The Hybrid Rocket Engine HyER 1k EM

Hier geht es um das hybride Raktentriebwerk HyER 1k EM – entwickelt, gebaut und getestet von Studenten der Hochschule Augsburg, dem HyCOMET Team.

This is about the hybrid rocket engine HyER 1k EM – designed, built and tested by students of the University of Applied Science Augsburg, the HyCOMET team. (the english version can be found at the end of the page)

HyCOMET-1 wird bei ihrem ersten Flug vom hybriden Raketentriebwerk HyER 1k FM angetrieben. Die Abkürzung steht dabei für „Hybrides Experimental-Raketentriebwerk“. Wobei „1k“ den Schubbereich von etwa 1000N andeutet und „FM“, dass es sich hierbei um das Flight-Model handelt. Hybride Triebwerke zeichnen sich dadurch aus, dass die Treibstoffkomponenten in unterschiedlichen Aggregatszuständen vorliegen. HyER 1k FM verbrennt festes Polyethylen als Brennstoff und flüssiges Distickstoffmonoxid als Oxidationsmittel. Das Raketentriebwerk wurde in den letzten Jahren von Studierenden der Hochschule Augsburg entworfen, gebaut, getestet und kontinuierlich verbessert. Dabei kam die „EM“ Version (kurz: Engineering-Model) als Prototyp zum Einsatz. Das schwere Teststandtriebwerk aus Stahl – mit einem Sicherheitsfaktor von fast 10 – erlaubte eine Vielzahl von Modifikationen und Optimierungen.

Principle schematics of a hybrid rocket engine

Das Engineering-Model besteht aus einer Vielzahl von Einzelkomponenten. Auf der linken Seite ist der Injektor zu sehen, er sprüht den flüssigen Oxidator unter hohem Druck in die Brennkammer. Danach befindet sich die Vorbrennkammer gefolgt von einer Aussparung für das elektrische Anzündmittel. Die Brennkammer selbst besteht aus schwarzem Polyethylen mit einem sternförmigen Brennkanal. Am Ende des Brennstoffblocks ist eine lange Nachbrennkammer zu erkennen. Letztendlich wird das Triebwerk von einer Kegeldüse aus Graphit abgeschlossen.

3D drawing of HyER 1k EM

Um die Leistungsfähigkeit des Triebwerks bestimmen zu können, aber auch um die Simulationsmodelle zu verifizieren wurden mehre Heißgas-Testkampagnen mit unterschiedlichen Parametern durchführt. Das abschließende Design von HyER 1k EM stellt die Basis für das Flugtriebwerk HyER 1k FM dar. Abschließende Tests zeigten einen Spitzenschub von bis zu 1600N bei einer Brennzeit bis zu 10s. Es lässt sich ein Totaler-Impuls von etwa 10000Ns bei einem Spezifischen-Impuls von 228s errechnen. Ausreichend Schub für eine 23kg schwere Experimentalrakete.

HyER 1k EM during hot-gas testing

Ihr könnte einige Videos der Heißgas-Tests auf You-Tube ansehen: HIER

English Version:

During its first flight HyCOMET-1 will be propelled by the hybrid rocket engine HyER 1k FM. The abbreviation stands for “Hybrid Experimental Rocket-Engine”. However 1k classify the thrust range of approx. 1000N and “FM” indicates the “Flight Model”. Hybrid rocket engines are characterized by the different physical states of the fuel components. HyER 1k FM combusts solid polyethylene as fuel and liquid di-nitrogen monoxide as oxidizer. During the last years the rocket engine was designed, built, tested and continuously improved by students of the University of Applied Sciences Augsburg. Therefor the “EM” version (short for Engineering Model) was used as a prototype. This heavy test-bench engine made of steel with a safety factor of 10 allowed a variety of modifications and optimizations.

The engineering model consists of many different components. On the left hand side the injector is shown, spraying the liquid oxidizer with high pressure into the combustion chamber. Thereafter the pre-combustion-chamber followed by a notch for the electrical igniter. The combustion chamber consists of black polyethylene with a single star-shaped port. At the end of the fuel block a long post-combustion chamber is shown. Finally a conical nozzle made of graphite completes the engine.

To determine the engine performance as well as to verify the simulation models several hot gas test campaigns with various parameters had been performed. The final design of HyER 1k EM set the base for the flight engine HyER 1k FM. Final tests showed a peak thrust of about 1600N within a runtime of up to 10s. Hence a total impulse of 10000Ns with a specific impulse of 228s was calculated. Enough thrust for a 23kg experimental rocket.

You can watch some videos of hot-gas testing on You-Tube: HERE

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