Ottimizzazione deterministica di un endoreattore a propellente ibrido per il lancio di piccoli satelliti = Deterministic Optimization of Hybrid Rocket Engines for Small Satellite Launchers

Questo elaborato tratta la progettazione e l’approccio di ottimizzazione che sono stati applicati ad un endoreattore a propellente ibrido per lanciare in orbita piccoli satelliti mediante l’utilizzo combinato di procedure dirette ed indirette. La procedura di ottimizzazione dei parametri di progetto del motore verrà effettuata attraverso un approccio deterministico che concerne l’ottimizzazione attraverso un metodo diretto. I parametri considerati nell’ottimizzazione sono il rapporto di miscela, il rapporto di espansione dell’ugello e la pressione iniziale del serbatoio dell’ossidante. Con tale approccio non vengono prese in considerazione le incertezze nei parametri del modello matematico, generalmente considerate utilizzando un approccio robusto che non verrà trattato in questo elaborato. Ottenuti i parametri iniziali del motore si passa all’ottimizzazione della traiettoria di ascesa utilizzando un metodo indiretto; attraverso la teoria del controllo ottimale (OTC), si mira a massimizzare il payload per una data orbita finale. Una corretta ottimizzazione può ridurre i costi e i tempi richiesti per lo sviluppo di un HRE o può essere usata per migliorarne le prestazioni. Inoltre, è necessaria un’ottimizzazione accoppiata del sistema di propulsione e della traiettoria poiché le esigenze di propulsione di un endoreattore sono strettamente legate alla missione da svolgere. Questo è particolarmente vero per gli HREs poiché hanno una sola manetta per il controllo del motore. In quest’analisi verrà considerato un unico razzo a propellente ibrido che partirà da terra con spinta fissata. Il lanciatore utilizzato è composto da tre stadi (in analogia con altri sistemi di lancio per piccoli satelliti come ALTAIR, SMILE e HyImpulse’s small lancher - SL1) provvisti di un numero differente di motori pressoché uguali tra loro: il primo ne ha sei, il secondo tre ed il terzo uno. Il numero di motori in ogni stadio è stato scelto in modo da avere una divisione quasi uniforme del Δv, simili livelli di accelerazione e frazioni di massa tra i vari stadi. Questa scelta progettuale mira a minimizzare i costi di lancio. I motori sono alimentati con una combinazione di propellente solido e liquido. In particolare, come ossidante è stato scelto l’ossigeno liquido mentre per il combustibile è stata considerato un carburante solido a base di paraffina. La scelta di questa combinazione di propellente comporta un buon impulso specifico e un alto tasso di regressione del grano. Per aumentare le performance del lanciatore è stato scelto un sistema di alimentazione con turbopompe elettrico. Il lavoro è stato svolto utilizzando un codice di calcolo che stabilite delle condizioni iniziali da cui partire e restituisce i parametri di progetto del motore e la traiettoria per cui si ha la massimizzazione del carico utile per una data orbita finale.