Vortex Flow Pancake for in-space propulsion : application to a 12U CubeSat

The development of miniaturised spacecrafts makes possible to perform most of the function of a traditional satellite with a greater simplicity both in terms of construction and costs. The cost-effectiveness of a CubeSat lies in launching in orbit an infinitely lighter device, characterised by its own propulsion system and able to perform orbit changes and attitude control autonomously. The mass and size limits require a tailor-made design where internal volumes are optimized. The conformation is adaptable to different propulsion system typology. In this document a Hybrid Rocket Engine (HRE) is analysed and designed with hydrogen peroxide at 90wt% as oxidizer and paraffin-based fuel. The special feature of the design regards the Vortex Flow Pancake (VFP) combustion chamber. It is an atypical solution compared to the classic one adopted in HREs, which is characterised by an elongated cylindrical shape with solid grain on the sides. Indeed, VFP owns a shorter external shape and an internal grain arranged in two solid disks located at the cylinder ends. This arrangement favours the formation of internal vortexes that makes the combustion process faster and more efficient. Moreover, the length-to-diameter ratio lower than the unity is advantageous for a system like a CubeSat, since it requires reduced and optimised space. The thesis proves the VFP to be a very attractive solution. It matches with a 12-units CubeSat since it appears compact and minimises the space used. The HRE configuration tanks are sized according to a toroidal shape. This conformation grants the exploitation of the space at the combustion chamber side, thus reducing the space intended for the propulsion system only to 4 units. The complete system is then characterized by catalytic beds, pipeline system, valves and nozzle.

Lo sviluppo di satelliti miniaturizzati consente l’esecuzione della gran parte delle funzioni svolte da un normale satellite ma con una maggior semplicità sia in termini di realizzazione che soprattutto di costi. L’economicità del CubeSat risiede, difatti, nel dover portare in orbita un dispositivo infinitamente più leggero, rispetto ad un satellite tradizionale, e che possiede un proprio sistema propulsivo, e quindi in grado di eseguire cambi di orbita e controllo di assetto autonomamente. I suoi limiti di massa e dimensioni impongono un progetto su misura, in cui devono essere ottimizzati i volumi interni. La conformazione si presta a diversi sistemi propulsivi. Nel presente elaborato, viene analizzato e progettato un sistema ibrido (HRE) in cui il perossido di idrogeno, in concentrazione 90wt%, funge da ossidante, mentre la paraffina, da combustibile. La peculiarità del progetto risiede nella camera di combustione, progettata con configurazione Vortex Flow Pancake (VFP). Si tratta di una soluzione atipica rispetto alla classica utilizzata nei sistemi ibridi che è caratterizzata da una forma cilindrica molto allungata con il grano solido posto ai lati. Infatti, si presenta come un largo cilindro con una lunghezza molto ridotta e con grano interno disposto su due dischi collocati ai due estremi del cilindro. Tale disposizione sfrutta la generazione di vortici interni che rendono il processo di combustione più veloce ed efficiente. Inoltre, il rapporto lunghezza-diametro inferiore all’ unità risulta essere vantaggioso per un sistema come il CubeSat che necessita di spazi ridotti e ottimizzati. La tesi dimostra come il VFP sia una soluzione interessante. La sua conformazione si lega al CubeSat da 12U in quanto appare compatto e minimizza l’ ingombro. I serbatoi associati al sistema ibrido sono dimensionati secondo una geometria toroidale. Tale conformazione garantisce lo sfruttamento dello spazio ai lati della camera di combustione, riducendo lo spazio destinato al sistema di propulsione a sole 4U. Il sistema completo si compone, infine, di letti catalitici, linea di alimentazione, valvole ed ugello.