Propulsion system design of 1 kN thrust hybrid rocket

Recently innovative space developments are implementing several safer, simpler, and more efficient rocket technologies for future space missions. Hybrid rocket propulsion is one of the most advanced propulsion systems using chemical rocket propellant. HRE technology allows raising reliability, safety, simplicity for several missions such as orbit insertation, orbit raising, re-positioning, deorbiting, orbit maintaining and it is also effective for suborbital launches. In addition, the current advanced technology on the propellant makes hybrid propulsion systems more preferable since hybrid technology could provide both solid and liquid states of these types of propellants in one single system. Consequently, this thesis is devoted to the study of the propulsion system design of a 1kN thrust hybrid rocket. The main objective of this work is to study the combustion properties of propellants and modelling the hybrid rocket propulsion system. Foremost, the activity performed concerns the study of hydrogen peroxide as oxidizer and HTPB as fuel, which has been studied using NASA CEA code. The main purpose is to find combustion temperature and maximum specific impulse values at different O/F ratios with the fixed pressure chamber values of 25bar. Analysis has been done considering all the compositions and comparison of combustion products to achieve maximum specific impulse at proper O/F ratio and fixed chamber pressure. It is observed with a value of 6 O/F and fixed 25 bar chamber pressure, maximum specific impulse is 2436.3 m/s with 3000K chamber temperature. Afterward, a hybrid rocket propulsion system that is suitable for the 1KN thrust class was designed with the fixed data and determined with the help of NASA-CEA code. As a result, this thesis is carried out that propulsion system design of 1Kn thrust hybrid rocket has been developed by using the advanced fuel technology, which is known as green fuel technology, and which is promising for future advanced space studies.

Le più recenti innovazioni in ambito spaziale sono volte ad implementare diverse tecnologie missilistiche volte a rendere le missioni spaziali più sicure, più semplici ed efficienti. La propulsione a razzo ibrida è uno dei sistemi di propulsione più avanzati, che utilizzano propellenti chimici per razzi. La tecnologia HRE consente di aumentare l'affidabilità, la sicurezza, la semplicità per diverse missioni come l'inserimento in orbita, il sollevamento dell'orbita, il riposizionamento, il deorbitare, il mantenimento dell'orbita ed è efficace anche per i lanci suborbitali. Inoltre, l'attuale tecnologia avanzata sul propellente rende i sistemi di propulsione ibridi preferibili poiché permette di gestire sia lo stato solido che quello liquido in un unico sistema. Di conseguenza, questa tesi è dedicata allo studio e alla progettazione del sistema di propulsione di un razzo ibrido a spinta da 1 kN. L'obiettivo principale di questo lavoro è studiare le proprietà di combustione dei propellenti e modellare il sistema di propulsione a razzo ibrido. In primo luogo, l'attività svolta riguarda lo studio del perossido di idrogeno come ossidante e dell'HTPB come combustibile, che è stato studiato utilizzando il codice CEA della NASA. Lo scopo principale è trovare la temperatura di combustione e i valori massimi di impulso specifico a diversi rapporti O/F con i valori della camera a pressione fissa di 25bar. L'analisi è stata effettuata considerando tutte le composizioni e il confronto dei prodotti di combustione per ottenere il massimo impulso specifico al corretto rapporto O/F e pressione della camera fissa. Si osserva con un valore di 6 O/F e pressione camera fissa di 25 bar, l'impulso specifico massimo è 2436,3 m/s con temperatura camera 3000K. Successivamente, è stato progettato un sistema di propulsione a razzo ibrido adatto alla classe di spinta 1KN con i dati fissi, e determinato con l'aiuto del codice NASA-CEA. I risultati di questa tesi evidenziano come ottenere la massima efficienza per la propulsione del razzo ibrido a spinta 1Kn utilizzando la più avanzata tecnologie di propellenti, nota come tecnologia del propellenti “verdi”, la quale si conferma promettente per futuri studi spaziali avanzati.