Prace badawcze i rozwojowe nad demonstratorem technologii rakietowego silnika hybrydowego wykorzystujacego 98% nadtlenek wodoru jako utleniacz

• Autorzy: Surmacz P. , Rarata G.

Warianty tytułu

EN

Research and development of a hybrid rocket engine technology demonstrator utilizing 98% hydrogen peroxide as oxidizer

• Języki publikacji: PL

Abstrakty

PL

Prezentowana praca jest częścią Programu Rozwojowego Rakietowych Silników Hybrydowych, rozpoczętego w Instytucie Lotnictwa w 2012 roku. W ramach bieżącego projektu został wykonany i zbadany demonstrator technologii rakietowego silnika hybrydowego o ciągu 100÷140 N. Stałym paliwem, wykonywanym w Laboratorium Materiałów Pędnych (formowanym i kondycjonowanym), jest HTPB – polibutadien, zakończony grupami hydroksylowymi. Utleniaczem jest nadtlenek wodoru, zatężany do 98% i oczyszczany również na miejscu, tak aby spełniał wymogi klasy HTP. Katalizator rozkładu nadtlenku wodoru zamienia ciekły materiał pędny w mieszaninę gorących (o temperaturze, dochodzącej do 930°C) gazów: pary wodnej i tlenu. Reaktor katalityczny, zastosowany przed komorą spalania silnika, pozwala na wyeliminowanie urządzenia zapłonowego. Produkty rozkładu HTP – gorący gaz, zawierający 47% masowych tlenu – powoduje samoczynny zapłon ziarna paliwa. Praca prezentuje wyniki pomiarów ciągu silnika oraz ciśnienia na granicy komory katalitycznej i komory spalania, wykonywanych podczas kilkunastosekundowych doświadczeń pracy silnika. Na podstawie wykresów oraz nagrań wideo jest oceniany czas opóźnienia zapłonu w silniku.

EN

The Project, presented in the paper, is a part of the Hybrid Rocket Engine Development Program, which has been initiated in the Institute of Aviation in 2012. A small 100÷140 N hybrid engine technology demonstrator has been built and tested. The solid fuel, used for the engine, is HTPB – Hydroxyl-terminated Polybutadiene. It was casted and cured in the Propellant Laboratory. The oxidizer was 98% hydrogen peroxide HTP-class, prepared in-house. A catalyst changes liquid HTP into hot gas (up to 950°C) mixture of oxygen and steam. The catalyst bed replaces any ignition device. Hot HTP decomposition products, containing 47% of oxygen – by mass – makes the engine self-ignitable. The paper contains results of the investigation: engine thrust and the catalyst bed aft end pressure. On the basis of these results as well as video recordings, the ignition delay is estimated.

Słowa kluczowe

PL

nadtlenek wodoru; HTPB; katalizatory rozkładu H2O2; zapłon; rakietowy silnik hybrydowy

EN

hydrogen peroxide; HTPB; H2O2 decomposition catalyst; ignition; hybrid rocket engine

• Wydawca: Wydawnictwa Naukowe Instytutu Lotnictwa
• Czasopismo: Prace Instytutu Lotnictwa
• Rocznik: 2014
• Tom: Nr 1 (234) March 2014
• Strony: 51--61
• Opis fizyczny: Bibliogr. 7 poz., rys., wykr., wzory

Twórcy

autor

Surmacz P.

• Instytut Lotnictwa, Centrum Technologii Kosmicznych

autor

Rarata G.

• Instytut Lotnictwa, Centrum Technologii Kosmicznych

Bibliografia

• [1] Caro, R. I., Bellerby, J. M., Kronfli, E. (2006). Characterization and Thermal Decomposition Studies of a Hydroxy Terminated Polyether (HtPe) Copolymer and Binder for Composite Rocket Propellants.
• [2] Gordon, S., McBride, B. (1994). Chemical Equilibrium with Applications. Cleveland: NASA Glenn Research Center.
• [3] Peroxide Propulsion. (2007). Ceramic Platinum Catalyst. Pobrano z lokalizacji Peroxide Propulsion: http://www.peroxidepropulsion.com/article/7.
• [4] Rockedyne. (1967). Hydrogen Peroxide Handbook. Rockedyne, Chamical and Material Science Department, Canoga Park, California.
• [5] Shanks, R., Hudson, M. K. (2000). A Labscale Hybrid Rocket Motor for Instrumentation Studies. Journal of Pyro-technics, 11.
• [6] Sutton, G. P., Biblarz, O. (2001). Rocket Propulsion Elements Seventh Edition. John Wiley & Sons, Inc.
• [7] Zilliac, G., Karabeyoglu, M. A. (2006). Hybrid Rocket Fuel Regression Rate Data and Modeling. AIAA 2006-4504.