Ignacio Díaz de Argandoña Delgado de Molina

Presentación del tema: "Ignacio Díaz de Argandoña Delgado de Molina"— Transcripción de la presentación:

1 Caracterización del flujo en la tobera aerospike lineal del motor cohete XRS-2200
Ignacio Díaz de Argandoña Delgado de Molina Dr. Antonio Gil Megías Dr. Sergio Hoyas Calvo Grado en Ingeniería Aeroespacial Junio 2014

2 Índice Introducción Objetivos Metodología Tobera de estudio
Casos a analizar Resultados Conclusiones 01/15

3 Contexto del trabajo – Proyecto X-33
Concepto del proyecto Proyecto de NASA, Lockheed, Rocketdyne Vehículo SSTO-RLV (“Single-stage-to-orbit Reusable-Lauch-Vehicle”) Misiones a 100 km de altitud Inversión total: $1279 mill. Cuerpo sustentador en Ala – Delta Complejos sistemas de refrigeración. Tobera aerospike lineal 02/15 INTRODUCCION / OBJETIVOS / TOBERA / METODOLOGÍA / CASOS / RESULTADOS / CONCLUSIONES

4 Conocimiento Estudio Objetivos Funcionamiento de los motores cohete
Tipología de toberas existente Fenomenología en toberas aerospike Técnicas de CFD y modelado de geometrías Conocimiento Arranque del motor cohete Ascenso del motor cohete Introducción de flujo secundario Efecto de geometrías variables Estudio 03/15 INTRODUCCION / OBJETIVOS / TOBERA / METODOLOGÍA / CASOS / RESULTADOS / CONCLUSIONES

5 Ventajas de una tobera Aerospike
Tobera Convencional Tobera Aerospike · Expansión limitada por la estructura. · Expansión en el divergente. · Expansión a la atmósfera. · Expansión no limitada. · Estructura anexa al vehículo · Gran aporte de peso al vehículo. · No supone un gran aporte de peso. · Estructura integrada en el vehículo. · No requiere experimentación · Fácil fabricación. Ampliamente extendidas. · Requiere investigación previa. · Fabricación compleja. Aún en desarrollo. 04/15 INTRODUCCION / OBJETIVOS / TOBERA / METODOLOGÍA / CASOS / RESULTADOS / CONCLUSIONES

6 La tobera del XRS - 2200 Células de expansión independientes
Garganta circular. Sección de salida rectangular Spike truncado. Base porosa. Propelente: Oxígeno – Hidrógeno líquidos Proporción O2 / H2: 6 Presión en cámara: bar 05/15 INTRODUCCION / OBJETIVOS / TOBERA / METODOLOGÍA / CASOS / RESULTADOS / CONCLUSIONES

7 Metodología CFD Geometría 8 zonas de mallado
Longitud 15 veces la longitud de la tobera Altura 10 veces la altura de la tobera 06/15 INTRODUCCION / OBJETIVOS / TOBERA / METODOLOGÍA / CASOS / RESULTADOS / CONCLUSIONES

8 Metodología CFD Geometría Malla Malla estructurada
Elementos cuadriláteros Malla del convergente. Unión convergente-divergente. Elementos 73200 Skewness 0.711 Orth. Quality 0.446 07/15 INTRODUCCION / OBJETIVOS / TOBERA / METODOLOGÍA / CASOS / RESULTADOS / CONCLUSIONES

9 Metodología CFD Geometría Malla Configuración Gamma Chamber T.
K Chamber T. Configuración Combustión H2-O2 líquido.* Gamma 1.21 m/s c* Chamber T. K gr/mol Peso molecular c* m/s Peso molecular 13.5 gr/mol 5 7 6 O2 / H2 *Design of Liquid-Propellant Rocket Engines, Dieter K. Huzel and David H. Huang 08/15 INTRODUCCION / OBJETIVOS / TOBERA / METODOLOGÍA / CASOS / RESULTADOS / CONCLUSIONES

10 Casos de estudio Límites
Arranque / Ascenso / Flujo secundario / Relación de expansión Simulación en banco de pruebas. Límites DISEÑO Presión en cámara 2 bar 59,1 bar Altitud Sea Level 20 km 5 % Gasto secundario 0 % Relación de áreas 12,5 18 09/15 INTRODUCCION / OBJETIVOS / TOBERA / METODOLOGÍA / CASOS / RESULTADOS / CONCLUSIONES

11 Casos de estudio Arranque / Ascenso / Flujo secundario / Relación de expansión Contorno de Mach. Arranque de la tobera. Burbuja de recirculación. Contorno de Mach. Avance de la onda de choque. Presión en cámara 2 bar 59,1 bar 10/15 INTRODUCCION / OBJETIVOS / TOBERA / METODOLOGÍA / CASOS / RESULTADOS / CONCLUSIONES

12 Casos de estudio Arranque / Ascenso / Flujo secundario / Relación de expansión Empuje con la altitud. Contorno de Mach. Ascenso de la tobera. 3.6 km Altitud 0 m 20 km 10 km 11/15 INTRODUCCION / OBJETIVOS / TOBERA / METODOLOGÍA / CASOS / RESULTADOS / CONCLUSIONES

13 Casos de estudio Arranque / Ascenso / Flujo secundario / Relación de expansión Nueva Rampa -50 % Original Original 12.94 % Caída de empuje +24.2 % Nueva rampa 3.07 % 12/15 INTRODUCCION / OBJETIVOS / TOBERA / METODOLOGÍA / CASOS / RESULTADOS / CONCLUSIONES

14 Flechas de Mach en la base del spike.
Casos de estudio Arranque / Ascenso / Flujo secundario / Relación de expansión Introducción de aire atmosférico a nivel del mar % gasto másico Incremento de empuje 1% 16.15 % 2% 11.88 % 5% 11.16 % Flechas de Mach en la base del spike. Flujo Secundario 0 % 5 % 1 % 2 % 13/15 INTRODUCCION / OBJETIVOS / TOBERA / METODOLOGÍA / CASOS / RESULTADOS / CONCLUSIONES

15 Casos de estudio Arranque / Ascenso / Flujo secundario / Relación de expansión +20 % +20 %  ε 12.483 14.979 17.975  Empuje (kN) 78.384 Existencia de un óptimo Aún no se ha conseguido eliminar la subexpansión Relación de áreas 12,5 18 15 14/15 INTRODUCCION / OBJETIVOS / TOBERA / METODOLOGÍA / CASOS / RESULTADOS / CONCLUSIONES

16 Aprendizaje de técnicas CFD
Consecución de objetivos Aprendizaje de técnicas CFD Fenomenología en toberas aerospike Caracterización del flujo en la tobera 4 estudios completados Realización TFG 15/15 INTRODUCCION / OBJETIVOS / TOBERA / METODOLOGÍA / CASOS / RESULTADOS / CONCLUSIONES

17 Muchas gracias por su atención
Ignacio Díaz de Argandoña Delgado de Molina

18 Anexo: Proporción O2 / H2 La proporción entre oxidante y combustible se establece de forma estequiométrica en un valor de 8.1 para motores cohete de hidrógeno y oxígeno líquidos. Sin embargo, el óptimo valor de esta proporción para motores cohete no es el valor estequiométrico, sino un valor ligeramente más rico en combustible (inferior). La razón es que el flujo de escape tiende a tener un menor peso molecular mejorando parámetros de rendimiento del motor, como son el empuje o el impulso específico. Para motores cohete de hidrógeno/oxígeno, se establece entre 4.5 – 6. La presión en cámara, el ratio de áreas entre salida y garganta o la temperatura en cámara pueden influir en este valor óptimo.

19 Anexo: Esquema de cálculo
Wall Pressure-outlet A C C C D Interior C B Symmetry F Inlet Wall Solver: Pressure-based Modelo de turbulencia: κ-ω SST Esquema de solver: Coupled Discretización: Least Squares Cell Based Transporte de especies: Species – Species Transport E G Interior