Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Safety aspects of hypergolic propellants with hydrogen peroxide

Rarata G., Florczuk W.

Materiały Wysokoenergetyczne

|

2017

|

T. 9

136--144

EN

The hazards and risks associated with the handling, transportation and storage of hypergolic propellants based on highly concentrated hydrogen peroxide as an oxidiser, are discussed in the paper. The main focus has been placed on the assessment of possible hazards and preventative methods for the protection of technical staff and hardware associated with 98% hydrogen peroxide and the fast developing new “green” hypergolic propellants. The basic risks connected with the use of incompatible materials, human error and propellant properties have been described. The dangerous incidents and catastrophic accidents hitherto known with hypergolic propellants are related mainly to the toxic compounds based on hydrazine derivatives and dinitrogen tetroxide. The conclusions and remarks from available literature have been discussed and transferred into a form of handling procedures for “green” hypergols. As a result, the data, comparison with existing literature and the authors’ experience presented in this paper, try to illustrate what steps need to be taken during various research operations in a laboratory environment, when working with hypergolic rocket propellants. There are many ways of preventing unwanted events with the implementation of some being necessary to avoid or mitigate possible technical problems, incidents or even accidents. Some of the most important factors in risk minimization, when working with 98% hydrogen peroxide and hypergolic fuels, are presented.

PL

W artykule omówione zostały zagrożenia oraz ryzyka związane ze stosowaniem, transportem oraz przechowywaniem hipergolicznych materiałów pędnych, bazujących na wysoko stężonym nadtlenku wodoru, jako utleniacz rakietowy. W tym celu określone zostały potencjalne zagrożenia i metody ich zapobieganiu w odniesieniu do ochrony fizycznej personelu technicznego oraz aparatury, która może mieć bezpośredni kontakt z 98% nadtlenkiem wodoru oraz paliwami hipergolicznymi klasy „green”, tj. „ekologicznymi” i niskotoksycznymi. Przedstawiono podstawowe ryzyka wynikające ze stosowania materiałów konstrukcyjnych, niekompatybilnych z wybranymi cieczami, ludzkich błędów oraz właściwości wybranych paliw i 98% nadtlenku wodoru. Znane są groźne zdarzenia oraz katastroficzne w skutkach wypadki związane z wykorzystaniem samozapłonowych, toksycznych rakietowych materiałów pędnych bazujących na hydrazynie i jej pochodnych, w kontakcie z czterotlenkiem diazotu. Zdobyte doświadczenia oraz uwagi zawarte w dostępnej literaturze, a związane z toksycznymi, hipergolicznymi materiałami pędnymi, zostały przedstawione i zasugerowane jako procedury do zastosowania przy stosowaniu nowych, „ekologicznych” związków samozapłonowych. Na tej podstawie dokonano próby opisania środków zapobiegawczych przeciw potencjalnym zagrożeniom, występującym w praktyce badań laboratoryjnych z tego typu związkami. Opisane zostały również scenariusze zdarzeń i związane z nimi zagrożenia, a także wskazano procedury i metody, które je minimalizują lub całkowicie eliminują.

2

Właściwości, otrzymywanie oraz zastosowanie nadtlenku wodoru 98%+ klasy HTP

Florczuk W., Rarata G., Rokicka K.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2016

|

Nr 3 (244)

215--226

PL

Przedstawiono podstawowe, a zarazem dość unikalne, właściwości stężonych roztworów nadtlenku wodoru klasy HTP (High Test Peroxide). Pokazano rownież zarys historyczny oraz możliwości zastosowania tego związku chemicznego w napędach wraz z uwzględnieniem aktualnych tendencji rozwojowych silników rakietowych wykorzystujących nadtlenek wodoru klasy HTP. Zwrócono także uwagę na możliwość wykorzystania dostępnych w Polsce 60%, chemicznie czystych, roztworów nadtlenku wodoru w celu otrzymania roztworów klasy HTP. Dodatkowo, opisano również proces preparatyki nadtlenku wodoru opracowany w Laboratorium Materiałów Pędnych będącego częścią Zakładu Technologii Kosmicznych Instytutu Lotnictwa. Wykazano także konkurencyjność w zakresie jakości oraz kosztów związanych z preparatyką własnego HTP w Instytucie Lotnictwa, w stosunku do aktualnie komercyjnie dostępnego w Europie.

EN

The paper presents potentially "novel" and "green" rocket chemical propellant known as hydrogen peroxide of HTP class. The laboratory technology of obtaining the substance has been developed at IoA. However, the compound already is under extensive experimental research for its practical utilisation within the space propulsion applications. This liquid rocket propellant may be successfully used in various rocket engines. 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 of high purity (High Test Peroxide). It does not suffer from the disadvantages of typically used rocket propellants. The paper also presents the authors1 work in the field of HTP utilisation within the relevant industry.

3

Novel liquid compounds as hypergolic propellants with HTP

Rarata G., Florczuk W.

Journal of KONES

|

2016

|

Vol. 23, No. 1

271--278

EN

The paper presents both an experimental investigation and an up-to-date literature review over the hypergolicity of highly concentrated hydrogen peroxide with various liquid mixtures or novel chemical compounds that may be a potential candidate for rocket applications. Moreover, the coverage contains both, a historical and modern approach to hydrogen peroxide based hypergolic propulsion systems. In addition, the advantages of the oxidizer, especially in the form of 98% solution of hydrogen peroxide, are profiled in detail against the toxic ones that are currently utilized. Equally, the potential replacements for hydrazine, monomethyl hydrazine, unsymmetrical dimethyl hydrazine, dinitrogen tetroxide or their combinations, as propellants in rocket applications, are collected and discussed thoroughly in terms of their propulsive performance, availability on the market, storability, handling and general safety conditions for the technical staff as well as environmental compatibility. The ignition mechanism of the two main fuel groups, catalytically and energetically promoted, that reveal fast, spontaneous ignition with the highly concentrated hydrogen peroxide , is described too. Furthermore, the example that results from the simple drop tests are shown with special focus laid on the comparison of the minimum ignition delay time as the key parameter for the discussed fuel compositions. Lastly, the most prospective fuel combinations are discussed as desirable alternatives for the near-future bipropellant propulsion systems for the rocket or satellite applications, or other that demand high energy density.

4

Rozwój ekologicznych silników rakietowych na ciekłe materiały pędne

Florczuk W., Kublik D., Sobczak K.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2014

|

Nr 1 (234) March 2014

62--72

PL

W artykule zawarto zestawienie i omówienie ekologicznych materiałów pędnych będących obecnie tematem najliczniejszych publikacji w zakresie badań nad ciekłymi rakietowymi materiałami pędnymi stanowiącymi realną alternatywę dla obecnie stosowanych mieszanin typu MMH/MON, UDMH/NTO, czy hydrazyna. Należą do nich ADN, HAN, HNF oraz HTP. Dodatkowo, przedstawione zostały programy badań kosmicznych, gdzie jako źródło napędu platform satelitarnych zastosowanie znalazły opisane ekologiczne materiały pędne. Przedstawiono również wyzwania stojące przed konstruktorami pracującymi nad silnikami na ciekłe materiały pędne, a także trendy dotyczące ich przyszłych zastosowań.

EN

This article contains the survey of the non-toxic, environment friendly and low cost, green propellants being intensively investigated by the space propulsion communities. These propellants represent compounds with the highest potential to be used as an alternatives for the mixture of MMH/MON, UDMH/NTO or hydrazine in monopropellant propulsion. They include ADN, HAN, HNF and HTP. Additionally, the newest space missions with the utilization of the green propellants in their ACS (Attitude Control Systems) were described. The new challenges for the design and determination of the current trends in the field of development of the liquid rocket engines are also included.

5

Badanie quasi hipergolicznego zapłonu paliw węglowodorowych z nadtlenkiem wodoru klasy HTP

Florczuk W.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2014

|

Nr 1 (234) March 2014

41--50

PL

Artykuł ten przedstawia omówienie obecnie badanych mieszanin hipergolicznych typu „green”, będących potencjalną alternatywą dla układów złożonych z hydrazyny i jej pochodnych w połączeniu z utleniaczami typu N2O4, WFNA, czy RFNA. Przedstawione wyniki badań wykazują, że większość związków chemicznych posiadające cechy samozapłonowe z nadtlenkiem wodoru klasy HTP charakteryzuje się czasem opóźnienia samozapłonu w przedziale od 10-30 ms, a niektóre z nich nawet 9 ms. W artykule zawarto również opis metod badawczych określania czasu opóźnienia samozapłonu mieszanin hipergolicznych. Dodatkowo przedstawiono opis stanowiska badawczego wykonanego w ramach projektu PULCHER z FP7 SPACE.

EN

This article describes the survey of the presently tested green hypergolic propellants that could be used as an alternatives for highly toxic mixtures such as hydrazine and its methyl derivatives with NTO, WFNA or RFNA. Presented research results clearly demonstrate that the autoignition delays for most of them being hypergolic with HTP(High Test Peroxide) are in the range of 10-30ms. Some of these propellants promoted with hydride compounds of light transition metals exhibit AID on the level of 9 ms. In the comparison to the MMH/NTO with AID equal to 3 ms the new hypergolic green propellants seems very attractive with their performances for the new space applications. Description of the methods to test hypergolic propellants are also included. Additionally the test stand designed and manufactured in the frame of project PULCHER FP7 SPACE is demonstrated.

6

Analiza wymiany ciepła oscylującej płytki w ośrodku amoniaku jako nowej koncepcji wymiennika ciepła w elektrycznych silnikach rakietowych

Florczuk W., Kobiera A.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2011

|

Nr 12 (221)

89-101

PL

Elektrotermiczny napęd rakietowy ze względu na prostotę swego działania i konstrukcji jest atrakcyjnym rozwiązaniem dla inżynierów projektujących systemy kontroli położenia satelitów. Ciagłe poszukiwanie nowych rozwiązań oraz stosowanie nowych materiałów konstrukcyjnych znacząco podniosły sprawność obecnych silników rakietowych, w tym elektryczno-termicznych typu "Resistojet" . Nowym rozwiązaniem proponowanym w tego typu napędach jest wymiennik ciepła z oscylującym elementern grzewczym. Dzięki temu termiczna warstwa przyścienna Charakteryzująca się znacznie większą temperaturą niż temperatura przepływającego ośrodka, powstająca na płytce jako elemencie grzewczym, odrywa się, a następnie miesza z pozostałą częścią płynu ogrzewając ją. Wykazano, że istnieje granica częstotliwości oscylacji, która w sposób znaczący poprawia efektywność grzania czynnika roboczego. Badania wykonano w ramach projektu ESA PECS 98104 Gas Resistojet Thruster for Medium Size Satellite Attitude Control.

EN

Electric rocket propulsion belong to the group of rocket engines which use thermal energy converted from electric. This energy conversion is crucial problem for this kind of rocket engines. The electric rocket engines are divided by methods of energy conversion and in this work is presented solution for resistance rocket engines called "resistojet". Resistojets are mostly used as a propulsion for attitude control system of satellite platforms because their simplicity, relative high specific impulse and long work-time duration ability. Recently development of new solutions and new materials have significantly increased the efficiency of energy conversion and decreased losses of thermal energy in resistojets. New solution proposed to the resistojets is heat exchanger with flat plate. The phenomena of thermal boundary layer created on surface of plate is additional intensify by high frequency oscillating. Because of dynamic move the boundary layer is broken and mixed in downstream flow. Mixed fluid increase own temperature and enthalpy that is converted to high velocity in the supersonic nozzle. In this work was shown that there is limitation of frequency oscillation of flat plate to enhance thermal process to heating fluid. This work was done as a part of project "ESA PECS 98104 Gas Resistojet Thruster for Medium Size Satellite Attitude Control".

7

Analiza CFD operowania śmigłowca EC-135P2

Florczuk W.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2011

|

Nr 10 (219)

152-159

PL

Operowanie śmigłowców ratowniczych o średniej masie (2800-3500 kg) z małymi średnicami wirników nośnych, nad obszarem lotniska, czy też nad obszarem zurbanizowanym jest dość istotnym problemem z punktu widzenia logistyki i bezpieczeństwa personelu medycznego oraz transportowanych osób rannych. Mała średnica wirnika nośnego jest źródłem indukowania dużych prędkości podmuchu co może stanowić zagrożenie dla otoczenia. Dodatkowo chaotyczne podmuchy wiatru mogą intensyfikować wypadkową prędkość podmuchu w pobliżu lądującego, czy też startującego śmigłowca. W sytuacjach krytycznych ciśnienie dynamiczne podmuchu może osiągać takie wartości, przy których elementy wyposażenia medycznego, personel medyczny, a nawet ambulanse medyczne operujące w pobliżu pracującego śmigłowca mogą zostać przewrócone, co jest niedopuszczalne. W pracy tej dokonano obliczeń wielu przypadków zawisu śmigłowca ratowniczego EC-135 w wersji P2 (jest to wersja wykorzystywana przez polskie Lotnicze Pogotowie Ratunkowe) nad płaskim obszarem lądowiska. Uzyskane wyniki jednoznacznie wskazują występowanie obszarów o dużej prędkości podmuchu pod śmigłowcem. Dzięki temu, informacje te pozwolą w przyszłości na lepszą logistykę operacji ratowniczych w sytuacjach kryzysowych, tj. wypadkach drogowych, dostarczaniu pomocy humanitarnej, czy też innym o podobnym znaczeniu.

EN

Operating the rescue helicopters with an average weight of 2800-3500 kg and with small diameters of rotor over the airports or urban area is a significant problem from the standpoint of logistics and safety of medical personnel and transported injured people. The small diameter of the rotor is the source of inducing high-speed blast what may cause a dangerous situations. Additionally chaotic wind speed may enhance the blast near landing or taking off the helicopter. In critical situations the dynamic pressure can reach such a values at which elements of medical equipment, medical personnel, and even medical ambulances operating near the helicopter may be toppled, what is unacceptable. In this work the CFD calculations have been performed for many cases of hovering rescue helicopter EC-135 P2, that is the version used by Polish Medical Air Rescue. The results clearly indicate the presence of local areas with high velocity (exceeded acceptable values of 15 m/s) induced by the main rotor of helicopter. Thus, this information will help in the future to better logistics, rescue operations in crisis situations such as road accidents, the provision of humanitarian aid, or others actions.

8

VRS - Program do symulacji lotu rakiet wielostopniowych

Florczuk W.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2009

|

Nr 3 (198)

62-83

PL

Program komputerowy VRS (Visual Rocket Simulation) to inżynierskie narzędzie stworzone w celu obliczania trajektorii oraz parametrów lotu rakiet wielostopniowych, a także statków kosmicznych typu "Reentry Vehicle", np. kapsuły załogowe. W celu usprawnienia pracy nad programem oraz zapewnienia jego przejrzystości z punktu widzenia programisty, kod źródłowy podzielono na oddzielne moduły odpowiedzialne za poszczególne podmodele. Moduły te stanowią modele najważniejszych elementów rozważanej konstrukcji rakiety oraz otoczenia, tj. model napędu, model konstrukcji stopni, model separacji stopni, model pola grawitacyjnego Ziemi, model aerodynamiki rakiety oraz model atmosfery. Dzięki temu możliwe jest dodawanie nowych cech związanych z jej konstrukcją oraz środowiskiem, zwiększając przez to dokładność symulowanego lotu. Najważniejszym modułem odpowiedzialnym za symulacje jest moduł zawierający równania różniczkowe określające dynamikę ruchu statku w przestrzeni trójwymiarowej. Równania te wyprowadzone zostały w układzie sferycznym, którego początek związany jest ze środkiem Ziemi. Do całkowania tych równań użyto powszechnie stosowaną metodę typu RK4 (Runge-Kutta 4 rzędu). Użyty model statku kosmicznego w programie VRS zawiera 3 stopnie swobody (3DOF) odpowiedzialne za ruch translacyjny konstrukcji. Model z 3DOF pozwala z dobrym przybliżeniem określić trajektorię lotu rozważanego obiektu bez uwzględniania ruchu obrotowego konstrukcji wokół jego osi głównych w czasie symulacji, co także wiąże się z pominięciem metod sterowania. Program posiada możliwość importowania danych określających parametry atmosfery w lokalnym punkcie startu, importowanie charakterystyk ciągu (daje to możliwość symulacji pracy silnika rakietowego z dyszą typu "aerospike"), a także importowanie charakterystyk oporu aerodynamicznego. Do wyświetlania wyników z symulacji stworzono moduł post-processora, który może działać w trybie FRS (Fast Results Calculation) lub w trybie RTS (Real Time Simulation). Dzięki graficznemu interfejsowi, w którym osadzono kod programu, wygodne i przejrzyste stało badanie dynamiki lotu rakiet wielostopniowych. Program VRS został napisany w środowisku programowania DELPHI 7 z wykorzystaniem bibliotek graficznych typu GLScene.

EN

Task of modeling and simulations is a essential and primary procedure in space and aircraft designing process, that has a iterative nature. Such advance structures like rocket launchers need very accurate and time-consuming calculations during design process in order to obtain optimal solutions. Because of this, the very accurate and fast tools to simulate flight mechanics, checking the capability and efficiency of the rocket is required. This work concerns all steps, procedures and models used to programming a 3 DoF(degrees of freedom) application to simulate flight of multistage rocket launcher from launch site to assigned orbit. This application permits to analysis of primary parameters and obtain trajectory at real flight time, that includes launch from start position, flight by dense atmosphere, stages separations and injection payload into orbit. Also it is possible to observe the payload flight on the obtain orbit that can be circular, elliptical, hyperbolical or parabolic. Contents of this work include: description model of no spherical planet gravity potential, with spherical harmonics, description of atmosphere, aerodynamic model, model of propulsion and staging systems. All of those models with derived equations of motion are solved by most efficient numerical integration method name's Runge- Kutta 4th order. In order to increase capabilities of this application, the graphical user interface has been designed. Modules of pre-processing and post-processing has been performed using a OpenGI library GLScene for Delphi 7.

9

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.

10

Analiza powstawania pierścienia wirowego wokół wirnika głównego na podstawie badań śmigłowca W-3 Sokół przy użyciu pakietu obliczeniowego FLUENT

Florczuk W.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2009

|

Nr 6 (201)

67-80

PL

Zagadnienie powstawania pierścienia wirowego na wirniku głównym śmigłowca od wielu lat jest jednym z podstawowych problemów, a zarazem jednym z największych zagrożeń występujących w czasie eksploatacji tego typu maszyn. Powstanie pierścienia wirowego w pobliżu wirnika głównego śmigłowca skutkuje spadkiem jego ciągu nawet o 30%. Zjawisko to najczęściej powstaje i stwarza największe zagrożenie dla maszyny i jego załogi w sytuacji, gdy śmigłowiec zmuszony jest do operowania w warunkach, gdzie ośrodek wypełniający otoczenie porusza się względem śmigłowca, z prędkością zbliżoną do prędkości indukowanej przez wirnik główny. Tego typu przypadki mogą zaistnieć w sytuacji dynamicznego lądowania lub zawisu śmigłowca w obszarze prądów wznoszących, np. nad pożarem, czy rozgrzanym terenem zurbanizowanym. W pracy tej dokonano symulacji opływu śmigłowca w szerokim zakresie jego użytkowania, tj. dla różnych prędkości opadania i prędkości postępowych. Symulacje te wykonano przy użyciu pakietu obliczeniowego FLUENT 6.3.26 oraz wcześniej przygotowanego modelu śmigłowca W-3 Sokół w wersji podstawowej. Wyniki jakie uzyskano jednoznacznie pozwoliły na szczegółowe przeanalizowanie występowania pierścienia wirowego oraz jego struktury, miejsca zaczepienia w zależności od warunków opływu.

EN

Since the rotorcraft has become a commonly use for many applications like police, military, rescue and civil the most dangerous situations during exploitation such machines are vortex ring state. Appearance of vortex ring upon the main rotor during helicopter flight can decrease their thrust almost 30% in result. This phenomenon exists when the rotorcraft operates in conditions where relative velocity to the rotor is similar to induce velocity. Those conditions can occur when helicopter operates while dynamic land or hover in field of upstream air flow, for example when the helicopter is used to fire extinguish and risk of flights above the fire is big. Then the hot air can flow with velocity similar to induced velocity by rotor and in result the vortex ring occur. In this work were performed simulations of W-3 Falcon rotorcraft being in hovering in field of air with different velocity upstream conditions. Those simulations directly shows that vortex ring occurs and influences on rotor while velocity of upstream air is similar to velocity induced by main rotor. In result the rotorcraft can fall down and crash when the pilot reaction will be wrong. The simulations were performed in FLUENT 6.3.26 with model of basic version of W-3 Falcon.