Knowledge base: Warsaw University of Technology

Settings and your account

Back

Development of research stand for low thrust rocket engines

Marcin Marek Teofilewicz

Abstract

The purpose of this Engineering Thesis is a development of a research stand for low thrust rocket engine which uses a High-Test Perioxide (HTP) as a propellant. The engine was designed and built at Institute of Heat Engineering, Faculty of Power and Aeronautical Engineering at Warsaw University of Technology. Possibility of modifying the work characteristics, such as catalityc chamber geometry, was one of a design briefs made. Taking this approach made engine parameters optimization more simple and excluded necessity of heavy modifications after manufacturing. In order of optimizing engine’s perfomance it was essential to evaluate the specific impulse attained. This magnitude is impossible to measure directly, therefore it is necessary to perform a thrust measurement. Due to a low range of thrust attained, about 1 to 5 [N], use of the most popular direct method of measurement may give inaccurate results. Presented Engineering Thesis contains researched rocket engine project description and discuss difficulties in small rocket engines thrust measurment. Then there are the overhaul of applied solutions to the mentioned problem and the assessment of their applicability. Based on conclusions made during this analysis, suggestions in a development of an indirect rocket thrust measurement stand were made. After that, to verify the measuring accuracy of a newly built baffle plate (indirect method) stand prototype, the coldgas engine thrust was reasearched and compared to direct method thrust data. In conclusion, the results of comparison of the two methods were shown and discussed. Basing on the results, the recommended modification of an indirect measure stand prototype was elaborated.
Diploma type
Engineer's / Bachelor of Science
Diploma type
Engineer's thesis
Author
Marcin Marek Teofilewicz (FPAE) Marcin Marek Teofilewicz,, Faculty of Power and Aeronautical Engineering (FPAE)
Title in Polish
Projekt stanowiska do pomiaru ciągu małego silnika rakietowego
Supervisor
Łukasz Mężyk (FPAE/IHE) Łukasz Mężyk,, The Institute of Heat Engineering (FPAE/IHE)Faculty of Power and Aeronautical Engineering (FPAE)
Certifying unit
Faculty of Power and Aeronautical Engineering (FPAE)
Affiliation unit
The Institute of Heat Engineering (FPAE/IHE)
Study subject / specialization
, Lotnictwo i Kosmonautyka
Language
(pl) Polish
Status
Finished
Defense Date
30-06-2016
Issue date (year)
2016
Pages
36
Internal identifier
MEL; PD-3719
Reviewers
Łukasz Mężyk (FPAE/IHE) Łukasz Mężyk,, The Institute of Heat Engineering (FPAE/IHE)Faculty of Power and Aeronautical Engineering (FPAE) Piotr Wolański (FPAE/IHE) Piotr Wolański,, The Institute of Heat Engineering (FPAE/IHE)Faculty of Power and Aeronautical Engineering (FPAE)
Keywords in Polish
silnik rakietowy, stanowisko pomiarowe, satelita, pomiar ciągu, metoda impulsowa, nadtlenek wodoru, HTP, mały ciąg
Keywords in English
rocket engine, measuring stand, satellite, thrust measurement, impulse method, baffle plate, HTP, high test peroxide, low thrust
Abstract in Polish
Celem niniejszej pracy inżynierskiej jest opracowanie projektu stanowiska do pomiaru ciągu małego silnika rakietowego wykorzystującego nadtlenek wodoru HTP jako materiał pędny. Badany silnik został wykonany w Instytucie Techniki Cieplnej na Wydziale Mechanicznym Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej. Jednym z założeń projektowych układu napędowego była możliwość modyfikacji parametrów pracy, takich jak geometria komory katalitycznej. Takie podejście pozwalało na optymalizację parametrów silnika rakietowego bez konieczności wprowadzania większych zmian w projekcie. W celu optymalizacji osiągów konieczne było określenie impulsu właściwego osiąganego przez układ napędowy. Wielkości tej nie da się zmierzyć bezpośrednio, stąd potrzeba pomiaru ciągu silnika. Ze względu na niewielkie wartości osiąganego ciągu, rzędu 1-5 [N], zastosowanie najpopularniejszej, bezpośredniej metody pomiarowej mogło dać mało precyzyjne wyniki. W niniejszej pracy inżynierskiej przestawiono projekt badanego układu napędowego oraz przybliżono problem pomiaru ciągu małych silników rakietowych. Następnie przeprowadzono analizę rozwiązań stosowanych w podobnych zagadnieniach pomiarowych oraz rozważono ich stosowalność. Na podstawie wniosków otrzymanych podczas tej analizy przedstawiono propozycje projektów stanowiska badawczego do pośredniego pomiaru ciągu przeznaczonych dla docelowo badanego silnika. Następnie, aby zweryfikować otrzymywaną dokładność pomiarową wybranego projektu, na zbudowanym prototypie stanowiska przeprowadzono badania ciągu silnika typu coldgas. Jako odniesienia użyto danych otrzymywanych z innej metody pomiarowej. Na koniec przedstawiono porównanie odczytów z czujników siły dla dwóch zastosowanych metod i omówiono wyniki. Na ich podstawie zostały wyciągnięte wnioski dotyczące modyfikacji projektu stanowiska.
File
  • File: 1
    Teofilewicz Marcin, praca dyplomowa inżynierska.pdf
Request a WCAG compliant version
Local fields
Identyfikator pracy APD: 12394

Uniform Resource Identifier
https://repo.pw.edu.pl/info/bachelor/WUT9673f2a3b30041dbb1d348b564940114/
URN
urn:pw-repo:WUT9673f2a3b30041dbb1d348b564940114

Confirmation
Are you sure?
Report incorrect data on this page