Hybrid propulsion brings along the advantages of both the liquid and the solid rockets such as thrust modulation, ability to be shut on/off, the capability to add an additive for performance improvement, etc. as well as exhibits higher specific impulse than solid rockets and simpler systems than the liquids, but have a very critical drawback of low regression rates. However, the use of liquefying hybrid fuels such as paraffin have shown significant improvements as they develop a melt layer over the burning surface and in turn, increases the fuel mass transfer through the phenomenon of entrainment. The purpose of creating a numerical model of the temperature profile in the melt layer which has been presented in this study, is to characterise the flame structure as well as the evaporation and the droplet formation of the fuel particles which are the most important parameters governing entrainment and mass transfer of the fuel to the flame zone. This is followed by a comprehensive sensitivity analysis of both the melt layer thickness and the temperature profile with respect to change in the regression rate, solid fuel grain temperature and different types of paraffin waxes. The rocket problem analysis performed on the NASA CEA (Chemical Equilibrium and Applications) analyses the various thermodynamic (Combustion Temperature and Gamma) and ballistic performance parameters (Vacuum Specific Impulse) for the use of paraffin as the fuel and gaseous oxygen/liquid hydrogen peroxide as the oxidiser. The results drawn from this analysis also details a comparison and the similarities between the performance characteristics of the two oxidisers. Finally, performance improvement using chemical additives have also been considered, with two such additives, firstly SEBS (used primarily to reduce cavities, cracks and rips in the fuel grain and to improve structural integrity and mechanical properties) and secondly, the energetic metal powder of aluminium (used for ballistic and chemical improvements). The implications of adding both of these additives have been studied and discussed on a range of conditions of different mixture ratios, chamber pressures as well as oxidisers.
La propulsione spaziale di tipo ibrido compendia i vantaggi sia degli endoreattori a propellente liquido che di quelli a propellente solido, come la modulazione della spinta e la possibilità di essere accesi / spenti, tipici della configurazione a liquido, o la possibilità di modificare la formulazione, aggiungendo un additivo per il miglioramento delle prestazioni, tipico della configurazione a solido. L’endoreattore ibrido presenta valori di impulso specifici più elevati rispetto agli endoreattori a solido, e un sistema che da un punto di vista impiantistico risulta più semplice rispetto ai liquidi, ma presenta l’ inconveniente molto critico di una bassa velocità di regressione del grano solido con evidenti ripercussioni sulle prestazioni. Tuttavia, l'uso di combustibili a bassa temperatura di fusione come le paraffine ha mostrato miglioramenti significativi. Lo strato di fusione presente sulla superficie del grano aumenta infatti il trasferimento di massa di combustibile attraverso un fenomeno di trascinamento (entrainment). Lo scopo di sviluppare un modello numerico del profilo di temperatura attraverso lo strato di fusione, presentato in questo studio, è quello di caratterizzare la struttura della fiamma nonché l'evaporazione e la formazione di goccioline delle particelle di combustibile che sono i parametri più importanti che governano il trascinamento e trasferimento di massa del combustibile nella zona di fiamma. Questo studio è seguito da un'analisi di sensibilità completa sia dello spessore dello strato di fusione che del profilo di temperatura rispetto alla variazione del tasso di regressione, della temperatura del grano solido del combustibile e dell’andamento di questi parametri in funzione dei diversi tipi di paraffina. L'analisi del problema eseguita con il codice CEA (Equilibrio chimico e applicazioni) della NASA analizza i vari parametri termodinamici (temperatura di combustione e rapporto dei calori specifici) e i parametri di prestazione balistica (impulso specifico del vuoto) correlati all'uso delle paraffine come combustibile, e ossigeno gassoso / perossido di idrogeno liquido come ossidante. I risultati ricavati da questa analisi descrivono in dettaglio un confronto e una similitudine sulle caratteristiche prestazionali dei due ossidanti. Infine, sono stati considerati anche il miglioramento delle prestazioni utilizzando additivi chimici, con due di questi additivi, in primo luogo SEBS (utilizzato principalmente per migliorare l'integrità strutturale e le proprietà meccaniche) e polvere metallica di alluminio (usata per miglioramenti balistici e chimici). Le implicazioni dell'aggiunta di entrambi questi additivi sono state studiate e discusse in un ampio intervallo di condizioni operative relative al rapporto di miscela, alla pressione in camera di combustione e alla natura dell’ossidante.
Paraffin based liquefying fuels for hybrid propulsion systems
GARG, VASUKI
2018/2019
Abstract
Hybrid propulsion brings along the advantages of both the liquid and the solid rockets such as thrust modulation, ability to be shut on/off, the capability to add an additive for performance improvement, etc. as well as exhibits higher specific impulse than solid rockets and simpler systems than the liquids, but have a very critical drawback of low regression rates. However, the use of liquefying hybrid fuels such as paraffin have shown significant improvements as they develop a melt layer over the burning surface and in turn, increases the fuel mass transfer through the phenomenon of entrainment. The purpose of creating a numerical model of the temperature profile in the melt layer which has been presented in this study, is to characterise the flame structure as well as the evaporation and the droplet formation of the fuel particles which are the most important parameters governing entrainment and mass transfer of the fuel to the flame zone. This is followed by a comprehensive sensitivity analysis of both the melt layer thickness and the temperature profile with respect to change in the regression rate, solid fuel grain temperature and different types of paraffin waxes. The rocket problem analysis performed on the NASA CEA (Chemical Equilibrium and Applications) analyses the various thermodynamic (Combustion Temperature and Gamma) and ballistic performance parameters (Vacuum Specific Impulse) for the use of paraffin as the fuel and gaseous oxygen/liquid hydrogen peroxide as the oxidiser. The results drawn from this analysis also details a comparison and the similarities between the performance characteristics of the two oxidisers. Finally, performance improvement using chemical additives have also been considered, with two such additives, firstly SEBS (used primarily to reduce cavities, cracks and rips in the fuel grain and to improve structural integrity and mechanical properties) and secondly, the energetic metal powder of aluminium (used for ballistic and chemical improvements). The implications of adding both of these additives have been studied and discussed on a range of conditions of different mixture ratios, chamber pressures as well as oxidisers.File | Dimensione | Formato | |
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