Waiting
Login processing...

Trial ends in Request Full Access Tell Your Colleague About Jove
JoVE Journal Engineering
Click here for the English version

Engineering

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

Published: January 18, 2021 doi: 10.3791/61555
Automatic Translation
1,2, 1, 1, 1, 1,2
1Institute of Mechanics, Chinese Academy of Sciences, 2School of Engineering Science, University of Chinese Academy of Sciences

Summary

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

Abstract

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

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.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Protocol

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:
      Equation 1
      где qD представляют изменение средних внутренних диаметров твердого зерна топлива после испытания стрельбы; Equation 5 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:
      Equation 2
      где Equation 6 и представляют плотность Equation 7 вложенного парафина на основе топлива и абс материала, соответственно; и Equation 8 представляют Equation 9 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 Equation 10 , 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:
      Equation 3
      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:
      Equation 4
      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.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Representative Results

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 сравнение частоты колебаний давления камеры сгорания, представлены на рисунке 8. Спектр колебаний давления нового зерна топлива содержал три различных пика, которые были связаны с гибридной низкой частотой, режимом Гельмгольца и акустической полуволной в камере сгорания,соответственно 34. Положение пиков давления, соответствующих новым топливным зернам, было в основном таким же, как и у топлива на основе парафина, что указывает на то, что новая структура вряд ли приведет к дополнительным колебаниям сгорания. Кроме того, из сглаженой кривой ясно видно, что амплитуда доминирующего низкочастотного колебания давления была слегка усилена новой структурой. Поэтому перед фактическим применением нового топливного зерна необходима дальнейшая структурная оптимизация для уменьшения амплитуды колебаний давления.

На рисунке 9 показано сравнение скорости регрессии как функции потока окислителя между новыми зернами топлива и зернами топлива на основе парафина. По сравнению с традиционным топливом HTPB скорость регрессии топлива на основе парафина была примерно удвоена. Тем не менее, при той же скорости массового потока окислителя скорость регрессии нового топливного зерна была продемонстрирована выше, чем у топлива на основе парафина. И разрыв между регрессией двух видов топлива также постепенно увеличивался по мере увеличения потока окислителя.

Изображение, сравнивая эффективность сгорания на основе характерной скорости, представлено на рисунке 10. Новое зерно топлива exhibited более высокое (характерная скорость) чем парафин-основанные зерна на различных коэффициентах окислителя/топлива. Соответственно, благодаря вложенной гелиальной структуре, средняя эффективность сжигания нового топливного зерна была увеличена примерно на 2% (±0,7%). Из-за низкой теплотворной ценности коммерческих материалов АБС и различных коэффициентов эквивалентности повышение эффективности сжигания, принесенное новой структурой, было не очевидным.

Результаты огневых испытаний показали, что производительность регрессионные показатели для топливного зерна с вложенным гелийным строем могут быть эффективно улучшенына 32. Кроме того, новая структура также показывает большой потенциал в повышении эффективности сжигания. Как многочисленные зоны рециркуляции на канавках между соседними лонами, так и гелиная структура увеличивают турбулентность и вихревой номер в камере сгорания. Увеличивается обмен материей и энергией между топливным зерном и зоной горения, что улучшает характеристики горения.

Figure 1
Рисунок 1: Процесс сгорания, участвующий в гибридной ракете.
Процессы смешивания и сгорания гибридной ракеты отличаются от жидкостей или твердых веществ. У гибридов смешивание и сгорание происходит в области диффузионные сгорания, которая имеет ту же длину, что и камера сгорания. Характер модели диффузии сгорания приводит к снижению степени смешения и эффективности сгорания, которая колеблется от 50% до 99% в практическомприменении 27,35. Пожалуйста, нажмите здесь, чтобы просмотреть большую версию этой цифры.

Figure 2
Рисунок 2: Характерная структура нового топливного зерна.
Из-за различных темпов регрессии между двумя видами топлива, эта вложенная структура helical формируется и поддерживается в процессе сгорания. Пожалуйста, нажмите здесь, чтобы просмотреть большую версию этой цифры.

Figure 3
Рисунок 3: Сформирована зона рециркуляции.
Когда газ проходит через канавки между соседними ван, образуется зона рециркуляции. Нарушения усиливаются, и обмен веществ и энергии в камере сгорания были усилены. Пожалуйста, нажмите здесь, чтобы просмотреть большую версию этой цифры.

Figure 4
Рисунок 4: Структурные изображения нового топливного зерна.
а)3D печать субстрата АБС с внешним диаметром 70 мм, внутренним диаметром 30 мм и длиной 125 мм.(б)Гнездовая геличная структура нового топливного зерна, в котором парафиновое топливо и лезвия АБС поддерживают тот же первоначальный внутренний диаметр. c)Изображение формы топлива. Пожалуйста, нажмите здесь, чтобы просмотреть большую версию этой цифры.

Figure 5
Рисунок 5: Экспериментальная установка.
Схема лабораторного гибридного ракетного двигателя. Пожалуйста, нажмите здесь, чтобы просмотреть большую версию этой цифры.

Figure 6
Рисунок 6: Интерфейс программы измерения и управления LabVIEW.
(a) Настройка интерфейса(b)интерфейс автоматического режима(c)интерфейс ручного режима(d)программа работает интерфейс мониторинга. Пожалуйста, нажмите здесь, чтобы просмотреть большую версию этой цифры.

Figure 7
Рисунок 7: Изменение давления камеры сгорания и скорости потока массы окислителя.
Во время процесса сгорания скорость массового потока окислителя и давления камеры сгорания остаются относительно стабильными. Пожалуйста, нажмите здесь, чтобы просмотреть большую версию этой цифры.

Figure 8
Рисунок 8: Сравнение частоты колебаний давления камеры сгорания.
Низкочастотное колебание является доминирующим режимом колебаний сгорания гибридных ракет. По сравнению с зернами топлива на основе парафина, амплитуда доминирующего колебания топливного зерна с вложенной гелиальной структурой несколько возросла. Пожалуйста, нажмите здесь, чтобы просмотреть большую версию этой цифры.

Figure 9
Рисунок 9: Сравнение скорости регрессии с потоком окислителя.
По мере увеличения потока окислителя влияние новой структуры на увеличение скорости регрессии становится более значительным. Пожалуйста, нажмите здесь, чтобы просмотреть большую версию этой цифры.

Figure 10
Рисунок 10: Сравнение эффективности сгорания на основе характерной скорости.
a)средняя эффективность сжигания зерна на основе парафина составляет 77%. b)средняя эффективность сжигания новых зерновых составляет 79%. Поскольку теплотворная способность используемого материала АБС крайне низка, эффективность сгорания несколько повышается. Пожалуйста, нажмите здесь, чтобы просмотреть большую версию этой цифры.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Discussion

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 внутренняя поверхность топливного зерна имеет трещины, которые нельзя игнорировать, температура нагрева в плавильном смесителье была увеличена до 200 градусов по Цельсию. Затем для проведения ремонта, выливаемого для заполнения пустот топливного зерна, использовались низковязкие характеристики топлива на основе парафина. После того, как зерно было полностью охлаждено, внутреннее отверстие было отполировано до тех пор, пока диаметр не соответствовал первоначальному дизайну.

В протоколе есть несколько важных шагов. В шаге 1.1.1.5, поскольку область контакта между субстратом ABS и печатной таблицей мала, дно субстрата легко деформируется и может скользить во время процесса печати, что в конечном итоге приводит к отказу печати. Эта проблема может быть значительно решена за счет увеличения зоны контакта нижней поверхности. Было установлено, что использование Raft с параметром юбки работает лучше всего. Плотность заполнения должна быть установлена на 100%, чтобы уменьшить пустоты печати в субстрате ABS и увеличить плотность печати. Кроме того, в шаге 1.1.1.8 установление температуры нагретого кровати до 100 градусов Цельсия может эффективно предотвратить деформацию субстрата АБС.

В шаге 1.1.2.2, на основе температуры тепловой деформации АБС и минимальной температуры плавления топлива на основе парафина, нагревание настроенного парафинового топлива до температуры 120 градусов по Цельсию было доказано возможным. Необходимо предотвратить деформацию субстрата АБС при слишком высокой температуре. В то же время необходимо избегать неполного плавления и смешивания парафинового топлива при слишком низкой температуре.

В шаге 1.1.3, для того, чтобы сократить время литья, и избежать проблемы, что топливное зерно легко трещины из-за чрезмерного теплового стресса, генерируемого в процессе охлаждения одного выстрела литья процесса, увеличение числа заливки и эффективное охлаждение необходимы для быстрого и высококачественного литья топливного зерна. В соответствии с фактическим качеством литья и производственным опытом, четыре или более времени заливки необходимы для размера топливного зерна в этой работе.

Этот метод имеет два ограничения. Один из них заключается в том, что материалы несовместимы. Из-за теплового стресса и литья ошибок, новое зерно топлива, скорее всего, трещины, дефекты или debonding во время процесса литья. Однако, сравнив результаты огневых испытаний между треснувшим зерном топлива и нормальным зерном топлива, было установлено, что характерная структура двух видов топливных зерен, которая показана на рисунке 2,осталась практически прежней после сгорания. Очевидного явления эрозии на внутренней поверхности топливного зерна не наблюдалось. Поскольку низкие характеристики вязкости топлива на основе парафина делают его спонтанно заполнить трещины во время процесса сгорания, это новое зерно топлива не чувствительны к трещинам.

Во-вторых, из-за особенностей центрифуги, парафин на основе топлива не легко охлаждается во времени во время формирования зерна топлива, в результате чего delamination. Чтобы избежать такого большого влияния на радиальную однородность топливного зерна, увеличение количества заливок может преодолеть эту трудность.

На основе структурной оптимизации предлагается новое топливное зерно с вложенной гелиальной структурой. Из-за различных темпов регрессии между двумя материалами, эта характерная структура может существовать на протяжении всего процесса сгорания и обеспечить повышение производительности. По сравнению с парафином на основе топливного зерна, эта новая структура показывает эффективное улучшение, в том числе общую скорость регрессии и эффективность сгорания.

Представленный метод может быть использован для улучшения характеристики сгорания традиционных видов топлива, таких как HTPB (гидроксил-прекращенный полибутадиен), парафин на основе топлива, и карбоксил-прекратить полибутадиена. Мы считаем, что этот метод может эффективно решить ключевую проблему низкой скорости регрессии, которая в настоящее время ограничивает развитие гибридного ракетного двигателя. Кроме того, этот метод показывает большой потенциал для повышения эффективности сгорания. Дальнейшая оптимизация параметров, таких как структура лезвия, количество лопастей и толщина лезвия необходимы для максимизации производительности сгорания.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Disclosures

Авторов нечего раскрывать.

Acknowledgments

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).

Materials

Name Company Catalog Number Comments
3D printer Raise3D N2 Plus 305 × 305 × 605 mm
3D drawing software Autodesk Inventor
ABS Raise3D ABS black 1.75 mm
Camera Sony A6000
Carbon Aibeisi ATP-88AT
Centrifugal machine Luqiao Langbo Motor Co.Ltd Custom ≤1450 rpm
Data processing software OriginLab Origin 2020
EVA DuPont Company 360 binder
Mass flow controller Bronkhost F-203AV 0-1500 ln/min
Melt mixer Winzhou Chengyi Jixie Co.Ltd Custom
Multi-function data acquisition card NI USB-6211
Paraffin Sinopec Group Company 58# Fully refined paraffin, Melting point≈58°C
PE wax Qatar petroleum chemical industry Company Custom
Slicing software Raise3D ideaMaker
Spark plug NGK PFR7S8EG
Stearic acid ical Reagent Company Custom hardener

DOWNLOAD MATERIALS LIST

References

  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).

Tags

Инженерия Выпуск 167 Гибридная ракета парафин на основе топлива acrylonitrile butadiene styrene 3D печать характеристики сгорания вложенные гелиальной структуры
Улучшение производительности сгорания гибридного ракетного двигателя с использованием нового топливного зерна с неуястной гелиальной структурой
Play Video
PDF DOI DOWNLOAD MATERIALS LIST

Cite this Article

Wang, Z., Lin, X., Li, F., Zhang,… More

Wang, Z., Lin, X., Li, F., Zhang, Z., Yu, X. Improving the Combustion Performance of a Hybrid Rocket Engine using a Novel Fuel Grain with a Nested Helical Structure. J. Vis. Exp. (167), e61555, doi:10.3791/61555 (2021).

Less
Copy Citation Download Citation Reprints and Permissions
View Video

Get cutting-edge science videos from JoVE sent straight to your inbox every month.

Waiting X
Simple Hit Counter