Fuel and Combustion

Fuel and Combustion

Numerical study of the effect of mass flow rate and ratio of fuel to oxidizer on thrust, specific impulse and chamber pressure of a hybrid rocket based on paraffin fuel combustion

Document Type : Original Article

Authors
mohammad reza palizvani 1
Ali Akbar Jamali 2
1 M. Sc. Student of Chemical Engineering, Imam Hossein Comprehensive University.
2 Chemical Engineering Department - Faculty of Engineering - Imam Hossein University
10.22034/jfnc.2025.459143.1395
Abstract
The current research has studied the effect of the input mass flow rate of paraffin fuel and dinitrogen oxide oxidizer, O/F ratio in the combustion chamber of a hybrid rocket on the quantities of chamber such as its pressure, thrust and specific impulse. The combustion chamber as well as a peripheral area are included in the calculation area. A two-dimensional steady-state simulation with a Reynolds-Averaged Navier–Stokes (RANS) approach using the standard κ-ε turbulence model together with the Eddy Dissipation Model (EDM) is used for the chemistry-turbulence interaction (TCI). Oxidizer and fuel enter the field in gas phase. The grids are structured. The simulation results are compared with the experimental data of the validation article and in the simulation, the highest average deviation value is 6.65%. By increasing the O/F ratio by 27.76% in the two-dimensional simulation, the average pressure of the combustion chamber has increased by 38.22%, the average thrust has increased by 52.29%, and the average specific impulse has increased by 18.28%. With the increase of O/F ratio by 38.43%, the average pressure of the combustion chamber has increased by 37.64%, the average thrust has increased by 53.31%, and the average specific impulse has increased by 19.28%.
 

Highlights

در این شبیه‌سازی چهار نوع پاشنده مجزا مورد استفاده قرار گرفت. یک بررسی موازی با چهار مدل تزریق انجام شد که هرکدام مربوط به یک نمونه آزمایشی منفرد بود. هدف اصلی پاسخ به سؤالات مربوط به تأثیر روزنه‌های ورودی اکسیدکننده، قطر روزنه‌ها اکسید‌کننده، آرایش آن‌ها برای تزریق اکسیدکننده در محفظه احتراق و نسبت اکسیدکننده به سوخت (O/F) بر فشار محفظه، تولید تراست، و ایمپالس ویژه موتور راکت هیبریدی که از دی‌نیتروژن اکسید ‌به عنوان اکسیدکننده و سوخت پارافین استفاده می‌کند. این بررسی به جنبه‌های پیچیده مربوط به تعداد روزنه‌‌های ورودی اکسیدکننده پرداخته و نقش این پارامتر را در دینامیک احتراق بررسی می‌کند. قطر روزنه‌های ورودی اکسیدکننده ‌به طور سیستماتیک تغییر کرده تا اثرات آن بر فرآیند احتراق مشخص شود. آرایش فضایی روزنه‌ها در داخل محفظه احتراق با هدف تشخیص پیکربندی بهینه آن برای تسهیل تزریق کارآمد سوخت و اکسیدکننده مورد‌ بررسی قرار گرفت.

پارافین سوختی ارزان، ایمن و پاک است که دارای بازه نقطه ذوب پایین (°C46 تا °C68) است و به علّت ایجاد پدیده حباب، با موفقیت نقطه ضعف راکت هیبریدی که نرخ پسرفت پایین است را حل می‌کند. با کاهش درصد جرمی سوخت نسبت به اکسیدکننده و افزایش نسبت  O/Fتا مقدار 6/3؛ فشار محفظه احتراق، تراست و ایمپالس ویژه افزایش می‌یابد. تفاوت میان پاشنده اول و دوم میانگین نسبت O/F از 55/2 به 53/3 ‌افزایش ‌یافته است که برابر با 43/38 درصد است. با مقایسه نتایج حاصل از شبیه‌سازی دو‌بعدی در پاشنده دوم نسبت به اول میانگین فشار محفظه احتراق 22/38 درصد افزایش، میانگین تراست 29/52 درصد افزایش و میانگین ایمپالس ویژه 28/18 درصد ‌افزایش ‌یافته است. پاشنده اول و سوم نسبت O/F از 55/2 در پاشنده اول به 53/3 در پاشنده سوم ‌افزایش ‌یافته که برابر با 43/38 درصد است. با مقایسه نتایج حاصل از شبیه‌سازی دو‌بعدی در پاشنده سوم نسبت به پاشنده اول میانگین فشار محفظه احتراق 64/37 درصد افزایش، میانگین تراست 31/53 درصد افزایش و میانگین ایمپالس ویژه 28/19 درصد ‌افزایش ‌یافته است. بیشترین مقدار میانگین اختلاف درصد خطا در کمیت‌های فشار محفظه، تراست و ایمپالس ویژه برای هر نوع پاشنده در شبیه‌سازی حالت دو‌بعدی و سه‌بعدی 7 درصد است.

Keywords
: Simulation and modeling
Hybrid rocket engine
Paraffin
Dinitrogen oxide
Trust

Subjects

راکت‌ها از انواع سامانه‌های هوافضایی هستند که معمولاً برای پرتاب محموله‌های فضایی یا نظامی و حتی به‌عنوان موتور اصلی برخی هواپیماهای جنگنده در طول تاریخ صنعت هوانوردی و فضانوردی مورد استفاده قرار گرفته‌اند. یکی از مهم‌ترین و تأثیرگذارترین اجزاء راکت‌ها، سامانه پیشرانش آن‌هاست؛ چرا که هرچه سامانه مزبور قوی‌تر، سبک‌تر، کوچک‌تر و ارزان‌تر باشد، با قابلیت و توانمندتر است و قدرت حمل محموله فضایی یا فضاپیما و هواپیمای بزرگ با وزن بالا‌تری را دارد. موتور راکت هیبریدی یک پیشران شیمیایی مهم هوافضا به کمک پیشران سوخت جامد و اکسیدکننده سیال کار می‌کند ]1، 2[. از مزایای موتورهای راکت هیبریدی می‌توان به کم هزینه ‌بودن، غیرحساس بودن به ترک گرین‌های سوخت، رانش قابل‌ کنترل، احتراق مجدد، پیشرانه‌های غیرسمی و غیرخطرناک اشاره کرد. معایب آن‌ها شامل نرخ پسرفت سوخت پایین، راندمان احتراق پایین می‌شود. مطابق تلاش علمی- پژوهشی جمالی و همکاران؛ با توجه به مقادیر بدست آمده برای نیروی پیشران، ضربه کل و ضربه ویژه پیشران‌های ترکیبی و مقایسه آن با مقادیر مربوط به پیشرانه‌های جامد و مایع مستقل، می‌توان مزایا و معایب سامانه پیشران ترکیبی را نسبت به هرکدام از پیشران‌های مستقل مایع و جامد در جدول ۱ بیان نمود ]۳، ۴[. فرمول‌های مبتنی بر پارافین می‌تواند سوختی ارزان، ایمن و کارآمد برای مأموریت‌های فضایی خاص مانند خارج‌کردن فضاپیماهای از کارافتاده، فرود ایمن و آرام مأموریت‌های اکتشاف سیاره‌ای و جابه‌جایی مداری به موتورهای راکت هیبریدی آینده اختصاص داده شود. سوخت‌های پارافین خالص درحالی‌که از نظر عملکرد پیشرانه جذاب هستند؛ اما دارای خواص مکانیکی پایینی هستند که نیاز به ترکیب گرین موم جامد با عوامل تقویت‌کننده ‌به عنوان پلیمرهای ترموپلاستیک و ترموست دارند ]5[.

 

جدول 1- مزایا و معایب پیشران هیبریدی [4].

Table 1- Advantages and Disadvantages of hybrid Propellant [4].

Disadvantages

Advantages

 

Larger dimensions

Higher overall impulse

Comparison with liquid propellant

More complex design

Maximum thrust more

Less specific impulse

Achieve maximum thrust faster

Larger dimensions

Higher specific impulse

Comparison with solid propellant

More complex design

Maximum thrust more

Less total impulse

Achieve maximum thrust faster

 

در شکل 1؛ طرح کلی یک موتور راکت هیبریدی کلاسیک با تمرکز ویژه بر رفتار سوخت‌های مبتنی بر پارافین نشان داده ‌شده است. در این پیکربندی، یک سوخت جامد با یک اکسیدکننده گازی یا مایع جفت می‌شود. این ساختار در مقایسه با سیستم‌های محرکه رقیب خود، یعنی موتورهای راکت جامد، که در آن گرین سوخت جامد حاوی سوخت و اکسیدکننده است و موتورهای مایع که در آن هر دو ماده در فاز مایع ذخیره می‌شوند، مزایای مهم فناوری هیبریدی را به همراه دارد ]6[.

 

 

Figure 1- Sketch of a hybrid rocket engine using a paraffin-based fuel [6].

شکل 1- طرحواره یک موتور راکت هیبریدی با استفاده‌ از سوخت بر پایه پارافین]6[.

 

 در موتورهای راکت هیبریدی نرخ پسرفت سوخت‌های مبتنی بر پارافین تقریباً چهار برابر سوخت‌های کلاسیک مانند پلی‌بوتادین با پایانه هیدروکسیل است و این سوخت‌ها در حین پسرفت، یک‌لایه مایع در سطح سوخت تشکیل می‌دهند که می‌تواند منجر به تشکیل امواج رول شود که قطرات سوخت از آن خارج می‌شوند که در شکل 2 نمایش داده شده است. طبق مطالعات، مواد  با کشش سطحی کم و گران‌روی لایه مذاب کم، مانند سوخت‌های مبتنی بر پارافین، حباب بیشتری تولید می‌کنند و نرخ پسرفت را افزایش می‌دهند ]7، 8.[

] Website: www.astronautix.com/s/solid.html, Accessed 30 December 2018.
[2] L. L. Liu, X. He, Y. Wang, Z. Chen  and Q. Guo, "Regression rate of paraffin-based fuels in hybrid rocket motor," Aerospace Science and Technology . Comp., vol. 107, pp. 106269, December  2020.
[3] k. Araki, Y. Hirata, S. Oyama, K. Ohe,  S. Aso, Y. Tani and T. Shimada, "A study on performance improvement of paraffin fueled hybrid rocket engines with multi-section swirl injection method," 49th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. pp. 3634, 2013.
[4] R. Zamani,  and A. A. Jamali, "Dynamic Analysis of Simultaneous Combustion for Solid and Liquid Propellants in Combined Propulsion System," . Fuel and Combustion., vol. 14, pp. 61-84, March 2022. (in persian)
[5] M. Boiocchi, L. Merotto and L. Galfetti, "Paraffin-Based Fuels Filled with Lithium-Based Additives Characterization," 63rd International Astronautical Congress (IAC), Naples, Italy, October 1-5, 2012.
[6] A. Mazzetti, L. Merotto and G. Pinarello, "Paraffin-based hybrid rocket engines applications: A review and a market perspective," Elsevier., vol. 126, pp. 286-297, September–October 2016.
[7] B. Dequick, M. Lefebvre and P. Hendrick, "Sensitivity analysis of a two-phase CFD simulation of a 1 kN paraffin-fueled hybrid rocket motor,"Energies., vol. 14, pp. 6794, October 2021.
[8] I. Nakagawa and H. Hikone, "Study on the regression rate of paraffin-based hybrid rocket fuels," Journal of Propulsion and Power., vol. 27, pp. 1276-1279, November 2011.
[9] H. Atayizadeh.  " Assessment of the progress variable variance modelling on large-eddy simulation of turbulent premixed flames using flamelet-generated manifold model," . Fuel and Combustion., vol. 14, pp. 124-145, March 2022. (in persian)
[10] N. Bellomo, F. Barato, M. Faenza, M. Lazzarin and D. Pavarin, "Numerical and experimental investigation of unidirectional vortex injection in hybrid rocket engines," Journal of Propulsion and Power., vol. 29, pp. 1097-1113, September 2013.
[11] M. Lazzarin, M. Faenza, F. Barato, N. Bellomo, A. Bettella and D. Pavarin, "Computational Fluid Dynamics Simulation of Hybrid Rockets of Different Scales," Journal of Propulsion and Power., vol. 31, pp1458-1469, September 2015.
[12] E. Paccagnella, R. Gelain, F. Barato, D. Pavarin, P. ., Van Den Berg  and F. Barreiro, "CFD Simulations of Self- Pressurized Nitrous Oxide Hybrid Rocket Motors," 54th AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, march 2018.
[13] G. Ranuzzi, D. Daniele  and I. Marco, Eds., "Numerical investigation of a N2O-paraffin hybrid rocket engine combusting flowfield," in 6th european conference for aeronautics and space sciences (EUCASS, Rhode-St-Genese, Belgium: EUCASS, 2015.
[14] D. Bianchi and D. Delfini, "Modeling of Gas-Surface Interface for Paraffin-Based Hybrid Rocket Fuels in CFD Simulations," 6th European Conference for Aeronautics and Space Sciences (EUCASS), Krakow, Poland, 2015.
[15] D. Bianchi and D. Delfini, "Modeling of Gas{Surface Interface for Paraffin-Based Hybrid Rocket Fuels in CFD Simulations," Progress in Propulsion Physics. EDP Sciences., vol. 11, pp. 3-24, February 2019.
[16] G. Leccese, "Gas-Surface Interaction, Radiative Heat Transfer and Thermochemistry Modeling in the Simulation of Paraffin-Based Hybrid Rocket Engines,” Ph.D. dissertation, in Aeronautics and Space Engineering, Sapienza University of Rome, 2018.
[17] G. Leccese, F. Nasuti and D. Bianchi, "Modeling and Simulation of Paraffin-Based Hybrid Rocket Internal Ballistics," in 54th AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, Cincinnati, OH, USA, July 9-11, 2018, pp. 4533.
[18] G.D. Martino, S. Mungiguerra, C. Carmicino  and R. Savino, "Computational Fluid-Dynamic Simulations of the Internal Ballistics of Hybrid Rocket Burning Paraffin-Based Fuel," in 54th AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, Cincinnati, OH, USA, July 9-11, 2018, pp. 4532.
[19] L. Lazzarin  and M. Marta, "Cfd simulation of a hybrid rocket motor with liquid injection," in 47th AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, Cincinnati, San Diego, California, USA, pp. 5537. 2011.
[20] M. Lazzarin, "Numerical simulation of hybrid rockets liquid injection and comparison with experiments," Journal of Propulsion and Power. vol. 31, pp. 352-364, January 2015.
 [21] P. Martins  and O. y Shynkarenko, "COBEM-2017-0990 Flow analysys inside the combustion chamber and the nozzle of a hybrid rocket motor"  ABCM International Congress of Mechanical Engineering., vol. 24, December 2017.
[22] M. Di Clemente, R. Votta, G. Ranuzzi and F. Ferrigno, " Hybrid rocket technology in the frame of the italian HYPROB program," ESA 8th European Symposium on ATD for Space Vehicles, Lisbon, Portugal, March, 2015.
[23] M. Bouziane, A.E.D.M. Bertoldi, P. Hendrick,  and M. Lefebvre, "Experimental investigation of the axial oxidizer injectors geometry on a 1-kN paraffin-fueled hybrid rocket motor," Journal of FirePhysChem., vol. 1, pp. 231-243, December 2021.
[24] B. Dequick, M. Lefebvre and P. Hendrick, "CFD Simulation of a 1kN Paraffin-Fueled Hybrid Rocket Engine," in AIAA Propulsion and Energy Conference,Online meeting, August 24-26, 2020, pp. 3763.
[25] F. Kock and H. Heinz, "Entropy production calculation for turbulent shear flows and their implementation in CFD codes," International Journal of Heat and Fluid Flow. vol. 26, pp. 672-680, December 2005.