Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Novel model for emptying of a self-pressurised nitrous oxide tank

Szymborski Jakub, Kardaś Dariusz

Archives of Thermodynamics

|

2022

|

Vol. 43, no 3

141--173

EN

Nitrous oxide is often used in the space industry, as an oxidiser or monopropellant, mostly in self-pressurised configurations. It has potential for growth in use due to the recent rising interest in green propellants. At the same time, modelling the behaviour of a self-pressurising nitrous oxide tank is a challenging task, and few accurate numerical models are currently available. Two-phase flow, heat transfer and rapid changes of mass and temperature in the investigated system all increase the difficulty of accurately predicting this process. To get a get better understanding of the emptying of a self-pressurised nitrous oxide tank, two models were developed: a phase equilibrium model (single node equilibrium), treating the control volume as a single node in equilibrium state, and a phase interface model, featuring a moving interface between parts of the investigated medium. The single node equilibrium model is a variation of equilibrium model previously described in the literature, while the phase interface model involves a novel approach. The results show that the models are able to capture general trends in the main parameters, such as pressure or temperature. The phase interface model predicts nitrous oxide as a liquid, a two-phase mixture, and vapour in the lower part of the tank, which is reflected in the dynamics of changes in pressure and mass flow rate. The models developed for self-pressurisation, while created for predicting nitrous oxide behaviour, could be adapted for other media in conditions near vapour– liquid equilibrium by adding appropriate state equations.

2

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.

3

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.