ING - Scuola di Ingegneria Industriale e dell'Informazione
18-lug-2023
2022/2023
Le tecnologie convenzionali di propulsione chimica ed elettrica nelle applicazioni aerospaziali stanno raggiungendo i loro limiti fisici, rendendo irraggiungibili ulteriori miglioramenti delle prestazioni. Di conseguenza, c'è un rinnovato interesse nell'esplorazione della propulsione nucleare termica ed elettrica come tecnologie promettenti per i futuri sistemi di propulsione. Dopo un'indagine dettagliata della letteratura sullo stato e le sfide delle applicazioni nucleari nello spazio, questa tesi presenta il progetto di un motore per reattore termico nucleare specificamente destinato al veicolo di ascesa su Marte a stadio singolo progettato. Il design del reattore proposto prevede piastre impilate, ciascuna delle quali misura 0,6 m di larghezza, 0,7 m di lunghezza e 0,2 m di spessore. Queste lastre sono costituite da sottili strati di combustibile di carburo di uranio inseriti all'interno della struttura di grafite che rappresentano il 65% della frazione di volume sopra la struttura di supporto in molibdeno e la struttura del materiale di rivestimento protettivo in zirconio della frazione rispettivamente del 5% e del 10% circondati da 0,25 m di riflettori in carbonio su entrambi lati e la parte superiore del nucleo. È stato sviluppato un modello numerico in MATLAB per dimensionare il reattore e i componenti del lanciatore e stimarne le prestazioni con 7 diversi propellenti. Sulla base dell'analisi di fattibilità, è stato stabilito che una miscela di carburante composta dal 13% di etilene e dall'87% di protossido di azoto è favorevole per la missione. I risultati della simulazione hanno rivelato che il reattore ha prodotto 206 MW di potenza, con una potenza specifica di 2.76E+05 W/Kg e una densità di potenza di 9.06E+08 W/m3. Un confronto con un MAV convenzionale a propulsione solida ha mostrato che l'NTP-MAV ha raggiunto l'obiettivo circa due volte più velocemente e ha mostrato prestazioni superiori. Tuttavia, va notato che la massa del lanciatore era circa sette volte più pesante di quella del NASA-MAV. I risultati dell'analisi di sensibilità dimostrano che aumentando il diametro del reattore di circa 0,1 m, pur mantenendo un diametro esterno fisso, i parametri di prestazione subiscono un incremento massimo di circa il 37% e un incremento minimo di circa il 14%. D'altra parte, le variazioni nella massa del carico utile non hanno un impatto significativo sulle prestazioni complessive. Infine, l'analisi dell'applicabilità esamina le norme di sicurezza, le politiche governative, i requisiti e le limitazioni associate all'utilizzo dell'energia nucleare.
Conventional chemical and electric propulsion technologies in aerospace applications are reaching their physical limits, rendering further enhancements in performance unattainable. As a result, there is a renewed interest in exploring nuclear thermal and electric propulsion as promising technologies for future propulsion systems. After a detailed literature survey about the status and challenges of nuclear applications in space, this thesis presents the design of a nuclear thermal reactor engine specifically intended for the designed single-stage-to-orbit Mars ascent vehicle. The proposed reactor design involves stacked plates, each measuring 0.6 m in width, 0.7 m in length, and 0.2 m in thickness. These plates consist of thin layers of uranium carbide fuel sandwiched within the graphite structure accounting for 65% of the volume fraction over the molybdenum support structure and zirconium protective coating material structure of fraction 5% and 10% respectively surrounded by 0.25 m carbon reflectors on both sides and the top of the core. A numerical model was developed in MATLAB to size the reactor & components of the launcher and to estimate its performance with 7 different propellants. Based on the feasibility analysis, it was determined that a fuel blend consisting of 13% ethylene and 87% nitrous oxide is favorable for the mission. Simulation results revealed that the reactor produced 206 MW of power, with a specific power of 2.76E+05 W/Kg and a power density of 9.06E+08 W/m3. A comparison to a conventional solid propulsion-powered MAV showed that the NTP-MAV achieved the target approximately twice as fast and exhibited superior performance. However, it should be noted that the launcher's mass was approximately seven times heavier than that of NASA-MAV. The results of the sensitivity analysis demonstrate that by increasing the reactor diameter by approximately 0.1 m, while maintaining a fixed outer diameter, the performance parameters experience a maximum increment of approximately 37% and a minimum increment of around 14%. On the other hand, variations in the payload mass do not have a significant impact on the overall performance. Lastly, the Applicability analysis examines the safety regulations, governmental policies, requirements, and limitations associated with the utilization of nuclear power.