Analisi aero-termica delle superfici di controllo di IXV e confronto con dati di volo

Introduzione

Il Centro Italiano Ricerche Aerospaziali (CIRA) ha recentemente avviato un progetto di ricerca e sviluppo con alcuni partner industriali al fine di mettere a punto una tecnologia italiana a basso costo per la realizzazione di “hot-structures” in materiale composito a matrice ceramica. Il progetto ha come obiettivo ultimo l’applicazione di tale tecnologia sulla superficie di controllo del nuovo veicolo dell’Agenzia Spaziale Europea (ESA) SPACE RIDER. Pertanto, oltre allo sviluppo del processo manifatturiero, è di fondamentale importanza poter disporre di modelli numerici robusti ed affidabili per le analisi termo-meccaniche, nei quali vengano modellati e validati sia l’anisotropia del materiale, sia i fenomeni di trasferimento del calore più rappresentativi.
In particolare, per quanto riguarda il design del sistema di protezione termica e delle hot structures è necessario disporre degli opportuni carichi aerotermodinamici oltre che di un modello termico e termo-meccanico affidabile. La possibilità di poter validare sia gli strumenti per la generazione dei carichi aerotermodinamici che i modelli termo-meccanici con dati di volo registrati durante un rientro atmosferico è un’evento estremamente raro.
A tal proposito il volo dell’Intermediate eXperimental Vehicle (IXV), rappresenta un’opportunità unica per validare e migliorare le capacità predittive dei modelli numerici; infatti, grazie al confronto con dati di volo è possibile ridurre il margine d’incertezza sui modelli, ottenendo un design ottimizzato che può consentire la riduzione della massa e dei costi di sviluppo ovvero  l’incremento delle performance del sistema.
Durante il volo concluso con successo l’11 Febbraio 2015, circa 300 sensori hanno registrato l’evoluzione dei principali parametri, mentre il veicolo spaziale seguiva la traiettoria di rientro stabilita. In particolare, in relazione ai dati aerotermodinamici acquisiti: 194 termocoppie monitorarono le temperature in vari componenti del TPS (ceramico ed ablativo) e della struttura; mentre 39 sensori Kulite® sono stati usati per misurare la pressione in corrispondenza della supeficie del veicolo.
Il presente lavoro riporta un confronto preliminare tra le temperature misurate in volo sul flap di IXV e la predizione delle stesse ottenuta mediante un’analisi termica di un modello numerico sviluppato ad hoc. Il carico aerotermico applicato al flap è stato calcolato sfruttando l’Aerothermodynamic Database Tool (ATDB) sviluppato dal CIRA nell’ambito dell’assistenza tecnica fornita all’ESA durante la fase di sviluppo di IXV.

Missione di IXV e dati di volo

La missione di IXV si è svolta con successo l’11 Febbraio 2015 raggiungendo pienamente gli obiettivi di missione e del sistema.
Il veicolo ha eseguito la missione eseguendo le manovre stabilite, compiendo un volo complessivo di circa 25000 km di cui 8000 km sono stati volati in regime ipersonico (Mach>5) con un sistema di guida automatico. Partendo da una velocità orbitale di circa 7.5km/s (Mach=27), il sistema ha concluso il suo volo con uno “splashdown” nel punto previsto nell’oceano Pacifico (fig.1).

I dati di volo sono stati registrati sia tramite telemetria, che mediante registratori di bordo [1].
In figura 2, sono state rappresentate: la traiettoria effettiva di volo, la traiettoria nominale prevista, la traiettoria di massimo flusso termico e quella di massimo carico termico utilizzate nella fase di progettazione.

La traiettoria di volo risulta molto vicina a quella nominale predetta prima del volo e dunque meno critica delle traiettorie utilizzate per la progettazione del sistema di protezione termica e delle hot structures che tengono in conto delle numerose dispersioni dei parametri di volo e dunque più conservative.
La quota in volo è stata calcolata mediante misure inerziali, mentre le condizioni asintotiche di volo sono state ottenute applicando un modello atmosferico.
I dati presi in considerazione in questa analisi preliminare, in aggiunta alla traiettoria ricostruita, sono le temperature misurate durante il volo da termocoppie poste sul flap come mostrato in figura 3. I body flaps di IXV sono stati realizzati da MT Aerospace in C/SiC con la loro tecnologia Keraman®.

 

Tool Aero-termodinamico e carichi

Il primo step nella messa a punto del processo di validazione consiste nella definizione dei carichi aero-termodinamici da utilizzare come condizione al contorno per la simulazione termica. Pertanto, il flusso termico viene fornito come funzione dello spazio e del tempo per le analisi termiche:

• Per ciascun punto geometrico della superficie del flap, la storia temporale del flusso convettivo lungo la traiettoria è governata principalmente dai seguenti parametri:
• parametri asintotici: numero di Mach, temperatura e densità; tali parametri governano la fisica dei fenomeni aerotermodinamici che avvengono durante il rientro;
• assetto del veicolo in termini di angolo di attacco e sideslip: ciò governa, la forma dell’onda d’urto, l’evoluzione dello strato limite lungo il ventre esposto al flusso e possibili asimmetrie del flusso;
• deflessione del flap lungo la traiettoria: da questo dipendono gli effetti locali del flusso sulla superficie di controllo.
• Perciò, il flusso convettivo può esser scritto come una funzione di questo tipo

con x-  variabile lungo il flap. Al fine di semplificare il problema, sono state considerate disaccoppiate la dipendenza dal tempo e la variabilità nello spazio; in questo modo è stato possibile esprimere il flusso come riportato di seguito:

Dove, f’ corrisponde all’evoluzione temporale del flusso di calore lungo la traiettoria in corrispondenza di un punto fissato del flap ed f’’ corrisponde alla distribuzione spaziale del flusso normalizzato, in uno specifico istante della traiettoria. L’espressione del flusso nella forma riportata nell’equazione (3) è giustificata dal fatto che la deflessione del flap non varia significativamente durante il rientro, nella fase in cui il riscaldamento è significativo (da 250 a 1000s). A tal proposito, la figura 4

mostra l’andamento della deflessione dei flap nel tempo (lungo la traiettoria): si evince che durante il regime di rientro ipersonico, la deflessione del flap varia tra 0 e circa 3 gradi, dunque valori relativamente bassi, tali da non indurre fenomeni di interazione tra onde d’urto e strato limite che potrebbero variare la distribuzione spaziale del flusso nel tempo.
Nell’ambito delle analisi di post flight, il CIRA ha condotto una simulazione CFD a M=17.7, AoA=45° e δe=1.55° in condizioni “fully catalytic”. A partire da tale analisi, è stato possibile ricavare la distribuzione spaziale del flusso termico applicato. Facendo l’ipotesi che tale distribuzione sia tenuta invariata durante il volo di rientro, si è potuto ricavare la funzione f’’, opportunamente normalizzata rispetto ad un punto di controllo del flap (F3), necessaria al calcolo termo-strutturale.
La figura 5 riporta gli “iso-contour” della pressione e della temperatura ottenute con la simulazione sopra citata.

 

 

Mediante l’ATDB Tool [2] è stato possibile fornire la storia temporale del flusso termico lungo la traiettoria volata sia in condizioni catalitiche che non catalitiche in regime laminare, in un punto di controllo specifico del flap e dunque la funzione f’ definita precedentemente. La figura 6 riporta l’output dell’ATDB tool per i flussi termici nel punto di controllo prescelto (F3) e nei punti corrispondenti alle posizioni delle termocoppie sul flap sinistro.

Set-up del modello termico

Al fine di tenere in conto della variabilità nel tempo dei carichi termici durante la fase di rientro, generalmente si ricorre ad un’analisi al transitorio termico, seguita poi da analisi statiche strutturali per la valutazione della risposta all’azione combinata di carichi termici e meccanici negli istanti più critici (dal punto di vista termico). La figura 7 mostra il diagramma di flusso rappresentativo del processo di modellazione e analisi.

 

Il presente lavoro si sofferma sulle analisi termiche. La mesh e le fasi di pre e post-processazione sono state realizzate in ambiente MSC Apex nella release Fossa e Patran (release 2016). I calcoli termici sono stati effettuati attraverso la soluzione non lineare avanzata di MSC Nastran (SOL 400). Il modello studiato è il flap di IXV realizzato in CMC. Le analisi termiche effettuate tengono in conto dei seguenti fenomeni di trasmissione del calore (fig. 8):

• conduzione;
• convezione (flusso di calore entrante per riscaldamento aerodinamico) sulla superficie inferiore del modello;
• irraggiamento verso l’ambiente (tutte le superfici) e tra le superfici stesse, secondo linee di vista (radiation enclosures).

Il generico problema al transiente termico non lineare (in forma matriciale), che risolve MSC Nastran, può essere espresso in questa forma:

Dove:
[B]    matrice di capacità termica;
[K]    matrice di conduzione;
[R]    matrice di irraggiamento;
{P}    vettore dei carichi termici applicati, costanti o in funzione del tempo, ma non dipendenti dalla temperatura;
{N}    vettori dei carichi termici non lineari dipendenti dalla temperatura;
{T}    vettore delle temperature nodali;
  derivata della temperatura;

{Tabs} fattore di scala per la temperature necessario per il calcolo opportuno del flusso scambiato per irraggiamento.

L’eq. 4 viene risolta utilizzando uno schema di Newton-Raphson.
Per quanto riguarda le proprietà termiche, il materiale è stato modellato come ortotropo.
Il flusso termico convettivo applicato è stato imposto tenendo conto della sua distribuzione spaziale e della variabilità temporale secondo le ipotesi introdotte in precedenza.
La temperatura iniziale del flap è stata impostata pari a 273 K, mentre la temperatura ambiente segue i valori reali provenienti dal profilo di missione seguito durante il rientro.
Il modello agli elementi finiti per le analisi termica e termo-meccanica è composto da circa 73710 nodi e 44000 elementi HEXA ed una piccola quantità di elementi WEDGES e TETRA. L’analisi termica di tale modello è stata eseguita attraverso la SOL 400 di MSC Nastran. La figura 9 mostra il modello FEM.

 

 

Risultati: correlazione numerico-sperimentale

Le temperature misurate in volo in alcuni punti del flap tramite termocoppie, sono state confrontate con le temperature predette dal modello numerico. Il modello presentato è stato utilizzato per condurre due simulazioni distinte: in una è stata assunta l’ipotesi di totale cataliticità della parete (tutte le specie atomiche, O ed N, presenti nello strato limite ricombinano sulla parete cedendo calore), nell’altra si è assunta l’ipotesi di cataliticità nulla (le specie atomiche restano tali e dunque l’energia chimica resta congelata e non viene ceduta alla superfricie del veicolo). Ciò si è tradotto in due flussi termici applicati per convezione al flap: tali carichi hanno dato luogo a mappe termiche differenti sulla struttura; attraverso il confronto dei risultati ottenuti in termini di temperatura con quelli misurati in volo, è stato possibile verificare il comportamento del materiale in termini di cataliticità. L’evoluzione temporale della mappa termica del flap è stata simulata fino all’istante 1875s, ovvero la durata della missione. Le figure 10 e 11 mostrano le mappe termiche per il modello non-catalitico ed il modello completamente catalitico all’istante 826s, nel quale si raggiunge la temperatura massima.

 

 

 

 

 

 

Si può notare che il valore massimo di temperatura è raggiunto sulla superficie inferiore del flap in corrispondenza dell’angolo a destra. Ciò è congruente con la distribuzione del flusso termico. La temperatura massima rilevata dal modello numerico è di circa 1135°C (1410 K) per il modello non catalitico e di 1345°C (1620 K) per il modello completamente catalitico.
La figura 12 mostra la temperatura all’interfaccia con l’attuatore ed in corrispondenza della cerniera di aggancio con la struttura fredda nel caso completamente catalitico.

La temperatura massima raggiunta alla cerniera d’interfaccia è al di sotto dei 600°C ottenuti con il calcolo completamente catalitico. La comparazione delle temperature calcolate con il modello numerico in ipotesi di cataliticità assente con quelle misurate in volo, mostra una forte corrispondenza (figura 13).

 

I risultati ottenuti mostrano una buona corrispondenza tra l’ipotesi di parete non-catalitica ed i dati misurati in volo. Pertanto, risulta evidente che il materiale CMC utilizzato esibisce uno scarso comportamento catalitico almeno per temperature fino a 1000°C. L’utilizzo di un modello catalitico per la progettazione del componente comporterebbe un risultato eccessivamente conservativo in termini di temperatura, con impatto non trascurabile sulla massa del componente.

Conclusioni

Attraverso i software MSC Apex, Patran e MSC Nastran è stato sviluppato ed analizzato un modello termo-strutturale del body flap di IXV. Tale modello è stato validato con i dati di volo raccolti durante la missione IXV. La metodologia sviluppata in questo lavoro sarà applicata in future attività di analisi e design per sistemi di protezione termica in CMC per sistemi di trasporto spaziali e velivoli ipersonici.
L’analisi condotta si è focalizzata sulle temperature misurate in volo da dieci termocoppie disposte sulla superfice superiore dei Body Flaps in C/SiC. I principali risultati possono essere sintetizzati come segue:
Le temperature misurate in volo risultano ben correlate con i risultati dell’analisi considerando l’ipotesi di superfici non catalitiche; ciò indica che l’ipotesi opposta di completa cataliticità è estremamente conservativa e penalizzante per il design;
La rampa iniziale della temperatura non riproduce fedelmente quella misurata, poiché i carichi aero-termici considerati non tengono conto degli effetti della rarefazione che risultano molto importanti fino a 400s, ovvero quando il veicolo si trova ad una quota di 80km. Anche questo rappresenta un’ulteriore elemento di conservatività per il design.
L’attività di analisi dei dati post-flight di IXV è ancora in corso e le attività future saranno incentrate su ulteriori approfondimenti su aspetti non considerati in questo lavoro come l’effetto della rarefazione e dei flussi convettivi sul dorso del flap. La capacità di ottenere modelli numerici sempre più affidabili consentirà di ridurre i margini di progetto e le campagne sperimentali con evidenti benefici sia in termini di costo che di performance del sistema.

Bibliografia

Rufolo, G.C., Camarri, F., Pereira C., Romani, R., Vernani, D., “ESA Intermediate Experimental Vehicle In-Flight Experimentation. Objectivies, Experiment Implementation, Qualification and Integration,” IAC-14-D2.6.3, 65th, International Astronautical Congress, Toronto, Canada, 2014.
Di Benedetto, S., Rufolo G.C., Marini M., European Space Agency Intermediate eXperimental Vehicle: Development of an Independent Aerothermodynamic Database Tool, Journal of Aerospace Engineering, February 1, 2013. DOI: 10.1177/0954410012469493.

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Articolo presentato durante la 7a European Conference for Aeronautics and Space Sciences (Eucass)
 

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