Demonstrator technologii rakietowego silnika hybrydowego na ekologiczny materiał pędny
Paweł Surmacz, Grzegorz Rarata
Demonstrator technologii rakietowego silnika
hybrydowego na ekologiczny materiał pędny
W warszawskim Instytucie Lotnictwa od 2007 r. są prowadzone prace badawcze i rozwojowe nad napędami rakietowymi, wykorzystującymi ekologiczne materiały pędne. Analizy wykazały, że optymalny – ze względu na szeroki zakres możliwości zastosowania, osiągi oraz względnie wysokie bezpieczeństwo – jest wysoko stężony nadtlenek wodoru (klasy HTP – High Test Peroxide, o stężeniu co najmniej 87%).
Jako substancja, szeroko wykorzystywana w przemyśle, nadtlenek wodoru jest łatwo dostępny w Polsce w stężeniach tylko do 60%. W Europie jest możliwość pozyskania tego medium w stężeniach 87,5 oraz 90%, przy czym „zaporowa” cena dla detalicznych odbiorców skutecznie zniechęca do zakupu. Ponadto, oferowane w Europie roztwory nadtlenku wodoru są silnie stabilizowane związkami fosforu, które negatywnie wpływają na trwałość kanalizatorów jego rozkładu. Oczyszczanie tych produktów wymaga posiadania własnego laboratorium, wyposażonego w specjalną, szklaną aparaturę chemiczną.
W 2011 r. w Instytucie Lotnictwa powstało Laboratorium Materiałów Pędnych, którego pierwszym głównym zadaniem stało się doświadczalne zweryfikowanie teoretycznych założeń, dotyczących metody zatężania i oczyszczania dostępnych w Polsce 60% roztworów H2O2. W warunkach laboratoryjnych, w procesie próżniowej destylacji frakcyjnej, początkowo uzyskano 90% roztwór, który po oczyszczeniu w rotacyjnej wyparce próżniowej spełniał normę MIL-PRF-16005F. Następnie otrzymano roztwór 98% (najwyższa klasa stężenia). W zależności od warunków procesu, uzyskiwano nawet 99,9% nadtlenek wodoru o wysokiej czystości. Zmodernizowana wersja aparatury pozwoliła na prowadzenie pełnego procesu preparatyki HTP (składającego się z dwóch etapów procesowych: zatężania i oczyszczania, wykonywanych początkowo w osobnych zestawach aparatury) w jednym urządzeniu. Dokonano zgłoszenia wynalazku do Urzędu Patentowego RP oraz European Patent Office. Ponadto, metoda preparatyki HTP, opracowana w Instytucie Lotnictwa, została w 2014 r. wdrożona do produkcji przez jednostkę przemysłową.
Rakietowy silnik hybrydowy (Rys. 1) łączy zalety dwóch klasycznych systemów: na ciekły i stały materiał pędny. Jest przy tym znacznie prostszy w budowie (przez to tańszy) od silników na materiał ciekły, a także bezpieczniejszy i bardziej funkcjonalny od napędów rakietowych na stały materiał pędny. Zastosowanie tego typu napędu jest brane pod uwagę nie tylko w rakietach nośnych, ale również w pojazdach kosmicznych: satelitach i lądownikach. Do wymagań, stawianych napędom kosmicznym, należy zdolność do ich wielokrotnego uruchomienia oraz możliwość sterowania siłą ciągu. Ponadto zastosowane materiały pędne muszą być łatwo przechowywalne w warunkach, panujących w przestrzeni kosmicznej. Konstruktorzy silników hybrydowych muszą ponadto zmierzyć się z cechami tego typu napędów, zwłaszcza takimi jak: mały stosunek ciągu do ciężaru własnego oraz niestabilność procesu spalania, charakteryzująca się pulsacjami ciśnienia o niskiej częstotliwości i wysokiej amplitudzie. Prawidłowo zaprojektowany silnik hybrydowy powinien ograniczać niestabilność spalania do 2-3% wielkości średniego ciśnienia w komorze.
Projekt silnika hybrydowego
Podstawowym założeniem dla projektu silnika hybrydowego była wartość siły ciągu 100 N, uzyskiwana przy ciśnieniu w komorze spalania, równym 1 MPa. Poprzez niewielkie zmiany, takie jak geometria dyszy wylotowej oraz ciśnienie zasilania utleniacza, można modyfikować wartość siły ciągu silnika. Wybrane parametry konstrukcyjne mogą budzić zdziwienie entuzjastów, zwłaszcza modelarzy-twórców rakiet. Z założenia projektowany silnik – demonstrator technologii był przeznaczony do badania zjawisk, zachodzących wewnątrz komory spalania.
Materiałami pędnymi, wybranymi we wstępnym etapie projektowania silnika, były: 98% nadtlenek wodoru o wysokiej czystości (utleniacz) oraz HTPB (paliwo) – syntetyczna guma, stosowana jako lepiszcze w wysokoenergetycznych stałych kompozytowych materiałach pędnych. Skład, rozumiany przez stosunek masowych wydatków przepływu utleniacza do paliwa, określono za pomocą programu CEA – Chemical Equilibrium with Applications. Optymalny – ze względu na impuls właściwy – stosunek wydatków utleniacza do paliwa wynosi 5,5. Ponadto program CEA pozwolił na obliczenie impulsu właściwego dla warunków rozprężania, jakie mają zastosowanie przy pracach doświadczalnych (rozprężanie do ciśnienia atmosferycznego). Teoretyczna wartość impulsu właściwego dla tych warunków jest równa 2080 m/s. Biorąc pod uwagę ogólną sprawność silnika na poziomie 80%, uwzględniającą straty w procesach: spalania i rozprężania, przyjęta do projektowania wartość impulsu właściwego wynosi 1660 m/s. Obliczone wartości masowych natężeń przepływu utleniacza i paliwa wynoszą odpowiednio: 49,9 g/s oraz 9,1 g/s.
Pełna wersja artykułu w magazynie Lotnictwo 12/2014