Study and evaluation of the performance of a multistage solid-propellant rocket vehicle, including atmospheric ascent and orbital insertion

Abstract

En aquest projecte s'estudia i s'avalua el rendiment d'un coet de diverses etapes de propel·lent sòlid durant tot el seu ascens atmosfèric i fins a la seva inserció orbital. Per tant, en primer lloc s'analitza la composició química del fuel i l'oxidant i s'elucida una proposta preliminar d'acord amb els resultats obtinguts del programa CEARUN de la NASA, que empra la termodinàmica química d'equilibri per analitzar problemes de combustions i coets. Posteriorment, es resolen numèricament les equacions diferencials que caracteritzen el moviment del vehicle al llarg de la trajectòria. Per fer l'estudi, s'ha dut a terme diferents simulacions modificant paràmetres de rellevància, com ara la relació d'àrees entre la gola i la sortida de la tovera, el temps d'encesa de cada etapa, la distribució de propel·lent entre fases o la resposta al fet d'incloure una tercera etapa. Finalment, es proposa una alternativa de coet optimitzat, tenint en compte els resultats obtinguts i d'acord amb la inserció orbital proposada.

This project studies and evaluates the performance of a multi-stage solid propellant rocket throughout its atmospheric ascent and until its orbital insertion. Therefore, the chemical composition of the fuel and oxidant is first analyzed and, then, a preliminary proposal is elucidated under the results obtained from NASA's CEARUN program, which employs equilibrium chemical thermodynamics to analyze combustion and rocket problems. Subsequently, the differential equations that characterize the movement of the vehicle along the trajectory are solved numerically. To conduct the research, different simulations were executed by modifying parameters of relevance, such as the ratio of areas between the throat and the exit of the nozzle, the ignition time of each stage, the distribution of propellant between phases, or the response of including the third stage. Finally, an optimized rocket alternative is proposed, taking into account the results obtained and following the suggested orbital insertion.