Comprehensive film cooling modeling: from liquid to gaseous coolant layer for thrust chamber thermal protection

Film cooling is a technique used to reduce wall heat flux in liquid rocket engine. While other cooling methods, such as regenerative cooling, are extensively studied and widely implemented, film cooling is less discussed in open-literature. In film cooling, either liquid or gaseous coolants are used to create a protective fluid layer between the high-enthalpy gas stream and the walls. This fluid layer absorbs heat from the high temperature propellant stream, via both radiation and convection, shielding the combustion chamber walls from the high thermal loads. When liquid coolant is employed, instability phenomena can arise at the gas-liquid interface, such as wave formation and droplet detachment, which can influence film behavior. In this work, an existing film cooling model developed at Space Propulsion Laboratory (SPLab) is extended. The original model addresses liquid coolant injection and its vaporization, after saturation is reached, enabling the prediction of the film cooling length. The incorporation of gaseous film, once liquid is fully depleted, influences the temperature at the wall, and subsequently, the film efficiency, as the vaporized liquid continues to provide thermal protection to the walls. The extensions made to the original version of the model include: i) an analysis of injection effect; ii) a detailed treatment of the surface roughness caused by the interaction between the high-enthalpy propellant stream and the liquid coolant; iii) incorporation of gas film effects on heat flux reduction. The improved model is validated against literature data. Furthermore, a detailed analysis of surface layer instability is analytically developed, supported by experimental activities purposely performed at SPLab, under specific conditions of liquid and gas mass flow rates.

Il raffreddamento a film è una delle tecniche utilizzate per ridurre il flusso termico a parete di un motore a razzo a propellente liquido. Mentre altri metodi di raffreddamento, come il raffreddamento rigenerativo, sono ampiamente studiati e implementati, il raffreddamento a film è stato meno analizzato in letteratura. Nel raffreddamento a film, sia un liquido che un gas possono essere utilizzati per creare un strato protettivo di fluido tra il flusso ad alta entalpia e le pareti della camera. Questo strato di flusso assorbe calore dal propellente ad alta temperatura, tramite convezione e radiazione, schermando le pareti della camera di combustione dagli alti carichi termici. Quando un liquido è utilizzato come film, fenomeni di instabilità possono verificarsi all’interfaccia liquido-gas, come la formazione di onde e il distaccamento di gocce dalla superficie liquida. In questo lavoro, una versione esistente del modello di film cooling, sviluppata presso il Laboratorio di Propulsione Spaziale (SPLab), è stata estesa. Il modello originale considera l’iniezione del fluido di raffreddamento e la sua vaporizzazione (dopo che la saturazione è stata raggiunta), consentendo il calcolo della lunghezza del film. L’integrazione del film gassoso influenza, una volta che il liquido è completamente esaurito, la temperatura a parete, e di conseguenza, l’efficienza del film, poichè il liquido vaporizzato continua a fornire protezione termica alla parete. Le aggiunte fatte al modello includono: i) un’analisi degli effetti dovuti all’iniezione ii) un dettagliato trattamento della rugosità superficiali, dovute all’interazione tra il flusso di propellente e il flusso di liquido; iii) l’integrazione dell’effetto del film gassoso sulla riduzione del flusso termico. Il modello potenziato è stato validato con i dati presenti in letteratura. Inoltre, un’analisi dettagliata delle instabilità superficiale è stata analiticamente sviluppata, supportata da attività sperimentali portate avanti presso l’SPLab, sotto specifiche condizioni di portate di gas e liquido.