Hybrid rocket for in-space propulsion

Hybrid rocket engine is considered to be one of the most promising propulsion technology. International effort towards the development of hybrid rocket propulsion units however, is mainly concentrated on the high-thrust launchers stages. In this respect, interesting features such as safety, operating flexibility are valuable properties. However the technology is very often associated also with the application for in-space propulsion but much less work has been performed in this direction. The identified potential in utilization of hybrid rocket lies in: safety of operation, throttleability, storability and re-ignition capability. Despite its advantages the full exploitation of hybrid rocket technology is still limited by low fuel regression rate and poor combustion efficiency. Those problems are well identified and are under extensive investigation in many science institutes. This work treats in detail the application of hybrid rocket technology for in-space propulsion. The special attention is given to the vortex hybrid engines in pancake configuration which have a very limited literature covering and so far no theoretical work had been done to understand its impact on the system performance and the behaviour of the flow inside the combustion chamber. To fully address the problem a multi-step approach was proposed. First of all, the systematic model for a conventional hybrid rocket engine was designed and evaluated. Multi-parameter optimization technique applied to specific deorbiting mission gave the overall view on the problem of hybrid rocket application for in-space propulsion. Furthermore, the same tool has been modified to evaluate the performance of alternative geometry engine. Those results show a significant improvement in engine performance due to the more convenient geometry configuration. The quantitative studies based on those two models gave the information regarding a possible solution for active deorbiting missions. This approach was extended by statistical uncertainty analysis performed for both standard and alternative configuration model. Since the Taylor-series approximation cannot be applied, Monte-Carlo method was used for both cases. The sensitive and multi-dimensional studies showed which input parameter plays the crucial role in the confidence estimation of the output parameter. The simulation showed that the parameters connected with the fuel liberation formulation play the most important role, showing the importance of the selection of right measurement methods for their evaluation. The full estimation of hybrid rocket engine performance suffers from the lack of well-established fuel release formulation; this one is driven by fluid dynamic in the combustion chamber and heat exchange in the boundary layer. Therefore, a justified approach to its evaluation is by CFD modelling. For this reason 2 dimensional and 3 dimensional numerical models were developed and are the part of this work. The 2 dimensional benchmark case refers to the similar work done in the past but uses large eddy simulation turbulence model, the multi-step chemical kinetics and ordinate difference method for radiation computation. The model was verified by the comparison with published results. Furthermore, it was extended for a 3 dimensional simulation to meet criteria of the vortex engine in pancake configuration. The model was based on the literature data and evaluates several geometry modification. The parametric investigation shows the most favourable configuration and estimate main fuel release zones giving indication for the design of the future hybrid pancake engines. The work highlights how beneficial the hybrid rocket engine can be for in-space application. The vortex engine in pancake configuration plays a special role giving a benefit of a more compact design which directly influences the system performance. Another outcome of this work is the first theoretical model of the flow pattern in the hybrid rocket pancake design. This goal was achieved by the advanced computational simulation based on Finite Volume Method which proved to be useful to analyse reactive flows.

La tecnologia dei motori ibridi è considerata tra le più promettenti nel settore della propulsione spaziale. L’attuale attività di ricerca è concentrata soprattutto sui lanciatori per i quali sono richiesti elevati valori di spinta, sfruttando interessanti proprietà quali la sicurezza e la flessibilità operativa. Altre applicazioni riguardano le missioni in-space, ma meno lavoro è stato fatto in questa direzione. Anche per tali applicazioni il potenziale della tecnologia ibrida si avvale della sicurezza, flessibilità operativa, storabilità dei propellenti e possibilità di re-ignizione. Nonostante questi significativi vantaggi rispetto ai sistemi di propulsione solida, lo sfruttamento della tecnologia ibrida è ancora limitato dal basso valore della velocità di regressione del grano di combustibile solido e dalla scarsa efficienza di combustione. Questi problemi, da tempo ben identificati, sono oggetto di approfondite indagini da parte di molti istituti scientifici nello scenario internazionale. Questa tesi tratta in dettaglio l'applicazione della tecnologia dei sistemi di propulsione spaziale di tipo ibrido per sistemi di propulsione nello spazio. In particolare l’attenzione è rivolta a motori a vortice in configurazione pancake il cui studio non risulta particolarmente sviluppato in letteratura. Inoltre non esistono nello specifico lavori teorici che spiegano l’influenza del flusso in camera di combustione e lo sviluppo del motore. Per affrontare il problema è stato proposto un approccio multi-step. Preliminarmente è stato proposto un modello per un motore ibrido convenzionale. La tecnica di ottimizzazione alla specifica missione di de-orbiting ha dato l’opportunità di capire le prestazioni del sistema di propulsione; Io stesso strumento è stato poi modificato per valutare la prestazione di un motore caratterizzato da una geometria alternativa. I risultati evidenziano un significativo miglioramento delle prestazioni del motore dovuti alla diversa geometria. Gli studi quantitativi basati su questi due modelli hanno fornito informazioni riguardanti una possibile soluzione per sistemi di de-orbiting. Una analisi dell'incertezza statistica è stata effettuata sia per il modello di configurazione convenzionale che per quello con configurazione alternativa, impiegando un metodo Monte Carlo, usato per entrambi i casi, non potendosi applicare metodi basati sullo sviluppo in serie di Taylor. La simulazione ha mostrato che i parametri connessi con la formulazione, in particolare lo sviluppo di calore nei processi di combustione, svolgono il ruolo più importante, evidenziando anche l'importanza della scelta dei metodi di misura impiegati per la loro valutazione. La valutazione completa dello sviluppo del motore ibrido soffre della mancanza di precise leggi per il rilascio di calore da parte del combustibile impiegato; questo richiede accurati calcoli fluidodinamici nella camera di combustione e di scambio termico nello strato di confine. Pertanto si impone un approccio di modellazione CFD. Nello sviluppo della tesi sono stati pertanto sviluppati modelli numerici 2D e 3D. Il caso di modello 2D si riferisce a lavori simili fatti in passato ma ricorrendo ad un più sofisticato modello di turbolenza LES, ad un meccanismo multi-step di cinetica chimica e ad un modello avanzato per trattare i flussi radianti. Il modello è stato verificato dal confronto con i risultati pubblicati in letteratura. Inoltre, è stata sviluppata l’estensione ad una simulazione 3D per una maggiore aderenza alla situazione fisica che si realizza nel motore a vortice in configurazione pancake. Il modello si è basato su dati della letteratura e valuta diverse modifiche della geometria. Lo studio parametrico condotto ha portato ad individuare la configurazione più favorevole e a stimare le zone principali di rilascio del combustibile in tale specifica configurazione geometrica, offrendo indicazioni per la progettazione dei futuri motori ibridi pancake. Il lavoro mette in evidenza come il motore ibrido possa essere particolarmente utile per applicazioni di propulsione in-space. Il motore a vortice in configurazione pancake porta al vantaggio di una maggiore compattezza che influenza direttamente le prestazioni del sistema. Un altro risultato di questo studio consiste nel modello teorico del flusso nella progettazione di un motore ibrido pancake. L’obiettivo è stato raggiunto dalla simulazione computazionale avanzata basata sul Finite Volume Method che si è rivelato utile per analizzare i flussi reattivi.