Methane and oxygen are a promising propellant combination in future rocket propulsion engines mainly due to its advantages like reusability and cost reduction. In order to have a comprehensive understanding of this propellant combination extensive research work is being done. Especially, for reusable rocket engines the thermal calculations become vital as an effective and efficient cooling system is crucial for extending the engine life. The design of cooling channels may significantly be influenced by radiation. Within the framework of this thesis, the gas radiation heat transfer is modelled for CFD simulation of rocket thrust chambers and analysed for the đ¶đ»4/đ2 fuel combination. The radiation is modelled within ArianeGroupâs in-house spray combustion CFD tool - Rocflam3, which is used to carry out the simulations. Radiation properties can have strong influence for certain chemical compositions, especially đ¶đ2 and đ»2đ which are the products of the đ¶đ»4 and đ2 combustion. A simplified gas radiation transport equation is implemented along with various spectral models which compute the gas emissivity for higher temperature. Also, Rocflam-II code which has an existing gas radiation model is used to compare and validate the simplified model. Finally the combination of the convective and radiative heat transfer values are compared to the experimental test data. In contrast to the previously existing emissivity models with a certain temperature limit, the model used here enables the inclusion for the total emissivity of đ¶đ2 and đ»2đ for temperatures up to 3400 K and hence more appropriate for hydrocarbon combustion in space propulsion systems. It turns out that the gas radiation is responsible for 2-4% of the total heat flux for a đ¶đ»4/đ2 combustion chamber with maximum integrated temperature of 2700 K. The influence of gas radiation would be greater than 4% respective of the integrated temperature. Gas radiation heat flux effects are higher in stream-tube combustion zone compared to the other sections of the thrust chamber. The individual contribution of radiative heat flux by đ¶đ2 was noted to be 1.5-2 times higher than that to đ»2đ. It was shown that the analytically derived simplified expression for gas radiation along with the various spectral models had reasonable approximation of the measured radiation. The estimated radiation was correct to the measured radiation from the Rocflam-II model for a temperature range of 400-3400 K. / Metan och syre Ă€r en lovande kombination av drivmedel i framtida raketframdrivningsmotorer frĂ€mst pĂ„ grund av dess fördelar som Ă„teranvĂ€ndbarhet och kostnadsminskning. För att fĂ„ en omfattande förstĂ„else av denna drivmedelkombination görs ett omfattande forskningsarbete. Speciellt för Ă„teranvĂ€ndbara raketmotorer blir vĂ€rmeberĂ€kningarna viktiga eftersom ett effektivt och effektivt kylsystem Ă€r avgörande för att förlĂ€nga livslĂ€ngden pĂ„ motorn. Utformningen av kylkanaler kan betydligt pĂ„verkas av strĂ„lning. Inom ramen för denna avhandling modelleras gasstrĂ„lningsvĂ€rmeöverföringen för CFD-simulering av rakettryckkamrar och analyseras för đ¶đ»4/đ2 -brĂ€nslekombinationen. StrĂ„lningen Ă€r modellerad i ArianeGroupâs egen förbrĂ€nning CFD-verktyg - Rocflam3, som anvĂ€nds för att utföra simuleringarna. StrĂ„lningsegenskaper kan ha starkt inflytande för vissa kemiska kompositioner, sĂ€rskilt đ¶đ2 och đ»2đ som Ă€r produkterna frĂ„n förbrĂ€nningen đ¶đ»4 och đ2. En förenklad gasstrĂ„lningstransportekvation implementeras tillsammans med olika spektralmodeller som berĂ€knar gasemissiviteten för högre temperatur. Dessutom anvĂ€nds Rocflam-II-kod som har en befintlig gasstrĂ„lningsmodell för att jĂ€mföra och validera den förenklade modellen. Slutligen jĂ€mförs kombinationen av konvektiva och strĂ„lningsvĂ€rmeöverföringsvĂ€rden med de experimentella testdata. Till skillnad frĂ„n de tidigare existerande utslĂ€ppsmodellerna med en viss temperaturgrĂ€ns möjliggör modellen som anvĂ€nds hĂ€r att inkludera den totala emissiviteten för đ¶đ2 och đ»2đ för temperaturer upp till 3400 K och dĂ€rmed mer lĂ€mplig för kolvĂ€teförbrĂ€nning i rymdframdrivningssystem. Det visar sig att gasstrĂ„lningen svarar för 2-4% av det totala vĂ€rmeflödet för en đ¶đ»4/đ2 förbrĂ€nningskammare med maximal integrerad temperatur pĂ„ 2700 K. PĂ„verkan av gasstrĂ„lning skulle vara större Ă€n 4% av den integrerade temperaturen. Effekter pĂ„ vĂ€rmeströmning av gasstrĂ„lning Ă€r högre i strömrörs förbrĂ€nningszon jĂ€mfört med de andra sektionerna av tryckkammaren. Det individuella bidraget frĂ„n strĂ„lningsvĂ€rmeflöde med đ¶đ2 noterades vara 1.5-2 gĂ„nger högre Ă€n det đ»2đ. Det visades att det analytiskt hĂ€rledda förenklade uttrycket för gasstrĂ„lning tillsammans med de olika spektralmodellerna hade en rimlig tillnĂ€rmning av det uppmĂ€tta strĂ„lning. Den uppskattade strĂ„lningen var korrekt den uppmĂ€tta strĂ„lningen frĂ„n Rocflam-II-modellen för ett temperaturintervall pĂ„ 400-3400 K.
| Identifer | oai:union.ndltd.org:UPSALLA1/oai:DiVA.org:kth-261230 |
| Date | January 2019 |
| Creators | Samee Lal, Rejish Lal Johnson |
| Publisher | KTH, Kraft- och vÀrmeteknologi |
| Source Sets | DiVA Archive at Upsalla University |
| Language | English |
| Detected Language | Swedish |
| Type | Student thesis, info:eu-repo/semantics/bachelorThesis, text |
| Format | application/pdf |
| Rights | info:eu-repo/semantics/openAccess |
| Relation | TRITA-ITM-EX ; 2019:561 |
Page generated in 0.0027 seconds