Design of additively manufactured injectors for liquid bi-propellant thrusters

Within the innovative trends of the new space economy, the development of compact, low thrust, and low-cost rocket engines for in-orbit maneuvering is of high interest. Thruster assemblies capable of employing `green' propellant solutions are valuable, given their potential in handling improvements, safety issues mitigation and complexity reductions. D-Orbit company is responding to this trend as it employs `green' nitrous oxide and propylene propellants for the propulsion subsystem of its ION satellite platform. Within this context, the request for analyses of fluidic lines and combustion processes of thruster assemblies involving `green' propellants is a critical point. The scope of this work is to tackle the topics of combustion phenomena and fluid-dynamic behaviour of thruster assemblies. Starting from a detailed model of the propellants involved within the company platform, the thesis analyzes the chemical kinetics in combustion phenomena involving these propellants and retains a reduced mechanism for CFD modelling. The model is applied to a case study taken from literature, for results validation. Subsequently, the fluid-dynamic patterns, including combustion phenomena, are studied. Flow results are compared between the same injector designs. The mixing pattern of the propellants is considered and the criticalities of the injector design during combustion are retrieved. Iterations of the geometry are performed in order to solve these issues through small injector geometry modifications. Results are highlighted in CFD analyses performed through the Ansys Fluent software, using second-order numerical schemes and unstructured meshes. The output of the thesis work is a dedicated CFD model for cold and reacting flow predictions. Future steps are highlighted in the final chapter, where model improvements and dedicated experimental campaigns are suggested.

I trend di sviluppo dovuti alla new space economy danno grande risalt all'ingegnerizzazione di endoreattori per manovre orbitali. Motori compatti, a basso costo e progettati per basse spinte sono particolarmente richiesti. In particolare, sistemi alimentati a propellenti `green' sono di interesse per vantaggi in sicurezza, gestione e riduzione dei rischi. In risposta al mercato, l'azienda D-Orbit impiega propellenti `green' per il sistema propulsivo della piattaforma ION. Tali propellenti sono il protossido di azoto ed il propilene. Le caratteristiche di questi propellenti rendono il sistema competitivo nel panorama della propulsione spaziale. L'obiettivo di questo lavoro di tesi è analizzare i fenomeni di combustione e delle linee fluidiche di piccoli sistemi propulsivi spaziali. Partendo da un modello fisico dei propellenti utilizzati, vengono analizzate ed estratte le reazioni principali nei processi di combustione dei propellenti stessi. Il risultato è un meccanismo cinetico ridotto che puó essere applicato ad analisi CFD. Questo modello viene quindi validato riproducendo un caso studio dalla letteratura. Vengono discusse le analisi stazionarie dei flussi senza reazioni chimiche. Successivamente, i flussi con la combustione vengono studiati. I risultati afferenti la fluidodinamica ed i fenomeni della combustione dei design di iniettore sono analizzati nel dettaglio negli ultimi capitoli. Il risultato di questo lavoro di tesi è un modello CFD specifico per motori in applicazioni spaziali, in grado di modellare la fluidodinamica sia a freddo che con combustione all`interno dei sistemi propulsivi. Gli sviluppi futuri di questo lavoro sono dettagliati al termine del capitolo finale, dove vengono descritti i possibili miglioramenti del modello numerico e si va a suggerire una campagna sperimentale dedicata.