Title: Design of a hydrogen peroxide based miniaturized bipropellant thruster
Language: English
Authors: Krejci, David 
Qualification level: Doctoral
Keywords: Zweikomponententriebwerk; Wasserstoff Peroxid; Kerosin; Green Propulsion; Weltraum; Satellitenantrieb; Raumfahrtantrieb
bipropellant; thruster; hydrogen peroxide; kerosene; green propulsion; space propulsion; miniature
Advisor: Ponweiser, Karl
Issue Date: 2012
Number of Pages: 249
Qualification level: Doctoral
Abstract: 
Derzeitig verwendete, lagerfähige Raketentreibstoffe für Satellitenlageregelung werden aufgrund ihres Gesundheits- und Umweltsgefährdungspotentials zunehmend in Frage gestellt. Dies erfordert die Entwicklung von neuartigen Triebwerken auf Basis weniger toxischer Treibstoffe. Dadurch können Sicherheitsmaßnahmen und somit Kosten reduziert werden. In der vorliegenden Arbeit wird ein miniaturisiertes Zweikomponententriebwerk auf Basis von Wasserstoffperoxid mit einem deutlich niedrigerem Gefahrenpotential entwickelt. Der im Vergleich zu herkömmlichen Zweikomponententriebwerken um eine Größenordnung reduzierte Schublevel mit einem Nominalschub von 1 N und die einhergehende Miniaturi-sierung stellen hohe Anforderungen an das Triebwerksdesign dar - vor allem in Bezug auf die Selbstzündungseigenschaft und an das instationäre Startverhalten des Triebwerks. Die Miniaturisierung ermöglicht jedoch eine in dieser Schubklasse bisher unerreichte Triebwerks-leistung und dadurch ökonomischeren Treibstoffverbrauch. Das entwickelte Triebwerk basiert auf einem abgestuften Triebwerkskonzept, in dem der flüssig gespeicherte Oxidator Wasserstoffperoxid zuerst in einer Dekompositionskammer katalytisch zu Wasserdampf und Sauerstoff zersetzt wird. Die auf diese Weise gewonnenen Heißgase werden daraufhin in der Brennkammer mit einem Treibstoff, Kerosin oder Ethanol, verbrannt. Ein besonderes Augenmerk liegt hierbei auf der Möglichkeit der automatischen Selbstzündung bei Einspritzung des Gemisches. Nach Abschluss der Verbrennung werden die Produktgase über eine Lavaldüse entspannt und dabei beschleunigt, um Schub zu generieren.

The scope of the thesis is the design and development of a miniaturized high performance chemical bipropellant thruster operated with green propellants for satellite onboard propulsion. Due to increased awareness of environmental hazards such as toxicology and carcinogenicity of currently employed storable space propellants, interest in less toxic alternative propellants has aroused, necessitating the development of thrusters able to be operated with these propellants. The thruster designed and investigated in this thesis bases on highly concentrated hydrogen peroxide as oxidizer, which has drawn renewed attention to its potential ability to replace carcinogenic, hypergolic propellants, reducing production, storage and handling costs, while maintaining high performance. The thruster designed in this work is a miniaturized bipropellant engine in staged configuration, able to autoignite with easy to handle, low toxic fuels such as kerosene and ethanol. The envisioned thrust level makes the thruster a potential candidate for onboard propulsion for both precision attitude control and as orbit maintenance propulsion system for small satellite missions. The target thrust level is one order of magnitude below commercially available bipropellant thrusters to date and competes with available monopropellant thrusters with reduced performance. This miniaturization, while posing inevitable difficulties to a high performance design, makes this thruster a potentially interesting, low cost propulsion option for a large variety of low thrust and precision propulsion applications.
The thruster designed in this work features a staged combustor configuration, in which the liquid oxidizer hydrogen peroxide is heterogeneously decomposed in a dedicated decomposition chamber, generating a high temperature oxygen/steam mixture. This gaseous oxidizer is then injected into the combustion chamber where it is combusted with the additionally injected liquid fuel. Autoignition capability of the thruster is aspired, meaning the ignition of the oxidizer/fuel mixture without external igniter.
URI: https://resolver.obvsg.at/urn:nbn:at:at-ubtuw:1-59410
http://hdl.handle.net/20.500.12708/8835
Library ID: AC07813507
Organisation: E302 - Institut für Energietechnik und Thermodynamik 
Publication Type: Thesis
Hochschulschrift
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