Numerical investigation of hydrogen flame stability: from bluff body flames to aeronautical combustors

The transition of aviation towards hydrogen rests on the operability of the combustion system. An ultra-lean hydrogen flame must stay anchored across the operating envelope, bounded by lean blow-off on one side and by flashback on the other. Its low Lewis number and strong preferential and thermal diffusion make it behave very differently from kerosene, and the tools calibrated for hydrocarbons remain unreliable near these limits. This thesis maps the two limits through a progressive strategy, kept within the OpenSMOKE++/OpenFOAM framework from a resolved laminar flame to a tabulated turbulent combustor. A canonical bluff body flame validates the framework and isolates the kinetic mechanism and thermal diffusion near the limit, then maps a flashback transition. The methodology is finally transferred to a turbulent NASA N1-inspired lean direct injection (LDI) element. Thermal diffusion is the dominant ingredient near the canonical limit. It widens the lean blow-off margin, from φ_BO = 0.11 with Konnov to 0.094 with CRECK and back to 0.13 without the Soret term, and at the same time raises the critical flashback velocity. In the aeronautical element no global extinction is predicted within the explored operating matrix and within the steady flamelet model: every case converges to a stable burning solution from φ = 0.40 to 0.06, with the mean strain two to three orders of magnitude below the quenching value. The lean robustness carries over, but through the strain margin of a non-premixed flamelet rather than a strengthened premixed front.

La transizione dell'aviazione verso l'idrogeno dipende dall'operabilità del sistema di combustione. Una fiamma a idrogeno molto magra deve restare ancorata lungo tutto l'inviluppo operativo, delimitato dal limite di spegnimento da un lato e dal ritorno di fiamma dall'altro. Il basso numero di Lewis e i forti effetti di diffusione preferenziale e termica rendono il suo comportamento molto diverso da quello del cherosene, e gli strumenti calibrati sui combustibili idrocarburici restano inaffidabili vicino a questi limiti. Questa tesi mappa i due limiti attraverso una strategia progressiva, mantenuta all'interno dell'ambiente OpenSMOKE++/OpenFOAM da una fiamma laminare risolta fino a un combustore turbolento tabulato. Una fiamma canonica dietro un corpo tozzo valida l'ambiente numerico e isola il meccanismo cinetico e la diffusione termica vicino al limite, e mappa poi una transizione di ritorno di fiamma. La metodologia viene infine trasferita a un elemento turbolento a iniezione diretta magra (LDI) ispirato al NASA N1. La diffusione termica è l'ingrediente dominante vicino al limite canonico. Amplia il margine di spegnimento magro, da φ_BO = 0.11 con Konnov a 0.094 con CRECK e di nuovo a 0.13 senza il termine di Soret, e allo stesso tempo aumenta la velocità critica di ritorno di fiamma. Nell'elemento aeronautico non si prevede alcuna estinzione globale entro la matrice operativa esplorata e nel modello steady flamelet: ogni caso converge a una soluzione di combustione stabile da φ = 0.40 a 0.06, con lo strain medio due o tre ordini di grandezza al di sotto del valore di quenching. La robustezza magra viene mantenuta, ma attraverso il margine di strain di un flamelet non premiscelato piuttosto che un fronte premiscelato rafforzato.