[論文レビュー] Performance Analysis of Novel Propellant Oxidizers using Molecular Modelling and Nozzle Flow Simulations

Pujan Biswas, Sudarshan Kumar+1 more|arXiv (Cornell University)|Jan 31, 2022

Rocket and propulsion systems research被引用数 1

ひとこと要約

本研究では、固体ロケットモーターにおけるクロール酸アンモニウム（AP）の代替として、37種の新しい炭素を含むヘテロサイクル酸化剤を提案する。ヘスの生成熱の計算にはDFT（B3LYP/6-311++G(d,p)）を、理想比推力の計算にはNASA CEAを用い、実際の損失をモデル化するため、k-epsilon乱流およびRDTを含むOpenFOAMベースの超音速ノズル流れシミュレーションを実施。その結果、実際の真空比推力は理想値の88–91%にとどまり、APよりも最大24秒の性能向上が得られた。

ABSTRACT

Search for alternate fuels for improvement in rocket engine performance is a topic of ever-growing interest and discussion in the research community. The primary target of this paper is to present novel compounds in view of their possible use as oxidizers in propulsion applications using molecular modeling calculations and supersonic flow simulations. Carbon-based heterocyclic compounds tend to have strained molecular structures leading to high heats of formation and energetic behavior. In the present work, molecular modeling calculations for molecules of 37 such potential propellant oxidizers are presented. Density functional theory (B3LYP) was employed for the geometry optimization of the proposed molecular structures using the 6-311++G(d,p) basis set. Heats of formation of the compounds were calculated using the molecular modeling results. Appropriate propellant compositions were considered with the proposed compounds as oxidizer components and Ideal specific impulse (Ivac,ideal*) was calculated for each composition assuming isentropic flow, computed using the NASA CEA software package. To predict the actual delivered specific impulse (Ivac,act*), supersonic nozzle flow simulations of equilibrium product gases of each propellant composition have been carried out using OpenFOAM. The standard k-epsilon turbulence model for compressible flows including rapid distortion theory (RDT) based compression term, has been employed. As the problem is inherently transient in nature, local time stepping (LTS) methodology has been further implemented to reach a steady-state solution. These simulations accounted for divergence losses, turbulence losses and boundary layer losses and gave a more realistic estimation of the specific impulse. It was observed that the Ivac,act* for all propellant compositions lie between 88% to 91% of the corresponding ideal value. The newly proposed oxidizers showed considerable improvement in propulsion performance as compared to ammonium perchlorate which is currently the most widely used oxidizer in solid rocket motors. The maximum improvement observed in Isp was 24 s.

研究の動機と目的

• 固体ロケット推進剤用の高効率酸化剤として、新規の炭素含有ヘテロサイクル化合物を同定・評価すること。
• ロケットノズル内の非理想流れ損失をモデル化することで、理想化された性能予測の限界を克服すること。
• CFDシミュレーションを用いて、実際の供給比推力を推定するためのオープンソースでアクセス可能な手法を開発すること。
• 提案された酸化剤の性能を、現在の固体ロケットモーターの基準であるクロール酸アンモニウム（AP）と比較すること。
• 理想Ispから実世界の性能推定値に変換するための一般的な補正係数（中央値89.28%）を確立すること。

提案手法

• DFT（B3LYP）を用いた幾何的最適化とヘスの生成熱の計算を、6-311++G(d,p)基底関数を用いて実施。
• 等エントロピー的・損失なしの仮定の下、NASA CEAソフトウェアを用いて理想比推力（Isp,vac*）を計算。
• 圧縮性k-epsilon乱流モデルに加え、圧縮を考慮した急速歪み理論（RDT）を組み込んだOpenFOAMを用いて、超音速ノズル流れシミュレーションを実施。
• 一時的シミュレーションにおける定常状態解を得るために、局所時間ステッピング（LTS）を適用。
• ノズル流れにおける発散損失、境界層損失、乱流損失を考慮し、実際の供給比推力（Isp,act*）を推定。
• グリッド収束性および独立性のチェックを実施し、シミュレーションの正確性を検証。

実験結果

リサーチクエスチョン

• RQ1 非理想流れ損失を考慮した場合、新規酸化剤を用いた推進剤の実際の真空比推力はどの程度か？
• RQ2 乱流、境界層、発散損失は、理想化された予測と比較して固体ロケット推進剤の性能にどのように影響を与えるか？
• RQ3 OpenFOAMのようなオープンソースCFDフレームワークは、新しい推進剤配合の実世界比推力を正確に予測できるか？
• RQ4 多様な酸化剤配合において、実際の比推力と理想比推力の中央値比はどの程度か？
• RQ5 理想Isp値から新しいエネルギー化合物の現実的性能推定値に変換するための普遍的な補正係数を導出可能か？

主な発見

• 37種すべての推進剤配合における実際の供給比推力（Isp,act*）は、NASA CEAで計算された理想値の88%～91%の間であった。
• 理想性能に対する実性能の中央効率は89.28%であり、類似化合物に対して一貫した補正係数が適用可能であることを示唆している。
• クロール酸アンモニウム（AP）よりも最大24秒の比推力向上が、S2-F配合で観察された。
• アルミニウム添加物を含まない推進剤、例えばS1-2は、高い性能を達成するとともに、毒性排出を低減した。
• S9-4配合が最も高い効率（90.19%）を示し、実際の比推力は231.80 sであった。
• 本研究では、乱流、境界層、発散損失が性能を顕著に低下させることを確認しており、詳細なCFDシミュレーションの導入が正当化されることを示している。