Herramienta para la adquisición y el tratamiento automatizados de información meteorológica para la predicción de trayectorias de aeronaves

En este TFG se pretende estudiar y tratar la información meteorológica de diversas variables, las cuales son proporcionadas por una organización especializada en determinar las mismas en las diferentes partes del mundo y a distintos niveles (de superficie, isobáricos, isentrópicos, etc.). Para lograr este objetivo, se considera necesario estructurar el trabajo en dos apartados claramente diferenciados: la adquisición automatizada de la información meteorológica por medio de la instancia de una solicitud a través de la especificación de una serie de parámetros a la página web de la organización meteorológica, junto con su decodificación; y el tratamiento de la información recibida de forma adecuada. Con el fin de facilitar y de automatizar el tratamiento de las variables que desean obtenerse en cualquier área y a cualquier fecha y hora, se desarrollará una herramienta en MATLAB® que mostrará de forma gráfica al usuario los parámetros que desee conocer, y permitirá que este interactúe con dicha interfaz de manera activa. En la herramienta, se representarán variables tales como: vectores viento, curvas de nivel de temperatura y altitud geopotencial, etc. Asimismo, para estudiar el efecto que pueden tener estas sobre la aeronave, mediante la definición del curso que deberá seguir, se obtendrá la evolución de las variables más importantes a lo largo del camino, así como los valores representativos de las mismas durante su recorrido. De esta manera, procediéndose al análisis de dicha información, se adquirirán unos resultados que afectarán a la aeronave, y que deberán tenerse en cuenta en la predicción u optimización de trayectorias de aeronaves.The object of this project is to study and treat meteorological information of several variables provided by an organization specialized in determining such meteorological variables in different parts of the world, on different levels (surface, isentropic, isobaric, etc.). In order to achieve it, it is necessary to structure the work in two sections clearly differentiated: the automated acquisition of meteorological information by means of the instance of a request to the web page belonged to the organization through the specification of several parameters, together with its decoding; and the retrieved information’s treatment. A tool in MARLAB® will be developed for the purpose of easing and automating the variables’ treatment which are looked for at any area, in any date and hour. This application will show the user, in a graphic way, the parameters he/she would like to know or study, and will enable him/her to interact actively with its interface. In the application, variables such as wind vectors, contours temperature, contours geopotential height, etc. will be represented. Likewise, for studying the effect which they can have above the aircraft, the evolution of most important variables will be obtained by means of the definition of plane’s path, as well as the representative values along its travel. In this way, we will proceed to the analysis of the information obtained and the derived results, which will affect the aircraft in such a way that will need to be taken into account on the prediction or optimization of aircraft’s trajectories.Universidad de Sevilla. Grado en Ingeniería Aeroespacia

Development of a 1.5-D combustion chamber model of a hybrid rocket engine for a system design tool

La propulsion spatiale hybride est devenue, ces dernières années, de plus en plus attrayante en se plaçant comme l’une des alternatives aux systèmes conventionnels de propulsion chimique pour des raisons de sécurité, de coûts et de performances. Ce type de propulsion est envisagé pour des applications orbitales (positionnement ou désorbitation de satellites), des micro-lanceurs ou encore pour le tourisme spatial.La conception optimisée de cette technologie nécessite la caractérisation du comportement du moteur et la connaissance de ses performances dans différentes configurations.Les coûts élevés dus à la réalisation de campagnes d'essais ont favorisé le développement de modèles complexes (généralement stationnaires) de la chambre de combustion dans la mécanique de fluides numérique (CFD en anglais). Ces codes couplent des modèles de combustion, de turbulence et d'injection pariétale de carburant en fournissant des données détaillées sur le champ aérothermodynamique dans la chambre de combustion. Cependant, le temps de calcul associé s’avère considérable lorsque l'on envisage leur application pour des phases d’avant-projet.De l'autre côté du spectre, les modèles simples de chambre de combustion 0-D/1-D employés dans des outils-systèmes, permettent d'obtenir une solution dans un délai plus court.  Cependant, ces modèles sont basés sur des relations semi-empiriques, ce qui empêche l'application d'un modèle unique sur des configurations variées de moteurs.Les phases d’avant-projet des systèmes de propulsion nécessitent néanmoins un compromis entre la précision des résultats et le temps de calcul afin de tester efficacement un grand nombre de configurations de moteurs. L'une des solutions envisageables est l'utilisation de modèles 1.5-D.L'objectif de cette thèse est donc le développement d'un outil-système pour un moteur hybride utilisant un modèle 1.5-D de la chambre de combustion, permettant ainsi d'atteindre un compromis entre la précision et la complexité des calculs.Pour ce faire, un modèle de chambre de combustion 1.5-D instationnaire et axisymétrique (avec une formulation d'abord non-réactive de l’écoulement et réactive ensuite), et le modèle de tuyère 1-D associé, sont développés. Le taux de régression du combustible de ce modèle est basé sur la loi d'Arrhenius. De plus, le modèle d'interaction gaz-surface permet de décrire les échanges de masse et de chaleur à la surface du combustible. Ces modèles de chambre de combustion et de tuyère sont ensuite validés en utilisant à la fois la littérature et un moteur hybride de laboratoire (HYCAT).Enfin, une analyse de sensibilité a été réalisée pour compléter cette validation et quantifier l'impact des paramètres physiques intervenant dans le modèle de chambre de combustion.Parallèlement au développement de ces deux modèles, le régulateur de débit massique et le catalyseur ont été modélisés en 0-D et ont ensuite été validées.Ces quatre modèles sont finalement utilisés pour concevoir un outil-système pour un moteur hybride permettant la simulation de toute l’opération de celui-ci en quelques minutes sur un ordinateur de bureau. Cet outil est développé de manière modulaire afin de faciliter l'ajout ou le remplacement des éléments constituant un moteur hybride. Cette architecture permet la simulation d'une grande variété de configurations de moteurs : d'un composant isolé jusqu'au système de propulsion complet. De plus, une méthode itérative basée sur la convergence de la pression dans la chambre de combustion est utilisée pour résoudre l'ensemble du système d'équations entre trois parties du moteur : le sous-système d'alimentation/injection, la chambre de combustion et la tuyère. L'ensemble de l'outil-système pour moteurs hybrides est finalement validé à l'aide des essais HYCAT.In recent years, hybrid space propulsion has become increasingly attractive as an alternative to conventional chemical propulsion systems for safety, cost and performance reasons. This kind of propulsion is considered for orbital applications (satellite positioning or de-orbiting), micro-launchers or even for space tourism.The optimized design of this technology requires the characterization of the engine behavior and the knowledge of its performances in different configurations.The high costs implied in the realization of experimental test campaigns in the space domain, has boosted the development of complex (usually steady) 2-D  computational fluid dynamics (CFD) models of the combustion chamber. These codes couple combustion, turbulence and parietal fuel injection models that provide precise information on the aerothermodynamic field in the combustion chamber. Nevertheless, the large computation time thereof represents a fairly substantial hindrance for their application in the engine pre-design phases.On the other side of the spectrum, the simple 0-D/1-D combustion chamber models implemented in system design tools, allow the obtaining of a solution in a shorter period of time.  However, these models are based on semi-empirical relationships, which prevent their applicability to a general configuration of the engine.The preliminary design phases of the propulsion systems, nonetheless, require a compromise between the accuracy of the results and the computation time to efficiently test a great number of hybrid rocket engine (HRE) configurations. One of the solutions that can be considered is the use of 1.5-D models.The objective of this thesis is therefore the development of a system design tool for a HRE using a 1.5-D model for the combustion chamber, thus, allowing us to reach a compromise between the precision and complexity of the calculations.In order to do so,  an unsteady and axisymetric 1.5-D combustion chamber model  (non-reactive at first and reactive afterwards) and the associated 1-D nozzle model are developed. The fuel regression rate of this model is based on the Arrhenius law. Moreover the Gas-Surface Interacton model allows the description of the mass and heat exchanges on the fuel surface. This combustion chamber and nozzle models are then validated by using both the literature and a lab-scale HRE (HYCAT).A sensitivity analysis has been performed afterwards to complete such validation and to quantify the impact of the physical parameters intervening in the combustion chamber model.In parallel to the development of these two models,  the mass flow rate regulator and the catalyst have been modeled in 0-D and validated.These four models are ultimately used to create a HRE system design tool enabling the simulation of the complete operation of an engine in a few minutes on a desktop computer. This tool is developed in a modular way in order to facilitate the addition or replacement of the elements constituting a HRE. This architecture allows the simulation of a wide variety of engine configurations: from an isolated component up to the complete propulsion system. Moreover, an iterative method based on the pressure convergence in the combustion chamber is used to solve the whole system of equations between three parts of the engine: the feeding/injection sub-system, the combustion chamber, and the nozzle. The whole HRE system design tool is eventually validated using the HYCAT tests

Parametric Study of a 1.5-D Combustion Chamber Model on the Hybrid Rocket Engine Performances

International audienceA sensitivity analysis of a 1.5-D combustion chamber model of a hybrid rocket engine is performed in this paper. The goal is to assess the impact that some of the most important engine parameters have over its performances. Studies are carried out by considering three categories of parameters: the aerodynamic characteristics at the inlet of the chamber, the thermochemical quantities involved in the gas-surface interaction model, and the geometrical properties of the fuel block. Simulations have been made at steady-state regime for a cylindrical, lab-scale combustion chamber with a 1-D nozzle model, using mainly gaseous oxygen as oxidizer and high density polyethylene as fuel. The fundamental reference variables used for the sensitivity studies have been the regression rate, the averaged chamber pressure, the radial profiles of temperature and species mass fractions, and the thrust and specific impulse of the engine. Fuel regression rate results have shown a high dependence upon the oxidizer mass flux, the motor size, the number of ports of the fuel block, and the variables intervening directly on the energy balance at the fuel surface, such as the radiative heat flux source and the composition of the solid fuel. The retrieved influence of these parameters on engine performances has been found to be in agreement with the literature data, being in some cases of the same intensity

Development and Validation of a 1.5-D Combustion Chamber Model for a Hybrid Rocket Engine Applied to a Cylindrical HDPE Chamber

International audienceA 1.5-D model for the cylindrical combustion chamber of a hybrid rocket is developed in this article with the purpose of its integration in a design system tool allowing to estimate the rocket performances. A compromise of simplicity and accuracy is then required in the formulation of the model. Transient boundary layer equations are included through an integral approach and are coupled with the mass and energy balances performed at the fuel surface. Fuel pyrolysis is described by way of an Arrhenius law. Several studies to assess the impact of the geometry of the fuel port, the oxidizer mass flux, and the motor size on the computed fuel regression rate are accomplished. A final validation phase of this model is executed by the comparison with experimental tests realized at ONERA’s HYCAT test bench with a Hydrogen Peroxide / High-Density Polyethylene couple