Balistica di combustibili metallizzati caricati con nano-alluminio e polveri micrometriche per la propulsione spaziale ibrida

In the framework of aerospace propulsion are classified as hybrid systems those rockets using oxidizer and fuel in two different phases. The purpose of this thesis is the study of the ballistic properties of HTPB (Hydroxyl Terminated Poly-Butadiene) fuels loaded with different metal powders. Three different fuel formulations have been investigated. In the first one, the polymer matrix is loaded with aluminum nano powder (Al01f, ALEX 100 nm uncoated) and graphite. The second formulation is characterized by the addition of nano aluminum, graphite and micrometric magnesium (Mg, 44 µm). The third formulation is based on HTPB loaded with magnesium hydride (MgH2, 50 µm) and magnesium-boron MgB90 (20 % MgB), both of micrometric size. The test conditions used for the characterization of the considered fuels, consist of a constant pressure in the combustion chamber of 10 bar and a volumetric flow rate of gaseous oxygen (Gox) of 70 Nlpm. The experimental analysis was performed at the Space Propulsion Laboratory (SPLab) of Politecnico di Milano. During the experimental tests, a procedure optimizing the fitting of data using an appropriate algorithm based on estimation of ignition delay was defined. Tests shew a significant regression rate increase with respect the baseline (HTPB-based fuel) used as reference. The formulation based on HTPB loaded with 10 % Al01f and 2 % graphite produced a mean regression rate increase with respect to baseline of 102 % at 100 kg/(m^2s) of oxidizer flow rate. Even though results are affected by data-scattering.

Nell'ambito della Propulsione Aerospaziale, si definiscono ibridi, quegli endoreattori che utilizzano ossidante e combustibile in due stati di aggregazione diversi. Tipicamente negli endoreattori ibridi si utilizza un combustibile solido con un ossidante liquido (gassoso). L'obiettivo di questa tesi consiste nello studio della balistica relativa a formulazioni di combustibile a base di HTPB (Polibutadiene a terminazione idrossilica), addittivate con diverse tipologie di metalli, differenti per tipo e granulometria. Nello specifico, sono state analizzate tre formulazioni di combustibile. La prima, prevede l'aggiunta alla matrice polimerica di polveri di nano-alluminio da 100 nanometri non ricoperte (Al01f, 100 nm non ricoperto) e grafite. La seconda formulazione è invece caratterizzata dall'aggiunta di nano alluminio, grafite e magnesio micrometrico (Mg, 44 µm). La terza formulazione è composta da HTPB addittivata con idruro di magnesio (MgH2, 50 µm) e magnesio-boro MgB90 (20 % Mg). Le condizioni di prova utilizzate per la caratterizzazione dei combustibili considerati, consistono in una pressione in camera di combustione costante pari a 10 bar ed una portata volumetrica di ossigeno gassoso (Gox) di 70 Nlpm. Le caratteristiche geometriche relative ai campioni sono mantenute invariate da formulazione a formulazione: il diametro esterno dei provini è pari a 18 mm mentre il diametro interno è di 4 mm. L'analisi sperimentale è stata effettuata presso il laboratorio di propulsione spaziale (SPLab) del Politecnico di Milano. Durante il corso delle prove sperimentali, è stata messa a punto una procedura di misura che consente la valutazione della balistica del combustibile a partire dalla variazione del diametro del porto centrale del campione. Mediante tale procedura, viene inoltre stimato, ad hoc, il ritardo di ignizione del combustibile stesso. Si registra così una buona congruenza e ripetibilità  dei dati nelle diverse prove, riscontrando, per le formulazioni testate, un sensibile incremento della velocità  di regressione rispetto alla baseline utilizzata come riferimento (HTPB non additivato).