Sommario
In questi anni, l’ambizione crescente delle missioni spaziale ha reso la necessità di ridurre i costi e migliorare le capacità dei sistemi propulsivi attraverso l’aumento delle prestazioni propulsive e della sicurezza l’aspetto fondamentale nella ricerca di competitività. Una serie di fattori ha portato ad un aumento dell’interesse verso alternative valide agli attuali propellenti criogenici e ipergolici. Questi fattori includono la sensibilità dei costi, dei pericoli ambientali e della protezione del personale dai rischi associata con l’uso degli attuali propellenti altamente tossici. Lo standard attuale nei sistemi bipropellenti stoccabili ad alte prestazioni è la combinazione di tetrossido di azoto (NTO) e idrazine (N2H4, MMH e UDMH); questi propellenti sono estremamente tossici, cancerogeni, ed esplosivi, presentano quindi costi eccessivi specialmente per applicazioni su satelliti di piccole e medie dimensioni. Per questi satelliti, il perossido di idrogeno (HP, H2O2) è uno dei più promettenti propellenti stoccabili “verdi” in virtù del suo costo contenuto. Il perossido di idrogeno, come monopropellente, garantisce un impulso specifico dell’ordine dei 180 secondi ma utilizzato come ossidante in un endoreattore bipropellente raggiunge impulsi specifici dello stesso ordine dei sistemi NTO-N2H4.
Al momento Alta S.p.a. sta lavorando allo sviluppo di letti catalitici per la decomposizione del perossido di idrogeno e alla loro applicazione in endoreattori monopropellenti. L’esperienza acquisita in questo settore dà la possibilità di analizzare e accertare le prestazioni propulsive di un innovativo motore bipropellente con autopressurizzazione dei propellenti (FVP) alimentato a perossido di idrogeno ed etano, nel quale il letto catalitico produce il flusso ossidante necessario alla combustione dell’etano. FVP consiste nell’uso di un unico serbatoio per entrambi i propellenti e nello sfruttare l’alta pressione di vapore dell’etano per trasferire entrambi i propellenti in camera di combustione. Questo sistema di pressurizzazione promette una significativa riduzione dei costi e della massa totale del sistema.
La presente tesi tratta lo sviluppo concettuale del sistema FVP, in particolare l’analisi della dinamica termica e di pressione del serbatoio, e un progetto preliminare di un prototipo di endoreattore da 50 N.
Il capitolo 1 è un’introduzione alle prestazioni degli endoreattori bipropellenti a perossido di idrogeno mentre, nel Capitolo 2, sono mostrate le proprietà fisiche del perossido di idrogeno e dell’etano.
Nel Capitolo 3 è illustrata l’analisi della dinamica termica e di pressione del serbatoio nell’ipotesi che il rapporto di miscelamento, durante l’estrazione di massa dal serbatoio, si mantenga costante.
Il Capitolo 4 mostra la stessa analisi del Capitolo 3 ma eliminando l’ipotesi restrittiva sul rapporto di miscelamento; mostra inoltre la dipendenza delle prestazioni ottenibili dalla scelta del sistema di regolazione della portata.
I Capitoli 5 e 6 illustrano il disegno dell’endoreattore vero e proprio e un’analisi delle sue prestazioni.
La prima Appendice descrive la metodologia utilizzata per valutare la viscosità e la conducibilità termica del miscuglio di gas presente in camera di combustione, quantità necessarie al fine di calcolare parametri di strato limite e termici.
Questo lavoro di tesi è parte di un più ampio progetto di Alta ed è stata portata avanti sotto la supervisione del Prof. Luca d’Agostino, ing. Angelo Pasini e ing. Lucio Torre.
Abstract
In recent years space missions have become more ambitious so the need for reducing the costs and increasing the capabilities of rocket systems through the enhancement of their propulsion performance, safety and reliability represents a major aspect in the development of competitive space engines. A variety of factors have resulted in an increasing interest in the exploration of alternatives to widely employed cryogenic and hypergolic propellant combinations. These factors include heightened sensitivity to cost, environmental concerns and personnel protection from the hazards associated with the use of present highly toxic propellants. The current standard in high-performing, storable bipropellants is the combination of nitrogen tetroxide (NTO) and hydrazines (N2H4, MMH and UDMH); these propellants are extremely toxic, carcinogenic and explosive so they presents disproportionately high costs especially for small and medium size satellites. In this range of satellites, hydrogen peroxide (HP, H2O2) is widely recognized to be one of the most promising non-toxic (“green”) storable propellants due to its lower total costs. Hydrogen peroxide used as monopropellant has a specific impulse of the order of 180 seconds but when used as oxidizer in a bipropellant engine it has a specific impulse of the same order as NTO- N2H4 systems.
At the moment Alta S.p.A. is working on the development and testing of advanced catalytic beds for H2O2 decomposition and their application to monopropellant rocket thrusters. The expertise acquired in this sector gave the possibility to analyse and assess the propulsive and operational performance of innovative green bipropellant thrusters with Fuel Vapour Pressurization (FVP) of hydrogen peroxide and ethane (C2H6), where the catalytic reactor provides the oxidizing stream for C2H6 combustion. Fuel vapour pressurization system consists in the use of just one tank for both propellants and it exploit the high vapour pressure of ethane to transfer both the fuel and the oxidizer into the combustion chamber. This pressurization system provides a significant reduction of the costs and of the overall system mass.
The present thesis is concerned with the conceptual analysis of the FVP system, in particular with the analysis of the tank temperature and pressure drift, and the preliminary measuring of a 50 N thruster prototype.
Chapter 1 is an introduction to the performances of hydrogen peroxide bipropellants rockets while chapter 2 describes the physical and chemical properties of hydrogen peroxide and ethane.
In chapter 3 the analysis of the pressure drift of the tank is illustrated whit the hypothesis that the oxidizer-fuel ratio remains constant during the mass extraction from the tank.
Chapter 4 illustrates the same analysis of chapter 3 but without the hypothesis about the constancy of the oxidizer-fuel ratio; it also shows the differences in the performance with the choice of the mass regulation system.
Chapter 5 e 6 cover the design of the bipropellant rocket and the performance’s analysis.
The first appendix describes the method used to evaluate the viscosity and the thermal conductivity of the mixture of gas in the combustion chamber, useful in calculating boundary layer and thermal parameters.
The thesis work is a part of an Alta’s wider project end it has been carried out under the supervision of Prof. Luca d’Agostino, eng. Angelo Pasini and eng. Lucio Torre.
