Feasibility study of a hydrogen peroxide multimode microwave electrothermal thruster for microsatellite applications

In recent years, new developments in space technologies have allowed microsatellites to perform ever more complex missions which were once limited to expensive large platforms. This has allowed companies and universities to start launching their own payloads to space, and to further augment these platforms, there has been a push to equip them with their own micropropulsion subsystem, which would allow them greater flexibility in the profile of their mission. In this field, the concept of dual or multimode propulsion has started to take center stage as it promises to greatly reduce the inert masses while increasing the number of possible available trajectories. In this thesis, a feasibility study is performed on the use of a Microwave Electrothermal Thruster (MET) coupled with a monopropellant mode. The MET has been chosen as it is a promising electric propulsion technology for multimode propulsion thanks to its simplicity, compatibility with different propellants and its thruster geometry, which could be employed as the shared thruster for a Combined Chemical-Electric Mode (CM-MET). After a critical literature review of various monopropellants, High-test-Peroxide (98%) has been selected as the optimal propellant, as its characteristics make it particularly useful for multimode propulsion. A preliminary system-level design was performed for two independent thruster configurations: a shared thruster design for the two modes, called Combined Mode MET (CM-MET), and a solution with separate thrusters, called Dual Mode MET (DM-MET). Representative CubeSat missions have been simulated to compare the two developed designs with other state-of-the-art thrusters. These include a translunar injection maneuver, an orbit raising, and an interplanetary transfer. A final discussion on the future works necessary to develop this technology is given, highlighting the critical aspects still unknown which would require further modeling and testing.

Recenti progressi nelle tecnologie spaziali hanno permesso a satelliti di piccole dimensioni di compiere missioni sempre più complesse che erano un tempo limitate a piattaforme più grandi e costose. Questo ha portato aziende e università a lanciare più economicamente i propri payload nello spazio e, per aumentare le capacità di questi satelliti, c’è stata una grande spinta per fornirli del proprio sottosistema propulsivo. Nell’ambito della micro propulsione, i concetti di dualmode o multimode hanno cominciato a prendere piede per le loro promesse di ridurre masse e volumi dei sistemi e aumentare il numero di traiettorie possibili. In questa tesi è stato condotto uno studio di fattibilità di un Microwave Electrothermal Thruster (MET) con una mode monopropellente. Questa tecnologia propulsiva è stata scelta per la sua semplicità, compatibilità con diversi propellenti, e la particolare geome tria del suo propulsore, che potrebbe essere operata anche come la camera di combustione di un propulsore monopropellente. Dopo un’analisi critica di vari monopropellenti, è stato scelto di impiegare il perossido di idrogeno al 98% per le sue caratteristiche che lo rendono particolarmente vantaggioso per propulsione multimode. Un design preliminare di due configurazioni è stato fatto, distinguendo un sistema costituito da un propulsore condiviso per entrambe le modalità di funzionamento, chiamato CM-MET, e uno che ha mantenuto invece i propulsori separati (DM-MET). Missioni rappresentative di Cubesat sono state simulate per confrontare questi design con altri propulsori avanzati. Queste includono una traiettoria lunare, un innalzamento dell’orbita e un trasferimento interplanetario. Viene infine fatta una discussione conclusiva sui futuri lavori necessari per sviluppare questa technologia, evidenziando gli aspetti critici ancora da esplorare che richiederebbero modelli più avanzati e studi sperimentali.