Multidisciplinary optimization of a spacecraft heat shield for atmospheric entry: coupling non-equilibrium fluid dynamics and material response

The design optimization of re-entry vehicles is a complex endeavor, driven by the extreme conditions and multi-physics interactions encountered during planetary re-entry. Spacecraft must withstand high velocities and severe heat loads, necessitating Thermal Protection Systems (TPS) that are lightweight yet capable of enduring elevated temperatures. This thesis explores Bayesian optimization techniques applied to coupled aerodynamic and material response solvers for TPS design. Aerodynamic and thermodynamic phenomena are intricately linked, influencing the heat loads throughout the re-entry trajectory. The primary goal is to minimize TPS mass while ensuring capsule temperatures remain below critical thresholds for the safety of the spacecraft. Two approaches to coupling are investigated: a straightforward method where the fluid dynamics solution feeds into a material response solver, and an innovative and more sophisticated approach involving dynamic switching between solvers to refine interactions iteratively. These methods utilize a full-order two-dimensional axisymmetric Computational Fluid Dynamics (CFD) solver to model hypersonic flow, while the material is characterized by a transient two-dimensional full-order solver incorporating thermal, pyrolysis, and ablation models.

L’ottimizzazione della progettazione dei veicoli di rientro è una sfida complessa, guidata dalle condizioni estreme e dalle interazioni multifisiche incontrate durante il rientro in atmosfera. I veicoli spaziali devono resistere a velocità elevate e carichi termici considerevoli, necessitando di sistemi di protezione termica (TPS) leggeri ma in grado di sopportare temperature elevate. Questa tesi esplora la tecnica di ottimizzazione bayesiana applicata a risolutori accoppiati di analisi aerodinamica e del materiale per la progettazione di TPS. I fenomeni aerodinamici e termodinamici sono strettamente collegati tra loro, influenzando i carichi termici lungo tutta la traiettoria di rientro. L'obiettivo principale della tesi è ridurre al minimo la massa del TPS garantendo al tempo stesso che la temperatura della capsula rimanga al di sotto di soglie critiche, per la sicurezza del veicolo spaziale stesso. Vengono studiati due approcci di accoppiamento: un metodo semplice in cui la soluzione fluidodinamica viene data ad un solutore di analisi del materiale e un approccio innovativo e più sofisticato che coinvolge la commutazione dinamica tra solutori al fine di perfezionare le interazioni in modo iterativo. Questi metodi utilizzano un solutore bidimensionale assialsimmetrico di CFD per modellare il flusso ipersonico stazionario mentre il materiale è caratterizzato da un solutore non stazionario bidimensionale, full-order model che incorpora modelli termici, di pirolisi e di ablazione.