End-to-end analysis of CCPs size evolution in solid rocket motor flows

The combustion of aluminum contained in the energetic material of solid rocket propellants leads to the formation of condensed (solid or liquid) combustion products. The presence of those droplets/particles is detrimental in terms of performance and environmental impact, thus requiring an accurate quantification of their state, size and distribution for modelling and predictions purposes. Since several challenging processes are involved during metal oxide lifetime, the characterization and modelling of alumina particulate in solid rocket motors is still an open topic. The present Ph.D thesis targets the development of an end-to-end unified framework of techniques for the characterization and modelling of the alumina particle size distribution in solid rocket motors. The statistical development of the particle distribution has been experimentally investigated starting at the release of the agglomerates from the propellant burning surface to the nozzle exit. One one hand, quench bomb tests enabled to gather informations concerning the incipient agglomeration of the propellant, thus identifying the initial condition of the agglomerates size evolution through the nozzle. On the other, the definition of the final state of the particulate required the design, qualification and implementation of an innovative intrusive device for the particles collection downstream of a rocket nozzle exit. This activity was part of EMAP (Experimental Modeling of Alumina Particulate in Solid Booster), an ESA-TRP project led by the German Aerospace Center (DLR) and involving the Swedish Defence Research Agency (FOI) and the Space Propulsion Laboratory of Politecnico di Milano. The project aimed at characterizing the rocket exhaust plume from a sub-scale SRM, resembling the exhaust conditions of Ariane 6 boosters. A rocket plume collector was designed, merging the supersonic collection methodology and the gas scrubber technique, which segregates the particles from the gas with a quenching liquid sprayed by sprinklers. The detailed internal fluid dynamics analysis was supported by a quasi 1-D solver based on a set of steady-state compressible equations and by simultaneous 2D axial-symmetric numerical simulations conducted by means of the DLR TAU solver. Specific activities were carried out to support the implementation and correct functioning of the novel device. From a modelling view point, deviations from nominal behaviour were assessed by means of uncertainty and sensitivity analyses. The probability boundaries of the system were identified and possible failures quantified. Simultaneously, instrument qualification was performed by means of preliminary experimental activities. Among them, cold flow experiments, performed at the vertical wind tunnel of the Supersonic and Hypersonic Technology Department of the German Aerospace Center in Cologne, have been carried out at a representative Mach number, to verify the capturing concept and the fluid dynamic behaviour of the device in steady state regime. Final hot flow tests campaign led to particles in plume collection under several conditions in terms of combustion chamber pressure, expansion ratios and aluminum loading fractions. Laser diffraction methodology, scanning electron microscopy and X-ray diffraction were then employed to obtain information concerning the size distribution, the morphology and the chemical composition of the collected particles. The achieved experimental results served both as boundary conditions and for mutual verification purposes of a parallel numerical activity. In fact, the subscale solid rocket motors employed during the hot flow campaign were numerically investigated by means of both non-reacting and reacting, one- and two-phase flow simulations. The activity was carried out at the Spacecraft Department of the German Aerospace Center in Göttingen, by means of the DLR TAU code. In the latter case, the real size distribution of the particles at the burning surface, obtained with the quench bomb tests, was employed. In this way, on one hand, valuable informations concerning the real region of interest of the novel experimental technique were obtained. On the other, at the same time, the size of the alumina particulate was tracked and results compared to the experimental outcomes of the plume in collection campaign, enabling a preliminary end-to-end description of the solid rocket motor multiphase flow.

La combustione dell'alluminio contenuto nei propellenti solidi provoca la formazione di condensati di combustione, liquidi e/o solidi, la cui presenza è dannosa in termini di performance e di impatto ambientale. Uno studio avanzato volto alla quantificazione delle proprietà chimiche e fisiche di tali residui (in termini di dimensioni, distribuzione e composizione chimica) è necessario per ottenere una accurata modellazione e previsione dei processi fisici in cui sono coinvolte. Dato che tali particelle sono soggette a numerosi e complessi fenomeni all'interno della camera di combustione e dell'ugello di un motore a propellente solido, la loro caratterizzazione e modellazione è ancora ampiamente studiata. Il presente lavoro di tesi si focalizza sullo sviluppo di un framework di tecniche sperimentali e numeriche estremamente interconnesse per la caratterizzazione e modellazione dell'evoluzione della distribuzione granulometrica dell'ossido di alluminio. Il lavoro sperimentale si focalizza sullo studio dell'allumina dall'agglomerazione incipiente, riscontrabile in camera di combustione, fino all'uscita dell'ugello. Nel primo caso, test di raccolta in camera di combustione hanno permesso di ottenere informazioni sulla distribuzione granulometrica iniziale. Nel secondo caso, una tecnica intrusiva innovativa è stata studiata, implementata e testata. Questa attività è parte del progetto EMAP, un'attività finanziata da ESA (Agenzia Spaziale Europea) e guidata dal DLR (Agenzia Spaziale tTedesca), in collaborazione con il FOI (Agenzia di Ricerca e Difesa Svedese) e SPLab (Laboratorio di Propulsione Spaziale) del Politecnico di Milano. L'attività è volta alla caratterizzazione della plume di un motore a propellente solido con caratteristiche assimilabili a quelle di Ariane 6. Il design concettuale della sonda si fonda sull'unione di due metodologie: un metodo di raccolta in flusso supersonico e uno scrubber di gas, che opera separando le particelle da quest'ultimo attraverso l'iniezione di un liquido. L'analisi dettagliata della tecnica è stata supportata da un solutore quasi monodimensionale, basato su un set di equazioni comprimibili e stazionarie. Simulazioni numeriche bidimensionali sono state condotte contemporaneamente attraverso il codice DLR TAU per verificare la robustezza del metodo implementato. Attività specifiche si sono svolte per supportare l'implementazione e il corretto funzionamento dello strumento. Da un punto di vista modellistico, analisi di sensitività e incertezza hanno studiato eventuali variazioni rispetto al comportamento nominale della nuova tecnica, definendo e quantificando le percentuali di fallimento. Contemporaneamente, una preliminare attività sperimentale ha riguardato la qualificazione della sonda. In particolare, una campagna sperimentale ad un numero di Mach rappresentativo per gli studi in oggetto è stata effettuata presso il vertical wind tunnel dell'Agenzia Spaziale Tedesca a Colonia. La metodologia di cattura e il comportamento a regime stazionario della sonda sono stati qualificati. La campagna sperimentale finale ha permesso la raccolta delle particelle nella plume di diversi motori. In particolare, diverse condizioni di funzionamento sono state indagate, in termini di pressione in camera di combustione, rapporto di espansione e percentuale di alluminio nel propellente di partenza. Quindi, le particelle raccolte sono state analizzate attraverso diverse tecniche: diffrazione laser, microscopia a scansione elettronica e una tecnica a diffrazione di raggi x. In questo modo si sono ottenute indicazioni riguardanti le distribuzioni granulometriche, la morfologia e la composizione chimica delle particelle raccolte all'uscita dell'ugello. I precedenti risultati sperimentali sono stati utilizzati sia come condizioni di contorno e di riferimento sia come verifica di una parallela attività numerica. Infatti simulazioni fluidodinamiche hanno permesso di caratterizzare il flusso supersonico e la plume dei motori a propellente solido al centro della campagna di test finali. Simulazioni non reagenti e reagenti, mono- e bifase sulla plume sono state condotte presso lo Spacecraft Department dell'Agenzia Spaziale Tedesca. L'utilizzo del codice DLR TAU ha permesso di studiare la regione della plume dove la sonda è stata utilizzata. Allo stesso tempo, l'utilizzo dei dati sperimentali in termini di distribuzione granulometrica iniziale ha permesso di seguire l'evoluzione delle particelle e paragonare le distribuzioni finali con quanto ottenuto sperimentalmente, ottenendo una descrizione completa, dallo stato iniziale a quello finale, delle particelle di ossido di alluminio.