Investigação experimental de um propulsor híbrido usando polietileno e tetróxido de nitrogênio

• Main Author: Leonardo Vinicius Arnoni
• Other Authors: Fernando de Souza Costa
• Language: Portuguese
• Published: Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE) 2014
• Online Access: http://urlib.net/sid.inpe.br/mtc-m21b/2014/05.01.10.24

Propulsores híbridos empregam propelentes em estados físicos distintos e armazenados separadamente. Apresentam características favoráveis em termos de segurança de operação, baixo custo de desenvolvimento e confiabilidade em relação a sistemas propulsivos a propelentes sólidos e a bipropelentes líquidos. No entanto, os propelentes híbridos convencionais apresentam taxas de regressão relativamente baixas, resultando em empuxos menores que os sistemas convencionais. Assim, este trabalho apresenta uma investigação preliminar quanto ao uso de tetróxido de nitrogênio e do polietileno de alta densidade como propelentes híbridos. Para tanto foi construído e testado um propulsor híbrido com empuxo de 90N usando um grão monoperfurado cilíndrico, injeção centrífuga e ignição por um jato de UDMH. Foi construída uma bancada de testes especialmente adaptada para avaliação das características de operação do propulsor e determinação das taxas de regressão do par propelente. === Hybrid thrusters use propellants in different physical states, storage separately. Exhibit favorable characteristics like safety, low cost development and reliability over solid and liquid bipropellant thrusters. However, the conventional hybrid propellants have relatively low regression rates, resulting in lower thrust than conventional thrusters. Thus, this work presents a preliminary investigation on the use of nitrogen tetroxide and high density polyethylene as hybrid propellants. Therefore a 90N hybrid thruster, using a single port grain, a swirl injector and an UDMH ignitor was developed and tested. A test bench was built and specially adapted for evaluation of operating characteristics of the hybrid thruster and determination of propellant´s regression rate.