Paraffin-based solid fuels: a low cost and green solution for the competitiveness of hybrid rocket propulsion systems

Due to their potential for high performance, inherent safety, throttling and restart capability and low development costs, hybrid rocket engines are believed to be good candidates for launcher boosters, suborbital launchers and landers and in particular for in-space propulsion applications. In order to be competitive with the other chemical rocket propulsion systems, i.e. liquid rocket engines and solid rocket motors, hybrid rocket engines should maintain high performance while preserving their features. Moreover even if the environmental impact is not directly affecting the system performance, it is of fundamental importance in light of present regulatory requirements and its effect on society, so the possibility to select low cost and non-toxic fuels makes this technology even more interesting. In order to perform a comprehensive analysis of hybrid rocket engine design trends and demonstrate their potential, a design/optimization tool for in-space, single stage hybrid rocket propulsion system is developed. Hydrogen peroxide/paraffin-based propellant combination and a lunar mission are selected as the reference case. Spacecraft gross mass (defined as the sum of the payload mass - everything except the propulsion system -, the propulsion system structural mass and the propellant mass) to payload mass ratio is minimized over key propulsion variables such as the chamber pressure, oxidizer to fuel ratio O/F, nozzle area ratio and burning time. Sensitivity analyses on geometrical constraints, fuel regression rate, O/F shift, nozzle erosion rate, were performed. Major findings show that: the fuel regression rate has the highest influence on the engine size and gross mass, but it should be underlined that the minimum cost function value is not reached for the highest considered regression rate; the nozzle erosion rate also has a high influence on the performance due to the decreasing nozzle expansion ratio during the engine burn, resulting in a lower delivered specific impulse; the O/F shift, caused by the variability of the fuel mass flow during combustion, does not have a strong effect on the system performance. Calculations were also carried out with the hydrogen peroxide/hydroxyl terminated polybutadiene (HTPB) propellant combination. For this slow burning fuel, both single port and multiport geometries were considered. The comparison points out that for this fuel, the single port configuration results in really high mass ratio based cost function and too long combustion chamber. The multiport configuration can help in terms of decreasing L/D of the engine, but the cost function still remains much higher if compared to the fast burning paraffin fuel baseline case. Inevitably, the hybrid system in a multiport design configuration does not preserve its intrinsic simplicity. The appealing design is consequently identified with a single circular port solution with a fast burning fuel as paraffin, which also preserves the low cost and non-toxicity requirements. In order to be used as fuel, a paraffin-based mixture should fulfill a number of requirements, as the ease of manufacturing, good mechanical properties while preserving high regression rates and a good thermal stability. These requirements are related to thermal, rheological, viscosimetric, ballistic and physical properties of the paraffin-based mixtures. Starting from the selection of six different paraffin waxes, both macro and micro crystalline, combined analyses were performed in their pure form and related mixtures that are likely to be used as solid fuels in hybrid rocket engines. Results obtained by ballistic experiments performed on a radial micro combustor at SPLab in Politecnico di Milano, demonstrate that the regression rates of paraffin waxes mixed with stearic acid and graphite which shows liquid droplets entrainment, are up to three times higher with respect to the baseline HTPB. Among these paraffin-based fuels, the one based on micro paraffin wax shows a lower enhancement. Experimentally it was shown that the lower is the viscosity of the paraffin-based mixture at 120 °C, by tests performed at the Space Propulsion Institute of DLR, the higher is the measured regression rate. The results are well in agreement with the current literature theoretical combustion model for liquefying fuels, for which, the less viscous is the fuel liquid layer the higher is the fuel regression rate. If on one hand the micro paraffin shows lower regression rates, on the other hand rheological tests reveal its mechanical resistance to higher external temperatures. It was even experimentally demonstrated that improvements on the softening point, up to 51 °C, are achievable by mixing a microcrystalline wax with a synthetic wax characterized by a higher nominal melting temperature even without compromising the regression rate. But uniaxial tensile tests reveal that higher maximum stresses and good elasticity are reached with the macro paraffin waxes. For example one of them, showing really high regression rates, reaches ductile rupture at a maximum tensile stress of 3 MPa. Concerns in the use of paraffin-based mixtures are also caused by the repeatability of the manufacturing process and the good homogeneity of the solid grain. To better control the grain manufacturing process, an experimental facility was set up and a repeatable procedure was implemented to measure waxes density in softening and melting intervals. To improve the fuel grain homogeneity, the substitution of graphite, commonly used as additive to give a black color for increase the mixture absorptivity, with a black dye results to be successful and negligible mean regression rate losses in the considered oxidizer mass flux range were observed. To sum up, all collected data establish a unique and useful database for the identification and measurement of the fundamental properties for liquefying fuels applicability in hybrid rocket engines. Thanks to this database, useful advices were identified: generally the micro paraffin based mixtures should be preferred for applications with large storage and operations temperature intervals, macro paraffin based mixtures should be preferred when really high regression rates are demanded and external loads are severe. For the studied application, one macro and one microcrystalline paraffin waxes were identified to be good candidates. Finally, the proposed hybrid rocket design solution was compared in terms of gross mass with other existing chemical rockets for in-space applications having the same total impulse. Another comparison was performed in terms of ideal thermochemistry with different fuel/oxidizer couples. The obtained results and the preservation of all the features that are making these systems more and more studied and tested among the scientific community underline and support their real competitiveness.

La propulsione ibrida, grazie alle potenziali prestazioni elevate, sicurezza intrinseca, capacità di modulazione della spinta, possibilità di spegnimento e riaccensione e bassi costi di sviluppo, è oggi una valida alternativa rispetto agli altri propulsori chimici (propulsori a propellente solido e liquido). Per preservare la loro competitività rispetto a questi ultimi, i propulsori a propellente ibrido devono necessariamente mantenere elevate prestazioni preservando le elencate peculiarità. Inoltre la possibilità di selezionare combustibili economici e atossici rende questa tipologia di propulsori ancor più allettante essendo l’impatto ambientale di fondamentale importanza, alla luce degli attuali requisiti regolatori e degli effetti sulla società. Il presente lavoro di tesi si concentra dapprima sullo sviluppo di uno strumento di progettazione e ottimizzazione di sistemi ibridi a singolo stadio per applicazioni orbitali e successivamente, dopo aver dimostrato che per preservare l’elevata competitività di questi sistemi propulsivi la soluzione a singolo porto centrale con combustibile a base paraffinica è preferibile, sui risultati ottenuti da prove sperimentali su miscele paraffiniche,. Il caso di progettazione e ottimizzazione di riferimento si basa sulla combinazione di propellente perossido di idrogeno/paraffina e considera un trasferimento orbitale da orbita LEO a impatto su suolo lunare. La funzione di costo minimizzata è riferita al rapporto tra la massa complessiva (definita come la somma del carico utile - tutto al di fuori del sistema propulsivo -, la massa strutturale e del propellente) e la massa del carico utile. Le variabili di ottimizzazione considerate sono la pressione in camera di combustione, il rapporto ossidante/combustibile, il rapporto tra l'area della sezione di uscita dell'ugello e l'area critica e la durata della combustione. Sono state eseguite analisi di sensibilità ai vincoli geometrici, alla velocità di regressione del combustibile, alla variazione del rapporto ossidante/combustibile e all’erosione in gola dell’ugello. La velocità di regressione del combustibile è il parametro con maggiore influenza sulle dimensioni complessive del sistema propulsivo e sulla sua massa totale; a tale riguardo si deve sottolineare che la funzione di costo non viene minimizzata per la maggiore velocità di regressione considerata. A seguire, l’erosione in gola dell’ugello ha un’importante influenza sulle prestazioni, dovuta alla riduzione del rapporto di espansione durante la combustione, che si traduce in un abbassamento dell’impulso specifico. Di particolare interesse è la dimostrazione della bassa influenza della variazione del rapporto ossidante/combustibile durante la combustione sulle prestazioni di sistema, causata dalla variazione nel tempo del flusso di combustibile. Essendo oggi l’HTPB il combustibile di riferimento per la comparazione con i combustibili per motori ibridi in fase di sviluppo, un’analisi di confronto è stata effettuata considerando la combinazione perossido di idrogeno/HTPB, nelle configurazioni a singola perforazione centrale cilindrica del grano solido e multi-porto (in configurazione a 7 fori triangolari ed uno centrale inerte). Nella prima configurazione i risultati mostrano che il rapporto L/D, lunghezza del grano sul suo diametro esterno, aumenta notevolmente, passando da un valore di 0.94 del caso combustibile paraffina a un valore di 5.64. Il rapporto complessivo L/D del motore aumenta anch’esso in modo considerevole, da 1.66 a 3.65. Tale soluzione non è quindi efficiente sia per l’ingombro complessivo sia per la massa totale del sistema, poiché il rapporto tra la massa complessiva e il carico utile passa da un valore di 5.68 a 8.59. Tale risultato è migliorabile passando a una configurazione multi-porto (la lunghezza totale del motore espressa tramite il rapporto complessivo L/D del motore e la funzione di costo si riducono entrambi notevolmente, raggiungendo rispettivamente un valore di 1.55 e 7.98), ma inevitabilmente tale configurazione non preserva l’intrinseca semplicità del motore ibrido. In conclusione, per preservare l’elevata competitività di questi sistemi propulsivi e dati i risultati dell’ottimizzazione, la soluzione a singolo porto centrale con combustibile a base paraffinica è preferibile. Inoltre questa soluzione rispetta la non tossicità e i bassi costi oggi richiesti da un combustibile per motori chimici a razzo. La reale fattibilità di utilizzo di miscele a base paraffinica come combustibili in propulsori ibridi, è vincolata dal soddisfacimento di un determinato numero di requisiti, quali facilità di manifattura, buone proprietà meccaniche preservando elevate velocità di regressione, buona stabilità termica. Tali requisiti sono relazionati alle proprietà termiche, reologiche, viscosimetriche, balistiche e fisiche delle paraffine e delle loro miscele. Sono state così selezionate sei differenti paraffine ora in commercio, macro e micro cristalline, e sono state eseguite analisi congiunte su paraffine pure e additivate. I risultati ottenuti da prove di combustione eseguite all’SPLab del Politecnico di Milano con un micro combustore radiale, dimostrano che le velocità di regressione delle miscele a base di macro paraffina o micro paraffina, acido stearico e grafite testate che liquefano in superficie, arrivano ad essere tre volte maggiori rispetto a quelle di HTPB di riferimento. Tra queste la miscela a base micro paraffinica presenta l’incremento minore. Sperimentalmente è stato inoltre riscontrato che inferiore è la viscosità delle paraffine a 120 °C da test effettuati allo Space Propusion Insititute del DLR in Germania, maggiori sono le velocità di regressione associate. Tale risultato è in linea con il modello teorico oggi utilizzato per i combustibili che liquefano in superficie per cui inferiore è la viscosità dello strato liquido che si forma sulla superficie del combustibile durante la combustione, maggiore è la velocità di regressione. Se da un lato dunque la miscela a base micro paraffinica presenta velocità di regressione inferiori, da un altro i test reologici effettuati dimostrano che essa conserva costante modulo elastico fino a temperature più elevate. E’ stato dimostrato sperimentalmente che ulteriori miglioramenti della temperatura di rammollimento, che raggiunge i 51 °C, sono realizzabili mediante l’aggiunta di una percentuale di paraffina sintetica ad elevata temperatura di fusione, e senza compromettere le elevate velocità di regressione. Test di trazione uniassiale rivelano però che le miscele micro paraffiniche considerate presentano ridotta elasticità e giungono a rottura nella zona elastica del diagramma sforzo-deformazione. Diversamente, una delle macro paraffine a elevata velocità di regressione giunge a rottura nella zona plastica del diagramma, ad avvenuta strizione dopo aver raggiunto una tensione massima di 3 MPa. Altre problematiche preoccupanti nell’utilizzo di miscele paraffiniche sono associate alla ripetibilità del processo di manifattura e alla realizzazione di grani omogenei. Per migliorare il controllo del processo di manifattura, è stato individuato e implementato un sistema di misura di densità negli intervalli di fase con annessa procedura ripetibile. Per migliorare l’omogeneità del grano, è stato dimostrato sperimentalmente che la grafite, comunemente utilizzata come additivo per attribuire alla miscela un colore nero che ne aumenta l’assorbività, può essere sostituita con un pigmento liquido che migliora l’omogeneità del grano solido finale senza influenzare l’elevata velocità di regressione. Tutti questi dati rappresentano un database unico e direttamente utilizzabile per l’identificazione e misurazione delle proprietà fondamentali per la reale applicabilità della paraffina e di miscele paraffiniche come combustibili per propulsori ibridi. Grazie a questo database sono state identificate delle linee guida per la scelta del combustibile paraffinico: le miscele a base micro paraffinica sono da preferirsi per applicazioni con ampi intervalli di temperatura operativa e di immagazzinamento, mentre le miscele a base macro paraffinica nei casi richiedenti elevate velocità di regressione e con severi carichi esterni. Per l’applicazione studiata, una miscela a base di macro paraffina e una micro paraffinica sono state identificate come possibili combustibili. Infine, i propulsori a propellente ibrido aventi il design proposto sono stati confrontati in termini di massa totale con altri propulsori chimici esistenti per applicazioni spaziali aventi lo stesso impulso totale. Un ulteriore confronto è stato effettuato in termini di termochimica ideale con altri propellenti. I risultati ottenuti e il rispetto delle peculiarità che stanno rendendo questi sistemi sempre più studiati e testati all’interno della comunità scientifica sottolineano e supportano loro reale competitività.