Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Cavitating Venturi as a Mass Flow Controller in a Deep Throttling Liquid Rocket Engine

Sekrecki Michał

Transactions on Aerospace Research

|

2023

|

Nr 3 (272)

72--86

EN

The most common solutions for rocket engines are the single operation point (thrust level) units. Oxidiser and fuel mass flow rates and the oxidiser-to-fuel mass flow rate ratio (OFR) are some of the determinants of the thrust level. Based on these, planetary ascent and descent; space rendezvous; orbital manoeuvring, including orientation and stabilisation in space; hovering, hazard avoidance during planetary landing; and ballistic missile trajectory control propulsion systems could use throttleable liquid engines. Several engine throttling methods, such as supply pressure variation and variable injector area, can be applied. Among others, a cavitating venturi propellant regulatory valve is one of the most promising throttling method. This type of valve can provide steady mass flow, despite the downstream pressure disturbance (i.e. from the combustion chamber), which sustains a stable engine thrust as the mass flow is kept. The article presents the valve sizing method, design and prototype test results of the cavitating venturi valve that has potential for utilisation in a deep throttling rocket engine. Mass flow stability and repeatability are presented for valve operating points in the 10%-110% nominal mass flow range. Valve design optimisation, based on CFD, to sustain cavitation for a higher downstream-to-upstream pressure ratio is shown.

2

Green propulsion research at TNO the Netherlands

Mayer A., Wieling W.

Transactions on Aerospace Research

|

2018

|

Nr 4 (253)

5--32

EN

This paper describes the recent theoretical and experimental research by the Netherlands Organisation for Applied Scientific Research (TNO) into green replacements for hydrazine, hydrazine derivatives and nitrogen tetroxide, as propellants for inspace propulsion. The goal of the study was to identify propellants that are capable of outperforming the current propellants for space propulsion and are significantly less hazardous for humans and the environment. Two types of propellants were investigated, being monopropellants and bipropellants. The first section of the paper discusses the propellant selection. Nitromethane was found to be the most promising monopropellant. As bipropellant, a combination of hydrogen peroxide (HP) and ethanol was selected, where the ethanol is rendered hypergolic with hydrogen peroxide. The second part of the paper describes the experimental verification of these propellants by means of engine testing. Initiation of the decomposition of nitromethane was found to be problematic, hypergolic ignition of the hydrogen peroxide and ethanol bipropellant however was successfully demonstrated.

PL

W niniejszym artykule opisano wyniki najnowszych teoretycznych i eksperymentalnych badań Holenderskiej Organizacji Stosowanych Badań Naukowych (TNO) na rzecz ekologicznych zamienników hydrazyny, pochodnych hydrazyny i tetratlenku diazotu, jako materiałów do napędu rakietowego. Celem badań była identyfikacja materiałów napędowych, mogących osiągnąć lepsze wyniki niż obecne paliwa rakietowe i będąc jednocześnie mniej niebezpiecznymi dla ludzi i środowiska. Zadano dwa typy materiałów pędnych, tak zwane „monopropellant” i „bipropellant”. W pierwszej części artykułu omówiono wybór materiału pędnego. Nitrometan okazał się najbardziej obiecującym materiałem typu „monopropellant”. Jako „bipropellant” wybrano połączenie nadtlenku wodoru (HP) i etanolu, w którym etanol zmodyfikowano hypergolicznie nadtlenkiem wodoru. W drugiej część artykułu opisano eksperymentalną weryfikację zastosowania materiałów napędowych za pomocą testów silnika. Pomimo początkowych problemów z rozkładem nitrometanu, udowodniono hipergoliczny zapłon nadtlenku wodoru i zademonstrowano „bipropellant” etanolowy.

3

Projekt silnika rakietowego na ekologiczne ciekłe materiały pędne

Okniński A., Bartkowiak B.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2014

|

Nr 1 (234) March 2014

73--81

PL

Praca przedstawia projekt rozwoju ekologicznego silnika rakietowego wykorzystującego wysoko stężony nadtlenek wodoru jako utleniacz i węglowodory jako paliwo. Projekt realizowany w ramach prac statutowych Instytutu Lotnictwa ma na celu budowę i przetestowanie jednostki napędowej umożliwiającej transfer satelitów telekomunikacyjnych z niskiej na geostacjonarną orbitę ziemską. Przedstawiono układ konstrukcyjny silnika wraz z opisem jego kluczowych elementów. W pracy zawarto również uproszczoną metodologię rozwoju projektu wraz z przykładowymi wynikami obliczeń. Projekt pozwolił na budowę i wstępne przetestowanie zaproponowanego silnika rakietowego, pozytywnie weryfikując postawione założenia. Obecnie trwają prace nad kolejną wersją tego typu jednostki napędowej, przystosowanej do realizacji badań laboratoryjnych.