عنوان پایان‌نامه
شبیه سازی فرایندفداشوندگی کامپوزیت کربن فنولیک
- رشته تحصیلی
- مهندسی شیمی - صنایع پلیمر
- مقطع تحصیلی
- کارشناسی ارشد
- محل دفاع
- کتابخانه مرکزی -تالار اطلاع رسانی شماره ثبت: 39799;کتابخانه پردیس یک فنی شماره ثبت: 765.
- تاریخ دفاع
- ۱۳ بهمن ۱۳۸۷
- دانشجو
- مسعود امتی
- استاد راهنما
- سیامک مطهری مقدم
- چکیده
- موشک های بالستیک و سفینه های فضایی، در طی بازگشت به داخل اتمسفر در معرض گرمای شدید ایرودینامیک قرار می گیرند و بازگشت موفق آن به اتمسفر زمین، به تمهیدات در نظر گرفته شده برای کاهش گرمای آیرودینامیک وابسته است. بدین منظور سپرهای حرارتی فداشونده بصورت گسترده بکار برده می شوند که تحت تغییرات فیزیکی، شیمیایی و اکثراً گرماگیر قرار می گیرند. این فرآیند یک فاز گاز یا مایع ایجاد می کند که به محیط تزریق می شود. به منظور طراحی بهینه راکت ها و نیز اطمینان از عملکرد مناسب کامپوزیت ها قبل از بکارگیری در پرتابه واقعی، مدل سازی سوختن کامپوزیت ها برای پیش بینی میزان کارایی آنها ضروری می باشد. با استفاده از برنامه کامپیوتری مدل سازی شده می توان برای شرایط مختلف عملکردی پرتابه ها، نازل هایی با مواد و وزن بهینه طراحی نموده و از میزان کارکرد آنها اطمینان حاصل نمود. به منظور مدل سازی فرآیند فداشوندگی و تخریب حرارتی یک کامپوزیت فداشونده، معادلات جرم و انرژی حل شدند. یک روش بر پایه تحلیل همزمان تکنیک های TGA و DSC، برای تعیین و محاسبه برخی پارامترهای موجود در رابطه فداشوندگی ارائه شد. هدف از این پایان نامه، مدل کردن رفتار فداشوندگی، ایجاد زغال و تخریب حرارتی کامپوزیت فنلیک/ کربن، بعنوان سپر حرارتی، در آزمون شعله اکسی استیلن می باشد. بدین منظور نیاز به حل معادلات انتقال حرارت با مرزهای متغیر است. برای محاسبات انتقال حرارت، از روش تفاضل محدود پیشروی صریح (FDM) استفاده شده و در نهایت معادله فداشوندگی بصورت عددی حل شد. توزیع دما در راستای ضخامت کامپوزیت، دمای سطح متغیر و همچنین سرعت تغییر مرزهای متغیر ارزیابی شد. نتایج با داده¬های تجربی بدست آمده از آزمون اکسی استیلن نیز مقایسه شد.
- Abstract
- During atmospheric re-entry, ballistic or space vehicle is subjected to severe aerodynamic heating and its successful return through the Earth’s atmosphere depends largely on the provision that is made for reducing aerodynamic heat transfer to its structure. For this purpose ablative heat shield is normally used which undergoes physical, chemical, and mostly endothermal transformations. These transformations produce new liquid or gas phases which are subsequently injected into the environment. Mass and energy balance equations have been solved in order to model the ablation and thermal degradation behaviour of an ablative composite. A method to determine and calculate some of the parameters in the ablative equation is proposed from the simultaneous thermal gravity and differential scanning calorimetry analysis techniques. In the current work a theoretical analysis for erosion rate of short carbon fiber composite in high speed hot gas flow is driven. For nonreinforced isotropic materials a model of erosion has been developed which describes the erosion process as a sequential destruction of porous material in charring the material. Expression for erosion rate is determined on the basis of joint solving the heat-conductivity, filtration equations and kinetic equation describing the pyrolysis process in quasistatic approximation. This model adapted for random short fiber composite and the fiber orientation distribution density function has been used to evaluate fiber angle with respect to the axis of flow direction. The developed mathematical model describes composite erosion rate as function of composite surface temperature, pressure head subjected to the material and thermophysical properties of resin and fiber. For the validity of theoretical analytical method, two kinds of experiments with the short carbon fiber phenolic composite samples have been carried out in oxyacetylene flame over pressure head of 0.19 and 0.4 bar. Temperature distribution through the composite thickness, temperature of moving surface, and the rate of moving boundary changes are evaluated. The results are in a good agreement with the experimental data obtained from oxyacetylene flame tests. The model can successfully be used for both material selection and thickness calculation in the design of thermal protection shields.
