The ducted rocket is a type of ramjet engine which combines the advantages of a solid rocket motor with the flight capabilities of an air-breathing system. This kind of engine is designed to get high values of the specific impulse, of the range and of the terminal velocity, along with the ability to control the thrust that is generated. The aspect that is mainly investigated during the development of these systems concerns the solutions that can be implemented in order to increase the combustion efficiency. The present thesis is the result of the work conducted at the Fine Rocket Propulsion Center of the Technion, Israel Institute of Technology from May 2014 to January 2015. The purpose of the experimental study is to investigate how the combustion efficiency of a ducted rocket combustion chamber is affected by the angle of air injection and by the mixture equivalence ratio. Three different geometrical configurations are tested: 60°, 120° and 90°. From the experimental results it is clear how all the three configurations show high values of the combustion efficiency: in particular, it is possible to see how the performance given by the geometry with the 120° angle is consistently higher with respect to the other two configurations; this is evident for fuel-lean mixtures, an operational condition that is able to maximize the specific impulse and therefore, it is optimal for the operation of this kind of engine.

Il ducted rocket, termine che può essere tradotto come razzo potenzia- to ad aria, è una tipologia di motore ramjet che combina i vantaggi di un endoreattore a solido con quelli di un esoreattore. Tale sistema è pensato per ottenere alti valori dell’impulso specifico, dell’autonomia e della velocità terminale accanto alla capacità di poter controllare la spinta generata. L’aspetto maggiormente indagato nello sviluppo di questi motori riguarda le soluzioni implementabili per incrementare l’efficienza di combustione. La presente tesi è il risultato del lavoro svolto presso il Fine Rocket Propulsion Center del Technion, Israel Institute of Technology da maggio 2014 a gennaio 2015. L’obbiettivo della campagna sperimentale è quello di indagare come l’efficienza di combustione del combustore di un ducted rocket sia influenzata dall’angolo di immissione dell’aria e dal rapporto di equivalenza della miscela. Vengono testate tre diverse geometrie: 60°, 120° e 90°. Dai risultati ottenuti si può evincere come tutte e tre le configurazioni mostrino alti valori dell’efficienza di combustione: in particolare si osserva come la geometria a 120° mostri una performance consistentemente più alta rispetto alle altre due configurazioni; questo effetto è marcato nella regione delle miscele povere, condizione che massimizza l’impulso specifico e che risulta quindi favorevole per l’impiego di questi motori.

Experimental study of the effect of the air inlet angle in a ducted rocket combustor

LAGUZZI, VALERIO
2014/2015

Abstract

The ducted rocket is a type of ramjet engine which combines the advantages of a solid rocket motor with the flight capabilities of an air-breathing system. This kind of engine is designed to get high values of the specific impulse, of the range and of the terminal velocity, along with the ability to control the thrust that is generated. The aspect that is mainly investigated during the development of these systems concerns the solutions that can be implemented in order to increase the combustion efficiency. The present thesis is the result of the work conducted at the Fine Rocket Propulsion Center of the Technion, Israel Institute of Technology from May 2014 to January 2015. The purpose of the experimental study is to investigate how the combustion efficiency of a ducted rocket combustion chamber is affected by the angle of air injection and by the mixture equivalence ratio. Three different geometrical configurations are tested: 60°, 120° and 90°. From the experimental results it is clear how all the three configurations show high values of the combustion efficiency: in particular, it is possible to see how the performance given by the geometry with the 120° angle is consistently higher with respect to the other two configurations; this is evident for fuel-lean mixtures, an operational condition that is able to maximize the specific impulse and therefore, it is optimal for the operation of this kind of engine.
NATAN, BENVENISTE
ING - Scuola di Ingegneria Industriale e dell'Informazione
28-lug-2015
2014/2015
Il ducted rocket, termine che può essere tradotto come razzo potenzia- to ad aria, è una tipologia di motore ramjet che combina i vantaggi di un endoreattore a solido con quelli di un esoreattore. Tale sistema è pensato per ottenere alti valori dell’impulso specifico, dell’autonomia e della velocità terminale accanto alla capacità di poter controllare la spinta generata. L’aspetto maggiormente indagato nello sviluppo di questi motori riguarda le soluzioni implementabili per incrementare l’efficienza di combustione. La presente tesi è il risultato del lavoro svolto presso il Fine Rocket Propulsion Center del Technion, Israel Institute of Technology da maggio 2014 a gennaio 2015. L’obbiettivo della campagna sperimentale è quello di indagare come l’efficienza di combustione del combustore di un ducted rocket sia influenzata dall’angolo di immissione dell’aria e dal rapporto di equivalenza della miscela. Vengono testate tre diverse geometrie: 60°, 120° e 90°. Dai risultati ottenuti si può evincere come tutte e tre le configurazioni mostrino alti valori dell’efficienza di combustione: in particolare si osserva come la geometria a 120° mostri una performance consistentemente più alta rispetto alle altre due configurazioni; questo effetto è marcato nella regione delle miscele povere, condizione che massimizza l’impulso specifico e che risulta quindi favorevole per l’impiego di questi motori.
Tesi di laurea Magistrale
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