Gas generating pyrolants for ducted rocket application

An innovative solution for access to space is provided by the use of more efficient engine cycles during part of the ascent to orbit, featuring two or more separate propulsion systems on the vehicle that operate independently. Ducted rockets are a combination of a rocket motor and a ramjet engine, thus coupling spaced-based and atmospheric performances. The high specific impulse due to the oxidizer readily available in the atmosphere allows a reduction of the oxidizer content of the propellant, being the main difference with respect to the one adopted in solid rocket propulsion. The aim of this work is to develop different formulations of fuel-rich propellants, evenly termed gas generating pyrolants, and to test them experimentally. Two families of aluminum-based pyrolants, according to their oxidizer content, emerged. The first one is characterized by an evolution of a previous work, with the aim to assess the effect of other metal additives, while the second class exhibits a lower oxidizer and metal content. The composition have been selected after the analysis of thermochemical properties. Subsequently, an experimental campaign was carried out, regarding the combustion behavior of the pyrolants. In particular, burning rate and combustion residues have been investigated. Moreover, due to the low solid content, a specific binder has been studied for the propellants of the second family. The entire work has been executed at the Space Propulsion Laboratory (SPLab), Department of Aerospace Science Technology, Politecnico di Milano.

Una soluzione innovativa nell’ambito delle missioni spaziali durante la fase di raggiungimento dell’orbita riguarda l’uso di efficienti dipositivi dotati di due o più sistemi propulsivi indipendenti. Un tipico esempio è rappresentato dalla combinazione di un motore a razzo con un esoreattore di tipo ramjet, altrimenti noto come ducted rocket, che presenta quindi un accoppiamento di prestazioni di tipo spaziale e atmosferico. L’elevato impulso specifico dovuto alla disponibilità di ossidante già nell’atmosfera consente una riduzione del contenuto di ossidante del propellente. Quest’ultima è la principale differenza, in termini di fonte energetica, che distingue un ducted rocket da un tradizionale endoreattore a propellente solido. L’obbiettivo del lavoro è lo sviluppo di diverse formulazioni di propellente ricco in combustibile, con succesive prove sperimentali, volte a testarne la combustione. In base al contenuto di ossidante, i propellenti prodotti, a base di alluminio, sono stati suddivisi in due serie. La prima ha lo scopo di studiare gli effetti sulla combustione da parte dell’aggiunta di ulteriori additivi metallici, vista come evoluzione di una formulazione sviluppata in un precedente lavoro. La seconda classe di propellenti è caratterizzata da una riduzione del contenuto sia di ossidante che di metallo. Le composizioni e le quantità di ingredienti sono state selezionate dopo un’analisi di termochimica. In seguito è stata eseguita una campagna sperimentale volta allo studio della velocità di combustione e all’analisi dei prodotti condensati di quest’ultima. Inoltre, a causa del basso contenuto degli ingerdienti in fase solida, per i propellenti appartenenti alla seconda serie è stata perfezionata una particolare formulazione di legante. L’intero lavoro è stato svolto presso il laboratorio di propulsione spaziale (SPLab) del Dipartimento di Scienze e Tecnologie Aerospaziali del Politecnico di Milano.