Development of an optimization strategy for regenerative cooling channels in liquid rocket propulsion systems leveraging reduced order models

Regenerative cooling of liquid rocket engine thrust chambers involves intense heat transfer from high-enthalpy combustion gases through the chamber walls to the coolant circuit, typically the fuel. Computational approaches for early design phases commonly employ segregated marching schemes that iterate between sub-problems, introducing artificial decoupling. This work develops a monolithic one-dimensional solver that treats the propellant stream, engine wall, and coolant flow as a unified boundary-value problem, enabling direct Newton iteration with block-tridiagonal Jacobians computed via finite differences. Fast simulation turnaround makes such reduced-order models particularly valuable for broad exploration of the design space within acceptable computational budgets. Channel geometry is parameterized using splines with section-wise partitioning based on chamber curvature, allowing independent control of channel height, width-to-rib ratio, wall thickness and helix angle. Fitness-distance correlation analysis confirms the absence of exploitable global gradient structure, justifying the selection of differential evolution over gradient-based methods. Validation against published data for the Space Shuttle Main Engine and Vulcain~V1 demonstrates good agreement in coolant state evolution and wall temperature predictions. Optimization studies across multiple constraint scenarios yield smooth, physically coherent channel profiles with measurable reductions in mean wall temperature while maintaining pressure drop and thermal stress within prescribed limits. The framework provides a relatively simple yet physics-capturing approach toward regenerative cooling circuit sizing.

Il raffreddamento rigenerativo delle camere di spinta di motori a razzo a propellente liquido comporta un intenso trasferimento di calore dai gas di combustione ad alta entalpia, attraverso le pareti della camera, verso il circuito di raffreddamento, tipicamente costituito dal combustibile. Gli approcci computazionali adottati nelle fasi preliminari di progetto impiegano comunemente schemi segregati di tipo marching, che iterano tra sottoproblemi distinti introducendo un disaccoppiamento artificiale. In questo lavoro viene sviluppato un risolutore monolitico unidimensionale che tratta il flusso dei propellenti, la parete del motore e il flusso del refrigerante come un unico problema ai valori al contorno, consentendo un’iterazione diretta di Newton con Jacobiano a struttura blocco-tridiagonale calcolato tramite differenze finite. La rapidità di esecuzione delle simulazioni rende tali modelli a ordine ridotto particolarmente adatti a un’ampia esplorazione dello spazio di progetto entro budget computazionali accettabili. La geometria dei canali è parametrizzata mediante spline con suddivisione in sezioni basata sulla curvatura della camera, consentendo un controllo indipendente dell’altezza del canale, del rapporto larghezza-canale/spessore-costola, dello spessore di parete e dell’angolo di elica. L’analisi della fitness-distance correlation conferma l’assenza di una struttura globale di gradiente sfruttabile, giustificando la scelta dell’evoluzione differenziale rispetto a metodi basati sul gradiente. La validazione rispetto a dati pubblicati relativi allo Space Shuttle Main Engine e al Vulcain V1 mostra un buon accordo nell’evoluzione dello stato termodinamico del refrigerante e nella previsione delle temperature di parete. Gli studi di ottimizzazione condotti in diversi scenari vincolati producono profili di canale lisci e fisicamente coerenti, con riduzioni misurabili della temperatura media di parete, mantenendo al contempo la perdita di carico e le sollecitazioni termiche entro i limiti prescritti. Il framework proposto rappresenta un approccio relativamente semplice ma capace di catturare la fisica dominante per il dimensionamento dei circuiti di raffreddamento rigenerativo.