openAl giorno d'oggi, la stragrande maggioranza dei razzi regolarmente commercializzati impiega convenzionali ugelli a campana, i quali si stanno avvicinando ai loro limiti di ottimizzazione. Alcuni concept di ugelli avanzati (ANC) offrono potenziali soluzioni alternative per la futura generazione di veicoli di lancio riutilizzabili (RLV). Nell'ottica migliorare le prestazioni delle manovre di recupero (Powered Descent and Landing), l'integrazione di queste tecnologie negli RLV sembra rivelarsi promettente, grazie alla loro capacità di auto-adattamento al variare dell'altitudine. In particolare, durante la fase finale della manovra -- nota come landing burn -- il veicolo affronta una fase di retro-propulsione subsonica, in cui il motore viene acceso in direzione opposta al contro-flusso ambientale. Questo studio mira a valutare e confrontare le prestazioni aerodinamiche e degli ugelli di un RLV durante quest'ultima fase. Ciò è condotto nell'ecosistema del software ANSYS Fluent, tramite simulazioni CFD di quattro distinti concept di ugello: convenzionale ugello a campana (due diversi design: un profilo Rao parabolico e un Truncated-Ideal-Contour), Aerospike, Expansion-Deflection e Dual-Bell. Ognuna di queste tipologie è sottoposta a sua volta a test in quattro scenari: static burn on- e off-design (rispettivamente motore funzionante al punto di progetto e a SLS, senza alcun controflusso), discesa aerodinamica (con motore spento ma contro-flusso attivato) e retro-propulsione subsonica (con motore e controflusso attivati). I risultati numerici vengono successivamente confrontati e convalidati con una parallela campagna sperimentale condotta sugli stessi casi in laboratorio.In the present era, the vast majority of regularly manufactured rockets employ conventional Bell Nozzles, which are approaching their limits of improvement. Advanced Nozzle Concepts (ANCs) offer potential alternative solutions for the future generation of Reusable Launch Vehicles (RLVs). Integrating these technologies into RLVs holds promise for enhancing the performance of Powered Descent and Landing (PDL) recovery maneuvers, owing to their capacity for altitude compensation. Specifically, during the final stage of PDL -- known as the landing burn maneuver -- the vehicle undergoes a subsonic retro-propulsion phase, wherein the engine is ignited against a low-speed counter-flow.
This study aims to assess and compare the aerodynamic and nozzle performance of a reusable launch vehicle during this latter phase. The evaluation is conducted using the ANSYS Fluent software environment, employing Computational Fluid Dynamics (CFD) numerical simulations of four distinct nozzle concepts: conventional bell nozzle (including two different designs: Rao parabolic and Truncated-Ideal-Contour), Aerospike, Expansion-Deflection, and Dual Bell nozzles. Each of these concepts is subjected to testing under four scenarios: on- and off-design static burns (respectively with the engine operating at the design point and at SLS, without any counter-flow), aerodynamic descent (with the engine off and counter-flow activated), and subsonic retro-propulsion (with both the engine and counter-flow activated). The numerical results are subsequently compared and validated against a parallel experimental campaign conducted on the same cases
