Informacja

Drogi użytkowniku, aplikacja do prawidłowego działania wymaga obsługi JavaScript. Proszę włącz obsługę JavaScript w Twojej przeglądarce.

English (EN)·Polski (PL)·Yкраїнський (UK)
Przejdź do strony domowej biblioteki Centralna Biblioteka Wojskowa Link otwiera się w nowym oknie Logo biblioteki Prolib Integro - strona głównaCentralna Biblioteka Wojskowa

Wyszukujesz frazę "peroxide" wg kryterium: Temat

  Lista filtrów
Wyrównaj
    Wyświetlanie 1-9 z 9
    Tytuł:
    Hydrogen Peroxide as a High Energy Compound Optimal for Propulsive Applications
    Autorzy:
    Rarata, G.
    Rokicka, K.
    Surmacz, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/358739.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    hydrogen peroxide
    HTP
    explosibility
    detonability
    monopropellant
    oxidizer
    propulsion
    Opis:
    This paper presents the authors’ experience in the field of the safe preparation and utilisation of HTP (98%+), a storable propellant that is finding use in various engineering applications. Brief characterisations of the material as well as examples of its potential use within relevant industries are provided. Additionally, some of the existing data and current research are included to demonstrate the full potential of this material which meets most of the needs of the propulsion industry. The laboratory technique for obtaining the substance that has been developed recently at the Institute of Aviation is briefly described. Utilisation of the method based on a special glass apparatus allows reproducible amounts of the substance to be obtained with relatively little risk.
    Źródło:
    Central European Journal of Energetic Materials; 2016, 13, 3; 778-790
    1733-7178
    Pojawia się w:
    Central European Journal of Energetic Materials
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Green rocket propulsion research and development at the institute of aviation : problems and perspectives
    Autorzy:
    Surmacz, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/246498.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    propulsion
    rocket engine
    experimental research
    green propellant
    hydrogen peroxide
    Opis:
    The paper presents the main activities of the Institute of Aviation (IoA) in the field of chemical rocket propulsion. The relatively "fresh" research and development team performed many useful works within the last 5 years, starting from the strategy and ideas. Nowadays, the Space Technology Department of IoA acts as a member of international consortia realizing space projects, as well as itself working on its own assignments financed by the European Space Agency (ESA) and IoA funds. The important development aspect of rocket propulsion developed at IoA is the use of "green" propellants. These are chemicals, which are relatively safe for the environment and personnel, being a very promising alternative for storable toxic substances, e.g. hydrazine and derivatives, nitrogen tetroxide. R&D activities of STD are based on the use of Rocket Grade Hydrogen Peroxide (RGHP), also known as High Test Peroxide (HTP). This high-performance mono-propellant and oxidizer is regarded by European entities as one of the most promising candidates to replace hydrazine and its derivatives in the future. Due to numerous advantages, hydrogen peroxide is better suited for systems with human interaction that most of other propellant combinations. The paper contains selected results of research on green rocket propulsion performed at IoA, in which 98% hydrogen peroxide was used as oxidizer and monopropellant. Three types of rocket engines: monopropellant, liquid bipropellant and hybrid have been investigated and are still being developed.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2016, 23, 1; 337-344
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Nadtlenek wodoru 98% klasy HTP - alternatywa dla hydrazyny
    Hydrogen peroxide 98% HTP-class - an alternative for hydrazine
    Autorzy:
    Rarata, G.
    Surmacz, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213861.pdf
    Data publikacji:
    2014
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    nadtlenek wodoru
    hydrazyna
    rakietowe materiały pędne
    hydrogen peroxide
    hydrazine
    rocket propellant
    Opis:
    Wartykule zwrócono uwagę na możliwość wykorzystania nadtlenku wodoru (H2O2) klasy HTP (do zastosowań napędowych – tzw. „High Test Peroxide” lub też „Rocket Grade Hydrogen Peroxide”) jako atrakcyjnej alternatywy dla obecnie stosowanych materiałów pędnych na platformach satelitarnych. Najpowszechniejszymi materiałami pędnymi aktualnie wykorzystywanymi jako napędy kosmiczne w satelitach są hydrazyna i jej pochodne (paliwa) oraz czterotlenek dwuazotu (utleniacz). Są to substancje odznaczające się bardzo wysoką toksycznością oraz korozyjnością. Zwłaszcza stosowanie hydrazyny poddawane jest coraz ostrzejszym restrykcjom w Europie (Rozporządzenie Parlamentu Europejskiego w sprawie rejestracji, oceny, udzielania zezwoleń i stosowanych ograniczeń w zakresie chemikaliów – REACH). Rosnące trudności formalne związane z użytkowaniem hydrazyny oraz relatywnie wysokie koszty zabezpieczeń dla personelu naziemnego, sprawią, że sektor napędów satelitarnych intensywnie poszukuje odpowiednich zamienników tej substancji. Ocenia się, że nadtlenek wodoru klasy HTP o stężeniu 98% jest jednym z najpoważniejszych kandydatów do tego, aby ją skutecznie zastąpić. Nadtlenek wodoru klasy HTP jest silnym ciekłym utleniaczem i jednocześnie, relatywnie najbezpieczniejszym, rakietowym jednoskładnikowym materiałem pędnym. Niestety, obecnie substancja ta, zwłaszcza wmniejszych ilościach, jest praktycznie niedostępna na rynku europejskim. Skutkiem tego ośrodki akademickie oraz jednostki naukowo-badawcze, które wykazują zainteresowane są badaniami z wykorzystaniem HTP, nie są w stanie nabyć nawet niewielkich ilości HTP w rozsądnej cenie. Dlatego też w Instytucie Lotnictwa opracowano technologię uzyskiwania laboratoryjnych do technicznych ilości względnie taniego nadtlenku wodoru o stężeniu powyżej 80% (nawet 98%+) oraz odpowiednio wysokiej czystości.
    The paper presents modern approach as well as the potential of “novel” chemical “green” rocket propellant for satellite applications known as hydrogen peroxide of HTP class. The technology of obtaining the substance has been fully developed at IoA. However, the compound already is under experimental research for its practical utilisation within space propulsion applications. This liquid rocket propellant may be successfully used in thrusters and engines in RCS’s. What more, recently has become promising alternative for utilised so far toxic propellants. The novel (in terms of its quality and renewed interest) high-energy liquid green propellant called HTP is 98% aqua solution of hydrogen peroxide (High Test Peroxide). It does not suffer from the disadvantages typical for currently used rocket propellants and is now being extensively tested in many other space propulsion research centres around the world. The paper also presents the potential connected to the use of 98% HTP, also with comparison to the other liquid currently commonly used and very toxic propellant - hydrazine. Additionally, the authors try to prove that 98% HTP enables, due to low costs, the extensive research for alternative “green” propulsion systems may not always have to be done by the relevant industry itself but also by academia, research institutes and smaller private companies.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2014, 1 (234) March 2014; 25-33
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Influence of various types of Al2O3/MnxOy catalysts on performance of a 100mm chamber for decomposition of 98%+ hydrogen peroxide
    Autorzy:
    Surmacz, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212371.pdf
    Data publikacji:
    2015
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    space propulsion
    hydrogen peroxide
    catalytic decomposition
    napęd kosmiczny
    nadtlenek wodoru
    rozkład katalityczny
    Opis:
    The paper presents results of research on the catalytic decomposition of 98% hydrogen peroxide, using special structures called composite catalyst beds. Such configuration of a catalyst bed can be applied in future green monopropellant thrusters for attitude control systems as well as self-ignitable and restart-able bipropellant engines. A number of catalyst samples, based on aluminum oxides as support and manganese oxides as the active phase, were prepared for testing of catalyst decomposition of 98%+ High Test Peroxide. The aim of the current stage of the test campaign is to select the most promising candidates for further research on 50mm long chamber. The selection is made on the basis of hot test results in which dynamics of decomposition is evaluated. The other criterion is the structural integrity of the catalyst, assessed after the hot test. Support that is susceptible to cracking cannot be qualified as applicable for the next stage of the investigation. The current research has shown that the crucial factor for performance of a catalyst is its specific surface area. The fastest pressure and temperature buildup has been reached for microporous γ-Al2O3 pellet.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2015, 3 (240); 58-68
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Nadtlenek wodoru klasy HTP jako uniwersalne medium napędowe oraz utleniacz
    Hydrogen peroxide HTP class as a universal medium for propulsion and oxidiser
    Autorzy:
    Rarata, G.
    Surmacz, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212772.pdf
    Data publikacji:
    2009
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    nadtlenek wodoru klasy HTP
    uniwersalne medium napędowe
    utleniacz
    hydrogen peroxide HTP
    universal medium for propulsion
    oxidiser
    Opis:
    Aktualnie wdziedzinie napędów, zresztą nie tylko kosmicznych, trwają intensywne poszukiwania nietoksycznych, bezpiecznych, tanich, dających się magazynować oraz posiadających dużą gęstość energii, jednoskładnikowych materiałów pędnych oraz utleniaczy. Takim związkiem chemicznym, będącym jednocześnie jednoskładnikowym materiałem pędnym oraz wydajnym utleniaczem jest znany już od blisko 200 lat nadtlenek wodoru. Pomimo faktu, że na przestrzeni ostatnich trzech dekad rozwoju napędów rakietowych pojawiło się wiele innych napędowych układów chemicznych, oferujących znaczne osiągi (stałe kompozytowe materiały pędne znalazły zastosowanie zarówno wpociskach, jak iwcywilnej eksploatacji przestrzeni kosmicznej, pojawiła się też kolejna generacja wysokoenergetycznych materiałów pędnych oraz wydajne katalizatory rozkładu hydrazyny oraz zaawansowane konstrukcje silników na ciekłe materiały pędne) to zainteresowanie nadtlenkiem wodoru oraz prace nad jego aplikacjami w technice rakietowej uległy obecnie wręcz gwałtownej eskalacji. Wpływ na to bez wątpienia mają też popularniejsze ostatnio ogólnoświatowe trendy poszukiwania „ekologicznych” czy też „zielonych” paliw. Inżynierowie od napędów, i nie tylko, ponownie zwracają uwagę na ten nietoksyczny, bezpieczny, tani, dający się magazynować oraz po siadający dużą gęstość energii, jednoskładnikowy materiał pędny i wydajny utleniacz zarazem.
    Nowadays space propulsion technologies are urgent for less toxic, storable and environmentally friendly propellants and oxidizers – to replace nitrogen tetroxide (NTO) and hydrazine in certain applications. Hydrogen peroxide is a very attractive replacement oxidizer and monopropellant as well. The history of its use proves that H2O2 has high specific impulse, is cheap, safe and possesses desirable storage properties. It is commonly misunderstood that hydrogen peroxide cannot be stored for long periods of time. But it can, and It also can be utilized with success as a hypergolic fuel oxidizer combination and in such systems it would be highly desirable for virtually any high energydensity applications such as small but powerful gas generating systems, attitude control motors (hybrid ones for example), or main propulsion systems. These systems would be implemented on platforms ranging from guided bombs to replacement of environmentally unfriendly existing systems to manned space vehicles. Besides, hydrogen peroxide is a currently used as a storable, acceptable propellant which is finding use in various emerging systems, not only in propulsion technologies.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2009, 7 (202); 125-158
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Zapłon hipergoliczny stabilizowanego nadtlenku wodoru z węglowodorami promowanymi katalitycznie
    The hypergolic ignition of stabilized hydrogen peroxide and catalitically promoted hydrocarbons
    Autorzy:
    Rarata, G.
    Surmacz, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213292.pdf
    Data publikacji:
    2011
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    silniki rakietowe
    zapłon hipergoliczny stabilizowanego nadtlenku wodoru
    węglowodory promowane katalitycznie
    rocket engines
    hypergolic ignition
    hydrogen peroxide
    hydrocarbons
    liquid propellant
    Opis:
    W artykule zwrócono uwagę na możliwość wykorzystania sężonych, stabilizowanych roztworów nadtlenku wodoru (H2O2) w celu wypracowania jak najprostszej oraz skutecznej metody zapłonu węglowodorów ciekłych. Zastosowanie odpowiednio stężonego, stabilizowanego fosforanami, nadtlenku wodoru jako utleniacza (o stężeniu 85% i powyżej) oraz stałego katalizatora jego rozkładu (np. w postaci jego zawiesiny w paliwie) pozwala na uzyskanie samozapłonu spełniającego cechy tzw. zapłonu hipergolicznego (ang. hypergolic). Rzeczywiste układy hipergolowe (np. dwuskładnikowy układ ciekłego paliwa rakietowego oraz utleniacza) ulegają samoczynnemu zapłonowi w chwili, gdy ich składniki ulegną wymieszaniu. Są one jednak dość kłopotliwe w przechowywaniu i transporcie, ale raczej niezawodne w użytkowaniu w silniku rakietowym - gdyż nie wymagają dodatkowych systemów zapłonowych. W określonych warunkach stężony nadtlenek wodoru również może stanowić ciekły utleniacz, który posiada jednocześnie cechy hipergolika w stosunku do odpowiednio spreparowanych paliw weglowodorowych. Jedną z metod wykorzystywaną w tym celu może być dodatek katalizatora do paliwa węglowodorowego w postaci jego drobnokrystalicznej soli. Dalsze prace badawcze wymagane sa w kierunku określenia różnic w zachowaniu się układu przy zastosowaniu HTP (zamiast silnie stabilizowanego H2O2) czy też w warunkach odpowiadających pracy prawdziwego silnika rakietowego.
    The paper presents a simple and effective approach towards receiving the hypergolic ignition of a potential environmentally friendly liquid propellant consisting of stabilized hydrogen peroxide as a oxidizer (with a concentration of 85% or higher) and hydrocarbon fuels for use in rocket engines. Simple tests conducted up to now prove positive effect of relatively small amount of metal salt catalyst in fuels for elicitation of the hypergolic ignition. Such bipropellant formulation may be utilized in a real rocket engine environment - for instance in a pressure-fed liquid propellant rocket engine. However, to establish such technology more tests are needed to perform to find what kind of effects exerts the amount of catalyst and the initial temperature of the fuel on the ignition delay of such hypergolic bipropellants. An experimental program aimed at determining the effects of initial ambient pressure, initial ambient gas properties, and hydrogen peroxide concentration on ignition delay. Results show that ignition delay can be reduced by increasing the hydrogen peroxide concentration. The applicability of traditional vaporization and ignition theories to the ignition of a catalytically promoted fuel with rocket grade hydrogen peroxide are shortly discussed as well. However, the paper emphasizes that there are also many other important issues that must be taken into account, such as the level of stabilizers in the H202 or the difference between the ignition delay times from open cup tests and those from rocket engine static firings.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2011, 12 (221); 173-181
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Investigation of spontaneous ignition in a 100 n HTP/HTPB hybrid rocKet engine
    Badania samozapłonu w rakietowym silniku hybrydowym o ciągu 100 N na HTP/HTPB
    Autorzy:
    Surmacz, P.
    Rarata, G.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213487.pdf
    Data publikacji:
    2015
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    hydrogen peroxide
    HTPB
    catalyst
    decomposition
    spontaneous ignitron
    hybrid rocket engine
    nadtlenek wodoru
    katalizator
    rozkład katalityczny
    zapłon samoczynny
    rakietowy silnik hybrydowy
    Opis:
    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.
    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.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2015, 3 (240); 69-79
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Badanie katalitycznego rozkładu 98% nadtlenku wodoru z wykorzystaniem katalizatorów Al2O3/MnxOy, promowanych tlenkami metali przejściowych
    Investigation on the catalytic decomposition of 98% hydrogen peroxide with the use of Al2O3/MnxOy catalysts, promoted by transition metal oxides
    Autorzy:
    Surmacz, P.
    Rarata, G.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212798.pdf
    Data publikacji:
    2014
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    nadtlenek wodoru
    heterogeniczne katalizatory rozkładu H2O2
    napędy rakietowe
    hydrogen peroxide
    heterogeneous catalysts for H2O2 decomposition
    rocket propulsion
    Opis:
    Nadtlenek wodoru w różnych stężeniach był i jest stosowany chemicznych w napędach rakietowych. Im wyższe stężenie wodnego roztworu, tym wyższe, możliwe do uzyskania, osiągi silnika. Jednak stosowanie nadtlenku wodoru o wysokim stężeniu (powyżej 90%) wymaga użycia specjalnych katalizatorów rozkładu, odpornych na udar termiczny i mechaniczny (wiele cykli szybkiego nagrzewania i chłodzenia) a także na długotrwałe przebywanie w temperaturze ponad 900°C w środowisku bogatym w tlen. Prezentowana praca ma na celu zbadanie grupy katalizatorów na nośnikach ceramicznych (różne odmiany polimorficzne tlenku glinu), z fazą aktywną w postaci tlenków manganu, domieszkowanych tlenkami: żelaza, chromu, kobaltu oraz promowanych samarem lub lantanem. Badania będą realizowane wspecjalnie do tego celu zaprojektowanych komorach katalitycznych, w warunkach zbliżonych do tych, jakie panują w silnikach rakietowych. Wyniki badań pozwolą na ocenę przydatności zastosowania różnych katalizatorów do rozkładu nadtlenku wodoru klasy HTP w silniach rakietowych na jedno- i dwuskładnikowy materiał pędny.
    Hydrogen Peroxide in various concentrations has been and still is used in chemical rocket propulsion. The higher concentration of HP water solution the higher, possible to obtain, performance of an engine. However, the use of highly concentrated hydrogen peroxide (above 90%) requires to use special catalysts for its decomposition. These catalysts should withstand thermal and mechanical stress for a lot of cycles as well as long stay-time in very hot – above 900°C – oxygen-rich environment. The project, presented in this paper, is to investigate a specific group of catalyst, consisted of ceramic aluminum oxide pellets, acting as support, with the active phase, containing manganese oxides. The active phase is doped with iron, chromium and cobalt oxides and promoted with samarium and lanthanum oxides. The investigation will be made using special catalyst chambers. Internal chamber conditions – flow, pressure, temperature – will be similar to those, which are in rocket engines. The result of this work will serve as a reference to assess the usefulness of various catalysts for HTP decomposition and its utilization in rocket propulsion.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2014, 1 (234) March 2014; 34-40
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Prace badawcze i rozwojowe nad demonstratorem technologii rakietowego silnika hybrydowego wykorzystujacego 98% nadtlenek wodoru jako utleniacz
    Research and development of a hybrid rocket engine technology demonstrator utilizing 98% hydrogen peroxide as oxidizer
    Autorzy:
    Surmacz, P.
    Rarata, G.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213218.pdf
    Data publikacji:
    2014
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    nadtlenek wodoru
    HTPB
    katalizatory rozkładu H2O2
    zapłon
    rakietowy silnik hybrydowy
    hydrogen peroxide
    H2O2 decomposition catalyst
    ignition
    hybrid rocket engine
    Opis:
    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.
    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.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2014, 1 (234) March 2014; 51-61
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
      Wyświetlanie 1-9 z 9

      Ta witryna wykorzystuje pliki cookies do przechowywania informacji na Twoim komputerze. Pliki cookies stosujemy w celu świadczenia usług na najwyższym poziomie, w tym w sposób dostosowany do indywidualnych potrzeb. Korzystanie z witryny bez zmiany ustawień dotyczących cookies oznacza, że będą one zamieszczane w Twoim komputerze. W każdym momencie możesz dokonać zmiany ustawień dotyczących cookies