Concerns about the use of certain chemical species within the aerospace field are growing in recent years. A European regulation, REACh, now makes the use of hydrazine uncertain in – among others- attitude control thrusters. Green monopropellants, which are alternatives for this species already exist, but they all require a catalyst to react. Catalysts constitute the limiting factor for the lifespan of satellites because of the number of thermal cycles they endure. A joint project between ONERA, the French aerospace research center and CNES, the French space agency, was born to develop a high-performance green monopropellant thruster operating without any catalyst. Sizing the thruster and particularly its combustion chamber is not an easy task because of the explosive properties and the lack of knowledge regarding the monopropellant reaction process. The thesis aims at simulating the flow in a combustion chamber using CNES05, a new promising green monopropellant. This monopropellant has a very low vapor pressure and is an energetic liquid. As such, its reaction above a certain temperature -which is called decompositionis not well understood and must be observed closely. For this matter, a test bench was created, and it paved the way for the development of a specific model of decomposition. Indeed, even if the CNES05 decomposition cannot be modeled with the classical theory of isolated droplets, the setup showed us the order of magnitude of the reaction kinetics and the presence of a break up phenomenon. Using this model, the simulations of the flow inside the combustion chamber give us the heat flux profile through its walls, a sizing parameter for the thruster. Large recirculation zones are observed and the influence of the angle of injection seems to be the major injection parameter of influence. The sensitivity of the parameters used in the model is also studied.

This paper examines two examples of testing activities of sub-components of a 300kN methalox first-stage rocket engine developed by Pangea Aerospace, namely, theinjectors and the cryogenic pumps. One of the difficulties of these test campaignsis to evaluate the performances of these sub-components without using cryogenicpropellants and in conditions differing from flight conditions.Two different methods were used to replace the cryogenic propellants at extreme pressures and temperatures: the pumps were tested using water to replace both propellants, and the injectors were tested using water and nitrogen to account for the different propellant phases. The correlation, similarity methods, and bench sizing were detailed for both test campaigns, but only the injector test campaign was completed and its results were analyzed.The method to emulate cryogenic fluid behavior in a pump leads to the use of a bench controlling not only pressure and mass flow but also temperature to account for the cavitation effects. Furthermore, the bench must have the capability to pressurize the water under atmospheric pressure, leading to the use of a vacuum pump. The injector test campaign produces results that closely align with theoretical predictions. This enables the selection of the optimal single-element injector design through a quantitative assessment of the discharge coefficient and a qualitative evaluation of the spray angle and atomization. Although these studies are based on strong models, they must be compared to hotfire data and later flight data to be assessed fully, all the more so that the pump test campaign was not performed. / I denna rapport behandlas två exempel på provningsaktiviteter för delkomponenter av en methalox-driven 300 kN-klass raketmotor, utvecklad av Pangea Aerospace för användning på förstasteg. Delkomponenterna består av injektorerna samt dekryogena pumparna. En av svårigheterna med provkampanjerna är att utvärdera prestandan hos dessa delkomponenter utan att använda kryogena drivmedel och underförhållanden som skiljer sig från flygförhållandena. Två olika metoder användes för att imitera de kryogena drivmedlen vid extrema tryck och temperaturer. Först testades pumparna med vatten som en ersättning för de båda drivmedlen, och sedan testades injektorerna med både vatten och kväve för att ta hänsyn till de olika aggregations tillstånden. Korrelationen, likhetsmetoderna, samt provbänkstorleken utredes i detalj för bägge testkampanjer, men endast injektortestkampanjen slutfördes och dess resultat analyserades. Metoden för att efterlikna kryogena vätskors beteende i en pump leder till användning av en provbänk som inte bara reglerar tryck och massflöde utan även temperatur för att ta hänsyn till kavitations effekterna. Dessutom måste bänken ha kapacitet att trycksätta vattnet under atmosfärstryck, vilket leder till användning av en vakuumpump. Injektortestkampanjen ger resultat som ligger nära de teoretiska förutsägelserna. Detta gör det möjligt att välja den optimala injektordesignen genom en kvantitativ bedömning av utloppskoefficienten och en kvalitativ bedömning av vinkeln och finfördelningen av injektorstrålen. Även om dessa studier baseras på starka modeller måste de jämföras med data från brännprover och senare flygdata för att kunna bedömas fullt ut, särskilt som pumptestkampanjen inte genomfördes.

京都大学 / 新制・課程博士 / 博士(工学) / 甲第24845号 / 工博第5162号 / 新制||工||1986(附属図書館) / 京都大学大学院工学研究科機械理工学専攻 / (主査)教授 平山, 朋子, 教授 松原, 厚, 教授 小森, 雅晴 / 学位規則第4条第1項該当 / Doctor of Philosophy (Engineering) / Kyoto University / DFAM

In the present thesis, the objective was to find the maximum amount of payload mass that can be put into a 500 km polar orbit by a 1400 kg air-launched multi-stage rocket launched from a fighter jet platform. To fulfill the objective an algorithm incorporating several modules was developed. The modules performed calculations based on theoretical models and literature values to arrive at optimal design variables. From the design the maximum payload mass was able to be derived and it was concluded that a three-stage launch vehicle was able to deliver a 22.0 kg payload to the desired orbit. / I den här avhandlingen var syftet att hitta den maximala mängden nyttolastmassa som kan transporteras av en 1400 kg flerstegsraket uppskjuten från luften till en 500 km polär bana. För att uppfylla målet utvecklades en algoritm med flera moduler. Modulerna utförde beräkningar baserade på teoretiska modeller och litteraturvärden för att komma fram till optimala designvariabler. Från konstruktionen kunde den maximala nyttolastmassan härledas och det konstaterades att en trestegsraket kunde leverera en nyttolast på 22.0 kg till den önskade omloppsbanan.

In the present thesis, the objective was to find the maximum amount of payload mass that can be put into a 500 km polar orbit by a 1400 kg air-launched multi-stage rocket launched from a fighter jet platform. To fulfill the objective an algorithm incorporating several modules was developed. The modules performed calculations based on theoretical models and literature values to arrive at optimal design variables. From the design the maximum payload mass was able to be derived and it was concluded that a three-stage launch vehicle was able to deliver a 22.0 kg payload to the desired orbit. / I den här avhandlingen var syftet att hitta den maximala mängden nyttolastmassa som kan transporteras av en 1400 kg flerstegsraket uppskjuten från luften till en 500 km polär bana. För att uppfylla målet utvecklades en algoritm med flera moduler. Modulerna utförde beräkningar baserade på teoretiska modeller och litteraturvärden för att komma fram till optimala designvariabler. Från konstruktionen kunde den maximala nyttolastmassan härledas och det konstaterades att en trestegsraket kunde leverera en nyttolast på 22.0 kg till den önskade omloppsbanan.

Space exploration drives the human expansion inthe universe. Succeeding in this challenge demands familiarityof the near earth space environment, achieved through soundingrocket experiments that often are lost upon return from space. Afuture proof solution is needed and this study aims to investigatethe aerodynamics of a modular self returning glider attachment.To aid conceptual design, simulations were first performedusing potential theory in the software XFLR5. The resultingdesign was then analysed further using Computational FluidDynamics (CFD) in Simscale after which a glider prototype wasbuilt and tested.The study shows that while it is possible to fulfill the projectrequirements when only modelling the wing surfaces, the gliderfuselage contributes to a destructive drag and pitching moment.Consequently, future prototypes demand increasing the lift orreducing the drag, as well as ensuring longitudinal stability. Moreresources need to be invested into further CFD modelling andprototype testing. / Utforskning av rymden driver denmänskliga expansionen ut i universum. För att lyckas meddet krävs dock kunskap om rymden närmast oss, vilketuppnås genom experiment i sondraketer som ofta förlorasvid återkomst. En framtidssäker metod behövs och därförundersöks aerodynamiken av en modulär och självåtervändande glidarlösning.För att underlätta genomförandet av den konceptuella designen så gjordes först simuleringar i XFLR5 med potentialteori.Den resulterande glidaren analyserades sedan vidare iflödesmekaniska beräkningsprogram (CFD), vartefter en prototypbyggdes och testades i verkligheten.Studien visar att det är möjligt att uppfylla projektkravengenom att modellera vingarna, men glidarens flygkropp bidraremellertid till ett destruktivt luftmotstånd och longitudinelltvridmoment. Därför måste framtida prototyper designas föratt uppnå större lyftkraft, minska flygkroppens dragkraft ochsamtidigt uppnå longitudinell stabilitet. Mer resurser måsteläggas på djupare CFD-modellering och prototyptestning. / Kandidatexjobb i elektroteknik 2021, KTH, Stockholm

Hybridraketer har inte sett så mycket användning som dess motsvarigheter som använder flytande eller fasta drivmedel. De främsta orsakerna kan förklaras med att hybridraketer historiskt sett haft lägre regressionshastighet och bränsletäthet. Inverkan av nackdelarna har dock minskat tack vare fortsatt forskning rörande hybridraketer. Tillsammans med de säkerhetsoch ekonomiska fördelar som kommer med hybridraketer har gjort hybridraketer ett mer konkurrenskraftiga. Hexaminbaserade fasta bränslen har formulerats och utvärderats med betoning att förbättra härdningstid och mekaniska egenskaper. Genom att inkludera mjukgörare och ändra NCO/OH-förhållandet har ett fast bränsle med lovande mekaniska egenskaperoch god härdningstid framställts. / Hybrid propellant rockets has not seen as much use as its liquid and solid propellant counterparts. The main reasons for this can be attributed to hybrid propellant rockets historically having lower regression rate and fuel density. However, the impact of these disadvantages have been diminished over the years as a result of increased research. This together with the safety and economic advantages of hybrid propellant rockets, the hybrid system have become a more competitive system to use. Hexamine basedsolid fuel grains have been formulated and evaluated with emphasis on enhancing pot-life and tensile proprieties. By including plasticisers and altering the NCO/OH ratio, a solid fuel grain was successfully produced, overcoming earlier encountered problems with short pot-life as well as having promising tensile properties.

Computational Fluid Dynamics (CFD) simulations are presented within this study for super-cooled liquid oxygen atomisation and gasification in a subcritical chamber operating at 1MPa. Relatively low cost simulation techniques have been used and their accuracy evaluated. Gasification efficiency expected from theory is compared with simulation results and physical limitation in addition to modelling limitations are discussed. Impinging jets have been used within the simulations with the intent of atomising the incoming liquid oxygen, followed by injection of hot water vapour perpendicularly, to increase turbulent mixing, residence time and in turn expected gasification efficiency. A computational fluid dynamics heating analysis is also included in order to highlight constraints on the chamber geometry imposed by transient rapid oxidation material limits. 316 stainless steel and 3D printed Inconel 718 were investigated experimentally to identify their transient macroscopic rapid oxidation limits. This information supplements existing published literature for operation at high temperatures for a transient period of time in oxygen rich environments. ANSYS Fluent 2020R1, and its newly included Volume of Fluid to Discrete Particle (VOF-DPM) Model, is used for CFD simulation of LOx atomisation and vaporisation. The CFD simulation technique is discussed in detail in order to allow the reader to gain knowledge into areas where computational power can be saved while still allowing assessment of trends for conducting relatively quick feasibility reviews e.g. for different chamber configurations. The CFD simulation results are compared with published experimental data and its accuracy when extended to this application is discussed. Results indicate that gasification of LOx within a compact chamber may be feasible if sufficient turbulence, resulting in longer residence times is present providing sufficient time for heat and mass transfer from the continuous phase. Simulations indicate that due to the mixing and gasification process the LOx particles within the chamber that have not entered the gaseous phase are smaller than that from pure atomisation and therefore more susceptible to gasification if injected into the main motor combustion chamber. Results hint at the potential benefit of swirl injection of hot gases to increase residence time and in turn the gasification efficiency, therefore, this is recommended for the topic of future research. / Computational Fluid Dynamics (CFD) simuleringar presenteras i denna studie för superkyld flytande syreförstoftning och förgasning i en underkritisk kammare som arbetar vid SI 1 MPa. Relativt billiga simuleringstekniker har använts och deras noggrannhet utvärderats. Förgasningseffektivitet som förväntas från teorin jämförs med simuleringsresultat och fysisk begränsning utöver detta diskuteras modelleringsberäkningarna. Stötstrålar har använts inom simuleringarna med avsikt att finfördela det inkommande flytande syret, följt av injektion av varm vattenånga vinkelrätt, för att öka turbulent blandning, uppehållstid och i sin tur förväntad förgasningseffektivitet. En beräkningsenhetsanalys för uppvärmningsdynamik ingår också för att belysa begränsningar för kammargeometri som införs genom övergående gränser för snabb oxidation. 316 rostfritt stål och 3D-printad Inconel 718 undersöktes experimentellt för att identifiera deras övergående makroskopiska snabba oxidationsgränser. Denna information kompletterar befintlig publicerad litteratur för drift vid höga temperaturer under en kort tid i syrgasrika miljöer. ANSYS Fluent 2020R1, och dess nyligen inkluderade volym av vätska till diskret partikel (VOF-DPM) -modell, används för CFD-simulering av LOxatomisering och förångning. CFD-simuleringstekniken diskuteras i detalj för att göra det möjligt för läsaren att få kunskap om områden där beräkningskraft kan sparas medan man fortfarande tillåter bedömning av trender för att göra relativt snabba genomförbarhetsgranskningar, t.ex. för olika kammarkonfigurationer. CFD-simuleringsresultaten jämförs med publicerade experimentella data och dess noggrannhet när den utvidgas till denna applikation diskuteras. Resultaten indikerar att förgasning av LOx i en kompakt kammare kan vara möjlig vid tillräcklig turbulens, vilket resulterar i längre uppehållstider är närvarande som ger tillräcklig tid för värme och massöverföring från den kontinuerliga fasen. Simuleringar indikerar att på grund av blandnings- och förgasningsprocessen är LOx-partiklarna i kammaren som inte har gått in i gasfasen mindre än den från ren förgasning och därför mer mottagliga för förgasning om de injiceras i huvudmotorns förbränningskammare. Resultat antyder den potentiella fördelen med virvelinjektion av heta gaser för att öka uppehållstiden och i sin tur förgasningseffektivitet, därför rekommenderas detta för ämnet för framtida forskning.

Liquid methane is becoming an increasingly attractive rocket propellant due to its high performance characteristics and potential to support in-situ resource utilisation. Methane, however, when heated, can thermally decompose in a process known as pyrolysis. In regeneratively cooled rocket engines, the solid carbon products from the pyrolysis reactions are deposited on the walls of the cooling channels. This increases the thermal resistance of the channel walls, resulting in higher wall temperatures. In turn, this can facilitate cracking and crack propagation, presenting a potential problem in rockets, especially for future reusable designs. It will therefore be necessary to inspect the state of the cooling channels between flights. The carbon layer also changes the catalytic properties of the surface, affecting the onset temperature of methane pyrolysis, and thus impacting the pyrolysis behaviour during subsequent flights. It is possible to clean the channel using a mixture of gaseous oxygen and ozone, however, preliminary testing has indicated that not all the carbon is removed within a reasonable time frame. An experimental facility exists which can control the thermal and flow conditions in straight test channels to replicate the conditions seen in methane rocket nozzle cooling channels. The purpose of this project is to develop a system to quantitatively assess the amount of carbon deposition in these test channels after methane pyrolysis has occurred within them, and following ozone cleaning. The developed system is an optical method which uses a borescope to capture images within the coked channel. These images are then run through bespoke image processing software to determine the proportion of the inner channel wall that is coked. The software has been developed and a provisional mechanical setup has been designed. Initial validation tests have been conducted to assess the accuracy of the software used in conjunction with the borescope and camera. The results indicate that the system is capable of quantifying coke in a metal channel with an error of 1.489%±0.232% or less. / Flytande metan är på väg att bli ett mera attraktivt raketbränsle på grund av sina högprestanda-egenskaper samt potential för att stödja resursanvändning, in situ. Hursomhelst så kan metan, då uppvärmt, termiskt brytas ned i en process kallad pyrolys. I regenerativt kylda raketmotorer så utfälls de solida kolprodukterna från pyrolysen på väggarna av kylkanalerna. Detta höjer den termiska resistansen hos kanalens väggar vilket resulterar i högre väggtemperaturer. Detta kan, i sin tur, leda till spricktillväxt som väcker ett potentiellt problem med raketer, speciellt för framtida återanvändningsbara designer.Det kommer därför vara nödvändigt att inspektera skicket av kylkanalerna mellan flygningar. Kollagret förändrar också de katalyserande egenskaperna av ytan, vilket har en inverkan på begynnelsetemperaturen av metanpyrolys, som påverkar hur pyrolysen beter sig för följande flygningar.Däremot är möjligt att rena kanalerna genom att använda en blandning av syre i gasform, och ozon. Preliminära tester indikerar på att inte allt kol är borttaget inom en rimlig tidsram. En experimentell anläggning finns, som kan kontrollera tillstånd för värme och flöde i raka testkanaler för att replikera tillstånden som setts i kylkanaler i dysor för metanraketer. Syftet med detta projekt är att utveckla ett system för att kvatitativt bedöma mängden koldeposition i dessa testkanaler efter att pyrolys av metan har skett i dem, följt av ozon-rening. Det utvecklade systemet är en optisk metod som använder ett boroskop för att fånga bilder inuti den kanalen med koks. Dessa bilder körs genom ett skräddarsytt bildprocesseringsprogram för att bestämma proportionerna av den inre kanalväggen med koks. Mjukvaran har utvecklats och en provisorisk mekanisk anordning har utformats. Initiella valideringstester har genomförts för att bedöma noggrannheten av mjukvaran som använts i samband med boroskopet och kameran. Resultaten indikerar på att systemet är kapabelt att kvatifiera koks in en metallkanal med ett fel på 1,489%±0,232% eller mindre.

Within the SR Dorado-project, which started in July 2022, a sounding rocket and its corresponding ground support equipment and test facilities are being developed and manufactured. This work is done mainly by undergraduate students at Technische Universität Dresden in cooperation with STAR Dresden, the student Space Flight Working Group in Dresden. The rocket will utilize liquid oxygen (LOX) and ethanol as propellants and is currently in its development phase. The current development status of the rocket and its support systems is described. Details on specific subsystems like propulsion system, rocket structure, recovery and telemetry system are presented. This detailed system assessment is supplemented with insights into the test bench and ground support equipment design, which are needed for successfully testing engine and propulsion system as well as conducting the launch campaign. The planned launch is currently set for 2025 and will take place at ESRANGE in Kiruna, Sweden.:1 Introduction 2 The rocket 2.1 Recovery system 2.2 Flight computer(s) 2.2.1 PoC Flightmaster 2000 2.2.2 Altus Metrum TeleMega 2.3 Structure 2.3.1 Main airframe 2.3.2 Aerodynamics 2.4 Propulsion system 2.4.1 Rocket engine 2.4.2 Propellant feed system 2.4.3 Pyro valves 3 Ground support equipment 4 Test bench 5 Summary and outlook Acknowledgements References