Modeling of a HRM canister-launched missile using OpenModelica

A hybrid rocket is the combination between a solid propelled and a liquid propelled engine. As a consequence of this combination, the hybrid technology brings together advantages of both these technologies, reducing also possible disadvantages. As an example, the principle advantages introduced by this technology are the higher specific impulse w.r.t. the solid counterpart, the simpler rocket architecture w.r.t. the liquid engine and finally the intrinsic higher safety of this system, which reduces the costs of production, storage and usage. An example is the absence of detonation hazard. For this reason, it is characterized by a high versatility and it can be used from atmospheric to space mission. Due to a delay in the development of the hybrid technology and to the crystallization of the first practical applications in the international environment, the use of this engine category in the atmospheric military field has not been yet completely evaluated. With this scope, the thesis wants to develop and build a flexible framework to easy the conceptual study of new practical solutions, installing the hybrid purpose inside some pilot examples. This work starts from an oxidizer selection analysis in combination with HTPB fuel, which will be used later for the performance comparison of existing missiles launched from canister with the new hybrid counterpart. In order to comply with the aim of this work, a four stages activity has been planned. The first step performed was the research of existing missiles, their performances and characteristics. Secondly, a model has been created in Modelica, in which the hybrid technology laws were applied and the initial simulation variable parameters highlighted. As third step, the propellant selection has been performed using a Matlab model which elaborates combustion datas coming from CEA tabulations. Once the propellants have been selected, the final step can start. Multiple Matlab codes have been written to evaluate the initial design point and the properties needed by Modelica to correctly perform its analysis. Finally, the simulations and comparisons are performed. The numerical nature of this study, combined with multiple third-part studies, experiments and practical evaluations, supports the calculations obtained from the model and the comparison results obtained.


Un razzo a combustione ibrida è la combinazione tra un motore a propellente solido e uno a propellente liquido. Come effetto di questa combinazione, la tecnologia ibrida fornisce vantaggi caratteristici di entrambe le tipologie, riducendo inoltre possibili svantaggi. Per esempio, i principali vantaggi introdotti da questa tecnologia sono un più alto impulso specifico rispetto alla controparte solida, un’architettura più semplice del missile rispetto al motore a propellente liquido ed infine la maggior sicurezza intrinseca di questo sistema che riduce i costi di produzione, stoccaggio e uso. Un chiaro esempio è l’assenza di pericolo di esplosione. Per questa ragione, è caratterizzata da una grande versatilità e può essere utilizzata da missioni atmosferiche fino a missioni nello spazio profondo. A causa di un ritardo nello sviluppo della tecnologia ibrida e dovuto ad una cristallizzazione delle prime applicazioni pratiche nello scenario internazionale, l’utilizzo di questa categoria di motori nell’ambiente militare e atmosferico non è stato ancora completamente valutato. Con questo scopo, in questa tesi cercheremo di sviluppare e costruire un framework flessibile che renda più agile lo studio concettuale di nuove soluzioni pratiche, con l'installazione di proposte ibride in alcuni esempi pilota. Questo lavoro inizia dalla selezione dei migliori ossidanti che, combinati successivamente con HTPB come combustibile, saranno poi utilizzati nel confronto delle performance di missili militari esistenti e lanciati da canister con la nuova alternativa ibrida disegnata. Per soddisfare lo scopo di questo lavoro, l’attività è stata suddivisa in quattro parti. La prima fase corrisponde alla ricerca di missili esistenti, delle loro performance e caratteristiche. Successivamente, un modello di Modelica è stato creato in cui le leggi che regolano i motori a combustione ibrida vengono utilizzate e le variabili iniziali configurabili evidenziate. Come terza fase, la selezione del propellente è stata realizzata mediante un codice Matlab scritto appositamente per elaborare tabulazioni preparate con CEA. Una volta selezionati i possibili propellenti, l’ultima fase può avere inizio. Una serie di ulteriori codici di Matlab sono stati scritti per calcolare il punto di design iniziale e le varie informazioni necessarie al modello di Modelica per funzionare correttamente. Infine, le simulazioni e i confronti sono stati realizzati. La natura numerica di questo studio, combinato con studi, esperimenti e metodi di valutazione pratiche realizzate antecedentemente da terze parti e presenti in letteratura, supportano i calcoli e risultati ottenuti dal modello e dai confronti realizzati.