Sviluppo e test di un propulsore monopropellente ad HTP per applicazioni spaziali

In recent years, there is global interest in the use of green technologies in a vast majority of industrial sectors, including aerospace applications. This renewed interest leads to an extensive work in the rocket propulsion field, carried out by many researchers, in order to find alternatives for classic propellants. High concentrated hydrogen peroxide (~90%wt) is considered promising “green” propellant, that has the potential to have reduced adverse impact and toxicity, either to the environment or to personnel with whom it may come into contact, while still having the performance to meet mission requirements. Hydrogen peroxide can be used either in monopropellant rocket motors, or as an oxidizer in bipropellant liquid and hybrid motors. The current research is focused on development and testing of a small-scale monopropellant thruster based on hydrogen peroxide. The project is focused on performance investigation of a flight-design hydrogen peroxide monopropellant thruster for space applications, based on analytical tools and fire test campaign. The goal is to improve technology readiness level (TRL) of hydrogen peroxide monopropellant thrusters and to establish tools and know-hows for future developments of thrusters of different scales. The first chapter is dedicated to introduction of hydrogen peroxide and its applications for rocket propulsion. Second chapter describes research methodology, and defines requirements for the thruster developed in this project. Chapter 3 describes thruster design considerations. The thruster is designed as Flight Model (FM), to comply with flight system requirements, such as minimum weight and size. The thruster has a low thermal mass for high efficiency and short response time. For experimental campaign an Engineering Model (EM) is designed and manufactured based on the same principles and manufacturing technology. The main differences are that EM can be assembled with multiple configurations, it can be disassembled after fire tests for examination of thruster parts and reuse. EM includes dedicated ports for pressure and temperature measurements, and its nozzle is designed with low expansion ratio for ground tests only. CFD investigation of flow field near chamber wall is conducted in order to establish a wall design that will increase thruster efficiency by prevention of by-pass flow of hydrogen peroxide. Tools for nozzle design and optimization of expansion ratio are described. Thermal model is suggested for stand-off design, and finally structural analysis is performed. Chapter 4 is dedicated to presentation and analysis of fire tests results, conducted with four different thruster configurations, differ from each other in throat diameter and propellant injection pattern. Thruster efficiency and response time are evaluated, first at designed working point of 10[N] thrust and then also for various working points. The thruster is tested for continuous operation up to 100[sec] and also short pulses for MIB evaluation. Chapter 5 addresses propulsion system design consideration, suggesting implementations for the thruster developed in this project. Challenges regarding propulsion system design based on hydrogen peroxide are discussed, such as priming issues and hydraulic shocks, pressure drop, long term storability of hydrogen peroxide and natural decomposition. The final chapter summarizes the activities and the main results achieved. In addition, directions for future work activities are suggested.

Negli ultimi anni, c'è un interesse globale nell'uso delle tecnologie verdi, comprese le applicazioni aerospaziali. Questo rinnovato interesse porta a un ampio lavoro nel campo della propulsione a razzo, svolto da molti ricercatori, al fine di trovare alternative ai propellenti classici. Il perossido di idrogeno ad alta concentrazione (~90% in peso) è considerato un promettente propellente "verde", che ha il potenziale per ridurre l'impatto negativo e la tossicità, sia per l'ambiente che per il personale con cui può entrare in contatto, pur mantenendo le prestazioni per soddisfare i requisiti della missione. Il perossido di idrogeno può essere utilizzato sia nei motori a razzo monopropellente, sia come ossidante nei motori a liquido bipropellente e ibridi. L'attuale ricerca è focalizzata sullo sviluppo e il test di un propulsore monopropellente su piccola scala basato sul perossido di idrogeno. Il progetto è incentrato sull'analisi delle prestazioni di un propulsore monopropellente a perossido di idrogeno per applicazioni spaziali, basato su strumenti analitici e una campagna di test sperimentali. L'obiettivo è migliorare il livello di prontezza tecnologica (TRL) dei propulsori monopropellenti a perossido di idrogeno e stabilire strumenti e know-how per gli sviluppi futuri di propulsori di diverse scale. Il primo capitolo è dedicato all'introduzione del perossido di idrogeno e alle sue applicazioni per la propulsione di razzi. Il secondo capitolo descrive la metodologia di ricerca e definisce i requisiti per il propulsore sviluppato in questo progetto. Il capitolo 3 descrive le considerazioni sulla progettazione del propulsore. Il propulsore è progettato come modello di volo (FM), per soddisfare i requisiti di un sistema di volo, come il peso minimo e le dimensioni. Il propulsore ha una massa termica ridotta per un'elevata efficienza e tempi di risposta brevi. Per la campagna sperimentale viene progettato e prodotto un modello di ingegneria (EM) basato sugli stessi principi e sulla tecnologia di produzione. Le differenze principali sono che EM può essere assemblato con più configurazioni, può essere smontato dopo le prove a fuoco per l'esame delle parti del propulsore e il riutilizzo. Lo EM include porte dedicate per misurazioni di pressione e temperatura e il suo ugello è progettato con un basso rapporto di espansione solo per test a terra. Viene condotta un'indagine CFD sul campo di flusso vicino alla parete della camera al fine di stabilire un design di parete che aumenterà l'efficienza del propulsore prevenendo il flusso di bypass del perossido di idrogeno. Vengono descritti gli strumenti per la progettazione degli ugelli e l'ottimizzazione del rapporto di espansione. Il modello termico è suggerito per la progettazione stand-off e, infine, l'analisi strutturale viene eseguita. Il capitolo 4 è dedicato alla presentazione e all'analisi dei risultati delle prove a fuoco, condotte con quattro diverse configurazioni del propulsore che differiscono tra loro per diametro della bocca e schema di iniezione del propellente. L'efficienza del propulsore e il tempo di risposta vengono valutati, prima al punto di lavoro progettato di 10[N] di spinta e poi anche per vari punti di lavoro. Il propulsore è testato per un funzionamento continuo fino a 100[sec] e anche impulsi brevi per la valutazione del MIB. Il capitolo 5 affronta le considerazioni sulla progettazione del sistema di propulsione, suggerendo implementazioni per il propulsore sviluppato in questo progetto. Vengono discusse le sfide relative alla progettazione del sistema di propulsione basato sul perossido di idrogeno, come problemi di riempimento e colpo d’ariete, caduta di pressione, conservabilità a lungo termine del perossido di idrogeno e decomposizione naturale. Il capitolo finale riassume le attività svolte ei principali risultati raggiunti. Vengono inoltre suggerite indicazioni per future attività lavorative.