Scope of this work is to take an overview of the hybrid propulsion systems, from the early studies in the ‘60 to the more recent developments for solid cryogenic fuels and non cryogenic wax. The first part focuses on the conventional hybrid fuels with a brief description of the diffusive flame structure and an analysis of the fluid-dynamic and chemical kinetics laws that control the combustion process. The Stanford Sounding Rocket Program is then described. This program was developed because both at laboratory scale and in scale-up ground tests a paraffin based hydrocarbon fuel has shown great promise showing burns velocity three to five times faster than conventional hybrid fuels. With Chapter 4 classical hybrid combustion theory is generalized to solid fuels that form a liquid layer on their burning surface. The layer is hydrodynamically unstable in a gas flow leading to substantial droplet entrainment into the gas stream. Such liquefying fuels can exhibit greatly increased surface regression rates compared to classical materials such as Hydroxyl Termintated Polybutadiene. Solid cryogenics hybrids are analized and the dependence of the burning rates on the physical properties of the liquid layer are explained. Other Non-Cryogenic materials such as paraffin and polyethilene waxes are considered and the analysis of experimental tests results confirm the validity of the theory. The stability of the liquid layer under strong blowing and subjected to large shear forces is discussed subsequently. It follows the existence of a range of unstable wave numbers. The stability theory is then applied to the classical polymeric hybrid propellants showing that they can’t sustain thin film instabilities due to the high viscous melt layer. A series of scale-up tests with gaseous oxygen performed using a new Hybrid Combustion Facility (HCF) at NASA Ames Research Center are then reported. Data from these tests are in agreement with the small-scale, low-pressure and low mass flux laboratory tests and confirm the high regression rate behavior of the fuels at chamber pressures and mass fluxes representative of commercial applications.
L’obiettivo di questa tesi è quello di proporre una panoramica sui sistemi di propulsione ibrida, dai primi studi degli anni ’60 fino ai più recenti sviluppi con l’introduzione dei combustibili solidi criogenici e delle cere non criogeniche. La prima parte di questo lavoro si focalizza sui propellenti ibridi tradizionali, introducendo una breve descrizione della struttura della fiamma diffusiva e un’analisi delle leggi della fluidodinamica e della cinetica chimica che controllano il processo di combustione. Viene quindi descritto lo “Stanford Sounding Rocket Program”, sviluppato in conseguenza ai considerevoli risultati ottenuti tramite l’utilizzo di combustibili a base di idrocarburi e paraffina sia in laboratorio che in test su modelli in scala: questo tipo di combustibili raggiunge velocità di regressione dalle tre alle 5 volte superiori ai tradizionali combustibili ibridi. Con il Capitolo 4 la teoria classica viene adattata ai combustibili solidi caratterizzati dalla formazione di uno strato liquido sulla superficie di combustione. Quando inserito all’interno di una corrente gassosa lo strato superficiale risulta essere idrodinamicamente instabile e di conseguenza si genera una dispersione di goccioline all’interno del flusso di gas. La propensione di un combustibile a questo effetto di instabilità è tanto maggiore quanto minori sono la sua viscosità e la tensione superficiale dello strato liquido. Il trasferimento di massa generato dalla dispersione di goccioline non è influenzato dal fenomeno di bloccaggio indotto dall’iniezione di massa superficiale (Blowing). Questo tipo di combustibili liquefacibili è caratterizzato da velocità superficiali di regressione superiori rispetto ai classici materiali come il Polibutadiene. In seguito vengono analizzati i combustibili ibridi criogenici solidi e viene spiegata la dipendenza tra le proprietà fisiche dello strato liquido e la velocità di regressione. Vengono inoltre presi in considerazione altri materiali non criogenici come ad esempio le paraffine e le cere di polietilene e tramite l’analisi dei risultati di test sperimentali si conferma la validità della teoria. Successivamente viene discussa la stabilità dello strato liquido sotto l’effetto di un elevato flusso di massa e di elevate forze di taglio. Viene ricavata un’equazione per la stabilità dell’interfaccia liquido-gas e una soluzione esatta per il profilo di velocità. Unendo la soluzione per la fase liquida con la soluzione per la fase gassosa si dimostra l’esistenza di un assieme di valori d’onda instabili. Applicando questa teoria della stabilità ai classici propellenti ibridi polimerici si dimostra che questi non possono mantenere un sottile film instabile a causa della loro elevata viscosità dello strato liquido. Nell’ultima parte di questo lavoro vengono riportati i dati di una serie di test su modelli in scala eseguiti presso il NASA Ames Research Center. I risultati di questi test sono in accordo con quanto emerso dai test di laboratorio su modelli più piccoli, a basse pressioni e piccole portate e confermano le caratteristiche di alta velocità di regressione dei combustibili analizzati in condizioni di pressione e portata confrontabili con le applicazioni commerciali.
Physical aspect and mathematical model of low regression rate solid propellants for hybrid propulsion systems
ZANNINI, GABRIELE
2016/2017
Abstract
Scope of this work is to take an overview of the hybrid propulsion systems, from the early studies in the ‘60 to the more recent developments for solid cryogenic fuels and non cryogenic wax. The first part focuses on the conventional hybrid fuels with a brief description of the diffusive flame structure and an analysis of the fluid-dynamic and chemical kinetics laws that control the combustion process. The Stanford Sounding Rocket Program is then described. This program was developed because both at laboratory scale and in scale-up ground tests a paraffin based hydrocarbon fuel has shown great promise showing burns velocity three to five times faster than conventional hybrid fuels. With Chapter 4 classical hybrid combustion theory is generalized to solid fuels that form a liquid layer on their burning surface. The layer is hydrodynamically unstable in a gas flow leading to substantial droplet entrainment into the gas stream. Such liquefying fuels can exhibit greatly increased surface regression rates compared to classical materials such as Hydroxyl Termintated Polybutadiene. Solid cryogenics hybrids are analized and the dependence of the burning rates on the physical properties of the liquid layer are explained. Other Non-Cryogenic materials such as paraffin and polyethilene waxes are considered and the analysis of experimental tests results confirm the validity of the theory. The stability of the liquid layer under strong blowing and subjected to large shear forces is discussed subsequently. It follows the existence of a range of unstable wave numbers. The stability theory is then applied to the classical polymeric hybrid propellants showing that they can’t sustain thin film instabilities due to the high viscous melt layer. A series of scale-up tests with gaseous oxygen performed using a new Hybrid Combustion Facility (HCF) at NASA Ames Research Center are then reported. Data from these tests are in agreement with the small-scale, low-pressure and low mass flux laboratory tests and confirm the high regression rate behavior of the fuels at chamber pressures and mass fluxes representative of commercial applications.File | Dimensione | Formato | |
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