Conceptual design and system analysis of a green and self-pressurized propulsion unit

When dealing with satellite propulsion, liquid rocket motors are the primary system choice. Existing hydrazine based solutions are capable of long storability and high performance values results: however, despite their decades long heritage, their toxicity is becoming an increasing concern in the propulsion panorama. ’Green’ monopropellant systems are recently entering the market, but their performances are not always feasible to all the mission profiles. Bi-propellant solutions achieve better performance results, but space proven systems of this type involving low toxicity are still missing. This thesis work has been developed by the authors in the context of D-Orbit company as part of an internship work in propulsion engineering. The conceptual design and system analysis of an innovative non-toxic bi-propellant propulsion unit to be implemented in ION satellite, the latest product of D-Orbit company, is performed. The analysis considers an innovative ’green’ and self-pressurized propellant couple, featuring nitrous oxide as oxidizer and propylene as fuel. Starting from the company constrains, a trade-off is performed in order to select the feasible couple for the motor: then, the tanks architecture configuration between different cases is retained. The preliminary thruster assembly geometry is determined through an iterative procedure: performances are retrieved for a first guess design; thermal concerns from the couple selection are outlined through a preliminary thermal analysis; after a parametric analysis of the performances, combustion and geometry data are tuned in order to relax the thermal issues from the couple selection. The final thruster geometry is retained and detailed. As a final point, the impacts on the propulsion subsystem in terms of system analyses are addressed.

Quando si tratta di propulsione spaziale per satelliti, la scelta principale per lo sviluppo del sistema propulsivo è legata ai sistemi a propellente liquido. Le soluzioni attuali in tal senso si rifanno a propulsori ad idrazina, la quale può rimanere stoccata per lunghi periodi di tempo mantenendo allo stesso tempo alte performance propulsive. Nonostante tali motori siano implementati da anni nel panorama della propulsione spaziale, la tossicità delle sostanze impiegate è fonte di preoccupazione crescente. Sistemi a monopropellente liquido ’green’ stanno recentemente entrando nel mercato, ma le loro prestazioni non sono sufficienti per tutte le tipologie di missioni in orbita. Le soluzioni a bi-propellenti liquidi sono in grado di ottenere prestazioni migliori, ma sistemi di questo tipo, basati su propellenti a bassa tossicità, non sono stati ancora individuati. Questo lavoro di tesi è stato svolto dagli autori all’interno dell’azienda D-Orbit, come parte di un più ampio tirocinio formativo in propulsione spaziale. In questa tesi si propone lo sviluppo preliminare e l’analisi di sistema di un innovativo gruppo propulsivo a bi-propellenti liquidi da implementare sul satellite ION, il prodotto più recente dell’azienda D-Orbit. L’analisi presenta delle novità legate alla scelta della coppia ossidante-comburente, che risulta non tossica e autopressurizzante: i propellenti scelti sono il protossido di azoto e il propilene. Il lavoro di tesi si muove a partire dall’individuazione dei vincoli principali per l’azienda, sviluppando un confronto tra possibili coppie di propellenti di interesse al fine di individuare la migliore. Successivamente, l’analisi considera differenti configurazioni per l’utilizzo della tecnologia di autopressurizzazione nei serbatoi, per concentrarsi in seguito sul design del propulsore, che viene analizzato e sviluppato mediante un processo iterativo. A partire da una geometria di riferimento, si considerano le prestazioni e le problematiche principali del sistema. Attraverso una analisi parametrica, si vanno a mitigare i problemi termici fino ad ottenere il risultato desiderato. Come argomento conclusivo si vanno ad evidenziare gli effetti del nuovo motore su tutto il gruppo propulsivo: partendo dallo schema di alimentazione tra serbatoi e propulsore, si considerano le perdite di pressione lungo le linee, l’analisi dell’incertezza sul propellente e l’analisi delle modalità di fallimento del sistema e conseguenti effetti.