Comparative tests of two types of nozzle closures for solid propellant rocket motors

• Autorzy: Wacko Krzysztof , Kindracki Jan , Woźniak Przemysław , Mężyk Łukasz

Identyfikatory

DOI

10.22211/matwys/0240

Warianty tytułu

PL

Badania porównawcze dwóch rodzajów zatyczek dyszowych do silnika rakietowego na stały materiał pędny

• Języki publikacji: EN

Abstrakty

EN

The ignition of a propellant is one of the most important stages of a rocket motor operation, and so it is essential to provide the proper conditions for this to occur. The igniter used in such motors generates ignition gases, which increase the chamber pressure and temperature and initiate grain combustion. Hence, it is necessary to use a component which enables a sufficiently high pressure in the chamber for the combustion process to become fully developed and maintained. To this end, closures are used, which are pushed out of the nozzle once the required pressure is reached. In addition to ensuring proper ignition conditions for the propellant, they protect the grain from the adverse effects of e.g. weather (contamination, moisture). Proper selection of this component of motor reduces pressure accumulation time in the motor chamber, thereby improving the ignition characteristics, which in turn has a critical impact on the further combustion and performance of the motor. Experiments tested the adhesive bonding using 5 different adhesive types with the bonds being made at both room and increased temperature. For testing membrane, 3 materials were used: copper, brass and polypropylene, in which two thicknesses were tested: 100 and 200 μm. The results of the bonding showed high non-reproducibility and it was not possible to determine working pressure values with great confidence. However, for the membrane, the results were much more reproducible and a relationship was established between membrane diameter and its burst pressure, which may be put to practical use in tests or in micro rocket motor applications.

PL

Zapłon materiału pędnego stanowi jeden z ważniejszych etapów pracy silnika rakietowego, zatem niezbędne jest zapewnienie mu właściwych warunków ku temu. Stosowany w silnikach rakietowych na stały materiał pędny zapłonnik, generuje gazy zapłonowe, które podnoszą ciśnienie i temperaturę w komorze oraz inicjują spalanie ziarna. Dlatego konieczne jest zastosowanie elementu, który pozwoli na utrzymanie odpowiednio wysokiego ciśnienia w komorze, aby mógł się w pełni rozwinąć proces spalania. W tym celu stosowane są zatyczki, które po osiągnięciu odpowiedniego ciśnienia zostają wypchnięte z dyszy. Oprócz zapewnienia właściwych warunków zapłonu materiału pędnego, pełnią m.in. rolę ochrony ziarna przed negatywnym wpływem zewnętrznych warunków atmosferycznych (zanieczyszczenia, wilgoć). Odpowiednie dobranie tego elementu silnika pozwala na zmniejszenie czasu narastania ciśnienia w komorze silnika, poprawiając charakterystyki zapłonowe, co z kolei ma kluczowy wpływ na dalszy przebieg spalania i osiągi silnika rakietowego.

Słowa kluczowe

EN

solid rocket motor; nozzle closure; ignition; solid propellent

PL

silnik rakietowy; zatyczka dyszowa; zapłon; stały materiał pędny

• Wydawca: Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
• Czasopismo: Materiały Wysokoenergetyczne
• Rocznik: 2023
• Tom: T. 15
• Strony: 71--80
• Opis fizyczny: Bibliogr. 9 poz., rys., tab., wykr.

Twórcy

autor

Wacko Krzysztof

• Warsaw University of Technology, Faculty of Power and Aeronautical Engineering, Institute of Heat Technology, 21/25 Nowowiejska Str., 00-665 Warszawa, Poland

• https://orcid.org/0000-0002-6128-6730

autor

Kindracki Jan

• Warsaw University of Technology, Faculty of Power and Aeronautical Engineering, Institute of Heat Technology, 21/25 Nowowiejska Str., 00-665 Warszawa, Poland

• https://orcid.org/0000-0002-3453-7776

autor

Woźniak Przemysław

• Warsaw University of Technology, Faculty of Power and Aeronautical Engineering, Institute of Heat Technology, 21/25 Nowowiejska Str., 00-665 Warszawa, Poland

• https://orcid.org/0000-0002-1952-0343

autor

Mężyk Łukasz

• Warsaw University of Technology, Faculty of Power and Aeronautical Engineering, Institute of Heat Technology, 21/25 Nowowiejska Str., 00-665 Warszawa, Poland

• https://orcid.org/0000-0002-2297-5672

Bibliografia

• [1] Torecki S. Rocket motors. (in Polish) Warszawa: Wyd. Komunikacji i Łączności, 1984.
• [2] Sutton G.P., Bilbarz O. Rocket Propulsion Elements. 7th Ed., New York/Chichester/Weinheim/Brisbane/Singapore/Toronto: John Wiley & Sons Inc., 2001.
• [3] Harikrishnan E.S., Hariharanath B., Vineeth G.M., Purushothaman P. Thermokinetic Analysis and Performance Evaluation of Guanidinium Azotetrazolate Based Gas Generating Composition for Testing of Solid Rocket Motor Nozzle Closures. Propellants Explos. Pyrotech. 2018, 43: 1006-1012; https://doi.org/10.1002/PREP.201800103.
• [4] Rice A.V. Closure Device. Patent US 3121310, 1964.
• [5] Williams P.N. Variable Pressure Nozzle Closure. Patent US 3910191, 1974.
• [6] https://www.wikapolska.pl/cpp1000_h_cpp700_h_pl_pl.WIKA [retrevied 28.08.2023].
• [7] https://erli.pl/produkt/zawor-kulowy-gw-gz-1-2-raczka-z-okienkiem-calido,120865722 [retrevied 28.08.2023].
• [8] http://www.keller-druck.com.pl/produkty/przetworniki/seria23sy_25y.html [retrevied 28.08.2023].
• [9] https://www.ni.com/pl-pl/support/model.usb-6259.html [retrevied 28.08.2023]