Method Article

Улучшение производительности сгорания гибридного ракетного двигателя с использованием нового топливного зерна с неуястной гелиальной структурой

DOI:

10.3791/61555

⸱

January 18th, 2021

 ,  ,  ,  , 
1Institute of Mechanics, Chinese Academy of Sciences, 2School of Engineering Science, University of Chinese Academy of Sciences

In This Article

Summary

$$\rightleftharpoonup{xx}$$ $$\longleftharp{xx}$$, $$\longrightharp{xx}$$,

Представлена техника использования твердого топливного зерна с новой вложенной гелиальной структурой для улучшения характеристики сгорания гибридного ракетного двигателя.

Abstract

$$\rightleftharpoonup{xx}$$ $$\longleftharp{xx}$$, $$\longrightharp{xx}$$,

Представлена методика повышения производительности сгорания гибридного ракетного двигателя с использованием новой структуры топливного зерна. Этот метод использует различные темпы регрессии акрилонитриле бутадиена и парафина на основе топлива, которые увеличивают обмены материи и энергии вихревым потоком и зонами рециркуляции, образовавшимися на канавках между соседними тунеядами. Метод центробежного литья используется для того, чтобы превратить топливо на основе парафина в акрилонитрил бутадиеновый субстрат, сделанный трехмерной печатью. Используя кислород в качестве окислителя, была проведена серия испытаний для исследования эффективности сжигания нового топливного зерна. По сравнению с зернами топлива на основе парафина, топливное зерно с вложенной гелиальной структурой, которое может поддерживаться на протяжении всего процесса сгорания, показало значительное улучшение скорости регрессии и большой потенциал в повышении эффективности сгорания.

Introduction

$$\rightleftharpoonup{xx}$$ $$\longleftharp{xx}$$, $$\longrightharp{xx}$$,

Срочно требуется методика повышения производительности сгорания гибридного ракетного двигателя. На сегодняшний день практическое применение гибридных ракетных двигателей по-прежнему намного меньше, чем у твердотопливных и жидкостныхракетных двигателей 1,2. Низкий уровень регрессии традиционных видов топлива ограничивает улучшение производительности тяги для гибридного ракетного двигателя3,4. Кроме того, его эффективность сгорания немного ниже, чем у других химических энергетических ракет из-за внутреннегосгорания диффузии 5, как показано на рисунке 1. Хотя различные методы были изучены и разработаны,такие как использование мульти-порты 6,повышение добавок 7,8,9, сжижение топлива10,11,12,вихревой впрыск 13,выступы 14, и блеф тела15, эти подходы связаны с проблемами в использовании объема, эффективность сгорания, механические характеристики, и избыточность качества. До сих пор структурное улучшение топливного зерна, которое не имеет этих недостатков, привлекло больше внимания в качестве эффективного средства повышенияпроизводительности сгорания 16,17. Появление трехмерной (3D) печати имеет brough эффективный способ увеличить производительность гибридных ракетных двигателей за счет возможности быстрого и недорого производить либо сложные обычные конструкции зернаили нетрадиционные зерна топлива 18,19,20,21,22,23,24,25,26,27,28,29,30. Однако, во время процесса сгорания, эти улучшения в производительности сгорания уменьшается с характерной структурой горения, в результате чего снижение производительности сгорания23. Мы показали, что новый дизайн полезен в повышении производительности гибридных ракетных двигателей31. Подробная информация об этом методе и репрезентативных результатах представлена в настоящем документе.

Топливное зерно состоит из геличного субстрата, изготовленного из адрилонитрила-бутадиена-стироля (ABS) и вложенного парафинового топлива. На основе центробежной и 3D-печати преимущества двух видов топлива с различными показателями регрессии были объединены. Специальная гелиная структура топливного зерна после сгорания показана на рисунке 2. Когда газ проходит через топливное зерно, многочисленные зоны рециркуляции одновременно создаются на канавках между лопастями, что показано на рисунке 3. Эта характерная структура на внутренней поверхности увеличивает турбулентность кинетической энергии и вихревой номер в камере сгорания, которые увеличивают обмены материи и энергии в камере сгорания. В конечном счете, скорость регрессии нового топливного зерна эффективно улучшается. Эффект от повышения скорости регрессии хорошо доказан: в частности, было продемонстрировано, что скорость регрессии нового топливного зерна на 20% выше, чем у парафинового топлива при массовом потоке 4г/см 2,32.

Одним из преимуществ топливного зерна с вложенной гелиальной структурой является то, что его просто изготовить. Процесс литья в основном требует смесителя расплава, центрифуги и 3D-принтера. Субстрат ABS, образованный 3D-печатью, значительно снижает производственные затраты. Другим важным и уникальным преимуществом является то, что эффект повышения не исчезает во время процесса сгорания.

В настоящем документе представлена экспериментальная система и процедура улучшения характеристики сгорания гибридного ракетного двигателя с использованием новой структуры топливного зерна. Кроме того, в настоящем документе представлены три репрезентативных сравнения параметров производительности сгорания, чтобы доказать осуществимость метода, включая частоту колебаний давления камеры сгорания, скорость регрессии и эффективность сгорания, характеризующуюся характерной скоростью.

Access restricted. Please log in or start a trial to view this content.

Protocol

$$\rightleftharpoonup{xx}$$ $$\longleftharp{xx}$$, $$\longrightharp{xx}$$,

1. Экспериментальная установка и процедуры

  1. Подготовка топливного зерна
    ПРИМЕЧАНИЕ: Топливное зерно с новой структурой состояло из двух частей, которые показаны на рисунке 4. В качестве основной части нового зерна, парафин основе топлива составляет более 80% от общей массы. Субстрат ABS используется в качестве дополнительного топлива. Подготовка этого топливного зерна была реализована путем объединения 3D-печати и центробежного литья.
    1. Подготовка субстрата
      1. Откройте 3D-программное обеспечение для рисования субстрата ABS.
        ПРИМЕЧАНИЕ: Субстрат ABS, который предназначен для обеспечения helical рамки и поддержки на основе парафина топлива, состоит из двенадцати интегрированных лопастей, которые вращаются 360 "по часовой стрелке в направлении ося и стены.
      2. Сохраните 3D-структуру субстрата ABS в качестве файла STL.
      3. Откройте 3D нарезку программного обеспечения и импортировать структуру субстрата ABS.
      4. Нажмите Начало нарезки, и выберите режим печати скорости из основного шаблона.
        ПРИМЕЧАНИЕ: Для первичного экструдера выберите ABS 1,75 мм.
      5. Двойной клик Скорость, изменить плотность заполнения до 100% и выбрать Raft с юбкой для платформы Добавление.
        ПРИМЕЧАНИЕ: Для того, чтобы улучшить качество печати и предотвратить деформацию, необходимо использовать структуру печатной базы(Raft с юбкой), чтобы увеличить область контакта между телом печати и нижней пластины.
      6. Нажмите Сохранить и Закрыть, а затем нажмите Фрагмент.
      7. Включите 3D-принтер и импортировать файл среза субстрата ABS.
      8. Установите температуру нагретой кровати и сопла до 100 и 240 градусов по Цельсию, соответственно.
      9. Нажмите Начните печатать после стабилизации.
    2. Подготовка топлива на основе парафина
      1. Приготовьте сырье из парафина, полиэтиленового (PE) воска, стировой кислоты, этилено-винилового ацетата (ЭВА) и углеродного порошка. Настройте топливо на основе парафина в соответствии с соотношением этих компонентов как 0.58:0.2:0.1:0.1:0.02.
        ПРИМЕЧАНИЕ: Конкретная информация о каждом сырье отображается в таблице материалов. Коэффициент распределения топлива на основе парафина не является фиксированным и может быть соответствующим образом скорректирован в соответствии с целью эксперимента. Цель добавления углеродного порошка заключается в блокировании передачи лучистого тепла и предотвращении размягчения и коллапса топливного зерна во время сгорания.
      2. Поместите настроенное сырье в смеситель расплава, и полностью расплава и перемешать до полного смешивания.
        ПРИМЕЧАНИЕ: Топливо на основе парафина нагревается до 120 градусов по Цельсию, чтобы обеспечить полное таяние, предотвращая деформацию лезвий ABS.
    3. Производство топливного зерна
      ПРИМЕЧАНИЕ: Чтобы лучше продемонстрировать эффект улучшения производительности сгорания, парафин на основе топливных зерен с тем же составом были установлены в качестве контроля.
      1. Поместите субстрат ABS в центрифугу и закретуте его концом крышки.
      2. Подключите питание и включите переключатель насоса для охлаждения воды.
      3. Включите реле центрифуги и увеличьте скорость до 1400 об/мин.
      4. Откройте клапан на плавильный смеситель и начать литье.
        ПРИМЕЧАНИЕ: Расплавленное парафиновое топливо поступает в начальный участок формы через трубу и конец крышки с центральным отверстием. Под действием силы тяжести жидкое топливо распространяется вдоль осяного направления формы. В сочетании с эффективным охлаждением для уменьшения теплового напряжения необходим метод многократного литья, который заключается в разделении исходного разового процесса заполнения на несколько раз.
      5. Удалите топливное зерно и обрежьте форму.
    4. Измерение и запись топливного зерна
      1. Измерьте и замитьте вес, длину и внутренний диаметр топливного зерна.
      2. Фотография полного зерна топлива.
  2. Подготовка гибридной ракетно-двигательной системы
    ПРИМЕЧАНИЕ: Как показано на рисунке 5, гибридная система ракетного двигателя состояла из четырех частей: системы снабжения, системы зажигания, двигателя, а также системы измерения и управления. Часть двигателя включала пять частей: воспламенитель факела, головную, камеру сгорания, камеру после сгорания и сопло. Общая длина гибридного ракетного двигателя составляет около 300 мм, а внутренний диаметр камеры сгорания - 70 мм.
    1. Гибридная сборка ракетных двигателей
      ПРИМЕЧАНИЕ: Исчерпывающие детали лабораторного масштаба гибридной ракеты и состав экспериментальной системы можно найти в предыдущей статье32.
      1. Зафиксить секцию камеры сгорания гибридного ракетного двигателя на слайд-рельсе.
      2. Загрузите топливное зерно и установите секцию камеры после сгорания.
      3. Установите голову и сопло.
      4. Установите факельный воспламенитель на головную сторону гибридного ракетного двигателя.
      5. Установите свечу зажигания и подключите силовой установку.
    2. Соедините азот, окислитель, метан зажигания и линии газоснабжения кислородом зажигания между испытательной скамейкой и газовым баллоном.
    3. Подключите промышленный компьютер, многофункциональную карту получения данных, контроллер массового потока и контрольную коробку тестовой скамейки.
    4. Питание на испытательной скамейке, контроллер массового потока и воспламенитель.
  3. Проверьте тестовую систему и установите экспериментальные условия.
    1. Откройте программное обеспечение FlowDDE и нажмите настройки связи из сообщения.
    2. Нажмите на соответствующий интерфейс соединения и нажмите OK.
    3. Нажмите Открытая связь, чтобы установить связь с контроллером потока и открыть программу измерения и управления (MCP).
    4. Установите канал ви-во многофункциональной карты получения данных и нажмите Run, чтобы установить связь со всей системой.
    5. Проверьте состояние работы MCP и установите режим ручного управления.
      ПРИМЕЧАНИЕ: MCP включает в себя два режима: ручное управление используется для отладки и автоматическое управление используется во время экспериментов. MCP, написанный LabVIEW, показан на рисунке 6.
    6. Проверьте рабочее состояние свечи зажигания и выполните тест клапана.
    7. Функция записи тестовых данных.
    8. Откройте интерфейс настройки и установите время тестирования, включая время открытия и закрытия клапана, время зажигания и продолжительность записи данных.
      ПРИМЕЧАНИЕ: Контроллер массового потока занимает некоторое время, чтобы регулировать поток окислителя к установленного значения, поэтому время зажигания было установлено на 2 с после поставки окислителя.
    9. Установить требования безопасности и очистить персонал от экспериментальной области.
    10. Откройте цилиндрический клапан и отрегулируйте выходной давление регулирующего клапана в соответствии с различными условиями скорости массового потока.
      ПРИМЕЧАНИЕ: При давлении поставок 6MPa, диапазон скорости массового потока окислителя составляет от 7 г/с до 29 г/с.
    11. Откройте интерфейс настройки и установите скорость потока массы окислителя.
  4. Гибридное зажигание ракетного двигателя
    1. Включите камеру.
    2. Установите MCP в режим автоматического управления и ждите триггера.
    3. Нажмите Начните на MCP, чтобы начать эксперимент.
    4. Примерно через минуту нажмите Stop on the MCP и выключите камеру.
    5. Закройте газовый баллон и откройте клапан в трубопроводе, чтобы облегчить давление.
    6. Снимите испытательную скамейку и удалите топливное зерно.
    7. Повторите шаг 1.1.4.

2. Анализ производительности сгорания

  1. Анализ колебаний давления
    ПРИМЕЧАНИЕ: Сохраненные данные о давлении камеры сгорания представлены как Pc(t).
    1. Откройте Pc(t) с программным обеспечением для обработки данных.
    2. Выберите период времени в процессе сгорания гибридного ракетного двигателя.
    3. Выберите Анализ: Обработка сигналов и FFT для анализа колебаний давления.
    4. Используйте настройки по умолчанию и нажмите OK.
  2. Анализ скорости регрессии
    1. Рассчитайте скорость регрессии топливного зерна в соответствии со следующей функцией:
      figure-protocol-1
      где qD представляют изменение средних внутренних диаметров твердого зерна топлива после испытания стрельбы; figure-protocol-2 представляют собой изменение качества топливного зерна; L - это длина топливного зерна; - это средняя плотность твердого топлива; t это рабочее время.
      ПРИМЕЧАНИЕ: Средняя плотность зерна романа была выражена как:
      figure-protocol-3
      где figure-protocol-4 и представляют плотность figure-protocol-5 вложенного парафина на основе топлива и абс материала, соответственно; и figure-protocol-6 представляют figure-protocol-7 собой массовую долю вложенного парафина на основе топлива и абс материала, соответственно.
    2. Подходит для регрессионные скорости в качестве функции потока окислителя.
      ПРИМЕЧАНИЕ: Функция установки была выбрана как Allometric1 figure-protocol-8 , и итеративный алгоритм был выбран в качестве алгоритма оптимизации Левенберг-Марквардт.
  3. Анализ эффективности сгорания
    1. Рассчитайте среднее давление камеры сгорания Pc по следующей функции:
      figure-protocol-9
      где Pc(t) представляет давление камеры сгорания в разное время; t1 и tn представляют собой начальное и последнее время, когда давление камеры сгорания было больше 50% от среднего давления, соответственно; n представляет количество точек данных давления между и t1 и tn.
    2. Рассчитайте характерную скорость C⃰ в соответствии со следующей функцией:
      figure-protocol-10
      где Pc является средним давлением камеры сгорания; At область горла; ḿ общая скорость потока массы.
    3. Рассчитайте теоретическую характерную скорость парафинового топлива C⃰P кодом NASA CEA33.

Access restricted. Please log in or start a trial to view this content.

Results

$$\rightleftharpoonup{xx}$$ $$\longleftharp{xx}$$, $$\longrightharp{xx}$$,

На рисунке 7 показаны изменения давления камеры сгорания и скорости потока массы окислителя. Чтобы обеспечить необходимое время для регулирования потока, окислитель входит в камеру сгорания заранее. Когда двигатель строит давление в камере сгорания, скорость потока кислородной массы быстро падает, а затем поддерживает относительно устойчивое изменение. Во время процесса сгорания давление в камере сгорания остается относительно стабильным.

Изображения, показывающие...

Access restricted. Please log in or start a trial to view this content.

Discussion

$$\rightleftharpoonup{xx}$$ $$\longleftharp{xx}$$, $$\longrightharp{xx}$$,

Техника, представленная в этой работе, представляет 100-й подход с использованием топливного зерна с вложенным helical структурой. Нет никаких трудностей в создании необходимого оборудования и оборудования. Гелиальная структура может быть легко произведена с помощью 3D-печати, а гнездование топлива на основе парафина может быть легко осуществлено центробежным литьем. Сплавленные литье осаждения (FDM) 3D принтеры не стоят дорого, а стоимость центрифуг низкая.

Когда было установлено, что внутрен...

Access restricted. Please log in or start a trial to view this content.

Disclosures

$$\rightleftharpoonup{xx}$$ $$\longleftharp{xx}$$, $$\longrightharp{xx}$$,

Авторов нечего раскрывать.

Acknowledgements

$$\rightleftharpoonup{xx}$$ $$\longleftharp{xx}$$, $$\longrightharp{xx}$$,

Эта работа была поддержана Национальным фондом естественных наук Китая (Grant No 11802315, 11872368 и 11927803) и Фондом прединтуки оборудования Национальной оборонной ключевой лаборатории (Grant No 6142701190402).

Access restricted. Please log in or start a trial to view this content.

Materials

List of materials used in this article
NameCompanyCatalog NumberComments
3D принтерRaise3DN2 Plus305 × 305 × & 605 x 605 мм
программное обеспечение для 3D рисованияAutodeskInventor
ABSRaise3DABS черный1,75 мм
КамераSonyA6000
CarbonAibeisiATP-88AT
Центробежная машинаLuqiao Langbo Motor Co.LtdCustom≤ 1450 об/мин
Программное обеспечение для обработки данныхOriginLabOrigin 2020
EVADuPont Company360связующее
Контроллер массового расходаBronkhostF-203AV0-1500 лн/мин
Смеситель расплаваWinzhou Chengyi Jixie Co.LtdПользовательская
многофункциональная карта сбора данныхNIUSB-6211
ПарафинSinopec Group Company58#Полностью очищенный парафин, Температура плавления≈ 58° C
PE воскКатар нефтяная химическая промышленность КомпанияПользовательское
программное обеспечение для нарезкиRaise3DideaMaker
Свеча зажиганияNGKPFR7S8EG
Стеариновая кислотаРеагент КомпанияПользовательскийотвердитель

References

$$\rightleftharpoonup{xx}$$ $$\longleftharp{xx}$$, $$\longrightharp{xx}$$,
  1. Boiron, A. J., Cantwell, B. 49th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. , (2013).
  2. Mazzetti, A., Merotto, L., Pinarello, G. Paraffin-based hybrid rocket engines applications: A review and a market perspective. Acta Astronautica. 126, 286-297 (2016).
  3. Karabeyoglu, A., Zilliac, G., Cantwell, B. J., DeZilwa, S., Castellucci, P. Scale-Up Tests of High Regression Rate Paraffin-Based Hybrid Rocket Fuels. Journal of Propulsion and Power. 20 (6), 1037-1045 (2004).
  4. Jens, E. T., Narsai, P., Cantwell, B., Hubbard, G. S. 50th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. , (2014).
  5. Kuo, K. K., Chiaverini, M. J. Fundamentals of Hybrid Rocket Combustion and Propulsion. , (2007).
  6. Boardman, T., et al. 33rd Joint Propulsion Conference and Exhibit. , (1997).
  7. Connell, T. L., et al. Enhancement of Solid Fuel Combustion in a Hybrid Rocket Motor Using Amorphous Ti-Al-B Nanopowder Additives. Journal of Propulsion and Power. 35 (3), 662-665 (2019).
  8. Veale, K., Adali, S., Pitot, J., Brooks, M. A review of the performance and structural considerations of paraffin wax hybrid rocket fuels with additives. Acta Astronautica. 141, 196-208 (2017).
  9. Karakas, H., Kara, O., Ozkol, I., Karabeyoglu, A. M. AIAA Propulsion and Energy 2019 Forum. , (2019).
  10. Di Martino, G. D., Mungiguerra, S., Carmicino, C., Savino, R. Computational fluid-dynamic modeling of the internal ballistics of paraffin-fueled hybrid rocket. Aerospace Science and Technology. 89, 431-444 (2019).
  11. Leccese, G., Cavallini, E., Pizzarelli, M. AIAA Propulsion and Energy 2019 Forum. , (2019).
  12. Cardoso, K. P., Ferrão, L. F. A., Kawachi, E. Y., Gomes, J. S., Nagamachi, M. Y. Ballistic Performance of Paraffin-Based Solid Fuels Enhanced by Catalytic Polymer Degradation. Journal of Propulsion and Power. 35 (1), 115-124 (2019).
  13. Paccagnella, E., Barato, F., Pavarin, D., Karabeyoğlu, A. Scaling Parameters of Swirling Oxidizer Injection in Hybrid Rocket Motors. Journal of Propulsion and Power. 33 (6), 1378-1394 (2017).
  14. Kumar, R., Ramakrishna, P. A. Effect of protrusion on the enhancement of regression rate. Aerospace Science and Technology. 39, 169-178 (2014).
  15. Kumar, R., Ramakrishna, P. A. Enhancement of Hybrid Fuel Regression Rate Using a Bluff Body. Journal of Propulsion and Power. 30 (4), 909-916 (2014).
  16. Degges, M. J., et al. 49th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. , (2013).
  17. Connell, T., Young, G., Beckett, K., Gonzalez, D. R. AIAA Scitech 2019 Forum. , (2019).
  18. Whitmore, S., Peterson, Z., Eilers, S. 47th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. , (2011).
  19. Whitmore, S. A., Armstrong, I. W., Heiner, M. C., Martinez, C. J. 2018 Joint Propulsion Conference. , (2018).
  20. Whitmore, S. A., Peterson, Z. W., Eilers, S. D. Comparing Hydroxyl Terminated Polybutadiene and Acrylonitrile Butadiene Styrene as Hybrid Rocket Fuels. Journal of Propulsion and Power. 29 (3), 582-592 (2013).
  21. Whitmore, S. A., Sobbi, M., Walker, S. 50th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. , (2014).
  22. Whitmore, S. A., Walker, S. D. Engineering Model for Hybrid Fuel Regression Rate Amplification Using Helical Ports. Journal of Propulsion and Power. 33 (2), 398-407 (2017).
  23. Creech, M., et al. 53rd AIAA Aerospace Sciences Meeting. , (2015).
  24. Lyne, J. E., et al. 2018 Joint Propulsion Conference. , (2018).
  25. Elliott, T. S., et al. 52nd AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. , (2016).
  26. Armold, D., et al. 49th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. , (2013).
  27. Armold, D. M., et al. 50th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. , (2014).
  28. Fuller, J., Ehrlich, D., Lu, P., Jansen, R., Hoffman, J. 47th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. , (2011).
  29. Lee, C., Na, Y., Lee, J. W., Byun, Y. H. Effect of induced swirl flow on regression rate of hybrid rocket fuel by helical grain configuration. Aerospace Science and Technology. 11 (1), 68-76 (2007).
  30. Tian, H., Li, Y., Li, C., Sun, X. Regression rate characteristics of hybrid rocket motor with helical grain. Aerospace Science and Technology. 68, 90-103 (2017).
  31. Hitt, M. A. 2018 Joint Propulsion Conference. , (2018).
  32. Wang, Z., Lin, X., Li, F., Yu, X. Combustion performance of a novel hybrid rocket fuel grain with a nested helical structure. Aerospace Science and Technology. 97, (2020).
  33. McBride, J. B., Gordon, S. Computer Program for Calculation of Complex Chemical Equilibrium Compositions and APPlications. , (1996).
  34. De Zilwa, S., Zilliac, G., Karabeyoglu, A., Reinath, M. 39th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. , (2003).
  35. Franco, M., et al. Regression Rate Design Tailoring Through Vortex Injection in Hybrid Rocket Motors. Journal of Spacecraft and Rockets. 57 (2), 278-290 (2020).

Access restricted. Please log in or start a trial to view this content.

Reprints and Permissions

Request permission to reuse the text or figures of this JoVE article

Request Permission

Tags

Hybrid Rocket EngineFuel Grain StructureNested Helical StructureABS SubstrateParaffin Based FuelCentrifugal Casting3D PrintingCombustion PerformanceRegression RateOxidizer Mass Flow Rate

Related Articles