Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Technologie kosmiczne w Instytucie Lotnictwa

Loroch L., Okniński A., Rarata G., Surmacz P., Kacprzak M., Krawczyk M., Cieśliński D., Sobczak K., Wolański P.

Przegląd Komunikacyjny

|

2018

|

R. 73, nr 1

29--33

PL

Praca stanowi podsumowanie działalności Instytutu Lotnictwa w dziedzinie technologii kosmicznych. Artykuł zawiera przegląd osiągnięć historycznych, natomiast nacisk położono na najnowsze osiągnięcia. Opisano kluczowe projekty i przedstawiono zakres prac realizowanych przez Centrum Technologii Kosmicznych. Omówiono technologie rakietowe oraz satelitarne, w tym związane z teledetekcją satelitarną. Rozwój technologii kosmicznych ma istotne znaczenie dla bezpieczeństwa i funkcjonowania państwa, stąd strategia rozwoju Instytutu Lotnictwa kładzie na nie szczególny nacisk. W pracy opisano perspektywy dalszego wykorzystywania opracowanych technologii i możliwości z tym związane.

EN

This paper gives a brief summary of the Institute of Aviation's activities in space technology. Review of historical achievements and latest developments are described. Scope of present work of Space Technology Center and key projects are discussed, that include rocket and satellite technologies. Importance of space technologies in lnstitute of Aviation's development strategy and their crucial role for safety and independence of the state is underlined. Possibilities and future use of the developed technologies are pointed out.

2

Green rocket propulsion research and development at the institute of aviation : problems and perspectives

Surmacz P.

Journal of KONES

|

2016

|

Vol. 23, No. 1

337-344

EN

The paper presents the main activities of the Institute of Aviation (IoA) in the field of chemical rocket propulsion. The relatively "fresh" research and development team performed many useful works within the last 5 years, starting from the strategy and ideas. Nowadays, the Space Technology Department of IoA acts as a member of international consortia realizing space projects, as well as itself working on its own assignments financed by the European Space Agency (ESA) and IoA funds. The important development aspect of rocket propulsion developed at IoA is the use of "green" propellants. These are chemicals, which are relatively safe for the environment and personnel, being a very promising alternative for storable toxic substances, e.g. hydrazine and derivatives, nitrogen tetroxide. R&D activities of STD are based on the use of Rocket Grade Hydrogen Peroxide (RGHP), also known as High Test Peroxide (HTP). This high-performance mono-propellant and oxidizer is regarded by European entities as one of the most promising candidates to replace hydrazine and its derivatives in the future. Due to numerous advantages, hydrogen peroxide is better suited for systems with human interaction that most of other propellant combinations. The paper contains selected results of research on green rocket propulsion performed at IoA, in which 98% hydrogen peroxide was used as oxidizer and monopropellant. Three types of rocket engines: monopropellant, liquid bipropellant and hybrid have been investigated and are still being developed.

3

Hydrogen Peroxide as a High Energy Compound Optimal for Propulsive Applications

Rarata G., Rokicka K., Surmacz P.

Central European Journal of Energetic Materials

|

2016

|

Vol. 13, no. 3

778--790

EN

This paper presents the authors’ experience in the field of the safe preparation and utilisation of HTP (98%+), a storable propellant that is finding use in various engineering applications. Brief characterisations of the material as well as examples of its potential use within relevant industries are provided. Additionally, some of the existing data and current research are included to demonstrate the full potential of this material which meets most of the needs of the propulsion industry. The laboratory technique for obtaining the substance that has been developed recently at the Institute of Aviation is briefly described. Utilisation of the method based on a special glass apparatus allows reproducible amounts of the substance to be obtained with relatively little risk.

4

Investigation of spontaneous ignition in a 100 n HTP/HTPB hybrid rocKet engine

Surmacz P., Rarata G.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2015

|

Nr 3 (240)

69--79

EN

The aim of the work is the research on self-ignition phenomena in a hybrid rocket engine. The engine uses 98% hydrogen peroxide as oxidizer and HTPB (Hydroxyl-Terminated Poly-Butadiene) as fuel. The condition, that is essential to initiate self-ignition in this system, is the application of a catalytic reactor, which enables the decomposition process of liquid hydrogen peroxide into the mixture of steam and oxygen with the temperature 800-950 deg C. The research has been based on the use of different catalyst materials as well as various configurations of catalyst beds. During the research (hot tests) the following parameters are collected: pressure and temperature at the end of the catalyst bed and the thrust of the engine. The evaluation of the ignition delay (that is counted from the start of the HTP flow) is made on the basis of the chamber pressure as well as on the video recording of the fire test.

PL

Celem pracy jest badanie zjawiska samozapłonu stałego paliwa w rakietowym silniku hybrydowym. Silnik jest zasilanym 98% nadtlenkiem wodoru (utleniaczem) oraz HTPB (paliwem). Warunkiem, koniecznym do zainicjowania samozapłonu, jest w tym przypadku zastosowanie reaktora katalitycznego, który umożliwia rozkład ciekłego nadtlenku wodoru na mieszaninę pary wodnej i tlenu o temperaturze 800-950 °C. Badania zostały oparte o wykorzystanie różnych katalizatorów (materiałów nośnika i fazy aktywnej) oraz różnych konfiguracji reaktorów katalitycznych. Podczas badań – gorących testów – rejestrowane są: ciśnienie oraz temperatura na granicy komory katalitycznej i komory spalania, a także siła ciągu silnika rakietowego. Ocena czasu wystąpienia zapłonu (liczona od momentu uruchomienia przepływu HTP) jest dokonywana na podstawie zapisu przebiegu ciśnienia w komorze oraz rejestracji video.

5

Influence of various types of Al2O3/MnxOy catalysts on performance of a 100mm chamber for decomposition of 98%+ hydrogen peroxide

Surmacz P.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2015

|

Nr 3 (240)

58--68

EN

The paper presents results of research on the catalytic decomposition of 98% hydrogen peroxide, using special structures called composite catalyst beds. Such configuration of a catalyst bed can be applied in future green monopropellant thrusters for attitude control systems as well as self-ignitable and restart-able bipropellant engines. A number of catalyst samples, based on aluminum oxides as support and manganese oxides as the active phase, were prepared for testing of catalyst decomposition of 98%+ High Test Peroxide. The aim of the current stage of the test campaign is to select the most promising candidates for further research on 50mm long chamber. The selection is made on the basis of hot test results in which dynamics of decomposition is evaluated. The other criterion is the structural integrity of the catalyst, assessed after the hot test. Support that is susceptible to cracking cannot be qualified as applicable for the next stage of the investigation. The current research has shown that the crucial factor for performance of a catalyst is its specific surface area. The fastest pressure and temperature buildup has been reached for microporous γ-Al2O3 pellet.

6

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

Surmacz P., Rarata G.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2014

|

Nr 1 (234) March 2014

51--61

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.

7

Nadtlenek wodoru 98% klasy HTP - alternatywa dla hydrazyny

Rarata G., Surmacz P.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2014

|

Nr 1 (234) March 2014

25--33

PL

Wartykule zwrócono uwagę na możliwość wykorzystania nadtlenku wodoru (H2O2) klasy HTP (do zastosowań napędowych – tzw. „High Test Peroxide” lub też „Rocket Grade Hydrogen Peroxide”) jako atrakcyjnej alternatywy dla obecnie stosowanych materiałów pędnych na platformach satelitarnych. Najpowszechniejszymi materiałami pędnymi aktualnie wykorzystywanymi jako napędy kosmiczne w satelitach są hydrazyna i jej pochodne (paliwa) oraz czterotlenek dwuazotu (utleniacz). Są to substancje odznaczające się bardzo wysoką toksycznością oraz korozyjnością. Zwłaszcza stosowanie hydrazyny poddawane jest coraz ostrzejszym restrykcjom w Europie (Rozporządzenie Parlamentu Europejskiego w sprawie rejestracji, oceny, udzielania zezwoleń i stosowanych ograniczeń w zakresie chemikaliów – REACH). Rosnące trudności formalne związane z użytkowaniem hydrazyny oraz relatywnie wysokie koszty zabezpieczeń dla personelu naziemnego, sprawią, że sektor napędów satelitarnych intensywnie poszukuje odpowiednich zamienników tej substancji. Ocenia się, że nadtlenek wodoru klasy HTP o stężeniu 98% jest jednym z najpoważniejszych kandydatów do tego, aby ją skutecznie zastąpić. Nadtlenek wodoru klasy HTP jest silnym ciekłym utleniaczem i jednocześnie, relatywnie najbezpieczniejszym, rakietowym jednoskładnikowym materiałem pędnym. Niestety, obecnie substancja ta, zwłaszcza wmniejszych ilościach, jest praktycznie niedostępna na rynku europejskim. Skutkiem tego ośrodki akademickie oraz jednostki naukowo-badawcze, które wykazują zainteresowane są badaniami z wykorzystaniem HTP, nie są w stanie nabyć nawet niewielkich ilości HTP w rozsądnej cenie. Dlatego też w Instytucie Lotnictwa opracowano technologię uzyskiwania laboratoryjnych do technicznych ilości względnie taniego nadtlenku wodoru o stężeniu powyżej 80% (nawet 98%+) oraz odpowiednio wysokiej czystości.

EN

The paper presents modern approach as well as the potential of “novel” chemical “green” rocket propellant for satellite applications known as hydrogen peroxide of HTP class. The technology of obtaining the substance has been fully developed at IoA. However, the compound already is under experimental research for its practical utilisation within space propulsion applications. This liquid rocket propellant may be successfully used in thrusters and engines in RCS’s. What more, recently has become promising alternative for utilised so far toxic propellants. The novel (in terms of its quality and renewed interest) high-energy liquid green propellant called HTP is 98% aqua solution of hydrogen peroxide (High Test Peroxide). It does not suffer from the disadvantages typical for currently used rocket propellants and is now being extensively tested in many other space propulsion research centres around the world. The paper also presents the potential connected to the use of 98% HTP, also with comparison to the other liquid currently commonly used and very toxic propellant - hydrazine. Additionally, the authors try to prove that 98% HTP enables, due to low costs, the extensive research for alternative “green” propulsion systems may not always have to be done by the relevant industry itself but also by academia, research institutes and smaller private companies.

8

Badanie katalitycznego rozkładu 98% nadtlenku wodoru z wykorzystaniem katalizatorów Al2O3/MnxOy, promowanych tlenkami metali przejściowych

Surmacz P., Rarata G.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2014

|

Nr 1 (234) March 2014

34--40

PL

Nadtlenek wodoru w różnych stężeniach był i jest stosowany chemicznych w napędach rakietowych. Im wyższe stężenie wodnego roztworu, tym wyższe, możliwe do uzyskania, osiągi silnika. Jednak stosowanie nadtlenku wodoru o wysokim stężeniu (powyżej 90%) wymaga użycia specjalnych katalizatorów rozkładu, odpornych na udar termiczny i mechaniczny (wiele cykli szybkiego nagrzewania i chłodzenia) a także na długotrwałe przebywanie w temperaturze ponad 900°C w środowisku bogatym w tlen. Prezentowana praca ma na celu zbadanie grupy katalizatorów na nośnikach ceramicznych (różne odmiany polimorficzne tlenku glinu), z fazą aktywną w postaci tlenków manganu, domieszkowanych tlenkami: żelaza, chromu, kobaltu oraz promowanych samarem lub lantanem. Badania będą realizowane wspecjalnie do tego celu zaprojektowanych komorach katalitycznych, w warunkach zbliżonych do tych, jakie panują w silnikach rakietowych. Wyniki badań pozwolą na ocenę przydatności zastosowania różnych katalizatorów do rozkładu nadtlenku wodoru klasy HTP w silniach rakietowych na jedno- i dwuskładnikowy materiał pędny.

EN

Hydrogen Peroxide in various concentrations has been and still is used in chemical rocket propulsion. The higher concentration of HP water solution the higher, possible to obtain, performance of an engine. However, the use of highly concentrated hydrogen peroxide (above 90%) requires to use special catalysts for its decomposition. These catalysts should withstand thermal and mechanical stress for a lot of cycles as well as long stay-time in very hot – above 900°C – oxygen-rich environment. The project, presented in this paper, is to investigate a specific group of catalyst, consisted of ceramic aluminum oxide pellets, acting as support, with the active phase, containing manganese oxides. The active phase is doped with iron, chromium and cobalt oxides and promoted with samarium and lanthanum oxides. The investigation will be made using special catalyst chambers. Internal chamber conditions – flow, pressure, temperature – will be similar to those, which are in rocket engines. The result of this work will serve as a reference to assess the usefulness of various catalysts for HTP decomposition and its utilization in rocket propulsion.

9

Zapłon hipergoliczny stabilizowanego nadtlenku wodoru z węglowodorami promowanymi katalitycznie

Rarata G., Surmacz P.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2011

|

Nr 12 (221)

173-181

PL

W artykule zwrócono uwagę na możliwość wykorzystania sężonych, stabilizowanych roztworów nadtlenku wodoru (H2O2) w celu wypracowania jak najprostszej oraz skutecznej metody zapłonu węglowodorów ciekłych. Zastosowanie odpowiednio stężonego, stabilizowanego fosforanami, nadtlenku wodoru jako utleniacza (o stężeniu 85% i powyżej) oraz stałego katalizatora jego rozkładu (np. w postaci jego zawiesiny w paliwie) pozwala na uzyskanie samozapłonu spełniającego cechy tzw. zapłonu hipergolicznego (ang. hypergolic). Rzeczywiste układy hipergolowe (np. dwuskładnikowy układ ciekłego paliwa rakietowego oraz utleniacza) ulegają samoczynnemu zapłonowi w chwili, gdy ich składniki ulegną wymieszaniu. Są one jednak dość kłopotliwe w przechowywaniu i transporcie, ale raczej niezawodne w użytkowaniu w silniku rakietowym - gdyż nie wymagają dodatkowych systemów zapłonowych. W określonych warunkach stężony nadtlenek wodoru również może stanowić ciekły utleniacz, który posiada jednocześnie cechy hipergolika w stosunku do odpowiednio spreparowanych paliw weglowodorowych. Jedną z metod wykorzystywaną w tym celu może być dodatek katalizatora do paliwa węglowodorowego w postaci jego drobnokrystalicznej soli. Dalsze prace badawcze wymagane sa w kierunku określenia różnic w zachowaniu się układu przy zastosowaniu HTP (zamiast silnie stabilizowanego H2O2) czy też w warunkach odpowiadających pracy prawdziwego silnika rakietowego.

EN

The paper presents a simple and effective approach towards receiving the hypergolic ignition of a potential environmentally friendly liquid propellant consisting of stabilized hydrogen peroxide as a oxidizer (with a concentration of 85% or higher) and hydrocarbon fuels for use in rocket engines. Simple tests conducted up to now prove positive effect of relatively small amount of metal salt catalyst in fuels for elicitation of the hypergolic ignition. Such bipropellant formulation may be utilized in a real rocket engine environment - for instance in a pressure-fed liquid propellant rocket engine. However, to establish such technology more tests are needed to perform to find what kind of effects exerts the amount of catalyst and the initial temperature of the fuel on the ignition delay of such hypergolic bipropellants. An experimental program aimed at determining the effects of initial ambient pressure, initial ambient gas properties, and hydrogen peroxide concentration on ignition delay. Results show that ignition delay can be reduced by increasing the hydrogen peroxide concentration. The applicability of traditional vaporization and ignition theories to the ignition of a catalytically promoted fuel with rocket grade hydrogen peroxide are shortly discussed as well. However, the paper emphasizes that there are also many other important issues that must be taken into account, such as the level of stabilizers in the H202 or the difference between the ignition delay times from open cup tests and those from rocket engine static firings.

10

The safe preparation of HTP and concentrated H2O2 samples

Rarata G., Surmacz P.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2011

|

Nr 8 (217)

121-130

EN

The paper discusses the preparation of laboratory amounts of concentrated hydrogen peroxide solutions suitable for propulsion purposes (both types: stabilized and HTP class). A brief introduction to the physical properties, safety prescriptions, applications and material compatibility of hydrogen peroxide of HTP class is also presented for the sake of completeness. The final fragment concludes with a practical approach to the safe laboratory preparation method, handling and determination of purity and concentration of obtained concentrated hydrogen peroxide solutions.

PL

W artykule przedstawiono prosty sposób preparatyki laboratoryjnych ilości stężonego nadtlenku wodoru dla celów napędowych (zarówno stabilizowanego, jak i czystego, klasy HTP). Omówiono również podstawowe właściwości fizyczne tej substancji, wraz z uwzględnieniem wymogów związanych z jej bezpiecznym użytkowaniem podczas badań oraz w technicznych aplikacjach. Zwrócono uwagę na takie aspekty jak kompatybilność materiałowa oraz stabilność. Przedstawiono również prosty i skuteczny sposób określania czystości oraz stężenia uzyskiwanych w laboratoryjnych warunkach stężonych roztworów nadtlenku wodoru.

11

Współczesne stałe rakietowe materiały pędne

Rarata G., Surmacz P.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2009

|

Nr 7 (202)

112-124

PL

Artykuł zawiera poglądowy opis stałych, w tym także heterogenicznych, paliw rakietowych. Przedstawiony został podział paliw rakietowych, w tym przede wszystkim omówione zostały charakterystycznych cech stałych materiałów pędnych oraz ich podstawowe zastosowania, takie jak w silnikach rakiet balistycznych, pociskach kierowanych, artyleryjskich pociskach rakietowych, rakietach kosmicznych, itd. Nacisk położono na przedstawienie klasycznych stałych heterogenicznych rakietowych materiałów pędnych. Są to bowiem paliwa rakietowe, których podstawowymi składnikami są: utleniacz (np. NA), lepiszcze na bazie ciekłego kauczuk z grupami funkcyjnymi (np. PBAN, CTPB lub HTPB) i modyfikatory szybkości spalania oraz dodatkowo proszki metali (np. Al, Mg). Zaznaczono również coraz większy udział nowoczesnych paliw tzw. wysokoenergetycznych, w technikach rakietowych. A więc paliw zawierających nitroaminy (heksogen, oktogen) lub też tak perspektywiczne nitrozwiązki jak: CL-20, TNAZ lub ONC.

EN

The paper presents main characteristic features of solid rocket propellant compositions as well as their short development history, classification and engine performance. Such important parameters as: working time, magnitude of thrust, specific impulse, chamber pressure, and some others are also briefly discussed. All of analysed here parameters are the result of utilised fuel grain composition, its size, geometry as well as the structural nuances of an engine (combustion chamber diameter, type of nozzle, etc.). Emphasis has been put on more detailed analysis of composite type solid propellants (that contain separate fuel and oxidizer intimately mixed) especially because of their extensive current use in large non-military motors. The real, crucial step in manufacture of such solid propellants was possible to achieve when polyols were replaced with hydroxyl terminated polybutadiene (and practical utilization of HTPB reaction with isocyanates). The paper also presents a few most promising high-energy chemical compounds that are being considered as modern rocket composite propellants.

12

Rozwój i zastosowanie rakietowych napędów hybrydowych

Surmacz P., Rarata G.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2009

|

Nr 3 (198)

123-137

PL

Współczesny intensywny rozwój oraz wykorzystanie technik satelitarnych stawiają przed napedem rakietowym coraz większe wymagania. Jednym z najważniejszych jest dążenie do ograniczenia kosztów transportu kosmicznego, w przeliczeniu na 1 kilogram ładunku. Nie tylko rakiety kosmiczne wykorzystują silniki rakietowe. Ich zastosowanie obejmuje równiez korektę i transfer orbity sztucznych satelitów, napęd sond kosmicznych, pojazdów księżycowych i międzyplanetarnych, a także lądowników. Uwagę zwraca nowa dziedzina transportu, zwana turystyką kosmiczną. Wszystkie wymienione obszary wymagają zastosowania różych rodzajów i wielkości (impulsów całkowitych) napędów rakietowych. Upowszechnienie dostępu do rpzestrzeni kosmicznej wymaga redukcji kosztów rozwoju, produkcji i eksploatacji systemów transportu, przy zachowaniu wysokiego poziomu bezpieczeństwa. Od stosowanych materiałów pędnych wymaga się wysokich osiagów, bezpiecznego i długotrwałego przechowywania, a takż minimalnego wpływu produktów spalania na środowisko naturalne. Wymagania odnosnie silników rakietowych coraz częściej obejmują możliwość sterowania wartością ciągu oraz zdolność do wielokrotnego uruchomienia. Atrybuty te generalnie nie mają zastosowania w odniesieniu do tanich i prostych w budowie napędów rakietowych na stały materiał pędny. Natomiast silniki na materiał ciekły, pomimo znacznie szerszych możliwości zastosowania, charakteryzuje złożona budowa i związany z tym wysoki koszt rozwoju, produkcji i eksploatacji. W okreśIonych segmentach transportu kosmicznego rozważa się wykorzystanie napędu hybrydowego. Do zastosowań tych należą małe i średnie satelity (transfer i korekta orbit), lądowniki księżycowe i planetarne oraz samoloty do turystyki kosmicznej. Część z wymienionych potencjalnych zastosowań silników hybrydowych została sprawdzona i zyskała aprobatg do dalszych działań rozwojowych. Podstawowym kryterium stosowania tego typu napędu rakietowego są: prostota, bezpieczeństwo pracy, możliwość restartowania i sterowania siłą ciągu. Materiały pędne dla silników hybrydowych sa najcześciej łatwo przechowywalne i nietoksyczne. Co więcej, wstępne odseparowanie paliwa i utleniacza, znajdujących się podczas składowania w różnych fazach, istotnie wpływa na bezpieczeństwo przechowywania i transportu. Wszystkie te aspekty kwalifikują napęd hybrydowy do wykorzystania w określonej grupie zastosowań.

EN

Nowadays, the satellite technology development becomes very intensive. Progress in the satellite technology requires many desirable features from the rocket propulsion. One of the most important is reduction of the overall transport cost, with reference to one kilogram of payload. Rocket engines are being used not only for launch vehicles. The application includes also satellite manoeuvring and orbit transfer, space probe and lander propulsion. There is a very interesting new transport area called space tourism. In order to make the Space widely accessible, it is necessary to reduce the development, production and utilization cost of space transportation systems. It must also not influence the safety level. Features including high performance, storability, non-toxicity and safety of rocket propellants are required. There are also many other features essential for a rocket engine. Among them the most important are restart ability and throttling ability. These features cannot be reached by a solid rocket motor. Although a liquid rocket engine might be both restartable and throttlable, it is complicated and very expensive to develop. Hybrid rocket propulsion is being considered in several specific areas of space transportation. Those applications are: microsatelites (manoeuvring and orbit transfer), lunar and planetary landers, suborbital and orbital tourism vehicles. Some of these applications have been already approved and are still being developed. The most positive qualities of a hybrid propulsion are: simplicity, safety, stop and restart ability, throttling ability. Hybrid propellants are mostly storable and non-toxic. What is more, fuel and oxidiser are separated and stored in different phases, which positively affects on the safety level.

13

Projekt wstępny silnika rakietowego na ciekły materiał pędny dla pierwszego stopnia rakiety kosmicznej

Surmacz P.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2009

|

Nr 3 (198)

25-44

PL

Silniki rakietowe należą do najbardziej zaawansowanych technicznie systemów napędowych. Jest to jednocześnie główny rodzaj napędu, działający w warunkach kosmicznych, czyli w próżni. Obecnie najbardziej optymalnym rozwiązaniem, stanowiącym kompromis pomiędzy osiągami, poziomem technologii, bezpieczeństwem i ogólnymi kosztami, są chemiczne silniki rakietowe na ciekły i stały materiał pędny. W pracy przedstawiono nowoczesne i efektywne metody wstępnego projektowania silników rakietowych na ciekły materiał pędny. Zwrócono szczególną uwagę na zagadnienia, dotyczące projektowania silników z turbopompowym systemem zasilania, opartym na generatorze gazu. Wykonana została analiza misji rakiety, w celu określenia konfiguracji pojazdu. Dokonano optymalizacji systemu zasilania, prowadzącej do zdefiniowania parametrów konstrukcyjnych silnika. Zostały przy tym podjęte dodatkowe decyzje konstruktora, nie podlegające procesowi optymalizacji. Zasady projektowania zaaplikowano do wstępnych projektów komponentów i podsystemów silnika, takich jak: komora spalania i układ chłodzenia regeneracyjnego, dysza, głowica wtryskowa wraz z kolektorami dolotowymi, turbopompa.

EN

Rocket engine is the most advanced propulsion system. It is also one of the few engines working in Space environment - vacuum. The optimal compromise between performance, technology, safety and overall cost, are chemical liquid rocket engines and solid motors. The study contains modern, effective methods for design of liquid propellant rocket engines. Special attention has been concentrated to issues concerning turbopump feed systems and gas generator cycles. In order to define the vehicle configuration, the mission analysis has been performed. The propellant feed system has been optimized. It helped to define the engine design point. Several additional decisions have been made. These decisions were not the subject of the optimization. The modern engineering has been applied to the preliminary design of the rocket engine components and subsystems: the main combustion chamber with regenerative cooling system, nozzle, injector, manifolds and turbopump assembly. Additional elements, like mounts and pipes has been designed. The computer model of the engine assembly has been made. The engine mass and performance have been calculated. Three-dimensional computer models of components and the entire assembly have been created using a modern CAD/CAM/CAE integrated system.

14

Nadtlenek wodoru klasy HTP jako uniwersalne medium napędowe oraz utleniacz

Rarata G., Surmacz P.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2009

|

Nr 7 (202)

125-158

PL

Aktualnie wdziedzinie napędów, zresztą nie tylko kosmicznych, trwają intensywne poszukiwania nietoksycznych, bezpiecznych, tanich, dających się magazynować oraz posiadających dużą gęstość energii, jednoskładnikowych materiałów pędnych oraz utleniaczy. Takim związkiem chemicznym, będącym jednocześnie jednoskładnikowym materiałem pędnym oraz wydajnym utleniaczem jest znany już od blisko 200 lat nadtlenek wodoru. Pomimo faktu, że na przestrzeni ostatnich trzech dekad rozwoju napędów rakietowych pojawiło się wiele innych napędowych układów chemicznych, oferujących znaczne osiągi (stałe kompozytowe materiały pędne znalazły zastosowanie zarówno wpociskach, jak iwcywilnej eksploatacji przestrzeni kosmicznej, pojawiła się też kolejna generacja wysokoenergetycznych materiałów pędnych oraz wydajne katalizatory rozkładu hydrazyny oraz zaawansowane konstrukcje silników na ciekłe materiały pędne) to zainteresowanie nadtlenkiem wodoru oraz prace nad jego aplikacjami w technice rakietowej uległy obecnie wręcz gwałtownej eskalacji. Wpływ na to bez wątpienia mają też popularniejsze ostatnio ogólnoświatowe trendy poszukiwania „ekologicznych” czy też „zielonych” paliw. Inżynierowie od napędów, i nie tylko, ponownie zwracają uwagę na ten nietoksyczny, bezpieczny, tani, dający się magazynować oraz po siadający dużą gęstość energii, jednoskładnikowy materiał pędny i wydajny utleniacz zarazem.

EN

Nowadays space propulsion technologies are urgent for less toxic, storable and environmentally friendly propellants and oxidizers – to replace nitrogen tetroxide (NTO) and hydrazine in certain applications. Hydrogen peroxide is a very attractive replacement oxidizer and monopropellant as well. The history of its use proves that H2O2 has high specific impulse, is cheap, safe and possesses desirable storage properties. It is commonly misunderstood that hydrogen peroxide cannot be stored for long periods of time. But it can, and It also can be utilized with success as a hypergolic fuel oxidizer combination and in such systems it would be highly desirable for virtually any high energydensity applications such as small but powerful gas generating systems, attitude control motors (hybrid ones for example), or main propulsion systems. These systems would be implemented on platforms ranging from guided bombs to replacement of environmentally unfriendly existing systems to manned space vehicles. Besides, hydrogen peroxide is a currently used as a storable, acceptable propellant which is finding use in various emerging systems, not only in propulsion technologies.

15

Koncepcja rakiety kosmicznej przeznaczonej do transportu mikro-satelitów na orbitę synchronizowaną słonecznie

Florczuk W., Folusiak M., Kublik D., Rarata G., Sobczak K., Świderski K., Surmacz P., Wolański P.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2009

|

Nr 3 (198)

5-24

PL

W pracy przedstawiono historyczny rys rozwoju technik rakietowych w Polsce oraz rok Instytutu Lotnictwa w budowie rakiet balistycznych i meteorologicznych w latach 60-70-tych ubiegłego stulecia. Krótko omówiono budowę w Instytucie Lotnictwa pierwszych instrumentów pomiarowych umieszczanych na satelitach z serii "Interkosmos" oraz obecną aktywność Polski w wykorzystaniu technik kosmicznych. Zasadnicza część prasy pświęccona jest omówieniu problemu budowy rakiety do wysyłania małych satelitów Ziemi. Przedstawiono w niej analizę zapotrzebowania na rakiety wynoszące na orbity Ziemi małe satelity oraz metodykę opracowania konstrukcji takie rakiety. Przeanalizowano wybór materiałów pędnych, silników rakietowych i w efekcie porównano konstrukcję rakiety dwu i trzystopniowej przeznaczonej do wynoszenia satelitów o masie 100 kg na orbitę synchronizowaną słonecznie na wysokości 600km.

EN

A short presentation of Polish contribution into development of rocket as well as the role of the Institute of Aviation in design of ballistic, meteorological and space instrument are briefly described. Main part of the paper is devoted to analyses of design and performances of small rocket designed to launch 100 kg satellite into 600 km Solar Synchronous Orbit (SSO). Selection of propellants, engines and comparison of performance of two and three stage rockets is presented.

16

Kierunki modernizacji grupowych węzłów cieplnych

Cholewa L., Życzyńska A., Surmacz P., Dyś G.

Rynek Energii

|

2005

|

nr 5

42-51

PL

W artykule przedstawiono podstawowe wymagania w odniesieniu do układów dostawy ciepła do budynków, które pozwalają na racjonalne wykorzystanie energii cieplnej a zarazem jej oszczędzanie. Istniejące układy zcentralizowane zaopatrzenia w ciepło budynków mieszkalnych wielorodzinnych, zrealizowane w wykonaniach technologicznych lat 70-tych nie pozwalają najczęściej na efektywne wykorzystanie ciepła. Stąd konieczna jest ich modernizacja. Przedstawiono w artykule różne warianty modernizacji grupowego węzła cieplnego i współpracujących z nim sieciowych układów przesyłowych, które są konieczne do przeprowadzenia, by dostosować dostawę ciepła do budynków do potrzeb wynikających z przeprowadzonej termomodernizacji struktury budowlanej oraz zmodernizowanych instalacji wewnętrznych c.o. Na podstawie przeprowadzonych obliczeń oraz ich analizy techniczno - ekonomicznej zaproponowano taki wariant modernizacji układu dostawy ciepła do budynku (węzła cieplnego grupowego i sieci ciepłowniczych), który zapewnia najkorzystniejszy efekt ekonomiczny w postaci najkrótszego prostego czasu zwrotu nakładów (SPBT).

EN

In this paper basic requirements for heat supply systems allowing the rational use of heat energy and its saving were presented. Existing centralized systems in multifamily buildings made with the application of technologies from 70s do not allow efficient heat management. Their modernization is necessary. In the paper different modernization solutions of group district heating substations and coworking distribution networks are presented. They are necessary to adapt heat supply to the needs resulting from thermomodernization of buildings envelope and internal technical systems of central heating. On the basis of the calculations and the technological and economical analysis the modernization solution of heat supply to the building (group district heating substation and heating networks) which ensured the most efficient result seen as the shortest SPBT (simple payback time) was suggested.

17

Analiza ekonomiczna modernizacji źródła ciepła

Życzyńska A., Surmacz P., Dyś G.

Instal

|

2002

|

nr 12

17--20

PL

W artykule przedstawiono opłacalność modernizacji źródeł ciepła. Przeanalizowano dwie przykładowe inwestycje. Pierwsza dotyczyła odłączenia budynku od miejskiej sieci ciepłowniczej i wykonania w tym budynku kotłowni dwufunkcyjnej gazowej. Druga natomiast obejmowała modernizację polegającą na wymianie starych kotłów węglowych na nowe kotły o wysokiej sprawności opalane gazem.

EN

This paper presents an analysis of cost efficiency after change of heat supply for the purpose of central heating and central hot water. Two examples of investments were analyzed. The first one involving cutting off building from the district heating network and building a functional boiler room furnished with gas boilers. The second investment included exchanging old coal boilers for new gas boilers.

18

Wentylacja grawitacyjna w szczelnych budynkach mieszkalnych

Nowak-Taźbirek M., Surmacz P.

Ciepłownictwo, Ogrzewnictwo, Wentylacja

|

1999

|

R. 30, nr 9

15-16, 29

PL

Próba oceny możliwości uzyskania w pomieszczeniach wymaganych warunków higienicznych w świetle obowiązujących norm i przepisów.