Combustion modelling of solid propellants

Abstract

[ENG] Among all energetic materials, the combustion of granulated, composite AP/HTPB and double-base solid propellants are studied in thesis. The improvement on the design and safety in industrial processes which use solid propellants are of major importance in industry of energetic materials. Unexpected detonation of granular solid propellants is a key safety issue. Moreover, ignition and subsequent combustion of granular solid propellants are also complex mechanisms of high importance in the manufacturing process of many energetic materials, not only because already mentioned safety issues, but also in due in the design of propulsion systems. Therefore, and in order to properly understand this problem, a model for the characterisation of the detonation process of granular solid propellants under shock tube conditions is developed. To be able to reach this objective, a two-phase model, which considers the conservation equations of mass, momentum and energy and constitutive relations of mass generation, gas-solid particle interaction, interface heat transfer and particle-particle stress is defined. The study performed in this thesis, improve the understanding and modelling of the deflagration-to-denotation (DDT) phenomenon in granular beds of solid propellants. Two different models have been used to calculate pressure, temperature and porosity distributions. The first model considered a modification of the particle momentum governing equation in order to prevent the porosity from reaching values below the minimum value of compaction defined for packed beds of spherical particles. The second model studied does not consider the porosity limiter in the momentum conservation equation but represents the limitation of the porosity directly in the code by preventing the porosity to reach values below a minimum. In addition, the results are obtained by employing several numerical schemes and are compared against those available in the bibliographical sources in order to assess their effectivity to predict the early stages of this transient combustion process. The results show that developed second model accurately represents the physical behaviour of the propellant combustion for all variables of interest becoming a predictive tool for the characterization of granulated solid propellants. Modelling the combustion of composite propellants and double-base propellants is a key problem that has focused the interest of several researches in many industrial fields such as chemical engineering, aerospace engineering or safety in industrial processes. Regarding safety, not only gun tubes, but also rocket motors experiment pressure build-up which could increase the chamber pressure, causing the explosion of the rocket motor being of high importance to develop models which could represent accurately the combustion process of these materials. Modelling the combustion of these propellants has been also of high interest for researchers in terms of optimising chemical composition to fulfil industrial requirements, improve propellant design, development and testing activities. The analysis of the burning rate of these materials, which means their decomposition and their subsequent combustion, is one of the main objectives of combustion modelling. Therefore, in this work, a transient multidimensional numerical model to describe the combustion of composite and double-base solid propellants is presented. The kinetics of the model is described by considering firstly, a change of phase of the solid propellant from condensed to gas and secondly, a reduced chemistry scheme which defines simplified chemical reactions to represent the combustion itself. To couple both processes, mass and species conservation, as well as temperature continuity are imposed in the burning surface in which the burning rate will represent a key factor. Moreover, an energy balance is also applied at the burning surface which represents that heat that the gas transfers to the burning surface is invested firstly, in raising the surface temperature to produce the phase change and secondly, in warming the condensed phase by conduction. The results obtained in the combustion modelling of both, composite and double-base solid propellants, are compared against experimental test and results present in the existing literature. An absolute error between 0.4 mm/s and 1 mm/s is obtained being in the order of magnitude of the experimental error. In addition, the pressure oscillations produced in a rocket motor and the depressurisation suffered in a combustion chamber, as well as at the exit of a barrel, are very interesting technological problems which have not been deeply studied in the literature. Therefore, the results obtained in the numerical modelling of transient combustion of composite and double-base solid propellants are presented in this thesis too. To perform this analysis, a pressure ramp is applied during a short interval of time at the open side of the already defined geometries. The developed tool confirms its robustness for the prediction of composite and double-base propellants combustion behaviour in multidimensional scenarios with transient environmental conditions such as rocket engines and/or base bleed units in ballistics applications. [SPA] En esta tesis se han estudiado, de entre todos los materiales energéticos, la combustión de propulsantes sólidos de tipo granulado, composite y doble-base. Tanto la mejora del diseño, como de los procesos de seguridad y las instalaciones que usan propulsantes solidos son asuntos de gran importancia en la industria de materiales energéticos. La detonación inesperada de propulsantes sólidos de tipo granular es clave en materia de seguridad. Además, la ignición y la subsecuente combustión de dicho propulsante es un mecanismo complejo también de gran importancia en los procesos de fabricación de muchos materiales energéticos, no solo por los problemas de seguridad ya mencionados, sino también por el diseño de los sistemas de propulsión. Por lo tanto, en este trabajo se ha desarrollado un modelo para caracterizar el proceso de detonación de propulsantes sólidos granulados bajo condiciones de tubo de choque. Para ser capaz de alcanzar este objetivo, se ha definido un modelo bifásico que considera las ecuaciones de conservación de masa, momento y energía, así como los términos fuente de generación de masa, interacción sólido-gas, calor interfacial y tensión intergranular. El estudio llevado a cabo en esta tesis mejora la comprensión y modelado del fenómeno de deflagración-detonación en propulsantes sólidos. Las distribuciones de presión, temperatura y porosidad se han obtenido mediante dos modelos. El primero considera la modificación de la ecuación de conservación de la cantidad de movimiento de la fase sólida a fin de evitar que la porosidad alcance un valor por debajo del mínimo permitido para partículas esféricas. Por otro lado, el segundo modelo limita la porosidad directamente en el código impidiendo que esta variable alcance valores por debajo del mínimo valor físico en lugar de considerar esta limitación modificando la ecuación de cantidad de movimiento. Además, se han empleado distintos esquemas numéricos en la resolución del modelo a fin de poder comparar los resultados obtenidos entre ellos y con los datos disponibles en la bibliografía. Esto permitirá estudiar su efectividad para predecir las primeras fases de del proceso de combustión. Los resultados obtenidos muestran que el segundo modelo desarrollado representa de forma precisa el comportamiento físico de la combustión del dicho propulsante convirtiéndose por tanto en una herramienta predictiva para la caracterización de la combustión de propulsantes sólidos de tipo granular. El modelado de la combustión de propulsantes tipo composite y doble-base es un problema clave que ha ocupado el interés de muchos investigadores en diversos ámbitos industriales como la ingeniería química, la ingeniería aeroespacial o la seguridad en procesos industriales. En cuanto a seguridad, los motores cohete pueden experimentar incrementos de presión en la cámara de combustión dando lugar a la explosión del motor cohete. Por tanto, es de gran importancia desarrollar modelos que puedan representar de forma precisa el proceso de combustión de estos materiales. El modelado de la combustión también ha sido de gran interés para investigadores con la idea de optimizar la composición química de los propulsantes para satisfacer requisitos industriales, así como para mejorar el diseño, el desarrollo y las actividades de test del propulsante. El análisis de la velocidad de quemado de estos materiales, que representa su descomposición y su subsecuente combustión, es uno de los objetivos de más interés en el modelado de la combustión. Por lo tanto, en este trabajo se ha presentado un modelo multidimensional transitorio para describir el proceso de combustión de propulsantes sólidos de tipo composite y doble base. La cinética química del modelo considera primero un cambio de fase del propulsante de fase condensada a fase gaseosa y, a continuación, un esquema químico reducido que define reacciones químicas simplificadas para modelar la combustión en sí misma. Con el fin de acoplar ambos procesos, se han impuesto en la superficie de quemado las condiciones de conservación de masa y especies, así como la continuidad de la temperatura, expresiones en las cuales la velocidad de quemado es determinante. Además, en la superficie de quemado se ha establecido un balance de energía que representa la inversión del calor que el gas transfiere a la superficie de quemado en dos procesos: el primero, en elevar la temperatura de la superficie produciendo el cambio de fase el propulsante y el segundo, en calentar la fase condensada mediante conducción. Los resultados obtenidos en la combustión de ambos propulsantes se comparan con resultados experimentales y obtenidos en la bibliografía. El error absoluto obtenido varía entre 0.4 mm/s y 1 mm/s siendo del orden de magnitud del error experimental. Además, las oscilaciones de presión que se producen en un motor cohete y la despresurización que se sufre en la cámara de combustión y a la salida del barril, son problemas de alto interés tecnológico que no han sido estudiados en profundidad en la literatura. Por tanto, los resultados obtenidos al modelar la combustión transitoria de ambos propulsantes se han presentado también en esta tesis. Para realizar este último análisis, se ha aplicado una rampa de presión durante un corto intervalo de tiempo a la salida de la cámara de combustión de las geometrías previamente utilizadas. Los resultados confirman la robustez de la herramienta desarrollada para la predicción del comportamiento de la combustión de propulsantes de tipo composite y doble-base en escenarios multidimensionales con condiciones ambientales transitorias como es el caso de motores cohete y unidades base-bleed en aplicaciones balísticas.