CORSO DI PROPULSIONE AEROSPAZIALE (Lezione 10)

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1 CORSO DI PROPULSIONE AEROSPAZIALE (Lezione 10)
Endoreattori

2 1. Endoreattori convenzionali Endoreattori a propellenti solidi
Cenni storici 1. Endoreattori convenzionali Endoreattori a propellenti solidi Endoreattori a propellenti liquidi Endoreattori a propellenti ibridi 2. Endoreattori non convenzionali Termici Elettrotermici Elettrici

3 Cenni storici (1) Il principio su cui si basa la propulsione aerospaziale è, come abbiamo visto, piuttosto semplice e noto anche in epoche molto remote. I primi esemplari di “endoreattori” a propellente solido si possono vedere addirittura prima che Newton ponesse il principio di azione e reazione (1687): i Mongoli, i Cinesi dopo l’invenzione della polvere da sparo (600 ÷ 800 d.C.) cominciarono ad usare nelle loro guerre vere e proprie armi autopropulse. Nel 1850 un propulsore a propellente solido francese di 20 Kg raggiunge la distanza di 3200 m. Per i razzi a propellenti liquidi dobbiamo aspettare la fine del 1800 per vedere i primi tentativi.

4 Isaac Newton (1643-1723): “Principia”
Cenni storici (2) Isaac Newton ( ): “Principia” Konstatin Tsiolkovsky: “Exploration of Universe with rocket propelled vehicles” (Maggio 1903). Propone di utilizzare un propulsore ad ossigeno e idrogeno liquidi per l’esplorazione spaziale

5 Robert Goddard: primi test ad
Cenni storici (3) Robert Goddard: primi test ad Auburn, Massachusetts (1926) con un sistema a turbopompe per l’ossigeno liquido e raggiunse un’altezza di 100 m Hernann Oberth: Germania (1932) Wernher von Braun: Mach 3 V-2 ( ). Nel 1942 realizzò un Mach di volo = 5 e quota massima di 85 Km. Theodore Von Karman, Jack Pearson, Hsue Tsien (sviluppi dei lanciatori V-2, JPL, Pasadena, Cal. 1949)

6 Primi tentativi e successi
Durante la prima guerra mondiale furono preparati razzi e sparati da aerei nel tentativo di abbattere palloni aerostatici riempiti con idrogeno nemici. I successi furono rari von Braun ed il suo team Vengeance Number 2 il famoso V2 1°tentativo: Marzo 1942 Raggiunse alcune nuvole basse prima di schiantarsi in mare 2° tentativo :Agosto 1942 Raggiunse la quota di 11 km prima di esplodere 3° tentativo con successo: Ottobre 1942 Decollò perfettamente, segui’ la traiettoria programmata e atterrò sul target, a 193 km di distanza

7 Von Braun si trasferi’ negli Stati Uniti,White Sands, New Mexico
Dopoguerra Von Braun si trasferi’ negli Stati Uniti,White Sands, New Mexico Inizio’ la collaborazione con il pioniere dei razzi, Robert Goddard (e.g. Goddard Space Flight Center in Maryland) Insieme lavorarono alla realizzazione del “super-V2”

8 1st artificial Earth satellite,
Ricerche in Unione Sovietica Sergei Korolev: R7 engine design – 1st ICBM ( , Soviet Premier Khrushchev) Sputnik I, Baikonur Cosmodrome, 4 October 1957, 22.28 1st artificial Earth satellite, d=580mm, speed=7780 m/s, M=83 Kg, power=1W : 480 uomini in LEO; 24 oltre LEO; oltre 2000 missioni Explorer I: 1st USA ICBM (Atlas, 29/3/1958, Amministrazione Eisenhauer)

9 Attuali sistemi di trasposto spaziale
Nonostante i progressi tecnologici, quasi tutti gli attuali sistemi di trasporto spaziale non sono molto differenti dai primi razzi sviluppati agli albori dell’era spaziale. La fase di ascesa è tuttora basata su lanciatori “spendibili”, cioè su sistemi “a perdere” ed endoreattori a propellenti solidi, liquidi o ibridi. Lo Shuttle entrava nell’ orbita prestabilita in 46 minuti ad una velocità di circa km/h grazie alla potenza sprigionata da cinque motori: • 2 razzi, detti booster, a propellente solido (miscela di perclorato di ammonio, polvere di alluminio e materiale polimerico) distaccati dopo il loro esaurimento; • gli altri motori principali a propellente liquido, miscela di H2 e O2 criogenici ( -250°C e –147°C rispettivamente)

10 Endoreattori Gli endoreattori oggi sono concepiti in ambito civile come propulsori piuttosto che come mezzi di offesa. Essi permettono di ottenere spinte molto più elevate e quindi velocità di volo molto maggiori rispetto agli aeroreattori. Si arriva a valori del numero di Mach oltre 25.) Gli endoreattori di cui parleremo possono essere paragonati con gli aeroreattori per tipologia di funzionamento (motori che generano spinta trasformando l’energia termica proveniente da un processo chimico esotermico che si realizza fra gli stessi propellenti). Ricordando quanto detto nei cap. introduttivi sulla equivalenza fra Impulso specifico e autonomia oraria e che negli endoreattori l’Impulso specifico coincide con la velocità di efflusso si evince che la maggiore autonomia la si ottiene se per una data spinta si utilizzano sistemi con elevata velocità di efflusso. In tal caso infatti la portata necessaria per ottenere la spinta richiesta è minore e quindi con una fissata massa di propellente portata a bordo il tempo di funzionamento è maggiore.

11 Endoreattori a propellenti solidi Endoreattori a propellenti ibridi
Classificazione degli endoreattori Endoreattori di tipo convenzionale, nati prima, detti anche chimici per la natura della sorgente di energia. Essi sono di tre tipi diversi e la diversità è causata dal diverso stato fisico in cui si trovano inizialmente i propellenti. Parliamo, in ordine di Impulso specifico crescente, di: Endoreattori a propellenti solidi Endoreattori a propellenti ibridi Endoreattori a propellenti liquidi Endoreattori di tipo non convenzionale di concezione più moderna e nati dalla volontà di ottenere Impulsi specifici più elevati e quindi un tempo di funzionamento del motore più elevato (voli interplanetari, controllo di assetto di satelliti e piattaforme spaziali). La caratteristica che accomuna tutti i propulsori appartenenti a questa categoria, e che quindi li contrappone ai razzi di tipo convenzionale, è la separazione del propellente dalla sorgente di energia (il combustibile).

12 Endoreattori convenzionali (1)
Con questa definizione vengono indicati tutti gli endoreattori nei quali la spinta è generata da un ugello (razzi di tipo termico) e l’energia termica fornita al propellente, che espande nell’ugello, è ottenuta, come negli aeroreattori, da un processo chimico di trasformazione dell’entalpia di formazione dei propellenti stessi (razzi di tipo chimico) Le prestazioni di un endoreattore (Isp e Spinta), lo sappiamo, dipendono principalmente: dal livello di energia raggiunto dai prodotti della combustione, dal loro peso molecolare e dal grado di sfruttabilità dell’energia stessa (η), come si deduce dalla espressione dell’Isp, scritta per un ugello adattato riprendendo la espressione della Vu dalla portata di propellente che fluisce dall’ugello, ovvero dalla pressione raggiungibile in camera di combustione, come si deduce dalle espressioni seguenti:

13 Endoreattori a propellenti solidi Endoreattori a propellenti liquidi
Endoreattori convenzionali (2) Pur rimanendo quindi sempre nella categoria dei razzi convenzionali se cambiamo i propellenti otteniamo prestazioni diverse. E proprio in base a questa osservazione, possiamo distinguere tre tipologie principali di endoreattori, diverse fra loro per la natura fisica dei propellenti che utilizzano e conseguentemente per le prestazioni da essi fornite, ma sempre appartenenti al tipo che abbiamo definito convenzionale o chimico: Endoreattori a propellenti solidi Endoreattori a propellenti liquidi Endoreattori a propellenti ibridi

14 Endoreattori a propellenti solidi
Come è ovvio, i propellenti, in questo tipo di endoreattore, sono presenti inizialmente tutti allo stato solido sotto forma di uno o più blocchi denominati “grani”, in genere colati direttamente nella camera di combustione o introdotti e sorretti alle pareti da speciali supporti. Ciò che caratterizza un endoreattore di tale tipo è, quindi, la semplicità: esso infatti non necessita di linee di alimentazione. Tra gli altri difetti, che si vedranno in seguito, quello che è il suo pregio è anche il suo limite: non avendo liquidi a bordo, non può utilizzare un sistema di raffreddamento rigenerativo e questa è una delle cause che limitano il suo tempo di funzionamento. Un semplice motore a propellente solido è quindi costituito da: involucro, ugello, grano (carica propellente), e sistema di accensione. Il grano brucia in modo prevedibile e produce gas di scarico. Le dimensioni dell'ugello sono calcolate per mantenere una pressione nella camera di combustione, producendo spinta. Una volta acceso il propellente non può essere spento.

15 Protezioni termiche di sistemi propulsivi
Il propulsore è ricoperto internamente da uno strato protettivo per evitare che si degradi durante il funzionamento. Il materiale protettivo deve avere le seguenti caratteristiche: 1) Essere compatibile con il propellente impiegato 2) Resistere alle sollecitazioni meccaniche imposte dal propellente interno ad alta pressione e temperatura, in modo da contenere il propellente anche quando la superficie esterna del propulsore tende a deformarsi. 3) Avere una ridotta conducibilità termica per limitare gli spessori del sistema I materiali di isolamento impiegati sono in genere a base gommosa come monomeri di Dimetil Etilene Propilene o gomma di Butadiene naturale (HTPB) caricati con materiali fibrosi tipo amianto, vetro o kevlar.

16 Incovenienti dei razzi a propellenti solidi
1) La mancanza di linee di alimentazione impedisce un qualsiasi intervento sul funzionamento. Una volta innescata la combustione è impossibile intervenire. Il profilo di Spinta è prefissato dalla forma del grano e non si può regolare durante il funzionamento. 2) L’Impulso specifico ottenibile è limitato dal basso valore del Calore di reazione sviluppato dai propellenti che si trovano allo stato solido (in genere non più di 280 s). 3) I prodotti di combustione contengono spesso sostanze inquinanti (ossidi di carbonio, particolato di carbone) ma soprattutto provocano con l’umidità dell’aria acido cloridrico e nitrico 4) La Spinta elevata è ottenuta grazie ad un consumo molto elevato di propellente (la velocità di efflusso, e quindi l’Isp, è bassa). Ciò comporta un limite per il tempo di funzionamento che si aggiunge al limite costituito dalla mancanza di un vero sistema di raffreddamento. Un tempo di funzionamento elevato comporterebbe masse e volumi di propellente enormi. Gli endoreattori a propellenti solidi sono quindi da utilizzare come booster, per piccoli razzi di separazione degli stadi, per missili di corta gittata, ogni volta che siano richieste: Spinta elevata, brevi tempi di funzionamento, semplicità costruttiva.

17 Endoreattori a propellenti liquidi
I propellenti, in tal caso, sono allo stato liquido. Essi sono contenuti in serbatoi e, mediante un opportuno sistema di alimentazione, sono inviati nella camera di combustione nella quantità e nei modi richiesti dal propulsore. Per tale motivo un tale tipo di motore ha una versatilità molto più elevata rispetto ad uno a propellenti solidi, sia in termini di prestazioni sia in termini di tipologia di missioni. Appartengono alla categoria dei liquidi i propellenti più energetici: l’idrogeno e l’ossigeno. Pertanto tali tipi di propulsori sono fra i razzi convenzionali quelli che possono offrire il più elevato Isp.

18 Vantaggi e svantaggi dei razzi a propellenti liquidi
Maggiore versatilità rispetto ai propellenti solidi, sia in termini di prestazioni sia in termini di tipologia di missioni, La versatilità di tali propulsori è anche nel fatto che, avendo delle linee di alimentazione è possibile controllare la portata di propellente, quindi spegnere e qualche volta riaccendere oppure regolare la Spinta 2) Elevato Isp (420 s per H2-LOX) Svantaggi 1) E’ difficile ottenere con tali propulsori una Spinta elevata in quanto le pressioni in camera di combustione non possono raggiungere i valori che abbiamo negli endoreattori a propellenti solidi 2) Un propellente come l’idrogeno ha una densità così bassa che non è possibile utilizzarlo in gran quantità: il volume dei serbatoi, e quindi la massa strutturale, sarebbe troppo grande

19 Propellenti conservabili e criogenici
Al contrario dei propellenti solidi i propellenti liquidi sono molto diversi fra di loro, sotto molti aspetti, al punto da poter effettuare delle vere classificazioni con prestazioni diverse. Possiamo distinguere i propellenti conservabili da quelli criogenici. Quest’ultimo termine non significa letteralmente “non conservabile” ma indica sostanze ottenibili allo stato liquido solo al disotto di una certa temperatura e quindi difficili da conservare. Ad esempio l’Ossigeno a pressione di 1 atm è ottenibile allo stato liquido al di sotto di 90°K, l’Idrogeno, sempre a pressione di 1 atm, al di sotto di 20°K. Per questo motivo tali propellenti non sono conservabili in quanto richiedono elevata energia per essere mantenuti allo stato liquido

20 Propellenti conservabili
Sono propellenti conservabili i propellenti liquidi in condizioni ambiente e tipicamente sono ossidanti gli acidi e gli ossidi (HNO3, N2O4) mentre sono riducenti gli alcoli (N2H3CH4, N2H2(CH4)2, etanolo, anilina) o gli idrocarburi. Come sappiamo dalla Chimica, il calore di reazione per unità di massa più elevato, per combustione completa con l’Ossigeno, è fornito dall’Idrogeno mentre se prendiamo in considerazione il calore di reazione per unità di volume l’Idrogeno è superato dagli Idrocarburi. I propellenti liquidi presentano valori della densità molto diversi gli uni dagli altri ed in particolare l’Idrogeno ha una densità molto bassa rispetto a tutti gli altri riducenti. Ricordiamo che il parametro propulsivo da ottimizzare non è l’Isp (che porta ad una riduzione della Massa di propellente) ma il prodotto dove n varia da 1 a 0 fra un razzo funzionante a quota bassa e uno funzionante nello spazio in quanto nei motori in cui le masse di propellente sono molto elevate (a bassa quota) una densità elevata vuol dire un notevole risparmio in massa strutturale, quindi una Spinta necessaria minore per avere la stessa accelerazione.

21 Esempio: Soyuz Ognuno dei 4 boosters Propellenti: RP-1, LOX
Gross mass: 44.5  t Propellant: 39.2 t Diameter: 2.68 m Length: 19.6 m Burn time: 118 s Propellenti: RP-1, LOX Thrust 813  kN   at liftoff Thrust 991 kN in vacuum Specific impulse  245 seconds at liftoff Specific impulse 310 seconds in vacuum Chamber pressure 5.85 MPa (848 psi)

22 Esempio: Ariane V 2 boosters a propellenti solidi (P238 o P241 per Ariane 5 ECA) Propellente: una miscela al 68 percento di ammonium perchlorate (APCB oxidizer), e 18 percento aluminio, 14 percento polybutadiene (HTPB), fuel. Il secondo stadio è montato in testa al serbatoio e prima del carico utile  L'Ariane 5G (16 tonnelate verso LEO, 6.8 tonnellate verso GTO) utilizza il EPS (Étage à Propergols Stockables/Stadio a propellente immagazzinabile), che è rifornito da MMH e tetrossido di azoto, mentre l'Ariane 5 ECA (21 tonnelate verso LEO, 10.5 tonnellate verso GTO) utilizza l'ESC (Étage Supérieur Cryotechnique/Stadio superiore criogenico), che è rifornito da idrogeno e da ossigeno liquido.

23 Motori di apogeo (1) Un motore per un terzo stadio, che normalmente è uno stadio che serve per l’immissione in orbita o per il trasferimento orbitale, per il de-orbit o per il controllo d’assetto, dovrà avere due caratteristiche particolari rispetto ai motori degli altri stadi: 1) la conservabilità: una operazione può avvenire anche molti giorni dopo la precedente. I propellenti non debbono perdere le loro caratteristiche e non debbono richiedere particolari accorgimenti per la loro conservazione. 2) la riaccendibilità: abbiamo elencato per un tale tipo di motore una serie di operazione che debbono essere effettuate in istanti diversi. Quindi questo motore deve potersi spegnere e riaccendere. Quella che sembra una operazione banale per un motore terrestre o aeronautico, non lo è per un razzo: le temperature in camera di combustione sono così elevate (2500 – 3000°K) da distruggere un qualsiasi sistema di accensione elettrico. Pertanto in tali motori risulta conveniente sfruttare la caratteristica che hanno alcune sostanze di reagire al solo contatto (mono o di-metilidrazina/tetrossido d’azoto)

24 Motori di apogeo (2) In alternativa si può sfruttare la caratteristica che hanno alcune sostanze di decomporre esotermicamente se attraversano un catalizzatore opportuno: un esempio è rappresentato dal Perossido d’Idrogeno ad elevata concentrazione (ancora in via di sperimentazione) o dall’Idrazina. In questo caso possiamo utilizzare il solo liquido con queste caratteristiche e sfruttare il Calore di reazione sviluppato nella decomposizione, oppure utilizzarlo in coppia con un riducente (il primo) o un ossidante il secondo) per innescare una reazione di combustione. Nel primo caso parliamo di monopropellenti e, oltre al vantaggio della riaccendibilità, essi offrono il vantaggio di richiedere una sola linea di alimentazione, un solo serbatoio: quindi un dimezzamento delle masse strutturali. Ovviamente il Calore di reazione sviluppato in una reazione di decomposizione è molto più basso rispetto a quello sviluppato in una reazione di ossido-riduzione e di ciò bisogna tener conto. Nel secondo caso la decomposizione catalitica costituisce un vero e proprio sistema di accensione ripetibile in un sistema bi-propellente con liquidi conservabili.

25 Endoreattori a propellenti ibridi
Fra i propulsori spaziali di tipo chimico il termine ibrido è riferito alla tipologia di propellente adoperata in tale sistema: tipicamente ossidanti allo stato liquido e combustibili allo stato solido. Volutamente è stato adoperato il plurale in quanto i propellenti, come già detto, possono essere più di due. Affinché si possa parlare di endoreattore a propellenti ibridi è importante che i propellenti con la stessa funzione chimica siano nello stesso stato fisico: cioè tutti i riducenti in uno stato, tutti gli ossidanti nell’ altro stato. Fra le due alternative quella che ha ricevuto maggiore attenzione è stata quella citata: riducente solido/ossidante liquido

26 Caratteristiche di endoreattori a propellenti ibridi
Il fatto di avere una sola linea di alimentazione comporta una notevole semplificazione del sistema rispetto ai razzi a propellenti liquidi e d’altra parte avere una linea di alimentazione permette di poter interrompere o regolare il flusso di liquido e quindi regolare la spinta come nei razzi a propellenti liquidi. I razzi a propellenti ibridi offrono prestazioni intermedie fra quelle offerte dai razzi a propellenti liquidi e quelli a propellenti solidi e hanno alcuni vantaggi che li rendono preferibili agli altri due tipi in alcune applicazioni

27 Controllo della spinta
Vantaggi di endoreattori a propellenti ibridi (1) Riaccendibilità La combustione fra propellenti ibridi può essere facilmente arrestata interrompendo il flusso di ossidante come nei razzi a propellenti liquidi. Inoltre essa può essere riavviata facilmente, senza particolari sistemi di accensione, se si adoperano particolari ossidanti, quali ad esempio il perossido di idrogeno, che in presenza di catalizzatori decompone esotermicamente provocando la pirolisi del combustibile solido e la successiva combustione. Controllo della spinta La velocità di regressione negli ibridi dipende fortemente dal flusso di ossidante. Variando il flusso di ossidante si determina una modifica del rapporto di miscelamento e delle prestazioni del motore. Normalmente si ha una dipendenza poco meno che lineare per cui variando il flusso di ossidante di un fattore 10 si determina la variazione della spinta per circa un fattore 8.

28 Vantaggi di endoreattori a propellenti ibridi (2)
Sicurezza intrinseca Un motore a propellenti ibridi presenta caratteristiche di sicurezza molto elevate rispetto ai motori a propellenti liquidi e solidi. La conservazione dei propellenti non presenta particolari difficoltà. Inoltre l’incontro dei due reagenti non causa esplosione come nei liquidi ed eventuali rotture del solido non comportano, come nei propellenti solidi, una condizione di rischio elevato connesso all'incontrollato aumento di pressione che si genera per eventuale occlusione della gola dell’ugello. Se l’ugello viene accidentalmente ostruito nei motori con propellenti ibridi la pressione al massimo può aumentare fino alla pressione di iniezione dell’ossidante. Ciò rende l’ibrido intrinsecamente sicuro contro esplosioni dovute a rotture del combustibile.

29 Basso impatto ambientale
Vantaggi di endoreattori a propellenti ibridi (3) Affidabilità La semplicità del motore a propellenti ibridi in teoria assicura un elevato grado di affidabilità soprattutto in confronto ai motori a propellenti liquidi, ma non esiste ancora sufficiente esperienza operativa con tale tipo di motore per poter essere sicuri di tale aspetto. Basso impatto ambientale I materiali usati di norma sono “environmentally friendly” (ossigeno, perossido di idrogeno, protossido d’azoto, polibutadiene, paraffina) e bruciando a temperatura molto elevata danno luogo principalmente a vapore acqueo, monossido e biossido di carbonio (come per i motori a combustione interna). Inoltre, in caso di incidente, l’ossidante si disperde nell’aria e il combustibile non è in grado di bruciare da solo al contrario di quanto avviene nei motori a propellenti solidi. Costo Entrambi i componenti del propellente (ossidante e combustibile) risultano essere poco costosi. Anche la eventuale linea di alimentazione è da considerarsi relativamente economica.

30 Appartengono a questa categoria:
Endoreattori non convenzionali In base alla 2a legge di Newton, data una forza, l’accelerazione che il corpo subisce è tanto più grande quanto più piccola è la sua massa. E’ quindi ovvio che più è basso il peso molecolare del propellente, maggiore è la sua velocità di efflusso dall’ugello e quindi il suo impulso specifico a parità di energia da esso posseduta. In base a questa considerazione si è pervenuti all’idea di ricorrere ad una sorgente di energia esterna al propellente. In tal modo il propellente non dovendo rispondere al requisito di generare una reazione fortemente esotermica, può essere scelto in base al suo peso molecolare che deve essere il più piccolo possibile: l’idrogeno, ad esempio.  Appartengono a questa categoria: i razzi di tipo termico che hanno un ugello come generatore di spinta: a riscaldamento nucleare o solare i razzi elettrotermici: il resistojet e l’arcojet. i Razzi elettrici : a ioni e a plasma i Razzi a espulsione diretta di particelle: a radioisotopi e a fotoni

31 Se definiamo l’energia specifica totale come :
Endoreattori non convenzionali (2) Se definiamo l’energia specifica totale come : Si ottiene: caratterizza il tipo di sistema propulsivo e, mentre per i sistemi chimici è limitato dal Calore di reazione sviluppabile con una reazione di ossido-riduzione, esso raggiunge valori molto elevati per i sistemi avanzati Naturalmente tali valori sono elevati ma sono condizionati dal contemporaneo aumento del rapporto A causa della introduzione di una sorgente di energia la cui massa è proporzionale alla Potenza erogata per cui l’energia specifica totale non aumenta asintoticamente ma presenta un massimo per un certo valore di

32 Caratteristiche di endoreattori non convenzionali
Per quanto detto in precedenza gli endoreattori non convenzionali sono caratterizzati da valori dell’Impulso specifico elevati potendo, da un lato, ridurre il peso molecolare del gas propellente non essendo condizionati dal processo di combustione, dall’altro, introdurre energia in quantità elevata compatibilmente con la resistenza strutturale delle pareti e sempre che sia disponibile una sorgente di elevata energia specifica (energia per unità di massa). Ovviamente la Spinta offerta da tali propulsori è molto bassa essendo la portata di propellente molto bassa. Inoltre per ragioni differenti nessuno di essi può essere utilizzato in atmosfera. Come conseguenza abbiamo quindi che tali propulsori non sono adoperabili come boosters o in atmosfera ma solo quando è richiesta una piccola spinta per un lungo tempo di funzionamento (inserimento e trasferimento orbitale, controllo d’assetto).

33 convenzionali e non convenzionali
Performances dei diversi sistemi propulsivi convenzionali e non convenzionali