Design, Fabrication, and Test of a Cryogenic Liquid Oxygen-Ethanol Engine

Ghasemi, Hojat; Mahmoudian, Seyed Mohammadreza; Qadiri Massoom, Noordin; Rouholamini, S. Rashad; Mikaniki, Pouria; Azimi, Asghar

doi:10.30699/jsst.2023.1397

Design, Fabrication, and Test of a Cryogenic Liquid Oxygen-Ethanol Engine

Document Type : Original Research Paper

Authors

Hojat Ghasemi ¹

Seyed Mohammadreza Mahmoudian ²

Noordin Qadiri Massoom ³

S. Rashad Rouholamini ⁴

Pouria Mikaniki ⁴

Asghar Azimi ⁵

¹ Associate Professor, School of Mechanical Engineering, Iran University of Science and Technology, Tehran, Iran

² M.Sc., Molk Corporation, Isfahan, Iran

³ Assistant Professor, Space Transportation Research Institute, Iranian Space Research Center, Tehran, Iran

⁴ M.Sc., 4D-Tech Corporation, Tehran, Iran

⁵ M.Sc., School of Mechanical Engineering, Iran University of Science and Technology, Tehran, Iran

10.30699/jsst.2023.1397

Abstract

The aim of the present research is to obtain the ability to use the cryogenic propellant engines on a laboratory scale. In this regard, it is necessary to build some experimental motors and investigate the their performance parameters. The liquid oxygen as a common oxidizer and ethanol as a green fuel have been selected as propellant components. The engine is designed to produce 400 kgf force at the nominal condition. The pintle type injector has been chosen in which liquid oxygen and fuel are flowed in the axial and radial directions, respectively. The combustion chamber has been protected against overheating by applying the regenerative cooling. However, the laboratory feature of the engine design has provided the using of water instead the cooling propellant. All main components of the engine such as injector, igniter, and flow controllers, are examined by the cold tests. A comprehensive test facility is designed and set up for hot fire tests in which the performance of almost all parameters can be evaluated. Fifteen fire tests have been performed. Maximum obtained pressure and evaluated combustion efficiency were about 75% of design values.

Keywords

Liquid propellant engine

Cryogenic propellant

Liquid oxygen

Ethanol

Test bed

20.1001.1.20084560.1402.16.1.5.6

Subjects

System Design, Space Propulsion and Space System Simulation

Article Title Persian

طراحی، ساخت، و آزمون یک موتور پیشرانه مایع زمستیک اکسیژن مایع-اتانول

Authors Persian

حجت قاسمی ¹

سید محمدرضا محمودیان ²

نورالدین قدیری معصوم ³

سید رشاد روح الامینی ⁴

پوریا میکانیکی ⁴

اصغر عظیمی ⁵

¹ دانشیار، گروه هوافضا، دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، ایران

² کارشناسی ارشد، شرکت ملک آسمان‌ها و زمین نقش جهان، اصفهان، ایران

³ استادیار، پژوهشکده سامانه‌های حمل و نقل فضایی، پژوهشگاه فضایی ایران، تهران، ایران

⁴ کارشناسی ارشد، شرکت فناوری های پیشرفته بعد چهارم

⁵ کارشناسی ارشد، دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، ایران

Abstract Persian

هدف تحقیق حاضر، کسب توانمندی به کارگیری موتورهای پیشرانه زمستیک، در مقیاس آزمایشگاهی است. در این راستا لازم است تا موتور‌هایی ساخته و پارامترهای عملکردی آن سنجیده شود. اکسیژن مایع، به عنوان یک اکسیدکننده زمستیک متداول و اتانول به عنوان یک سوخت سبز انتخاب شده‌اند. موتوری برای تولید نیروی جلوبرندگی معادل kgf 400 با این پیشرانه طراحی شده است. انژکتور این موتور از نوع برخوردی سمبه‌ای بوده که در آن اکسیژن مایع، در راستای محور و سوخت در راستای شعاع جریان داشته است. محفظه احتراق این موتور با روش خنک‌کاری بازیابی در مقابل گرمای زیاد محافظت می‌شده است. طرح آزمایشگاهی موتور این امکان را فراهم کرده تا از سیال خارجی مانند آب برای خنک‌کاری استفاده شود. همه مولفه‌های اصلی موتور مانند انژکتور، راه‌انداز، و ابزار کنترل جریان تحت آزمون‌های سرد قرار گرفتند. برای آزمایش گرم این موتور، سکوی آزمون ویژه‌ای طراحی و ساخته شده است که در آن امکان سنجش تقریبا همه متغیرهای عملکردی وجود دارد. در این تحقیق پانزده آزمون گرم انجام شده است. بیشترین فشار ثبت شده و بیشترین بازده برآورد شده در حدود 75% مقادیر طراحی بودند.

Keywords Persian

موتور پیشرانه مایع

پیشرانه زمستیک

اکسیژن مایع

اتانول

سکوی آزمون

[1] T. Hiraiwa, T. Saito, T. Tomita, N Azuma, K. Okita, K. Obase, and T. Kaneko, “Research works of ethanol propulsion system for the future rocket-plane experimental vehicle” 47th AIAA/ASME/ SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibition, p.6114, 2011.

[2] K. Sakaki, T. Funahashi, S. Nakaya, M. Tsue, R. Kanai, K. Suzuki, T. Inagawa, and T. Hiraiwa, “Longitudinal combustion instability of a pintle injector for a liquid rocket engine combustor”. Combustion and Flame, Vol. 194: pp. 115-12, 2018.

[3] R. Woodard, K. Miller, V. Bazarov, G. Gurin, S. Pal, and R. Santoro “Injector research for Shuttle OMS upgrade using LOX/ethanol propellants” In 34th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibition, p.3816, 1998.

[4] C. Bach, J. Sieder, O. Przybliski, and M. Tajmar, “Smart Rockets: Development of a 500 N LOX-Ethanol-Sounding rocket for the DLR STERN programme”, In 62th Conference: German Aerospace Congress, Stuttgart, pp.1-10, 2013.

[5] K. Sakaki, M. Choi, S. Nakaya, M. Tsue, and T. Hiraiwa, “Fundamental combustion characteristics of ethanol/liquid oxygen rocket engine combustor with planar pintle-type injector”, Transactions of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol. 58, No.1, pp. 15-22, 2015.

[6] J. Sieder, K. Kleebusch, C. Bach, and M. Tajmar, “Development history and verification of the flight model of a 500 N Ethanol/LOX rocket engine”, In 7th European Conference for Aeronautics and sapce Sciences, Milan ,Italy, pp.3-6, 2017.

[7] R. Delpy and J. Oswald, “PERSEUS project 5 kN LOX/Ethanol rocket engine fire tests” , 7th European Conference for Aeronautics and Aerosapce Sciences, (EUCASS), 2017.

[8] S. M.R. Mahmoudian, H. Ghasemi, and A.R. Toloei, “The process of designing and manufacturing a prototype space thruster with oxygen-crocin cryogenic propellant,” The 10th conference of the Iranian Aerospace Association, Tehran, 2019 (in Persian).

[9] D. Ramesh, S. Khodadadiyan, and H. Karimi, “Optimization of Schematic and Parameters of Staged Combustion Launch Vehicle Liquid Engines”, Journal of Space Science and Technology, Vol.9, No.1, pp. 1-11, 2016. (in Persian).

[10] A.H. Edalatpour, F. Ommi, Z. Saboohi, “Performance Analysis of Liquid Propellant Micro-propulsion with Liquid Oxygen as Cryogenic Oxidizer” , Journal of Space Science and Technology, Vol.12, No.1, pp. 23-40, 2019.(in Persian).

[11] S. Gordon, and B. J. McBride, Computer Program for Calculation of Complex Chemical Equilibrium Compositions, Rocket Performance, Incident and Reflected Shocks, and Chapman-Jouguet Detonations, NASA SP-273, 1976.

[12] D. K. Huzel, and D. H. Huang, “Modern Engineering for Design of Liquid Propellant Rocket Engines, (Revised and enlarged edition)”, AIAA Progress in Astronautics and Aeronautics, Washington, DC: American Institute of Aeronautics and Astronautics, Vol. 147, 1992.

[13] R. W. Humble, h. N. Gary, and W. J. Larson, Space Propulsion Analysis and Design, McGraw-Hill, 1995.

[14] G. Dressler, and J. Bauer, “TRW pintle engine heritage and performance characteristics” In 36th AIAA/ASME/ SAE/ ASEE joint propulsion conference and exhibit, Las Vegas, NV, U.S.A., p.3871,2000.