Fluidic line of a hybrid rocket engine with storable oxidizer : design and control

Hybrid rocket engine are typically not considered for launch systems due to the relatively low thrust offered by the combustion of conventional fuels as hydroxyl-terminated polybutadiene (HTPB). Liquefying fuels as paraffin-based formulations offer a breakthrough opportunity for hybrid propulsion. Thanks to the faster regression rates obtained by the entrailment of melted fuel droplets, larger thrust levels can be achieved with suitable engine configurations. In this scenario, the high operating flexibility of hybrid rocket engines and their relatively high specific impulse combined with intrinsic safety and reduced recurring costs offer a unique combination of advantages. This is particularly true in the emerging market of medium-to-small launch systems and, for large scale operations for high stages requiring specific impulse with limited thrust. In this study the fluidic line for the sustainer stage of a medium scale launcher is designed and discussed. The hybrid rocket engine is based on hydrogen peroxide (90 wt%) as oxidizer and paraffin wax as fuel. The preliminary design of the fluidic line is developed first, based on given requirements. Then the control logic for the stage fluidic line is developed. For the latter, a trade-off analysis yields to the selection of a closed-loop control with a proportional valve controlling the oxidizer mass flow rate to cope with the assigned combustion chamber pressure history in time. The outcome of the work is a preliminary, yet robust instrument for the analysis and the development of further stages of the project.

I motori a razzo ibridi non sono solitamente impiegati nei lanciatori, a causa dalla spinta relativamente bassa che i combustibili solidi convenzionali, come l'HTPB, riescono a fornire. Un'alternativa è rappresentata dai combustibili a base di paraffina, il cui meccanismo di combustione comprende la formazione di uno strato liquido di combustibile, da cui si dipartono goccioline. Questo comportamento migliora il trasporto di massa nello strato limite di reazione, e permette di ottenere ratei di regressione più elevati. L'impiego della paraffina, dunque, permette ad un motore a razzo ibrido di sviluppare spinte maggiori rispetto ad un ibrido convenzionale. In aggiunta, l'elevata flessibilità operativa ed impulso specifico, combinato con la sicurezza intrinseca e il costo ridotto che caratterizzano i sistemi propulsivi ibridi, costituiscono una combinazione unica di vantaggi. Questa tecnologia, dunque, si prospetta molto competitiva nel mercato, attualmente in crescita, dei lanciatori di piccola-media taglia, o per applicazioni negli stadi alti di un lanciatore più grande. La principale attività di questa tesi consiste nel progetto della linea fluidica per il terzo stadio di un lanciatore di taglia media. Il motore ibrido sotto analisi lavora con perossido d'idrogeno ad alta concentrazione (90 wt%) ed un combustibile a base di paraffina. Il design preliminare della linea è stato sviluppato in base ai requisiti specifici della missione. Successivamente, è stata sviluppata un adeguata strategia di controllo. Per quest'ultima, si è reso necessario effettuare un trade-off, che ha portato alla scelta di una valvola proporzionale controllata in anello chiuso, in modo da seguire la pressione in camera prevista durante l'operazione del motore. Il risultato è uno strumento robusto, sebben preliminare, per l'analisi e lo sviluppo dei successivi stadi del progetto.