Oxidizer lean solid propellants for air augmented rocket propulsion

Space propulsion is characterized by a widespread use of solid rocket motors because of their advantages. Unfortunately, the low specific impulse along with the use of expendable stages result in a high cost per unit mass to deliver payload in orbit. There are currently efforts underway to develop reusable launch vehicles by making use of more efficient engine cycles during part of the ascent orbit by exploiting two or more separate propulsion systems that operate independently. An example is the combination of a rocket booster and a ramjet/scramjet engine, merging the space-based performance of the former with the atmospheric behavior of the latter. Higher specific impulse than solid rocket motors comes from the fact that the oxidizer is readily available in the atmosphere for much of the flight trajectory. Objective of this work is to design, produce and test different families of fuelrich propellants used for air-augmented solid rocket propulsion, also called ducted rocket propulsion. The main differences with respect to a traditional solid rocket motor are the oxidizer-deficient formulation of the solid energetic material, and the possibility to exploit the atmospheric air as additional oxidizer agent, as it usually happens for a ramjet. The addition of several energetic ingredients, and most interesting formulations, were initially analyzed through thermochemical calculations. The subsequent experimental campaign, entirely executed at the Space Propulsion Laboratory (SPLab), Department of Aerospace Science and Technology, Politecnico di Milano, focused on the characterization of some aluminum-based fuel-rich propellants. The analysis of burning rate and condensed combustion product size of Ammonium Perchlorate/Polybutadiene-based gas generators have been explored using a series of standard techniques. Particular attention has been given to understand the controlling parameters behind the mechanism of formation of residual burning structure. The target was the definition of an oxidizer-deficient formulation able to maintain self-sustained combustion, and to generate agglomerates capable of satisfying the requirements for a possible use in ducted rockets.

I vantaggi che contraddistinguono la propulsione a solido sono molteplici, e ne hanno sancito il predominio fra i sistemi per l’accesso allo spazio. Il basso impulso specifico congiuntamente all’utilizzo di componenti non riutilizzabili implicano tuttavia un alto costo per l’immissione di satelliti in orbita. Attualmente le sfide più importanti e di immediata applicazione consistono nello sviluppo di lanciatori riutilizzabili, basati su motori più efficienti e capaci di combinare differenti tecnologie propulsive. Fra questi emergono alcuni sistemi innovativi che coniugano le prestazioni dei tradizionali motori a razzo con le caratteristiche dei motori ramjet/scramjet, operanti in atmosfera. Un vantaggio immediato di tali configurazioni consiste nell’ottenimento di valori più elevati di impulso specifico rispetto alla tradizionale propulsione a solido, dovuto alla possibilità di utilizzare, per gran parte della traiettoria di volo, l’ossigeno atmosferico come ossidante. Fra le tecnologie propulsive prima citate, più promettenti per un abbattimento dei costi di lancio dei satelliti e per il mantenimento di un’elevata spinta specifica, e tecnologicamente più semplici e affidabili, è possibile includere i ducted rockets, altresì chiamati razzi potenziati ad aria. La differenza principale rispetto alla tradizionale propulsione a solido si può riscontrare nella formulazione del propellente utilizzato, caratterizzato da un eccesso di combustibile a scapito del quantitativo di ossidante. Il funzionamento di un ducted rocket è peculiare, poichè combina due differenti modalità operative. La cartuccia di propellente con formulazione deficitaria di ossidante brucia secondo le modalità tipiche della propulsione a solido, generando una miscela parzialmente incombusta. Questi ultimi vengono iniettati in una seconda camera di combustione e portati alla reazione con l’aria atmosferica introdotta dalle prese dinamiche, come avviene in un tradizionale motore ramjet. Lo scopo del presente lavoro consiste nella scelta e nella successiva caratterizzazione di una formulazione povera in ossidante ma al contempo capace di garantire una combustione auto-sostenuta e di valutarne i residui di combustione per una successiva reazione nella camera secondaria. L’impatto di differenti additivi energetici è stato valutato attraverso un’ampia e approfondita analisi termochimica, che ha consentito di definire alcuni indici di prestazione, in seguito adottati come criterio di selezione per la scelta della formulazione migliore. Le successiva attività sperimentale, svolta presso il Laboratorio di Propulsione Spaziale (SPLab) del Politecnico di Milano, Dipartimento di Scienze e Tecnologie Aerospaziali, ha coinvolto la manifattura e la caratterizzazione di propellenti a base di alluminio, in termini di velocità di combustione e dimensioni dei residui di combustione, ponendo particolare attenzione ai meccanismi che influenzano queste proprietà.