Liquid rocket engine ignition by hydrogen peroxide thermal decomposition : preliminary study

The trend in the space industry is to build smaller and cheaper satellites, dedicated to one single task and with few payloads on boards, as opposed to the past in which big and complex satellites were designed, with the aim to fit as many payloads as possible. This inevitably leads to a growing demand of small satellite launchers which can bring them to orbit at a small price. The research for innovative, cost-effective and flexible launch services is thriving. Moreover, an ever increasing sensibility towards the environment is boosting the research for alternative less polluting propulsion systems, mainly through the development of new "green" propellants. This thesis work is part of a bigger project to develop a new liquid bi-propellant upper stage rocket engine, which makes use of green and storable propellants. In particular, it focuses on the preliminary design of the ignition system aimed at testing the main working principles. Firstly, the best ignition technology to be used is chosen, and contributions are given to the choice of the propellant couple. The design of the ignition system is then presented. Lastly, the experiments which have been performed for the determination of the decomposition temperature of H2O2 and for the determination of the auto-ignition temperature of the H2O2-ethanol mixture are presented and results are discussed.

Il trend nell’industria spaziale è quello di costruire satelliti più piccoli ed economici, dedicati ad un piccolo numero di obiettivi e pochi payload. Questo è in contrasto con il passato, in cui si cercava di costruire dei grossi satelliti con più payload possibili. Questo nuovo trend porta inevitabilmente all’aumento della domanda per lanciatori di piccoli satelliti, ad un costo ridotto. La ricerca di soluzioni innovative e flessibili è quindi in aumento. Inoltre, una superiore sensibilità verso verso l’inquinamento ambientale porta allo sviluppo dei cosiddetti "green propellants" per ridurre l’impatto ambientale end to end. Questo lavoro di tesi è parte di un più grande progetto di realizzazione di un nuovo motore spaziale a bi-propellente liquido, parte di un upper stage dedicato al lancio di piccoli satelliti. In particolare, il lavoro si concentra nel design del sistema di accensione, focalizzato a testare i principi di funzionamento. Inizialmente, viene presentato il processo che ha portato alla scelta della tecnologia da sviluppare. Inoltre, viene anche dato un contributo verso la scelta della coppia di propellenti. Successivamente, viene presentato il design ed infine vengono presentati e discussi i risultati di test sperimentali volti alla determinazione della temperatura di decomposizione del perossido di idrogeno e della temperatura di auto-accensione della miscela H2O2-etanolo.