Модель гибридного ракетного двигателя. Вычисления, проект и испытания

На даний час і у майбутньому ракетні двигуни будуть найголовнішими засобами виводу на орбіту космічних транспортних апаратів. В даний час найважливішою вимогою при проектуванні двигуна ракети є зменшення її вартості і максимальне збільшення енерговіддачі. Проектування ракетних двигунів - довготривалий і трудомісткий процес, метою якого є виробництво дешевого і високоякісного двигуна, що має мінімальний вплив на навколишнє середовище. Слідуючи зазначеним вимогам, Варшавський Технологічний Університет спільно з Варшавським авіаційним Інститутом розпочали програму екологічно безпечного розвитку ракетних двигунів. Експериментальний гібридний двигун ракети був розроблений і виготовлений для перевірки нової формули твердого палива. Дана стаття містить дослідження безпечної роботи двигуна з окислювачем Al/AN/HTPB, використовуючи при цьому лабораторний дослідний стенд перевірки ракетного гібридного двигуна. Основна мета цієї роботи – це проектування простого ракетного двигуна з наступною можливістю його подальшого розвитку і поліпшення.Now and in the foreseeable future rocket engine will be the most basic propulsion of space vehicle. Nowadays the most important condition in design of rocket engine is the cost reduction and increasing thrust to weight ratio as much as possible. The design of rocket engines is exhaustive and difficult process. It must produce low cost and high performance engine with minimal influence on the environment. Following these requirements, Warsaw University of Technology jointly with Institute of Aviation in Warsaw, started their own program on ecologically safe propulsion development. The experimental hybrid rocket motor has been designed and manufactured to test a new formula of solid fuel. The paper explores the performance and safety implications associated with the oxidizer enhanced Al/AN/HTPB grain by using of a laboratory scale hybrid rocket motor test stand. The main objective of this work was to design simple rocket engine that could smoothly be developed and possibly improved in the future.На данный момент и в обозримом будущем ракетные двигатели будут самыми основными двигательными установками космических транспортных средств. В настоящее время самым важным условием при проектировании двигателя ракеты является уменьшение ее стоимости и максимальное увеличение соотношения тяги к весу. Проектирование ракетных двигателей – продолжительный и трудоемкий процесс, целью которого является производство дешевого и высококачественного двигателя с минимальным влиянием на окружающую среду. Следуя указанным требованиям, Варшавский Технологический Университет совместно с Варшавским авиационным институтом начали программу экологически безопасного развития ракетных двигательных установок. Экспериментальный гибридный двигатель ракеты был разработан и изготовлен для проверки новой формулы твердого топлива. Данная статья содержит исследования безопасной работы двигателя с окислителем Al/AN/HTPB, используя при этом лабораторный испытательный стенд проверок ракетного гибридного двигателя. Основная цель этой работы состоит в проектировании простого ракетного двигателя с последующей возможностью его дальнейшего развития и улучшения

Газометанный \ газокислородный ракетный двигатель. Проектирование и разработка

Хімічні ракетні двигуни – є і будуть у майбутньому найбільш широко використовуваними рушіями для транспортування на орбіту Землі. Інформаційна потреба технологій, постійно зростаюче число супутників, які необхідно виводити на орбіту змушує виробників ракетної техніки будувати двигуни з більш широким діапазоном тяги і кращою якістю роботи. З іншого боку, для мінімізації впливу на навколишнє середовище в космічній промисловості, передбачається використання екологічнобезпечних видів палива. Одним з видів палива, що є екологічнобезпечним і гарантує якісну роботу, є метан. Це паливо знаходиться в області інтересів всесвітньої ракетної галузі. Однак, на сьогоднішній день, лише кілька двигунів, що використовують метан пройшли повну перевірку, що вказує на широку область можливих удосконалень цієї техніки.Головна мета статті полягає в тому, щоб проаналізувати можливість використання метану як палива для ракетних двигунів. Авторами з використанням методів чисельної газової динаміки (CFD) проведені обчислення експериментального ракетного двигуна. Проведений аналіз є основою для проектування експериментального зразка. Експериментальне дослідження роботи нового двигуна проведено з метою підтвердження правильності обчислень. У майбутньому планується випробовування системи охолодження двигуна, що буде завершенням даного проекту.Chemical rocket engines are still and will be in the foreseeable future the most widely used means of propulsion systems in transportation into the earth's orbit. What is more, information technologies need more and more satellites constellations to be replenished. This forces the rocket industry to build rocket engines with wider range of thrust and better performance. On the other hand, in order to minimize the influence on the environment, ecologically-safe propellants are considered to be used in space industry [1]. One of propellants, which is ecologically-safe and guarantees good overall performance is methane. This fuel is in area of interests of world's rocket industry. However, till today only a few methane rocket engines were tested, so it seems to be a wide area of possible improvements in this field. The main aim of the paper will be to analyze the possibility of using methane as a fuel for the rocket engine. The authors made the computations of a model rocket engine, fueled by methane, using CFD method. The analysis stands as the basis for the design of a model rocket engine. Experimental research to check the calculations’ validity as well as testing of its cooling system will complete the design.Химические ракетные двигатели являются и будут в обозримом будущем, наиболее широко используемыми двигательными установками для транспортирования на орбиту Земли. Информационная потребность технологий, постоянно растущее число спутников, которые необходимо выводить на орбиту, вынуждает производителей ракетной техники строить двигатели с более широким диапазоном тяги и лучшим качеством работы. С другой стороны, для минимизации влияния на окружающую среду в космической промышленности, предполагается использование экологически безопасных видов топлива. Одним из видов топлива, которое является экологически-безопасным и гарантирует качественную работу, является метан. Это топливо находится в области интересов всемирной ракетной отрасли. Однако, на сегодняшний день, лишь несколько двигателей, использующих метан, прошли полную проверку, что указывает на широкую область возможных усовершенствований этой техники. Главная цель статьи состоит в том, чтобы проанализировать возможность использования метана как топлива для ракетных двигателей. Авторами с использованием методов численной газовой динамики (CFD) проведены вычисления экспериментального ракетного двигателя. Проведенный анализ является основой для проектирования экспериментального образца. Экспериментальное исследование работы нового двигателя проведено с целью подтверждения правильности вычислений. В будущем планируется испытание системы охлаждения двигательной установки, которое будет являться завершением данного проекта

Experimental research on the resistojet thruster heater

The paper describes experimental research on a resistojet type rocket thruster which was built as an actuator in the Attitude Control System of a model space robotic platform. A key element of the thruster is the heater responsible for increasing the temperature of the working medium in the thruster chamber and hence the specific impulse. This parameter describes the performance of the thruster, increases providing – for lower propellant consumption – the same propulsion effect (thrust). A high performance thruster means either total launch mass can be reduced or satellite lifetime increased, which are key commercial factors. During the first phase of the project, 7 different heating chamber designs were examined. The heater is made of resistive wire with resistivity of 9Ω/m. Power is delivered by a dedicated supply system based on supercapacitors with output voltage regulated in the range of 20–70 V. The experimental phase was followed by designing the chamber geometry and the heating element able to deliver both: maximum increase of gas temperature and minimum construction dimensions. Experiments with the optimal design show an increase in temperature of the working gas (air) by about 300 °C giving a 40% increase in specific impulse. The final effect of that is a 40% reduction in mass flow rate while retaining thrust at a nominal level of 1 N

Experimental and numerical study of the rotating detonation engine in hydrogen-air mixtures

Experimental and numerical study of rotating detonation is presented. The experimental study is focused on the evaluation of the geometry of the detonation chamber and the conditions at which the rotating detonation can propagate in cylindrical channels. Lean hydrogen-air mixtures were tested in the experiments. The pressure measured at different locations was used to check the detonative nature of combustion. Also, the relationship between detonation velocity and operation conditions is analyzed in the paper. The experimental study is accompanied with numerical analysis. The paper briefly presents the results of two-dimensional (2D) numerical simulation of detonative combustion. The detonating mixture is created by mixting hydrogen with air. The air is injected axially to the chamber and hydrogen is injected through the inner wall of the chamber in radial direction. Application of proper injection conditions (pressure and nozzle area) allows establishing a stable rotating detonation like in the experiments. The detonation can be sustained for some range of conditions which are studied herein. The analysis of mean parameters of the process is provided as well. The numerical simulation results agree well with the experiments

2D microgravity test-bed for the validation of space robot control algorithms

The utilization of satellites equipped with robotic arms is one of the existing strategies for Active Debris Removal (ADR). Considering that the time intended for on-orbit capturing manoeuvres is strictly limited, any given space robot should possess a certain level of autonomy. This paper is about the control of on-orbit space robots and the testing of such objects in laboratory conditions. The Space Research Centre of the Polish Academy of Sciences (CBK PAN) possesses a planar air bearing microgravity simulator used for the testing of advanced control algorithms of space robots supported on air bearings. This paper presents recent upgrades to the testing facility. Firstly, the base of the space robot is now equipped with manoeuvre thrusters using compressed nitrogen and therefore allowing for position control of the entire system. Secondly, a signal from an external vision system, referencing the position and orientation of the robot’s parts is used by the control system for the closed loop control

Experimental Research on Transition Regions in Continuously Rotating Detonation Waves

Continuously rotating detonation waves of thousands of Hz, indicating the merit of continuously rotating detonation waves that ignite only once to keep working, are experimentally gotten in the combustion chamber designed by Peking University. The steady continuously rotating detonation waves have jarless peak pressures and cycles microcosmicly, showing that during this stage, flux, pressure and temperature of working medium are steady. However, transition regions do exist between two groups of steady continuously rotating detonation waves. Related data of transition regions are fitted to find out the basic rule. The paper also figures out the velocity of ideal detonation waves by C-J theory, and obtains the cycle and number of continuously rotating detonation waves with experimental data. ? 2012 by Yu-Hui Wang.EI