Burning tests of a vortex flow hybrid rocket engine for post-mission disposal

In the space field, the necessity of reducing the debris population requires for the development of affordable propulsion systems for end-of-life disposal of spacecraft. Thanks to their operating flexibility, low cost, reduced propellant mass, and relatively high gravimetric specific impulse, hybrid rocket engines (HRE) are presented in this work as firm candidates for this objective. In this perspective, a new configuration of HRE, the vortex flow pancake (VFP) is addressed. The VFP configuration features a compact design that facilitates its implementation in different spacecraft platforms, thanks to its combustion chamber length to diameter ratio lower than the unit. In this innovative configuration, an injection ring is placed between two fuel disks inducing a vortex field in the combustion chamber that causes the regression of both fuel surfaces. The lab-scale VFP motor, designed at Space Propulsion Laboratory (SPLab) of Politecnico di Milano, has also been tested in the presented work to complete its operating envelope. Two different test campaigns in quasi-steady conditions have been performed, employing hydroxylterminated polybutadiene (HTPB) as fuel. The first campaign used N2O as oxidizer, with mass flow rates of 5.5 and 8.2 g/s. The N2O presents attractive features for in space applications, such as simplified feed system thanks to its high vapour pressure, and high long-term storage stability. The second campaign, instead, was aimed to investigate the ballistic response of the system in gaseous O2 with mass flow rate of 8 g/s. The burning behaviour of the system was investigated considering the solid regression rate, rf, and the characteristic velocity-based efficiency, as the main observables of interest. The regression rate was monitored by in-house developed regression rate sensors enabling time-resolved measurements. The results show that in O2, 99% combustion efficiency was achieved. These results show the effectiveness of the VFP combustion chamber design in enhancing the actual performance of the HRE configuration for in-space missions.

In campo spaziale, la necessitá di ridurre la presenza di detriti richiede lo sviluppo di sistemi di propulsione economici atti allo smaltimento dei satelliti a fine vita. A tal fine, i motori ibridi a razzo (HRE) sono presentati in questo lavoro come validi candidati grazie al basso costo, al peso ridotto ed all’elevato impulso specifico. In questa prospettiva, viene considerata una nuova configurazione di HRE, il vortex flow pancake (VFP). L’ architettura VFP presenta un design compatto, che ne facilita l’implementazione in diverse tipologie di veicoli spaziali grazie al rapporto inferiore ad uno tra lunghezza e diametro della camera di combustione. In questa innovativa configurazione, un anello di iniezione è posto tra due dischi di combustibile in modo da indurre un vortice nella camera di combustione, il quale provoca la regressione di entrambe le superfici di combustibile. Il motore VFP in scala ridotta, progettato presso il Laboratorio di Propulsione Spaziale (SPLab) del Politecnico di Milano, è stato testato nel presente lavoro per completarne l’ inviluppo di condizioni operative. Sono state eseguite due diverse campagne di test in condizioni quasi-stazionarie, impiegando polibutadiene con radicali ossidrilici terminali (HTPB) come combustibile. Nella prima campagna si é utilizzato N2O come ossidante, con portate massiche di 5,5 e 8,2 g/s. L’ N2O presenta interessanti caratteristiche per le applicazioni di propusione secondaria quali sistemi di alimentazione semplificati, grazie all’elevata tensione di vapore, e un’elevata possibilitá di stoccaggio a lungo termine. La seconda campagna di test, invece, è stata finalizzata all’investigazione della risposta balistica del sistema, utilizzando O2 gassoso con portate massiche di 8 g/s. Il comportamento del sistema durante la combustione è stato studiato considerando come parametri di interesse il rateo di regressione, rf, e l’efficienza basata sulla velocità caratteristica. Il rateo di regressione è stato monitorato per mezzo di sensori appositamente realizzati, consentendo misure mediate nel tempo. I risultati ottenuti mostrano che in O2 si è raggiunta un’ efficienza di combustione pari al 99%. Questi risultati attestano come il progetto della camera di combustione del VFP sia efficace nel migliorare le prestazioni della configurazione HRE per missioni in-space.