Design of a paraffin-hydrogen peroxide hybrid rocket

This thesis concerns the sizing of a hybrid rocket engine operating with the paraffin-hydrogen peroxide (H2O2) propellant system. The paraffin chosen is a microcrystalline paraffin, commercially available, while hydrogen peroxide at a concentration of 90% was selected. For the sizing of the engine, reference is made to the Vega C Light launcher, under the assumption of replacing the third stage of the launcher, which in the original version of the launcher is a solid rocket stage, with a hybrid rocket. Once mission specifications have been set, the work develops through the sizing of the engine main components, analysing tanks, fluidic system, catalyst and oxidant injection, combustion chamber and exhaust nozzle. Based on the sizing carried out, a performance analysis is investigated. A section of the thesis is focused, in a synthetic form, to the materials and technologies used. Finally, the layout of a possible experimental bench for the testing of the designed hybrid engine is proposed. The work carried out highlights the possibility of using hybrid rockets, with paraffin-based fuels, with the triple advantage of a potential significant reduction in costs in accessing space, a reduction in polluting emissions (compared to a similar solid propellant system), a strong plant simplification leading to a greater reliability of the entire propulsion system.

La presente tesi concerne il dimensionamento di massima di un endoreattore di tipo ibrido operante con la coppia propellente paraffina-perossido di idrogeno (H2O2). La paraffina scelta è una paraffina microcristallina, reperibile commercialmente, mentre per il perossido di idrogeno si è optata una concentrazione del 90%. Per il dimensionamento del propulsore viene fatto riferimento al lanciatore Vega C Light, nell’ipotesi di sostituire il terzo stadio del lanciatore, che nella versione originale è uno stadio a propellente solido, con uno stadio di tipo ibrido. Fissate alcune specifiche di missione, il lavoro si sviluppa attraverso il dimensionamento dei principali componenti del propulsore, guardando a serbatoi, sistema fluidico, catalizzatore ed iniezione dell’ossidante, camera di combustione e ugello di scarico. Sulla base del dimensionamento effettuato viene condotta una analisi delle prestazioni. Una sezione della tesi è dedicata, seppure in forma sintetica, ai materiali e alle tecnologie impiegate. Infine viene proposta l’architettura di un possibile banco sperimentale per la sperimentazione del propulsore ibrido. Il lavoro condotto evidenzia la possibilità di ricorrere a propulsori di tipo ibrido, con combustibili a base paraffinica, con il triplice vantaggio di una potenziale significativa riduzione dei costi nell’accesso allo spazio, una riduzione delle emissioni inquinanti (rispetto ad un analogo sistema a propellente solido), una consistente semplificazione impiantistica con una associata maggiore affidabilità dell’intero sistema propulsivo.