Combustion Instability in Solid Propellant Rocket Motors

Abstract

The phenomenon of combustion instability in rocket motors is an oscillatory interaction between gas flow and combustion of the propellant in such a way that pressure oscillations with frequencies of 500 to 50,000 cy/sec develop with peak-to-peak amplitudes comparable to the mean pressure. A qualitative description is presented of the phenomenon; difficulties of experimental study are discussed and mechanisms of excitation and suppression of instability are described.

Zusammenfassung

Das Phänomen der Verbrennungsinstabilität in Raketenmotoren ist eine oszillatorische Wechselwirkung zwischen dem Gasfluß und der Verbrennung des Treibstoffes, bei der sich Druckschwingungen mit Frequenzen von 500 bis 50 000 Hz und Amplituden, die mit dem mittleren Druck vergleichbar sind, ausbilden. Eine qualitative Beschreibung der Erscheinung wird angegeben; die Schwierigkeiten der experimentellen Untersuchungen werden diskutiert und Mechanismen zur Anregung und Unterdrückung der Instabilität erörtert.

Résumé

Le phénomène d’ instabilité de combustion dans les moteurs à réaction consiste en actions oscillatoires entre le courant de gaz et la combustion de la matière fusante de telle manière que des oscillations de pression avec des fréquences de 500 à 50 000 cycles par seconde se produisent avec des amplitudes dont les limites sont comparables à la pression moyenne. Une description qualitative de ce phénomène est présentée. Les difficultés expérimentales sont discutées et les mécanismes d’excitation et de suppression de l’instabilité sont décrits.

Published in Astronaut. Acta 5, 63-72 (1959).