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Bellomo, Nicolas (2012) Analysis Of Variable Thrust Hybrid Propulsion For Formation Flight Satellites. [Tesi di dottorato]

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Abstract (inglese)

Hybrid motors are a promising brand of space propulsion. Many benefits have been demonstrated, like the fact that they can be "green", low cost safe. In this optics, with this thesis we want to characterize throttle-able hybrid motor for collision avoidance in formation flight.
The purpose is to enhance the performance of a "state of the art" motor, in particular mitigating the effect of some drawbacks like low regression rate and combustion efficiency. The propellant choice has been pressurized nitrous oxide as oxidizer and paraffin wax as fuel.
The work started with a preliminary design of the motor with a 0-D transient analytical code. Objective was to define the main dimensions like nozzle, grain, combustion chamber and oxidizer mass flow, and to help in the sensors choice for the full scale level.
A 3D steady state CFD analysis have been performed, to have a full comprehension of the phenomenon involving vortex flow field inside the combustion chamber. It has been discovered that the most important parameter is the temperature gradient produced by the combustion process, that increase the axial velocity straightening the fluid lines.
This numerical analysis has been used also to characterize the motor performance, simulating different chamber configurations: a) different grain port diameter, to study the combustion at different burning time, b) variation in oxidizer mass flow, involving throttling effects and c) different combustion chamber configuration, using mixer-like devices and pre/post-combustion chambers.
An analytical tool has been developed, using steady state Navier-Stokes in cylindrical coordinates: results showed a forced vortex behaviour of the velocity profile of the fluid field. Moreover, a pressure gradient in radial direction has been discovered. This knowledge helped in the selection of the correct pick-up point of the pressure in combustion chamber, in a position (near the nozzle) where this effect is negligible.
Throttling device selection has devised the use of a needle valve. The selected model, prior to its use in burning test, has been characterized with water (in a preliminary phase) and nitrous oxide in cold test.
The experimental campaign has taken the majority of this work: first cold test have been performed to evaluate the oxidizer mass flow with both axial and vortex injection, discovering that they have the same discharge coefficient; measured mass flow was 350g/s.
Burning test involved all previous investigated field: studying axial and vortex injection have been discovered that the second technique gives an increase in combustion efficiency from 73% to 91%, and an increase in regression rate of 41% with the a coefficient going from 0.19mm/s in the axial case to 0.31mm/s in the vortex case. Pressure oscillations in combustion chamber were reduced from 7.5% to 3.8%.
Throttling has been performed in two levels: 75% and 50%. In both cases pressure oscillations remained the same, while combustion efficiency dropped to a value of 85% for the first case and 82% for last. Regression rate has not changed appreciably.
Last part regarded combustion chamber configuration: we found out that the use of mixer-like devices enhances the regression rate of 6% and raise the combustion efficiency up to 96%. Use of a longer pre-combustion chamber (from 10mm to 17mm) has similar but lower effect: combustion efficiency has an increment of 3%. In both cases, pressure chamber oscillation drop to a level lower than 2%.

Abstract (italiano)

I motori ibridi fanno parte di un promettente ramo della propulsione aerospaziale. Sono già stati dimostrati diversi benefici, quali il fatto che siano "green", a basso costo e con una elevata sicurezza nelle operazioni. In quest'ottica, con questa tesi si vuole caratterizzare un motore ibrido a spinta variabile da utilizzarsi per collision avoidance in formation flight.
Lo scopo è di incrementare un motore già esistente con le tecnologie allo stato dell'arte, ed in particolare cercare di mitigare gli effetti negativi classici degli ibridi come il basso regression rate ed efficienza di combustione. La scelta dei propellenti è ricaduta su N2O pressurizzato come ossidante e paraffina come propellente.
La prima fase del progetto ha visto la creazione di un modello transient 0-D analitico per il design preliminare del motore. In particolare, si sono ricavate le dimensioni di grano, ugello e camera di combustione e la portata di massa obiettivo.
Successivamente, è stato analizzato il campo di moto fluido interno alla camera di combustione tramite un codice stazionario 3-D CFD. Il risultato emerso è che il parametro fondamentale per la fluidodinamica interna è il gradiente di temperatura prodotto dalla combustione, che accelera la componente assiale di velocità raddrizzando le linee fluide.
Questo stesso strumento è stato impiegato anche per caratterizzare in via numerica le configurazioni di motore che sono state poi testate. Tre gruppi di analisi sono state effettuate: a) differente portata di ossidante, per studiare il fenomeno del throttling dal punto di vista fluidodinamico, b) diverso diametro di porta del grano, per studiare il comportamento del motore in diversi istanti temporali e c) differenti configurazioni di camera di combustione, con l'impiego di componenti tipo mixer o pre/post-camere.
Un tool analitico che utilizza le equazioni di Navier-Stokes in coordinate cilindriche è stato sviluppato con lo scopo di aumentare la conoscenza del campo di moto. In particolare, è stato scoperto che il profilo di velocità del flusso segue un vortice forzato, ed è presente un gradiente di pressione in senso radiale. Questa informazione ha permesso un più accurato posizionamento dei sensori, in modo da avere un minore effetto gradiente nella misura del segnale di pressione.
Il throttling ha richiesto una selezione di dispositivi regolatori di flusso: la scelta è caduta su una valvola a spillo. Questa è stata caratterizzata dal punto di vista sperimentale mediante test a freddo sia con acqua che con l'ossidante reale utilizzato nei successivi test a fuoco.
La campagna sperimentale è iniziata con dei test a freddo per caratterizzare i due iniettori, assiale e vortex; il risultato è che hanno la stessa portata (350g/s) a parità di salto di pressione, e quindi lo stesso coefficiente di scarica.
Successivamente sono state studiate le performance con dei burn test: con la metodologia di iniezione vortex si ottengono incrementi sia di regression rate(+41%) che di efficienza di combustione (si passa da 73% a 91%). Le oscillazioni di pressione in camera scendono da un valore sulla media di pressione di 7.5% al 3.8%.
Il throttling è stato studiato in due livelli: 75% e 50% della portata di massa di ossidante. La riduzione di portata è stata accompagnata da una riduzione di efficienza di combustione (85% per il primo caso, 82% per il secondo), mentre le oscillazioni di pressione sono rimaste le stesse.
L'ultima parte ha visto lo studio di diverse configurazioni della camera di combustione. In particolare, si è visto che dispositivi tipo mixer permettono un incremento di efficienza fino al 96%, ed un aumento del regression rate del 6%. Anche l'impiego di pre-camere più lunghe (da 10mm a 17mm) fornisce prestazioni simili ma con incrementi minori: l'efficienza è innalzata del 3%. In entrambi i casi vi è un effetto positivo nella riduzione delle oscillazioni di pressione, che si attestano ad un valore inferiore al 2%.

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Tipo di EPrint:Tesi di dottorato
Relatore:Pavarin, Daniele - De Cecco, Mariolino
Dottorato (corsi e scuole):Ciclo 24 > Scuole 24 > SCIENZE TECNOLOGIE E MISURE SPAZIALI > MISURE MECCANICHE PER L'INGEGNERIA E LO SPAZIO
Data di deposito della tesi:30 Gennaio 2012
Anno di Pubblicazione:01 Febbraio 2012
Parole chiave (italiano / inglese):vortex, hybrid, cfd, experimental, paraffin, n2o
Settori scientifico-disciplinari MIUR:Area 09 - Ingegneria industriale e dell'informazione > ING-IND/07 Propulsione aerospaziale
Area 09 - Ingegneria industriale e dell'informazione > ING-IND/12 Misure meccaniche e termiche
Struttura di riferimento:Centri > Centro Interdipartimentale di ricerca di Studi e attività  spaziali "G. Colombo" (CISAS)
Codice ID:4922
Depositato il:05 Nov 2012 12:05
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