Ducted rocket trajectory optimization : modeling and propellant investigation

Ducted rocket motors are the combination of solid rockets and ramjets. Thanks to their relatively high specific impulse and specific thrust, they can be potentially applied for the atmospheric phase of a space-access mission and used as medium-long range tactical missile. The improved performances derive from the possibility to exploit the air as oxidizer, allowing a reduction of the oxidant content of the propellant on board. The present work deals with the analysis of fuel-rich propellant compositions and the trajectory optimization of a ducted rocket motor using the investigated formulations. In order to obtain the aim of the work, a three-fold activity was conceived. As a first step, a model which simulates the dynamics of the ramjet was implemented in Modelica and the motor applications were examined varying the initial missile parameters. Secondly, to obtain the control law which derives from the minimum time-to-climb problem, an optimization procedure was built on Matlab. It was solved with two different numerical methods and the results were further compared, in order to find the optimum solution. Finally a set of propellant compositions was produced and experimentally tested, deriving the ballistic properties for a realistic simulation. The oxidant-lean propellants were formulated with aluminum and magnesium addition: the former can enhance the performances and the latter can improve the ignitability. The hybrid nature of this study, both numerical and experimental, supports the conclusions that such kind of technoligies cannot be applied for the atmospheric phase of space access because of the low speed reached, while ducted rockets can be used for long range missile applications.

Il ducted rocket è un motore nato dalla combinazione di un razzo a propellente solido e un esoreattore di tipo ramjet. Tali motori possono essere applicati sia per una fase iniziale di accesso allo spazio che per missioni missilistiche di medio-lungo raggio, grazie al loro elevato impulso specifico ed elevata spinta specifica. Le loro prestazioni sono dovute alla possibilità di sfruttare l'aria come ossidante, permettendo una riduzione del contenuto di ossidante del propellente a bordo. Il presente lavoro si occupa dell'analisi della composizione dei propellenti ricchi di combustibile e dell'ottimizzazione di traiettoria dei motori ducted rockets, provvisti del propellente studiato. Per raggiungere l'obiettivo di questo studio, sono state pensate tre procedure di lavoro. Come primo passo, un modello, che simuli la dinamica di un ramjet, è stata implementata in Modelica e le applicazioni di questo tipo di motore sono state esaminate variando i parametri iniziali del missile. Successivamente, per ottenere la legge di controllo che deriva dal problema di minimizzazione del tempo di salita, è stata costruita con Matlab una procedura di ottimizzazione. Quest'ultima è stata risolta con due metodi numerici diversi, i cui risultati sono stati confrontati per trovare la soluzione migliore. Per concludere il lavoro, due propellenti sono stati prodotti e testati sperimentalmente in laboratorio, ottenendo così le proprietà balistiche necessarie per una simulazione più realistica. Le formulazioni del propellente povero di ossigeno sono state scelte con l'aggiunta di alluminio e magnesio: il primo può migliorare le prestazioni e il secondo l'infiammabilità del propellente. La natura ibrida di questo studio, contemporaneamente numerica e sperimentale, permette di rafforzare i risultati ottenuti, che concludono che tale tecnologia non può essere utilizzato per la fase iniziale di un lanciatore, a causa della bassa velocità finale; mentre questo tipo di motore può essere usato per applicazioni missilistiche di lungo raggio.