Steady and unsteady internal ballistics modelling of solid rocket motors

The objective of the present thesis work is to provide an easy-to-use and flexible solid propulsion internal ballistics model, which is able to provide a wide range of useful data and trends regarding steady-state and transient combustion regimes. To properly account for the heat feedback coming from the reactions contained in the gas-phase portion of the domain, the αβγ flame model will be introduced and tuned to be representative of the specific case at hand. Upon the description of the unsteady combustion case, a further development of the presented algorithm will be added to account for a possible propellant flame out upon the imposition of a suitable combustion chamber depressurization law. This will be investigated considering two different extinction criteria: one regarding the pressure variation and one linked to the minimum surface temperature reached by the energetic material during the transient. A literature-sourced propellant set will be exploited to test the formulated model at different pressure levels: in particular two different μAl and one nAl loaded grains will be considered. Finally, the ballistic behaviour of these formulations will be investigated to assess their influence on the end results in terms of the overall resulting temperature profiles, heat fluxes and responsiveness during transient combustion.

Questo progetto di tesi ha lo scopo di formulare un modello versatile e di facile utilizzo per la simulazione della balistica interna nel campo della propulsione solida, capace di fornire un ampio spettro di dati utili, legati sia alla combustione stazionaria, che non-stazionaria. Per introdurre correttamente il contributo di calore rilasciato dalla fase gassosa reagente, è stato fatto uso un opportuno modello di fiamma, l'αβγ, che è stato tarato caso-per-caso per essere il più possibile rappresentativo dello scenario considerato. Per quanto concerne il modello di combustione non-stazionaria, è stato proposto un ulteriore sviluppo dello stesso per modellare il possibile spegnimento del propellente causato dall'introduzione di un sufficiente gradiente di pressione in camera. In particolare, quest'ultimo aspetto è stato analizzato con due criteri di estinzione: uno legato alla variazione stessa di pressione, ed il secondo collegato alla minima temperatura raggiunta dalla superficie del grano solido durante il transitorio.\\ Al fine di testare opportunamente il codice sviluppato in differenti condizioni operative, è stato fatto uso di un set di propellenti compositi alluminizzati, le cui proprietà termofisiche sono state estrapolate da documenti di letteratura. In particolare, due di essi sono caratterizzati da un contenuto variabile di micro-alluminio, mentre il terzo presenta un loading di nano-alluminio. Infine, il comportamento balistico di tali propellenti è stato studiato con lo scopo di verificare l'influenza delle differenti formulazioni sui profili di temperatura, flusso termico e reattività risultanti durante una combustione non-stazionaria.