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

Methods of contour design and performance prediction of an aerospike nozzle. Program "PM-contour"

W poniższym artykule przedstawiono i krótko opisano algorytmy służące do wyznaczania geometrii dyszy aerospike. Przedstawiono również i dokładnie opisano jeden z wybranych algorytmów oraz program komputerowy napisany na jego podstawie.In the paper, existing contour design methods of an aerospike nozzle are presented and briefly described. Methods of contour design and performance prediction implemented in the PM contour program are described in details

Advantages of using aerospike nozzle in the first stage of rocket launcher

W artykule przedstawiono analizę możliwości wykorzystania dyszy typu aerospike w pierwszym stopniu rakiety kosmicznej. Podsumowano zalety i wady dysz tego typu, przedstawiono również szacunkowe charakterystyki wysokościowe silnika z dyszą aerospike oraz wyniki obliczeń osiągów rakiety.Paper presents discussion of advantages and disadvantages of using aerospike nozzle in the first stage of rocket launcher. Nozzle performance, as well as performance of the conceptual rocket launcher, were also presented in the paper

Computations of aerospike nozzle performance using Fluent

Celem analiz numerycznych zaprezentowanych w artykule było rozpoznanie możliwości wykorzystania komercyjnego pakietu obliczeniowego ANSYS Fluent® do analiz osiągów i parametrów przepływu w dyszy aerospike. Analizowane przypadki obliczeniowe zbudowane zostały w oparciu o prosty model geometrii dyszy, pozwoliły jednak na wysnucie pewnych wniosków, które posłużą ukierunkowaniu dalszych prac.The purpose of the analyses presented in this paper was to investigate the capability of ANSYS Fluent® to analyze the performance and flow parameters of the aerospike engine. Despite the fact that the nozzle contour was approximated by the relative simple model, simulations' results allow to deduce some conclusions which will be helpful in further research

Numerical investigations on the flow field near buildings

W artykule przedstawiono wyniki dwu- i trójwymiarowych symulacji numerycznych opływu budynków wykonanvch z wykorzystaniem pakietu obliczeniowego ANSYS Fluent. Rozpatrzono cztery przypadki obliczeniowe budynków o różnej szerokości.In this paprer, results of two- and three-dimensional numerical investigations on the flow field near buildings, which were performed using ANSYS Fluent, are presented. For numerical cases of buildings of different width were investigated

Symulacje silnika z wirujacą detonacją (RDE) w kodzie REFloPS

The paper presents the results of three-dimensional preliminary simulations of a detonation propagating in Rotating Detonation Engine chamber. Simulations were performed using in-house code REFloPS (Reactive Euler Flow Solver for Propulsion Systems)[1]. The description of the code and presented results are also included in MSc thesis of Folusiak and Swiderski [2].W artykule przedstawiono wyniki trójwymiarowych symulacji detonacji w komorze silnika z wirującą detonacją (RDE). Symulacje przeprowadzono przy użyciu kodu REFloPS, który jest wynikiem pracy magisterskiej dwóch pracowników Instytutu Lotnictwa

Numerical tools for three dimensional simulations of the rotating detonation engine in complex geometries

This paper describes the development of a computational code REFLOPS USG (REactive FLOw solver for Propulsion Systems on UnStructured Grids) based on the Favre averaged Navier-Stokes equations with chemical reactions for semi-ideal multicomponent gas to predict the structure and dynamics of three-dimensional unsteady detonation as it occurs in the Rotating Detonation Engine (RDE). This work provides an overview of second order accurate in time and space finite volume method applied to conservation equations and its implementation on unstructured self-adaptive tetrahedral or hexahedral three-dimensional cell-centred meshes. The inviscid fluxes are given by the Riemann solver and stabilization is ensured by the proper limiters inherited from the TVD theory or gradient based limiters. The stiff equations of chemical kinetics are solved by use of implicit DVODE (Double precision Variablecoefficient Ordinary Differential Equation solver, with fixed-leading-coefficient implementation) routine or by explicit Chemeq2 routine. Additional improvements are incorporated into the code such as parallelization in OpenMP and implementation of NVIDIA CUDA technology. REFLOPS USG has become a fundamental numerical tool in the research of RDE at the Institute of Aviation in Warsaw, in frame of Innovative Economy project UDA-POIG.01.03.01-14-071 ‘Turbine engine with detonation combustion chamber’ supported by EU and Ministry of Regional Development, Poland. The simulations presented in this paper are based on inviscid or viscous multicomponent semi-ideal gas flow with chemical reactions. Due to high computational costs only simple chemical reaction mechanisms are used here

NUMERICAL TOOLS FOR THREE DIMENSIONAL SIMULATIONS OF THE ROTATING DETONATION ENGINE IN COMPLEX GEOMETRIES

This paper describes the development of a computational code REFLOPS USG (REactive FLOw solver for Propulsion Systems on UnStructured Grids) based on the Favre averaged Navier-Stokes equations with chemical reactions for semi-ideal multicomponent gas to predict the structure and dynamics of three-dimensional unsteady detonation as it occurs in the Rotating Detonation Engine (RDE). This work provides an overview of second order accurate in time and space finite volume method applied to conservation equations and its implementation on unstructured self-adaptive tetrahedral or hexahedral three-dimensional cell-centred meshes. The inviscid fluxes are given by the Riemann solver and stabilization is ensured by the proper limiters inherited from the TVD theory or gradient based limiters. The stiff equations of chemical kinetics are solved by use of implicit DVODE (Double precision Variablecoefficient Ordinary Differential Equation solver, with fixed-leading-coefficient implementation) routine or by explicit Chemeq2 routine. Additional improvements are incorporated into the code such as parallelization in OpenMP and implementation of NVIDIA CUDA technology. REFLOPS USG has become a fundamental numerical tool in the research of RDE at the Institute of Aviation in Warsaw, in frame of Innovative Economy project UDA-POIG.01.03.01-14-071 ‘Turbine engine with detonation combustion chamber’ supported by EU and Ministry of Regional Development, Poland. The simulations presented in this paper are based on inviscid or viscous multicomponent semi-ideal gas flow with chemical reactions. Due to high computational costs only simple chemical reaction mechanisms are used here

Three - dimensional numerical simulations of the combustion chamber of the rotating detonation engine

From 2010 Warsaw University of Technology (WUT) and Institute of Aviation (IoA) jointly implement the project under the Innovative Economy Operational Programme entitled ‘Turbine engine with detonation combustion chamber’. The goal of the project is to replace the combustion chamber of turboshaft engine GTD-350 with an annular detonation chamber. During the project, the numerical group that aims to develop computer code allowing researchers to simulate investigated processes has been established. Simulations provide wide range of parameters that are hardly available from experimental results and enable better understanding of investigated processes. Simulations may be also considered as a cheap alternative for experiments, especially when testing geometrical optimizations. In this paper the analysis of simulation results of the combustion chamber of the Rotating Detonation Engine (RDE) investigated at the IoA in Warsaw is presented. Primarily, REFLOPS USG which has become a fundamental numerical tool in the research of the RDE at the IoA is briefly described and governing equations and numerical methods used are shortly presented. Some aspects of numerical simulations of the RDE, related to selection of combustion mechanism, and an initiation of rotating detonation are provided. Secondly, results of simulations of inviscid gas with numerical injectors of hydrogen are compared with available experimental results. Three different wave patterns are identified in numerical solution and briefly described. Results of simulations are compared to experimental results in combustion chamber. Results presented in this paper are part of the project UDA-POIG.01.03.01-14-071 ‘Turbine engine with detonation combustion chamber’ supported by EU and Ministry of Regional Development, Poland