Effetti dell'idruro di magnesio sulla balistica di combustibili solidi per propulsori ibridi

An hybrid rocket engine is a system in which fuel and oxidizer are in different phases. The main purpose of this thesis is the ballistic characterization of solid fuels for hybrid space propulsion. An HTPB (Hydroxil-Terminated-Polybutadiene) based solid fuel formulation, loaded with MgH2, was investigated using the experimental facilities of Space Propulsion Laboratory (SPLab) of Politecnico di Milano. The operative conditions were kept constant throughout the experimental campaign, imposing a chamber pressure of 10 bar and an oxidizer mass flow rate of 70 NLpm, corresponding to nominal initial oxidizer mass flux of about 130 kg/m2s. Solid fuel strands were single port central-perforated cylindrical sample. A time-resolved technique for regression rate measurament was developed at SPLab. Experimental analysis were conducted to investigate several formulations containing micro-sized MgH2 (2.5%, 5% e 7.5%) and a formulation loaded with 5% of MgH2, 5% of nano-sized aluminium (nAl, 100 nm, uncoated) and 1% of carbon. Under the investigated conditions all tested formulations exhibit regression rale increase with respect to baseline (non loaded HTPB). The formulation containing MgH2 and Al01 f has the best ballistic properties, with an increase of regression rate, relative to the baseline, of about 11.15% at 60 kg/m2s and 68.15% at 110 kg/m2s.

Nell’ambito della propulsione spaziale si definiscono propellenti ibridi gli endoreattori in cui l’ossidante ed il combustibile si trovano in stati di aggregazione diversi. Il lavoro oggetto di questa tesi si propone di studiare la balistica di alcune formulazioni di combustibili a base di HTPB (polibutadiene a terminazione idrossilica) additivato con MgH2 (Idruro di Magnesio) per la propulsione di tipo ibrido, sfruttando l’impianto sperimentale approntato presso il Laboratorio di Propulsione Spaziale (SPLab) del Politecnico di Milano. Il combustibile è stato testato in prove di combustione a pressione di esercizio di 10 bar. Quale ossidante si è impiegato ossigeno gassoso. I test sono stati effettuati a flussi di ossidante di 70 NLpm, fluente in un porto di 4 mm di diametro iniziale per un flusso specifico nominale iniziale di circa 130 kg/m2s. La balistica espressa in termini di velocità di regressione r f in funzione del flusso specifico di ossidante GOx, mediante l’uso di una tecnica di misura time-resolved, ha permesso di valutare dati istantanei e medi correlando direttamente la velocità di regressione r f al flusso specifico di ossidante GOx. Durante il lavoro di tesi sono state investigate formulazioni con percentuali pari al 2.5%, 5% e 7.5% di Idruro di Magnesio e una formulazione additivata con 5% di Idruro di Magnesio, 5% di nano-alluminio (nAl, 100 nm, uncoated) e 1% di polvere di carbonio. Tutte le formulazioni investigate nelle condizioni di prova testate consentono un incremento delle prestazioni (in termini di r f ) rispetto alla formulazione di riferimento (HTPB non additivato). Nelle condizioni investigate il combustibile contenente Idruro di Magnesio e nAl è quello che presenta le migliori caratteristiche balistiche, con un incremento della velocità di regressione, rispetto ad HTPB puro, del 11.15% a 60 kg/m2s di flusso specifico di ossidante e del 68.15% a 110 kg/m2s.