Регресс гибридного ракетного топлива

Регрессия гибридного ракетного топлива относится к процессу, посредством которого топливная крупка ракеты с гибридным топливом преобразуется из твердого вещества в газ, который сгорает. Он включает в себя скорость регрессии, расстояние, на которое поверхность топлива отступает за заданное время, а также площадь горения, площадь поверхности , которая подвергается эрозии в данный момент.

Поскольку количество сжигаемого топлива важно для эффективности сгорания в двигателе, скорость регрессии играет фундаментальную роль при проектировании и запуске гибридного двигателя. К сожалению, гибридные топливные зерна имеют тенденцию иметь чрезвычайно медленную регрессию, требуя очень длинных камер сгорания или сложных конструкций портов, что приводит к избыточной массе. Скорость регрессии также оказалось довольно трудно предсказать, поскольку продвинутые модели по-прежнему дают значительную ошибку при применении в различных масштабах и с разными видами топлива. ^{[ 1 ]} Недавние исследования были сосредоточены на разработке более точных моделей в сочетании с исследованием методов увеличения скорости регрессии.

Скорость регрессии

В отличие от твердотопливных ракетных двигателей гибриды проявляют значительную зависимость от размера порта и низкую зависимость от давления в камере в нормальных условиях. ^{[ 2 ]} Поскольку в них преобладают термодинамические силы, модели обычно создаются путем расчета теплопередачи. Марксман представил первую попытку создания априорной модели гибридной регрессии, основываясь на расчете равновесия теплопередачи и приняв единицу чисел Прандтля и Льюиса . ^{[ 3 ]} В конце концов он разработал приведенное ниже уравнение, используя $G$ для мгновенного локального потока массы, $x$ как расстояние вдоль порта, ро $\rho _{f}$ по плотности топлива, $\mu$ для вязкости основного потока газа, $u_{e}/u_{c}$ для соотношения скоростей газа в основном потоке и газа в пламени, и $\Delta h/{h_{v}}$ для соотношения, учитывающего разницу энтальпии от пламени до поверхности топлива ( $\Delta h$ ) по сравнению с эффективной теплотой испарения ( $h_{v}$ ) для топлива. ${\dot {r}}={\frac {0.036G}{\rho _{f}}}{({\frac {Gx}{\mu }})}^{-0.2}{({\frac {u_{e}}{u_{c}}}{\frac {\Delta h}{h_{v}}})}^{0.23}$ Хотя модель показала большие ошибки при ее использовании для прогнозирования скорости регрессии для кольцевого порта , ^{[ 3 ]} сильная зависимость от потока стала ключевым выводом. К сожалению, многие компоненты уравнения чрезвычайно сложно определить, поэтому большинство инженеров сосредоточились на разработке моделей, основанных на тестировании, подгоняющих скорость регрессии к степенной функции путем эффективного объединения большинства членов в один коэффициент, который считается постоянным на протяжении всего процесса. Обычно его упрощали до базового уравнения, рассматривая среднюю регрессию с течением времени для теста и подгоняя коэффициенты. $a$ , $n$ и $m$ на основе регрессионного тестирования. ${\dot {r}}=a{G}^{n}x^{m}$ Где G — массовый поток топлива, а x — расстояние вдоль зерна топлива. Хотя первоначальная математика Марксмана указывает на то, что $n=0.8$ и $m=-0.2$ данные обычно варьируются от 0,5 до 0,8 для $n$ и обычно показывает меньшую зависимость, чем прогнозируется $x$ . Путем усреднения регрессии по длине топливного зерна создается обычно используемое уравнение регрессии среднего по пространству-времени (также обычно с использованием $G_{o}$ , поток окислителя, для члена потока вместо $G$ для потока окислителя и топлива). ${\dot {r}}=a{G_{o}}^{n}$ Было выведено множество альтернативных уравнений для скорости регрессии, обычно построенных путем пересмотра предположений, сделанных Марксманом, но с использованием того же подхода к расчетам, ограниченного диффузией. Модель, опубликованная Карабейоглу, например, обеспечивает более точный подход, учитывая изменение числа Прандтля, учитывая входные эффекты в числе Рейнольдса и перемещая положение слоя пламени в стехиометрическое положение. ^{[ 3 ]}

Подобные концепции можно увидеть в расширении Уитмора, где число Прандтля приближается к 0,8, а коэффициент поверхностного трения пересчитывается с учетом выдувания и развития течения по длине зерна. ^{[ 4 ]}

Обе улучшенные формулы, по-видимому, демонстрируют лучшую взаимосвязь с протестированными данными. ^{[ 3 ]}^{[ 4 ]}

Улучшения регрессии

Сжижение топлива

Самый простой способ увеличить скорость регрессии — использовать другое топливо. Твердые вещества с более низкой молекулярной массой, как правило, имеют более низкую вязкость, качество, которое обычно коррелирует с уменьшением требуемой энергии для газификации. В крайнем случае, фактически возникает новое явление, когда слой расплава на поверхности топлива позволяет захватывать капли при прохождении мимо него окислителя. На уровнях потока, обычно наблюдаемых в гибридной ракетной технике, это унос фактически составляет большую часть регрессии (преобладающее испарение). ^{[ 5 ]}

Эта концепция была первоначально обнаружена во время короткого исследовательского периода, в течение которого AFRL и корпорация Orbital Technologies (ORBITEC) тестировали несколько криогенных видов топлива в попытке увеличить удельный импульс. Используя затвердевший пентан, они обнаружили, что скорость регрессии значительно увеличилась по сравнению с традиционным гибридным топливом. ^{[ 5 ]} Несколько испытаний с парафином также предвосхитили современную ракетную технологию на жидком топливе, причем ракета «Сапсан», среди прочего, проложила путь для дальнейшего развития. ^{[ 6 ]}^{[ 7 ]}^{[ 8 ]}

Альтернативный метод регрессии действительно решает некоторые другие проблемы, в основном снижение эффективности сгорания . Из-за большого размера частиц увлеченные капли могут не полностью израсходоваться до того, как они вытекут из сопла и покинут двигатель. Действительно, парафин имеет тенденцию даже отслаивать крупные фрагменты, что значительно снижает эффективность горения и потенциально способствует нестабильности горения. ^{[ 9 ]}

Сложная геометрия

Хотя это гораздо сложнее предсказать, сложная геометрия зерен предлагает еще один метод увеличения скорости регрессии и площади горения, чтобы значительно увеличить расход топлива.

Использование некруглых поперечных сечений каналов увеличивает площадь, подвергающуюся воздействию окислителя, подлежащего газификации, особенно в начале горения. Однако по мере того, как топливо продолжает регрессировать, оно начнет округлять форму, поскольку регрессия обычно происходит перпендикулярно поверхности топлива, а углы имеют тенденцию регрессировать быстрее. Как правило, это приводит к отклонению соотношения O/F от стехиометрического.

Одними из первых попыток создания сложной геометрии были конструкции колес вагонов, разработанные Объединенным технологическим центром. ^{[ 10 ]} Хотя они значительно увеличивают расход топлива, колеса вагона требуют, чтобы значительная часть топлива оставалась позади, иначе конструкция может развалиться.

Совсем недавно спиральные конструкции стали использоваться для создания центростремительной составляющей потока, уменьшая дутье и обеспечивая большее трение между окислителем и топливом с целью увеличения конвекции. Анализ, проведенный в Университете Юты, пришел к выводу, что уровень регрессии обычно увеличивается как минимум в два, а то и в четыре раза. ^{[ 11 ]} В общем, скорость спиральной регрессии моделируется несколькими мультипликативными корректировками коэффициента поверхностного трения и коэффициента выдувания. ^{[ 10 ]}

Зона ожога

Площадь горения относится к поверхности, подвергающейся воздействию тепла камеры сгорания, и она так же важна для регрессии ракеты, как и сама скорость регрессии, поскольку объемный расход топлива обычно определяется скоростью регрессии, умноженной на область ожога. В зависимости от сложности геометрии зерна расчет также может быть довольно трудным. В своей простейшей форме топливное зерно трубчатой формы имеет площадь горения $\pi *D*l$ добавлено к области с обоих концов. Однако для определения площади топливного зерна звездообразной формы может потребоваться использование САПР или другого геометрического программного обеспечения, особенно когда площадь поверхности регрессирует вдоль нормалей, часто создавая крайне неправильную геометрию.

На самом деле процесс даже несколько сложнее, потому что углы, выступающие в камеру сгорания, будут регрессировать быстрее, чем их круглые аналоги, поскольку они подвергаются нагреву с обеих сторон. Чтобы смоделировать проблему, Бат разработал технику итеративного размытия пикселей и удаления тех, яркость которых падает ниже определенного порога. ^{[ 10 ]} Используя обработку изображений для создания таблицы выходных данных о площади поверхности для заданного объема, ее можно легко реализовать в модели регрессии зерен топлива с течением времени.

К сожалению, большинство моделей по-прежнему требуют эмпирического фактора, который зависит от изменений в путях потока топлива и окислителя для различных геометрических форм отверстий. В случае модели размытия изображения прогнозы регрессии также зависят от настроек, используемых в программе обработки изображений.

Модели зоны ожога, основанные на двумерных сечениях, теряют еще один компонент точности, поскольку предполагают регрессию в радиальном направлении. Например, для спирального зерна площадь ожога, предсказанная моделью Бата, будет неверной.

Регрессионное тестирование

Из-за отсутствия точных методов прогнозирования каждую систему обычно следует тестировать в полной конфигурации, чтобы точно определить скорость регрессии перед полетом. Обычно точки данных для нескольких идентичных зерен, протестированных в различных условиях потока, соответствуют усредненной по пространству-времени степенной функции. Первоначально методы подбора степенной функции в публикациях часто оставались неоднозначными из-за различий в возможных расчетах среднего потока массы, что затрудняло сравнение результатов. Исследование Карабейоглу, на которое сейчас часто ссылаются, показывает, что самое простое измерение — средний диаметр порта — также дает наиболее точные результаты. ^{[ 12 ]}

Усредненные по пространству-времени коэффициенты регрессии
Бык	Топливо	$a$	$n$	Источник
ЛОКС	ПВТПБ	0.03043	0.681	^{[ 13 ]}
ЛОКС	ПНД	0.0234	0.620	^{[ 13 ]}
ГОКС	ПНД	0.042	0.498	^{[ 3 ]}
ГОКС	АБС	0.0128	0.524	^{[ 14 ]}
ГОКС	АБС	0.166	0.46	^{[ 15 ]}
ГОКС	ПММА	0.0211	0.615	^{[ 3 ]}
Н2О	ПВТПБ	0.0255	0.679	^{[ 16 ]}
Н2О	ПВТПБ	0.1876	0.347	^{[ 17 ]}
Н2О	АБС	0.038	0.5	^{[ 18 ]}

Ссылки

^ Карабейоглу, М. Ариф; Кэнтуэлл, Брайан Дж.; Зиллиак, Грег (1 июля 2007 г.). «Разработка масштабируемых выражений усредненной скорости регрессии по пространству-времени для гибридных ракет» . Журнал движения и мощности . 23 (4): 737–747. дои : 10.2514/1.19226 .
^ Саттон, Джордж П. и Оскар Библарц. Элементы ракетного движения. Нью-Йорк: Джон Уайли и сыновья, 2001.
^ Перейти обратно: ^а ^б ^с ^д ^и ^ж Зиллиак, Грегори; Карабейоглу, М. (9 июля 2006 г.). «Данные и моделирование скорости регрессии гибридного ракетного топлива» . 42-я совместная конференция и выставка AIAA/ASME/SAE/ASEE по двигательным установкам . Сакраменто, Калифорния: Американский институт аэронавтики и астронавтики. дои : 10.2514/6.2006-4504 . ISBN 978-1-62410-038-3 .
^ Перейти обратно: ^а ^б Эйлерс, Шеннон Д.; Уитмор, Стивен А. (1 сентября 2008 г.). «Корреляция измерений регрессии гибридного ракетного топлива с прогнозами модели баланса энтальпии» . Журнал космических кораблей и ракет . 45 (5): 1010–1020. Бибкод : 2008JSpRo..45.1010E . дои : 10.2514/1.33804 . ISSN 0022-4650 .
^ Перейти обратно: ^а ^б Карабейоглу, Массачусетс; Альтман, Д.; Кэнтуэлл, Би Джей (1 мая 2002 г.). «Горение сжижающихся гибридных топлив: Часть 1, Общая теория» . Журнал движения и мощности . 18 (3): 610–620. дои : 10.2514/2.5975 .
^ Табор, Эбигейл (18 апреля 2017 г.). «От педикюра до сапсана: парафин доказывает свою ценность» . НАСА . Проверено 6 апреля 2022 г.
^ Т. Р. Браун, М. К. Лайдон, Испытание гибридного ракетного топлива на основе парафина с использованием окислителя перекиси водорода, Региональная студенческая конференция AIAA, Уичито, Канзас, США, 6–8 апреля 2005 г.
^ Писцителли, Ф.; Сакконе, Г.; Джанвито, А.; Косентино, Г.; Маццола, Л. (01 сентября 2018 г.). «Характеристика и производство парафина как топлива для гибридных ракет» . Исследования в области движения и энергетики . 7 (3): 218–230. дои : 10.1016/j.jppr.2018.07.007 . ISSN 2212-540X . S2CID 139475007 .
^ Клэй, Рид Макрей (01 января 2019 г.). Экспериментальный обзор методов повышения производительности гибридных ракетных двигателей, работающих на парафине (Диссертация). п. 37. Бибкод : 2019МсТ.........37С .
^ Перейти обратно: ^а ^б ^с Бат, Эндрю, «Характеристика характеристик сложной геометрии топливных каналов для зерен гибридного ракетного топлива» (2012). Все дипломные работы и диссертации. 1381. https://digitalcommons.usu.edu/etd/1381 .
^ Уитмор, Стивен А.; Уокер, Шон Д.; Меркли, Дэниел П.; Собби, Мансур (01 ноября 2015 г.). «Зерна гибридного ракетного топлива с высокой скоростью регрессии и винтовыми портами» . Журнал движения и мощности . 31 (6): 1727–1738. дои : 10.2514/1.B35615 .
^ Карабейоглу, М. Ариф; Кэнтуэлл, Брайан Дж.; Зиллиак, Грег (июль 2007 г.). «Разработка масштабируемых выражений усредненной скорости регрессии по пространству-времени для гибридных ракет» . Журнал движения и мощности . 23 (4): 737–747. дои : 10.2514/1.19226 . ISSN 0748-4658 .
^ Перейти обратно: ^а ^б Исследование форсунок для использования с топливом с высоким давлением пара с применением в гибридных ракетах. Б. С. Ваксман. Стэнфордский университет, 2014.
^ Уитмор, Стивен (12 апреля 2020 г.). «Найтрокс как прямая замена газообразного кислорода в гибридных двигательных системах SmallSat» . Аэрокосмическая промышленность . 7 (4): 43. doi : 10.3390/aerospace7040043 .
^ Уитмор, ЮАР; Меркли, С. (2019). «Влияние радиационного нагрева на соотношение окислителя и топлива в гибридном ракетном топливе, полученном с добавками» . Журнал движения и мощности . 35 (4): 863–878. дои : 10.2514/1.B37037 . S2CID 189961306 .
^ Уитмор, Стивен; Петерсон, Закари; Эйлерс, Шеннон (2011), «Аналитические и экспериментальные сравнения HTPB и ABS в качестве гибридного ракетного топлива» , 47-я совместная конференция и выставка AIAA/ASME/SAE/ASEE по двигательным установкам , Американский институт аэронавтики и астронавтики, номер документа : 10.2514/6.2011-5909 , ISBN 978-1-60086-949-5 , получено 7 апреля 2022 г.
^ Доран, Эрик; Дайер, Джонни; Лонер, Кевин; Данн, Зак; Кэнтуэлл, Брайан; Зиллиак, Грег (2007), «Характеристика скорости регрессии топлива ракетных двигателей на основе закиси азота» , 43-я конференция и выставка AIAA/ASME/SAE/ASEE по совместным двигательным установкам , Американский институт аэронавтики и астронавтики, doi : 10.2514/6.2007-5352 , ISBN 978-1-62410-011-6 , получено 7 апреля 2022 г.
^ Макнайт, Брендан (2015). Усовершенствованная гибридная двигательная установка с ракетным двигателем для CubeSat . Государственный университет Пенсильвании.

[1] Карабейоглу, М. Ариф; Кэнтуэлл, Брайан Дж.; Зиллиак, Грег (1 июля 2007 г.). «Разработка масштабируемых выражений усредненной скорости регрессии по пространству-времени для гибридных ракет» . Журнал движения и мощности . 23 (4): 737–747. дои : 10.2514/1.19226 .

[2] Саттон, Джордж П. и Оскар Библарц. Элементы ракетного движения. Нью-Йорк: Джон Уайли и сыновья, 2001.

[:0-3] Перейти обратно: ^а ^б ^с ^д ^и ^ж Зиллиак, Грегори; Карабейоглу, М. (9 июля 2006 г.). «Данные и моделирование скорости регрессии гибридного ракетного топлива» . 42-я совместная конференция и выставка AIAA/ASME/SAE/ASEE по двигательным установкам . Сакраменто, Калифорния: Американский институт аэронавтики и астронавтики. дои : 10.2514/6.2006-4504 . ISBN 978-1-62410-038-3 .

[:1-4] Перейти обратно: ^а ^б Эйлерс, Шеннон Д.; Уитмор, Стивен А. (1 сентября 2008 г.). «Корреляция измерений регрессии гибридного ракетного топлива с прогнозами модели баланса энтальпии» . Журнал космических кораблей и ракет . 45 (5): 1010–1020. Бибкод : 2008JSpRo..45.1010E . дои : 10.2514/1.33804 . ISSN 0022-4650 .

[:2-5] Перейти обратно: ^а ^б Карабейоглу, Массачусетс; Альтман, Д.; Кэнтуэлл, Би Джей (1 мая 2002 г.). «Горение сжижающихся гибридных топлив: Часть 1, Общая теория» . Журнал движения и мощности . 18 (3): 610–620. дои : 10.2514/2.5975 .

[6] Табор, Эбигейл (18 апреля 2017 г.). «От педикюра до сапсана: парафин доказывает свою ценность» . НАСА . Проверено 6 апреля 2022 г.

[7] Т. Р. Браун, М. К. Лайдон, Испытание гибридного ракетного топлива на основе парафина с использованием окислителя перекиси водорода, Региональная студенческая конференция AIAA, Уичито, Канзас, США, 6–8 апреля 2005 г.

[8] Писцителли, Ф.; Сакконе, Г.; Джанвито, А.; Косентино, Г.; Маццола, Л. (01 сентября 2018 г.). «Характеристика и производство парафина как топлива для гибридных ракет» . Исследования в области движения и энергетики . 7 (3): 218–230. дои : 10.1016/j.jppr.2018.07.007 . ISSN 2212-540X . S2CID 139475007 .

[9] Клэй, Рид Макрей (01 января 2019 г.). Экспериментальный обзор методов повышения производительности гибридных ракетных двигателей, работающих на парафине (Диссертация). п. 37. Бибкод : 2019МсТ.........37С .

[:3-10] Перейти обратно: ^а ^б ^с Бат, Эндрю, «Характеристика характеристик сложной геометрии топливных каналов для зерен гибридного ракетного топлива» (2012). Все дипломные работы и диссертации. 1381. https://digitalcommons.usu.edu/etd/1381 .

[11] Уитмор, Стивен А.; Уокер, Шон Д.; Меркли, Дэниел П.; Собби, Мансур (01 ноября 2015 г.). «Зерна гибридного ракетного топлива с высокой скоростью регрессии и винтовыми портами» . Журнал движения и мощности . 31 (6): 1727–1738. дои : 10.2514/1.B35615 .

[12] Карабейоглу, М. Ариф; Кэнтуэлл, Брайан Дж.; Зиллиак, Грег (июль 2007 г.). «Разработка масштабируемых выражений усредненной скорости регрессии по пространству-времени для гибридных ракет» . Журнал движения и мощности . 23 (4): 737–747. дои : 10.2514/1.19226 . ISSN 0748-4658 .

[:4-13] Перейти обратно: ^а ^б Исследование форсунок для использования с топливом с высоким давлением пара с применением в гибридных ракетах. Б. С. Ваксман. Стэнфордский университет, 2014.

[14] Уитмор, Стивен (12 апреля 2020 г.). «Найтрокс как прямая замена газообразного кислорода в гибридных двигательных системах SmallSat» . Аэрокосмическая промышленность . 7 (4): 43. doi : 10.3390/aerospace7040043 .

[15] Уитмор, ЮАР; Меркли, С. (2019). «Влияние радиационного нагрева на соотношение окислителя и топлива в гибридном ракетном топливе, полученном с добавками» . Журнал движения и мощности . 35 (4): 863–878. дои : 10.2514/1.B37037 . S2CID 189961306 .

[16] Уитмор, Стивен; Петерсон, Закари; Эйлерс, Шеннон (2011), «Аналитические и экспериментальные сравнения HTPB и ABS в качестве гибридного ракетного топлива» , 47-я совместная конференция и выставка AIAA/ASME/SAE/ASEE по двигательным установкам , Американский институт аэронавтики и астронавтики, номер документа : 10.2514/6.2011-5909 , ISBN 978-1-60086-949-5 , получено 7 апреля 2022 г.

[17] Доран, Эрик; Дайер, Джонни; Лонер, Кевин; Данн, Зак; Кэнтуэлл, Брайан; Зиллиак, Грег (2007), «Характеристика скорости регрессии топлива ракетных двигателей на основе закиси азота» , 43-я конференция и выставка AIAA/ASME/SAE/ASEE по совместным двигательным установкам , Американский институт аэронавтики и астронавтики, doi : 10.2514/6.2007-5352 , ISBN 978-1-62410-011-6 , получено 7 апреля 2022 г.

[18] Макнайт, Брендан (2015). Усовершенствованная гибридная двигательная установка с ракетным двигателем для CubeSat . Государственный университет Пенсильвании.

[ 1 ]

[ 2 ]

[ 3 ]

[ 4 ]

[ 5 ]

[ 6 ]

[ 7 ]

[ 8 ]

[ 9 ]

[ 10 ]

[ 11 ]

[ 12 ]

[ 13 ]

[ 14 ]

[ 15 ]

[ 16 ]

[ 17 ]

[ 18 ]