Studio di un ciclo termodinamico a spillamento caldo per la propulsione nucleare spaziale

The focus of this report is an application of the hot-bleed thermodynamic cycle for generating thrust in a rocket engine. The engine for which this cycle has been chosen is the XE-PRIME demonstrative reactor: a device developed within the U.S. government’s ROVER program, concurrent with the Apollo project, aiming to create a highly efficient propulsion system. The main characteristic of this system is the replacement of the traditional chemical combustion of propellants with the heating of a single propellant through a nuclear fission reactor. This technique theoretically allows for achieving a specific impulse twice that of chemical engines, which normally are not above 450 seconds. This document aims to present the general operating scheme of the XE rocket engine. The introduction outlines the fundamental theoretical aspects of rocket propulsion and the main performance evaluation parameters. Following this, the characteristics and some operating schemes of nuclear thermal propulsion are discussed, leading into the analysis of the operational cycle. As reference to the cycle points, nominal values of pressure, temperature, and mass flow rate correspond to the reactor's steady-state operation. The analysis covers the system layout, energy exchanges in terms of thermal and mechanical power, the conditions of the propellant upon expulsion, and a representation of the thermodynamic diagram. In conclusion, a summary of the cycle analysis results is provided along with a brief evaluation of the system’s performance, which in terms of thrust and specific impulse are respectively of 247 kN and 710 s.

L’oggetto di studio di questa relazione è un’applicazione del ciclo termodinamico hot-bleed – a spillamento caldo – per la generazione di spinta propulsiva in un motore a razzo. Il motore per il quale è stato scelto tale ciclo è il reattore dimostrativo XE-PRIME: si tratta di un dispositivo sviluppato all’interno del programma governativo statunitense ROVER, in contemporanea al progetto Apollo, con obiettivo la realizzazione di un sistema propulsivo ad alta efficienza. La caratteristica principale di tale sistema è la sostituzione del tradizionale processo di combustione chimica dei propellenti con il riscaldamento dell’unico propellente tramite un reattore nucleare a fissione. Questa tecnica consente a livello teorico di raggiungere un impulso specifico doppio rispetto ai propulsori chimici, che di norma non superano i 450 secondi. Il seguente documento si propone di mostrare lo schema di funzionamento generale del motore a razzo XE’: in introduzione si presentano gli elementi teorici fondamentali per la propulsione a razzo e i principali parametri di valutazione delle prestazioni. Successivamente, si presentano le caratteristiche e alcuni schemi di funzionamento della propulsione nucleare termica, per poi passare all’analisi del ciclo operativo. Come riferimento per i punti del ciclo si sono utilizzati i valori nominali di pressione, temperatura e portata di massa, relativi al funzionamento stazionario del reattore. Si prende in esame: lo schema d’impianto; gli scambi energetici in termini di potenza termica e meccanica; le condizioni del propellente all’espulsione, e una rappresentazione del diagramma termodinamico. In conclusione, si effettua una ricapitolazione dei risultati relativi all’analisi e una breve valutazione delle prestazioni del sistema, che in termini di spinta e impulso specifico sono rispettivamente di 247 kN e 710 s.