OPTIMIZACIÓN PARAMÉTRICA CON CFD DE COHETES AEROSPIKE

Abstract

Los cohetes convencionales utilizan toberas de tipo “de Laval” para expulsar los gases propelentes. Desafortunadamente, el diseño de estas toberas está limitado por un fenómeno denominado: “separación de flujo”, el cual impide dimensionar estas toberas para maximizar la eficiencia con la que consumen su combustible. Esta limitación puede corregirse con otro tipo de toberas: los Aerospikes. Los Aerospikes, todavía en fase experimental, constan de una superficie cónica alrededor de la que expulsan los gases propelentes. Estas toberas se investigan actualmente en el NASA Glenn Research Center, donde se ha experimentado con diversos diseños de Aerospike. Como resultado, se observó que la fuerza de propulsión que generan estos aparatos tiene cierta dependencia de sus parámetros geométricos. Este proyecto ha tratado de explotar esta característica mediante el uso de tecnologías de Diseño de Experimentos con el objetivo de maximizar la fuerza de propulsión de estas toberas con respecto a dos variables de entrada: La distancia truncada y el ángulo medio del cono. Esto fue posible gracias a los diseños de Aerospike proveídos por el co-director: Brian C. Heberling, actual investigador en la NASA. Para encontrar diseños optimizados de toberas, fue necesario crear iteraciones de diseños de Aerospike con diferentes combinaciones de las variables de entrada. Dichos diseños fueron individualmente modelados con el software de CAD: Solid Edge y simulados con software de CFD: FloEFD. Dichas simulaciones fueron realizadas con tecnología de Refinamiento de Mallado Adaptativo, capaz de detectar zonas en el mallado que, de manera imprevista, requieren refinamientos extra. Finalmente, los estudios de Diseño de Experimentos demostraron que la fuerza de propulsión no dependía de la distancia truncada del cono. No obstante, sí que se halló un valor óptimo de ángulo medio del cono de 25.13 º, mediante el cual se alcanzaba una Fuerza de Propulsión de 584.63 N.Conventional rockets use “de Laval” nozzles to expel propellant gasses to achieve thrust. Unfortunately, these nozzle designs are limited by a phenomenon denominated: “flow separation”, which does not allow to optimize these nozzles in order to maximize the efficiency with which they burn its fuel. This limitation can be corrected with a different nozzle design: The Aerospike. This proyect has exploited this characteristic through the use of Design of Experiments technology, with the objective of maximizing thrust with respect to two input variables: The truncated distance and the half-angle of the cone. This was possible due to the several Aerospike designs that were provided by the co-director: Brian C. Heberling, current investigator at NASA. To find optimized nozzle designs, it was necessary to create Aerospike design iterations with different combinations of the input variables. Said designs were individually modelled with CAD software: Solid Edge and simulated with CFD software: FloEFD. These simulations were conducted using Adaptive Mesh Refinement technology, capable of detecting regions within the mesh that unexpectedly require extra refinements. Finally, the Design of Experiments analysis demonstrated that thrust does not depend on the truncated distance of the cone, but rather on the half-angle. In fact, it was observed that a 25.13 º half-angle cone was the optimum value for maximizing thrust, achieving exactly 584.63 N of propulsion force.