Effects of oxidizer swirl on the regression rate of solid fuel formulations for hybrid propulsion

Hybrid Rocket Engines offer several advantages with respect to Solid Rocket Motors and Liquid Rocket Engines. This propulsion technology is safer, due to the separately storage of fuel and oxidizer, it enables thrust modulation and multiple ignitions and is cheaper compared to liquids thanks to the simplicity of the system. On the other hand, the low regression rate of the solid fuel grain limits the thrust that can be achieved with HREs and thus reduces the possible applications. In order to overcome the limits of this technology, several techniques have been studied over the years all around the world and also at SPLab - Space Propulsion Laboratory of Politecnico di Milano. One of them is based on the swirling injection of the oxidizer which improves the poor combustion property of hybrid engines. This work focuses on the effects of swirling oxidizer injection on solid fuel regression rate rf. An HTPB-based and a paraffin-based solid fuel are investigated with standard and swirling gaseous oxygen injection. Experimental tests were performed by a 2D radial micro burner enabling combustion under controlled operating conditions. A time-resolved data reduction technique was used for regression rate measurement. Quasi-steady ballistics was investigated under chamber pressure p=1.0 MPa and p=1.9 MPa, mass flow rates m_ox=3 g/s and m_ox=6 g/s. Under the investigated conditions, both HTPB and wax exhibited a little rf enhancement thanks to swirling injection, not dependent from chamber pressure, but only from mass flow. The anisotropic analysis revealed that the swirling oxidizer increases the anisotropy indices when p=1.0 MPa, while decreases them when p=1.9 MPa.

I propulsori ibridi offrono diversi vantaggi rispetto a quelli solidi e liquidi. Tra le caratteristiche principali vi sono l’intrinseca sicurezza data dal fatto che il combustibile e l’ossidante sono stoccati separatamente, la possibilità di modulare la spinta e di effettuare accensioni multiple. Inoltre, il minor costo di realizzazione e di manutenzione rispetto ai motori liquidi e il minor impatto ambientale rispetto a quelli solidi, rendono la propulsione ibrida un’alternativa interessante per applicazioni spaziali. D’altra parte, la bassa velocità di regressione del combustibile solido limita il valore della spinta che può essere ottenuto con i propulsori ibridi. Nel corso degli anni, in tutto il mondo sono state proposte diverse tecniche al fine di ovviare a questo problema, e così anche al SPLab - Space Propulsion Laboratory del Politecnico di Milano. Una di queste è basata sull’iniezione vorticosa dell’ossidante, che produce un miglioramento dell’altrimenti inefficiente combustione ibrida. Questa tesi si concentra sugli effetti che l’iniezione vorticosa dell’ossidante produce sulla velocità di regressione rf del combustibile solido. Sono stati utilizzati due tipi di combustibile solido, uno a base di HTPB e una paraffina, bruciati con iniezione standard e iniezione vorticosa di ossigeno gassoso. Le prove sperimentali sono state effettuate con un micro bruciatore radiale che consente di mantenere controllate le condizioni operative. Una tecnica di riduzione dei dati risolta nel tempo è stata utilizzata per lo studio della velocità di regressione. La balistica quasi-stazionaria è stata studiata in condizioni di pressione nella camera di combustione pari a p=1.0 MPa e p=1.9 MPa, e con portata massica dell’ossidante pari a m_ox=3 g/s e m_ox=6 g/s. Nelle condizioni considerate, sia l’HTPB che la paraffina hanno mostrato un leggero aumento dell’rf grazie al flusso vorticoso, indipendentemente dalla pressione in camera, ma influenzati dal flusso di massa. L’analisi anisotropica ha rivelato che il flusso vorticoso porta all’aumento degli indici di anisotropia quando p=1.0 MPa, i quali, viceversa, diminuiscono quando p=1.9 MPa.