Mission analysis of a Mars ascent vehicle based on nuclear thermal propulsion

Conventional chemical and electric propulsion technologies in aerospace applications are reaching their physical limits, rendering further enhancements in performance unattainable. As a result, there is a renewed interest in exploring nuclear thermal and electric propulsion as promising technologies for future propulsion systems. After a detailed literature survey about the status and challenges of nuclear applications in space, this thesis presents the design of a nuclear thermal reactor engine specifically intended for the designed single-stage-to-orbit Mars ascent vehicle. The proposed reactor design involves stacked plates, each measuring 0.6 m in width, 0.7 m in length, and 0.2 m in thickness. These plates consist of thin layers of uranium carbide fuel sandwiched within the graphite structure accounting for 65% of the volume fraction over the molybdenum support structure and zirconium protective coating material structure of fraction 5% and 10% respectively surrounded by 0.25 m carbon reflectors on both sides and the top of the core. A numerical model was developed in MATLAB to size the reactor & components of the launcher and to estimate its performance with 7 different propellants. Based on the feasibility analysis, it was determined that a fuel blend consisting of 13% ethylene and 87% nitrous oxide is favorable for the mission. Simulation results revealed that the reactor produced 206 MW of power, with a specific power of 2.76E+05 W/Kg and a power density of 9.06E+08 W/m3. A comparison to a conventional solid propulsion-powered MAV showed that the NTP-MAV achieved the target approximately twice as fast and exhibited superior performance. However, it should be noted that the launcher's mass was approximately seven times heavier than that of NASA-MAV. The results of the sensitivity analysis demonstrate that by increasing the reactor diameter by approximately 0.1 m, while maintaining a fixed outer diameter, the performance parameters experience a maximum increment of approximately 37% and a minimum increment of around 14%. On the other hand, variations in the payload mass do not have a significant impact on the overall performance. Lastly, the Applicability analysis examines the safety regulations, governmental policies, requirements, and limitations associated with the utilization of nuclear power.

Le tecnologie convenzionali di propulsione chimica ed elettrica nelle applicazioni aerospaziali stanno raggiungendo i loro limiti fisici, rendendo irraggiungibili ulteriori miglioramenti delle prestazioni. Di conseguenza, c'è un rinnovato interesse nell'esplorazione della propulsione nucleare termica ed elettrica come tecnologie promettenti per i futuri sistemi di propulsione. Dopo un'indagine dettagliata della letteratura sullo stato e le sfide delle applicazioni nucleari nello spazio, questa tesi presenta il progetto di un motore per reattore termico nucleare specificamente destinato al veicolo di ascesa su Marte a stadio singolo progettato. Il design del reattore proposto prevede piastre impilate, ciascuna delle quali misura 0,6 m di larghezza, 0,7 m di lunghezza e 0,2 m di spessore. Queste lastre sono costituite da sottili strati di combustibile di carburo di uranio inseriti all'interno della struttura di grafite che rappresentano il 65% della frazione di volume sopra la struttura di supporto in molibdeno e la struttura del materiale di rivestimento protettivo in zirconio della frazione rispettivamente del 5% e del 10% circondati da 0,25 m di riflettori in carbonio su entrambi lati e la parte superiore del nucleo. È stato sviluppato un modello numerico in MATLAB per dimensionare il reattore e i componenti del lanciatore e stimarne le prestazioni con 7 diversi propellenti. Sulla base dell'analisi di fattibilità, è stato stabilito che una miscela di carburante composta dal 13% di etilene e dall'87% di protossido di azoto è favorevole per la missione. I risultati della simulazione hanno rivelato che il reattore ha prodotto 206 MW di potenza, con una potenza specifica di 2.76E+05 W/Kg e una densità di potenza di 9.06E+08 W/m3. Un confronto con un MAV convenzionale a propulsione solida ha mostrato che l'NTP-MAV ha raggiunto l'obiettivo circa due volte più velocemente e ha mostrato prestazioni superiori. Tuttavia, va notato che la massa del lanciatore era circa sette volte più pesante di quella del NASA-MAV. I risultati dell'analisi di sensibilità dimostrano che aumentando il diametro del reattore di circa 0,1 m, pur mantenendo un diametro esterno fisso, i parametri di prestazione subiscono un incremento massimo di circa il 37% e un incremento minimo di circa il 14%. D'altra parte, le variazioni nella massa del carico utile non hanno un impatto significativo sulle prestazioni complessive. Infine, l'analisi dell'applicabilità esamina le norme di sicurezza, le politiche governative, i requisiti e le limitazioni associate all'utilizzo dell'energia nucleare.