداقل جرم ناخالص برخاست به مدار 500 کیلومتری زمین با لحاظ موضوعات سازه، آیرودینامیک، پیشرانش، مخازن تحت فشار، شبیه سازی حرکت و برنامه پیچ بهینه، انجام پذیرفته است. بدین ترتیب پرتابگر بهینه از منظر دستیابی به مدار 500 کیلومتری با فنّاوری سیستم پیشرانش بدون توربوپمپ استخراج می گردد. در ادامه آنالیز حساسیت بر روی پرتابگر بهینه صورت پذیرفته تا میزان کارایی پرتابگر در ارتفاع های مداری مختلف و قابلیت حمل بار مفید متناسب، مشخص گردد.

در این مقاله، ابتدا به منظور شناخت کافی از الگوی جریان درون کانال ها و اطراف پره های ضربه ای یک توربین فراصوت، تحلیل عددی به صورت دوبعدی و سه بعدی صورت گرفته است. سپس در راستای بهینه سازی عملکرد توربین، تاثیر تیز کردن لبه پره ها در این توربین مطالعه شده است. با بررسی های اولیه، نویسندگان دریافتند که با اصلاح هندسی پره های این توربین، می توان عملکرد آن را بهبود بخشید. نتایج عددی و تجربی به دست آمده از این کار، نشان می دهد که تیز کردن لبه های حمله و فرار پره ها باعث اصلاح الگوی جریان و بهبود زمینه شوک های ایجاد شده در فضای بین خروجی نازل و ورودی روتور و فضای داخل کانال های پره ها می گردد. این توربین ها در سامانه توربوپمپ موتورهای ماهواره بر استفاده می شود. توربین های مورد استفاده در این سامانه ها بدون خنک کاری بوده و جریان عبوری از آن ها تراکم پذیر، فراصوت، با آشفتگی بالاو میدان جریان پیچیده می باشد. جریان های آشفته دارای میدان های نوسانی سرعت متفاوتی هستند. شبیه سازی مستقیم نوسانات کوچک با فرکانس بالا، در محاسبات عملی مهندسی بسیار پرهزینه می باشد. در کارهای عددی، مدل سازی صحیح و انتخاب مدل آشفتگی مناسب این جریان ها در رسیدن به جواب های دقیق در مدت زمان مناسب حایز اهمیت بوده و مورد توجه پژوهشگران می باشد. دو مدل آشفتگی پیشنهادی در نرم افزار FLUENT، یعنی مدل های k-e/RNG و k- w و برای تحلیل عددی این گونه توربوماشین ها، مورد توجه قرار گرفته و با استفاده از این دو مدل، شبیه سازی عددی صورت گرفته است. هدف از به کارگیری دو مدل در این تحلیل، بررسی نتایج حاصله در جهت انتخاب مناسبترین مدل در تحلیل عددی این نوع توربین برای استفاده در کارهای آتی می باشد. اندازه گیری های دقیق از خواص متوسط و نوسانی از میدان سرعت، در لایه های مرزی با y+≤50 انجام یافته و نتایج محاسبات با نتایج موجود از آزمایش های عملکردی مورد مقایسه واقع شده است.