Développement d'un modèle 1,5-D de chambre de combustion d'un moteur hybride pour une application système

Development of a 1.5-D combustion chamber model of a hybrid rocket engine for a system design tool

• Auteur / Autrice : Elena Quero granado
• Direction : Jérôme Anthoine, Jean-Yves Lestrade
• Type : Thèse de doctorat
• Discipline(s) : Energétique et transferts
• Date : Soutenance le 12/04/2023
• Etablissement(s) : Toulouse, ISAE
• Ecole(s) doctorale(s) : École doctorale Mécanique, énergétique, génie civil et procédés (Toulouse)
• Partenaire(s) de recherche : Equipe de recherche : Équipe d'accueil doctoral Énergétique et dynamique des fluides (Toulouse, Haute-Garonne)
• Partenaire(s) de recherche : Laboratoire : Office national d'études et recherches aérospatiales. Département Multi-Physique pour l'Energétique - DMPE (Toulouse, Haute-Garonne)
• Jury : Président / Présidente : Grégoire Casalis
• Jury : Examinateurs / Examinatrices : Jérôme Anthoine, Jean-Yves Lestrade, Grégoire Casalis, Patrick Hendrick, Dario Giuseppe Pastrone, Olivier Orlandi
• Jury : Rapporteur / Rapporteuse : Patrick Hendrick, Dario Giuseppe Pastrone

Mots clés

Mots clés contrôlés

Moteurs hybrides

Modélisation CFD

Chambres de combustion

Mécanique des fluides

Mots clés libres

Propulsion hybride

Outil-Système

Modèle 1.5-D

Chambre de combustion

Mécanique des fluides

Hybrid propulsion

System design tool

1.5-D model

Combustion chamber

Fluid Mechanics

Résumé

La propulsion spatiale hybride est devenue, ces dernières années, de plus en plus attrayante en se plaçant comme l’une des alternatives aux systèmes conventionnels de propulsion chimique pour des raisons de sécurité, de coûts et de performances. Ce type de propulsion est envisagé pour des applications orbitales (positionnement ou désorbitation de satellites), des micro-lanceurs ou encore pour le tourisme spatial.La conception optimisée de cette technologie nécessite la caractérisation du comportement du moteur et la connaissance de ses performances dans différentes configurations.Les coûts élevés dus à la réalisation de campagnes d'essais ont favorisé le développement de modèles complexes (généralement stationnaires) de la chambre de combustion dans la mécanique de fluides numérique (CFD en anglais). Ces codes couplent des modèles de combustion, de turbulence et d'injection pariétale de carburant en fournissant des données détaillées sur le champ aérothermodynamique dans la chambre de combustion. Cependant, le temps de calcul associé s’avère considérable lorsque l'on envisage leur application pour des phases d’avant-projet.De l'autre côté du spectre, les modèles simples de chambre de combustion 0-D/1-D employés dans des outils-systèmes, permettent d'obtenir une solution dans un délai plus court.  Cependant, ces modèles sont basés sur des relations semi-empiriques, ce qui empêche l'application d'un modèle unique sur des configurations variées de moteurs.Les phases d’avant-projet des systèmes de propulsion nécessitent néanmoins un compromis entre la précision des résultats et le temps de calcul afin de tester efficacement un grand nombre de configurations de moteurs. L'une des solutions envisageables est l'utilisation de modèles 1.5-D.L'objectif de cette thèse est donc le développement d'un outil-système pour un moteur hybride utilisant un modèle 1.5-D de la chambre de combustion, permettant ainsi d'atteindre un compromis entre la précision et la complexité des calculs.Pour ce faire, un modèle de chambre de combustion 1.5-D instationnaire et axisymétrique (avec une formulation d'abord non-réactive de l’écoulement et réactive ensuite), et le modèle de tuyère 1-D associé, sont développés. Le taux de régression du combustible de ce modèle est basé sur la loi d'Arrhenius. De plus, le modèle d'interaction gaz-surface permet de décrire les échanges de masse et de chaleur à la surface du combustible. Ces modèles de chambre de combustion et de tuyère sont ensuite validés en utilisant à la fois la littérature et un moteur hybride de laboratoire (HYCAT).Enfin, une analyse de sensibilité a été réalisée pour compléter cette validation et quantifier l'impact des paramètres physiques intervenant dans le modèle de chambre de combustion.Parallèlement au développement de ces deux modèles, le régulateur de débit massique et le catalyseur ont été modélisés en 0-D et ont ensuite été validées.Ces quatre modèles sont finalement utilisés pour concevoir un outil-système pour un moteur hybride permettant la simulation de toute l’opération de celui-ci en quelques minutes sur un ordinateur de bureau. Cet outil est développé de manière modulaire afin de faciliter l'ajout ou le remplacement des éléments constituant un moteur hybride. Cette architecture permet la simulation d'une grande variété de configurations de moteurs : d'un composant isolé jusqu'au système de propulsion complet. De plus, une méthode itérative basée sur la convergence de la pression dans la chambre de combustion est utilisée pour résoudre l'ensemble du système d'équations entre trois parties du moteur : le sous-système d'alimentation/injection, la chambre de combustion et la tuyère. L'ensemble de l'outil-système pour moteurs hybrides est finalement validé à l'aide des essais HYCAT.

In recent years, hybrid space propulsion has become increasingly attractive as an alternative to conventional chemical propulsion systems for safety, cost and performance reasons. This kind of propulsion is considered for orbital applications (satellite positioning or de-orbiting), micro-launchers or even for space tourism.The optimized design of this technology requires the characterization of the engine behavior and the knowledge of its performances in different configurations.The high costs implied in the realization of experimental test campaigns in the space domain, has boosted the development of complex (usually steady) 2-D computational fluid dynamics (CFD) models of the combustion chamber. These codes couple combustion, turbulence and parietal fuel injection models that provide precise information on the aerothermodynamic field in the combustion chamber. Nevertheless, the large computation time thereof represents a fairly substantial hindrance for their application in the engine pre-design phases.On the other side of the spectrum, the simple 0-D/1-D combustion chamber models implemented in system design tools, allow the obtaining of a solution in a shorter period of time. However, these models are based on semi-empirical relationships, which prevent their applicability to a general configuration of the engine.The preliminary design phases of the propulsion systems, nonetheless, require a compromise between the accuracy of the results and the computation time to efficiently test a great number of hybrid rocket engine (HRE) configurations. One of the solutions that can be considered is the use of 1.5-D models.The objective of this thesis is therefore the development of a system design tool for a HRE using a 1.5-D model for the combustion chamber, thus, allowing us to reach a compromise between the precision and complexity of the calculations.In order to do so, an unsteady and axisymetric 1.5-D combustion chamber model (non-reactive at first and reactive afterwards) and the associated 1-D nozzle model are developed. The fuel regression rate of this model is based on the Arrhenius law. Moreover the Gas-Surface Interacton model allows the description of the mass and heat exchanges on the fuel surface. This combustion chamber and nozzle models are then validated by using both the literature and a lab-scale HRE (HYCAT).A sensitivity analysis has been performed afterwards to complete such validation and to quantify the impact of the physical parameters intervening in the combustion chamber model.In parallel to the development of these two models, the mass flow rate regulator and the catalyst have been modeled in 0-D and validated.These four models are ultimately used to create a HRE system design tool enabling the simulation of the complete operation of an engine in a few minutes on a desktop computer. This tool is developed in a modular way in order to facilitate the addition or replacement of the elements constituting a HRE. This architecture allows the simulation of a wide variety of engine configurations: from an isolated component up to the complete propulsion system. Moreover, an iterative method based on the pressure convergence in the combustion chamber is used to solve the whole system of equations between three parts of the engine: the feeding/injection sub-system, the combustion chamber, and the nozzle. The whole HRE system design tool is eventually validated using the HYCAT tests.