Thermal analysis of a dual-thrust green in-space propulsion system

The Chair of Space Technology (RFT) at Technische Universität Berlin is currently developing TechoSat-2PX, a novel satellite based on the established TUBIN platform, to experiment with and validate an innovative dual-thrust, green propulsion system. This propulsion system is classified as "green" due to its use of propane (C3H8) as fuel and hydrogen peroxide (H2O2) as oxidizer. These substances offer non-toxic properties that facilitate safer and more cost-effective handling compared to traditional hazardous propellants like hydrazine. The dual-thrust capability allows the engine to operate in both mono-propellant and bi-propellant modes, providing thrust levels of approximately 3 N and 6 N, respectively. This feature enhances mission adaptability and reduces the overall satellite mass. The primary goal of this thesis is to develop a procedure for evaluating the heat transfer from the radiative-cooled rocket engine to the satellite’s bus, crucial for advancing the design of other satellite subsystems within a concurrent engineering framework. The analysis encompasses various heat transfer mechanisms, including convective heat transfer from the hot gas to the engine’s internal wall, conductive heat transfer through the engine wall, conductive heat transfer from the engine to its supporting structure, and radiative heat transfer from the engine’s external surface to the satellite bus. The analysis utilizes a custom MatLab® code for assessing the conjugate heat transfer between the hot-gas and the engine and Ansys® for simulating the thermal interaction with the bus. The results validate the primary objective of establishing a procedure to estimate the thermal stress imposed by a radiative-cooled rocket engine on the satellite bus, starting from the knowledge of just basic geometrical and working parameters of the engine. The custom MatLab® code produces accurate temperature profiles within reasonable times and is user-friendly, requiring minimal interaction from the user for future evaluations of engine design iterations. The transition to simulating the thermal interaction between the engine and the bus is straightforward, allowing for quick updates and minor modifications in response to design changes. Despite the primary focus on the procedure, the specific results obtained indicate that the current engine configuration is thermally feasible, though future iterations may necessitate additional measures such as enhanced materials or alternative cooling methods to manage high thermal stresses. The described methodology offers a robust foundation for ongoing and future developments in small satellite propulsion systems at RFT, ensuring efficient integration within a concurrent engineering loop.

La Chair of Space Technology (RFT) della Technische Universität Berlin è attualmente impegnata nello sviluppo di TechoSat-2PX, un nuovo satellite basato sulla consolidata piattaforma TUBIN, per sperimentare e validare un innovativo sistema di propulsione verde a doppia modalità di funzionamento. Questo sistema di propulsione è classificato come "verde" grazie all’utilizzo di propano (C3H8) come carburante e perossido di idrogeno (H2O2) come ossidante. Queste sostanze offrono proprietà non tossiche che facilitano una gestione più sicura ed economicamente vantaggiosa rispetto ad altri propellenti tradizionali tossici come l’idrazina. La doppia modalità di funzionamento permette al motore di operare sia in modalità mono-propellente che bi-propellente, fornendo livelli di spinta di circa 3 N e 6 N, rispettivamente. Questa caratteristica aumenta l’adattabilità alla missione e riduce la massa complessiva del satellite. L’obiettivo principale di questa tesi è sviluppare una procedura per valutare il trasferimento di calore dal propulsore raffreddato radiativamente alla struttura del satellite, aspetto cruciale per avanzare nella progettazione degli altri sottosistemi satellitari all’interno di un contesto di concurrent engineering. L’analisi comprende vari meccanismi di trasferimento di calore, tra cui il trasferimento convettivo di calore dai gas combusti alla parete interna del motore, il trasferimento conduttivo di calore attraverso la parete del motore, il trasferimento conduttivo di calore dal motore alla sua struttura di supporto, e il trasferimento radiativo di calore dalla superficie esterna del motore alla struttura del satellite. L’analisi utilizza un codice personalizzato MatLab® per valutare il trasferimento di calore coniugato tra i gas combusti e il motore e Ansys® per simulare l’interazione termica con il satellite. I risultati validano l’obiettivo primario di stabilire una procedura per stimare lo stress termico imposto da un propulsore raffreddato radiativamente sulla struttura del satellite, partendo dalla conoscenza di soli parametri geometrici e operativi di base del motore. Il codice personalizzato MatLab® genera profili di temperatura accurati in tempi ragionevoli ed è facile da utilizzare, richiedendo un’interazione minima da parte dell’utente per le future valutazioni delle iterazioni progettuali del motore. Il passaggio alla simulazione dell’interazione termica tra il motore e la struttura è lineare, consentendo aggiornamenti rapidi e modifiche minori in risposta ai cambiamenti di progetto. Nonostante l’attenzione principale sia posta sulla procedura, i risultati specifici ottenuti indicano che la configurazione attuale del motore è termicamente fattibile, sebbene future iterazioni possano richiedere misure aggiuntive come materiali più performanti o metodi di raffreddamento alternativi per gestire stress termici elevati. La metodologia descritta offre una solida base per gli sviluppi attuali e futuri nei sistemi di propulsione per piccoli satelliti presso l’RFT, garantendo un’integrazione efficiente all’interno di un contesto di concurrent engineering.