Preliminary design analysis of regenerative cooling for N2O/alcohol small scale liquid rocket engine

• Autorzy: Palej P. , Palacz T.

Warianty tytułu

PL

Wstępny projekt i analiza chłodzenia regeneracyjnego dla małego ciekłego silnika rakietowego zasilanego N2O/alkoholem

• Języki publikacji: EN

Abstrakty

EN

This paper presents a concept of a small scale liquid-propellant rocket engine designed in AGH Space Systems for sounding rocket. During preliminary design of thermal aspects various ways of cooling were evaluated and described. Possible issues and design approaches for ablative, radiation and regenerative cooling are raised. the authors describe available solutions. regenerative cooling is especially concerned as it is most popular solution in bi-liquid engines, in which alcohol fuel acts as coolant and is preheated before it reaches combustion chamber. To estimate a possible temperature distribution - and thus an applicability of such a system in the engine - a mathematical model of heat transfer was developed. Unique element of said engine is its oxidizer - nitrous oxide, which have been rarely used to date. Comparison between typical LOX bi-liquids is given and major differences that affect cooling arrangement are discussed. The authors compared different combinations of coolants, fuel/oxidizer ratios etc. To optimize the temperature distribution which is a key factor for the engine performance.

PL

W publikacji przedstawiono koncepcję małego, ciekłego silnika rakietowego zaprojektowanego w AGH Space Systems dla rakiet sondujących. Podczas wstępnej analizy termiczne aspekty różnych sposobów chłodzenia zostały wzięte pod uwagę, oszacowane i opisane. Rozważone zostały możliwe problemy i podejścia projektowe dla chłodzenia ablacyjnego, radiacyjnego oraz regeneracyjnego, a autorzy opisują dostępne rozwiązania. Chłodzenie regeneracyjne jest rozważane w szczególności ze względu na swoją popularność wśród silników zasilanych ciekłym materiałem pędnym, w których paliwo pełniąc rolę chłodziwa zostaje ogrzane zanim dotrze do komory spalania. W celu oceny rozkładu temperatury, tym samym oceny możliwości zastosowania chłodzenia, został stworzony model matematyczny wymiany ciepła. Unikatowym elementem wspomnianego silnika jest jego utleniacz - podtlenek azotu, który dotychczas był rzadko wykorzystywany. Wybór takiego utleniacza i jego implikacje porównano do typowego silnika zasilanego ciekłym tlenem i wskazano główne różnice, które wpływają na układ chłodzenia. Autorzy porównali również ze sobą różne warianty chłodziwa, w szczególności różne stosunki paliwa i utleniacza, w celu optymalizacji rozkładu temperatury.

Słowa kluczowe

EN

liquid rocket engine; regenerative cooling; nitrous oxide; sounding rocket

PL

silnik rakietowy na ciekły materiał pędny; chłodzenie regeneracyjne; podtlenek azotu; rakieta

• Wydawca: Wydawnictwa Naukowe Sieci Badawczej Łukasiewicz - Instytutu Lotnictwa
• Czasopismo: Transactions on Aerospace Research
• Rocznik: 2018
• Tom: Nr 3 (252)
• Strony: 84--98
• Opis fizyczny: Bibliogr. 13 poz., rys., tab., wykr., wzory

Twórcy

autor

Palej P.

• AGH Space Systems, AGH University of Science and Technology, ul. Mickiewicza 30, 30-059 Kraków, Poland

autor

Palacz T.

• AGH Space Systems, AGH University of Science and Technology, ul. Mickiewicza 30, 30-059 Kraków, Poland

Bibliografia

• [1] Tokudome S., Yagishita T., Habu H., Shimada T., Daimou Y., 2007, „Experimental Study of an N2O/Ethanol Propulsion System”, 43rd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, 8-11 July 2007, Cincinnati, OH, Paper No. 5464
• [2] Youngblood, S. H., 2015, "Design and Testing of a Liquid Nitrous Oxide and Ethanol Fueled Rocket Engine”, MSc thesis, https://infohost.nmt.edu/~mjh/Pubs/Youngblood2015.pdf
• [3] Palacz, T., 2017, "Nitrous Oxide Application for Low-Cost, Low-Thrust Liquid Rocket Engines”, 7th European Conference for Aeronautics and Space Sciences (EUCASS), 3-7 July, Milan, Paper No. 474
• [4] Sutton, G. P., Biblarz, O., 2001. "Rocket Propulsion Elements”. John Wiley & Sons, New York
• [5] Bartz, D. R., 1957. "A Simple Equation for Rapid Estimation of Rocket Nozzle Convective Heat Transfer Coefficients”. Jet Propulsion
• [6] Huzel, D. K., Huang, D. H., 1967. "Design of Liquid Propellant Rocket Engines”. NASA, Washington, D. C.
• [7] Hill, P. G., Peterson, C. R., 1965. "Mechanics and Tthermodynamics of Propulsion”, Addison-Wesley Publishing Company, Reading, Massachusetts
• [8] Richter, G. P., Smith, T. D., 1995. "Ablative Material Testing for Low-Pressure, Low-Cost Rocket Eengines”, NASA Technical Memorandum 107041
• [9] Fio Rito, R. J., 1995. "Ablatively Cooled Pulse Rocket Engine Design”, J. Spacecraft Vol. 2, No. 5
• [10] Beecher N., Rosensweig R. E., 1961, "Ablation Mechanisms in Plastics With Inorganic Reinforcement”, ARS Journal, Vol. 31, No. 4 (1961), pp. 532-539.
• [11] Incropera, F. P., DeWitt, D. P., 2007, "Fundamentals of Heat and Mass Transfer”, 6th , Wiley
• [12] Patankar, S. V., 1980, "Numerical Heat Transfer and Fluid Flow”, Hemisphere Publishing Corporation
• [13] Moody, L. F., 1944, "Friction factors for pipe flow”, Transactions of the ASME

Uwagi

PL

Opracowanie rekordu w ramach umowy 509/P-DUN/2018 ze środków MNiSW przeznaczonych na działalność upowszechniającą naukę (2019).