BurdissoMauro.com : Tesi di Laurea

1.1 Obiettivi del lavoro

Con il presente lavoro intendiamo studiare l’applicazione di endoreattori a propellenti ibridi ad un razzo sonda utilizzato per voli suborbitali. In particolare verranno confrontate le prestazioni ottenibili con tre diverse combinazioni di propellenti.

1.2 Voli suborbitali e razzi sonda

Attualmente c’è un notevole interesse ad effettuare esperimenti in microgravità che permettono di osservare, per esempio, processi fisici, chimici e biologici che sulla terra sono notevolmente influenzati dalla forza di gravità. I metodi utilizzati per ottenere queste condizioni possono essere classificati in base alla durata delle condizioni di “microgravità”. Essi sono :

· le missioni orbitali che possono avere anche la durata di anni ed avere un equipaggio umano come le stazioni spaziali o lo space shuttle.
· i razzi sonda che raggiungono i venti minuti di tempo di microgravità
· i voli parabolici con i quali la durata si riduce ad una ventina di secondi
· le torri o le piattaforme per esperimenti della durata di qualche secondo

Si possono ottenere condizioni di microgravità non solo con missioni orbitali ma anche con voli suborbitali. In effetti si realizza una situazione di caduta libera che non necessariamente deve avere una direzione verticale come avviene nel caso della torre (drop towers. Ci può essere anche una componente orizzontale ed un razzo che vola in assenza di propulsione e con una minima influenza delle forze aerodinamiche può essere considerato in condizioni di microgravità.
Nel nostro lavoro studieremo i razzi sonda (sounding rockets) che rappresentano un aiuto importantissimo per la ricerca scientifica. Questi razzi vengono utilizzati per trasportare ad una certa quota strumenti scientifici (carico utile) e permettono di effettuare esperimenti in condizioni di microgravità. L’obiettivo dei razzi sonda è quello di rimanere per un tempo compreso tra i 5 ed i 20 minuti in condizioni di microgravità. In genere non presentano sistemi di controllo della traiettoria e questo li rende poco costosi e relativamente semplici. Dopo lo spegnimento inoltre non sono più presenti vibrazioni e le condizioni del volo suborbitale sono ideali per effettuare esperimenti e studi in condizioni di microgravità. I razzi sonda si rivelano inoltre ideali per esplorare le zone della bassa ionosfera e della mesosfera che si trovano sotto i 120 km di altitudine e sono troppo basse per essere esaminate con i satelliti.
Con le missioni in microgravità si possono testare nuovi strumenti e sviluppare tecnologie utili in campo spaziale oltre ad avere accesso rapidamente a quote elevate che permettono osservazioni astronomiche non influenzate dalla atmosfera terrestre. Il basso costo delle missioni suborbitali con i razzi sonda è anche dovuto al fatto che il carico utile non è mai troppo grande, non è necessario trasportarlo in orbita ed inoltre nella maggior parte dei casi può essere recuperato. Organizzare una missione in microgravità richiede molto meno tempo rispetto ad una missione orbitale e tutte queste caratteristiche rendono i razzi sonda indispensabili per la ricerca scientifica come dimostra il NASA Sounding Rocket Program(19) che da oltre 40 anni contribuisce ai programmi spaziali. Importanti programmi europei che hanno utilizzato i razzi sonda sono : il Texus, il Minitexus, il Maser ed il Maxus(24) .

Figura 1.1 Eventi principali per una missione di un razzo sonda (24) La Fig. 1.1 riporta i principali eventi per una missione del programma Texus. In questo caso si tratta di una razzo a due stadi e lo spegnimento del secondo stadio avviene a 45 s ed a 49 km di quota. A 100 km di quota, raggiunti dopo 74 s dalla partenza inizia la fase di microgravità. Il razzo raggiunge l’apogeo ( 250 km ) dopo 252 secondi e termina il periodo di microgravità dopo 435 secondi. In seguito si attiva il sistema di recupero con l’apertura del paracadute. Questo razzo è in grado di fornire un tempo di microgravità superiore ai 350 secondi con un carico utile di 360 kg. Si tratta di un razzo a propellenti solidi. Anche i razzi sonda utilizzati dalla NASA (18) sono a propellenti solidi ed in genere sono pluristadio derivati da razzi di applicazione militare. Uno dei razzi più utilizzati (sia in versione monostadio che come stadio finale di alcuni pluristadio) è il Black Brant V che offre delle prestazioni intermedie. Siamo in grado di riportare le prestazioni di questo razzo sonda.

Figura 1.2 Prestazioni dichiarate dalla Nasa per il Black Brant V (7)

Dalla figura si nota che il Black Brant V è in grado di trasportare un carico utile di 136.02 kg (300 libbre) al di sopra di 300 km con un angolo di lancio sull’orizzonte Φ=85°. Al variare dell’angolo di lancio e del carico utile variano le prestazioni del razzo. E’ importante sottolineare che la prestazione più importante per un sounding rocket è il tempo trascorso in microgravità ma in genere si parla della altitudine di apogeo raggiunta. Questo perchè si pensa che raggiungere una quota di apogeo più alta corrisponda a rimanere per un tempo maggiore oltre i 100 km. Nella realtà si è visto che per una fissata quota di apogeo esiste un piccolo intervallo di valori possibili per il tempo di microgravità e quindi ottimizzare il tempo di microgravità non equivale ad ottimizzare la altitudine di apogeo (18),(3). Nel nostro lavoro assumeremo come prestazione da ottimizzare il tempo di microgravità e come razzo di riferimento utilizzeremo proprio il Back Brant V. Molti programmi hanno coinvolto razzi sonda che garantiscono un tempo di microgravità fino ad 800 secondi ed una altitudine di apogeo che supera i 700 km con un carico utile maggiore di 700 kg ma in generale per le missioni in microgravità è sufficiente un tempo che superi i 300 secondi. I razzi sonda utilizzati, fino ad oggi, sono stati esclusivamente alimentati con propellenti solidi. Il nostro obiettivo è quello di considerare le prestazioni che potrebbe avere un razzo alimentato con diverse combinazioni di propellenti ibridi. L’utilizzo dei propellenti ibridi porterebbe notevoli vantaggi di cui parleremo.

1.3 Endoreattori a propellenti ibridi

Un endoreattore a propellenti ibridi utilizza in genere un ossidante liquido ed un combustibile solido. Gli elementi costitutivi fondamentali per un endoreattore a propellenti ibridi sono il serbatoio del gas pressurizzante, il tank dell’ossidante liquido, l’accenditore ed il combustibile solido. Vediamo uno schema semplificato di un endoreattore che usa il sistema di alimentazione con pressurizzazione del serbatoio ( per applicazioni a razzi sonda l’impulso totale richiesto è relativamente basso e non si richiede l’utilizzo di turbopompe ) :

Figura 1.3 Schema di un endoreattore ibrido con i principali componenti

Il gas pressurizzante in realtà non è presente se l’ossidante ha proprietà autopressurizzanti come accade per il protossido di azoto. Per gli endoreattori che sfruttano questo ossidante lo schema è ancora più semplice e prevede il solo serbatoio dell’ossidante. La caratteristica più importante per gli endoreattori a propellenti ibridi è la loro assoluta sicurezza oltre che la loro semplicità. Ossidante e combustibile sono infatti separati e reagiscono solo quando vengono a contatto. Le sostanze utilizzate sono relativamente semplici da ottenere anche in industrie civili e soprattutto non presentano caratteristiche esplosive come quelle utilizzate negli endoreattori a propellenti solidi. In genere non è previsto il sistema di raffreddamento attivo per questi endoreattori ed inoltre, rispetto agli endoreattori a propellenti liquidi, la presenza di un solo liquido si traduce in una maggiore semplicità ed in un minore costo del sistema di alimentazione. Un altro grande vantaggio degli endoreattori a propellenti ibridi, rispetto ai solidi, è che sono regolabili e si possono spegnere e riaccendere. Si nota peraltro che negli ibridi si ha una sola “manetta” : o si decide il livello di spinta oppure il rapporto di miscela. Nel caso degli endoreattori liquidi la presenza di due flussi di liquido mi consente invece di regolare sia la portata (la spinta) sia il rapporto di miscela. Ai vantaggi offerti dagli endoreattori a propellenti ibridi si affiancano anche alcuni problemi. In generale essi sono caratterizzati da un basso rendimento di combustione ed i propellenti presentano delle basse velocità di regressione rispetto a quelle dei solidi che si traducono in una minore portata e una minore spinta. Per aumentare la portata posso agire sulla superficie di combustione che è quella del combustibile solido che viene a contatto con l’ossidante liquido. Una geometria con una grande superficie di combustione che occupi un volume piccolo si può ottenere facendo molti fori all’interno del grano combustibile ottenendo una struttura multiporta. La struttura multiporta comporta uno riempimento meno efficiente della camera di combustione e un maggiore propellente residuo a fine combustione. Vediamo il confronto tra i due tipi di grano.

Figura 1.4 Porta singola e multipla per i grani propellenti

Nel nostro lavoro considereremo una unica porta centrale cilindrica ma dovremo verificare che il razzo non presenti allungamenti eccessivi. Se confrontiamo le espressioni delle velocità di regressione per i propellenti solidi e per quelli ibridi notiamo una sostanziale differenza. Nei propellenti solidi la velocità di regressione viene in genere calcolata come

[ m/s] (1.1)

Tale formula mostra una dipendenza della pressione in camera e quindi una dipendenza dalla cinetica chimica. Nel caso dei propellenti ibridi sperimentalmente si vede che il processo di combustione è regolato dalla diffusione e non dalla cinetica chimica e si avvicina di più alla combustione di una gocciolina di liquido e la velocità di regressione è funzione del flusso di massa dell’ossidante. Il diagramma seguente mostra la velocità di regressione in funzione del flusso di massa per la combinazione LOX-HTPB (4) .

Figura 1.5 Modello per la velocità di regressione del combustibile solido(4)

Come si nota ci sono tre zone distinte. Per bassi flussi predomina la radiazione, per flussi intermedi la convezione e per alti flussi si fa sentire anche la cinetica chimica. La relazione della velocità di regressione da noi utlizzata (vedi equazione 2.59) vale nella zona intermedia.
Vediamo un modello semplificato di come avviene la combustione per nel caso dei propellenti ibridi.

Figura 1.6 Schema della combustione per un endoreattore ibrido

In pratica il propellente solido evapora e si genera uno strato limite “soffiato”. L’ossidante si deve diffondere nello strato limite per incontrare il gas. La fiamma a questo punto si genera quando ho un rapporto di miscela vicino al valore stechiometrico e fornisce calore al solido per farlo evaporare. In realtà con il riscaldamento il solido liquefa, poi evapora e raggiunge la zona della fiamma. Il riscaldamento del solido avviene per irraggiamento e convezione ed è un processo lento. Questo modo di bruciare determina i problemi esposti di bassi rendimenti e basse velocità di regressione. Il rendimento può essere basso perchè parte del combustibile non riesce ad arrivare alla fiamma e non brucia. Per questi motivi si sistema un mixer a valle della camera di combustione nel quale si completa la combustione. Le considerazioni fatte sulla combustione dei propellenti ibridi e sui problemi che presentano questi endoreattori influiscono anche sulla scelta dei propellenti per questi razzi. Il problema delle basse portate che si riescono a generare con i propellenti ibridi si può ridurre agendo sulla superficie di combustione, come abbiamo visto, ma anche agendo sul rapporto di miscela. Se ho difficoltà a produrre la portata di combustibile (che con quella di ossidante fornisce la portata totale) posso pensare di scegliere un funzionamento a grande rapporto di miscela. Con riferimento alla Fig A.4 nella Appendice A posso fare alcune considerazioni sulla scelta dei propellenti. Scelta una combinazione, per massimizzare le prestazioni conviene avere un motore che funziona al rapporto di miscela che mi garantisce il massimo della velocità efficace dei gas di scarico. La combinazione LOX-HTPB presenta il massimo della velocità efficace a rapporti di miscela bassi dell’ordine di 2-3. Con un funzionamento a tale rapporto di miscela per ottenere 1 kg di fuel devo utilizzare 2-3 kg di ossidante. Se consideriamo le combinazioni HP-PE e NOX-HTPB si nota che i rapporti di miscela ottimali sono più grandi. Se scelgo un rapporto di miscela pari a 6 allora ho meno necessità di fuel perchè ne uso 1 kg per 6 kg si ossidante e nella portata totale il propellente ha minore peso. Ecco quindi che, oltre alla combinazione LOX-HTPB, nel caso degli endoreattori ibridi risultano interessanti anche altre combinazioni di propellenti come NOX-HTPB ed HP-PE. Questo anche se hanno una velocità caratteristica massima ed in impulso specifico massimo minore della combinazione che usa l’ossigeno liquido come ossidante. Nel nostro lavoro confronteremo le prestazioni dell’endoreattore ibrido alimentato con le tre combinazioni di propellenti. In realtà l’utilizzo del protossido di azoto presenta anche il grosso vantaggio della semplicità del razzo nel quale non è necessario il gas pressurizzante. Vantaggi legati ad ossidanti come il perossido di idrogeno ed il protossido di azoto sono il basso costo e la sicurezza nel maneggiarli.

1.4 Utilizzo di endoreattori a propellenti ibridi : notizie storiche e prospettive future

Gli endoreattori a propellenti ibridi possono essere utilizzati, oltre che per i razzi sonda anche per manovre di ascesa in orbita, manovre orbitali e controllo di assetto. Ricordiamo che nel 2003 lo SpaceShipOne raggiunse la quota di 100 km con equipaggio umano dopo essere stato trasportato dal velivolo White Knight fino alla quota di 15 km. Lo SpaceShipOne sfruttava un endoreattore a propellenti ibridi con un grano di combustibile (HTPB) a quattro porte e protossido di azoto come ossidante.
Lo sviluppo dei razzi ibridi ed i primi voli di test iniziarono negli U.S.A. ed in Europa negli anni ’60. I primi esperimenti furono condotti con piccoli razzi sonda. Alla fine degli anni ’60 iniziarono le prime investigazioni su endoreattori ibridi più grandi in grado di generare spinte per il lancio di veicoli spaziali. La bassa velocità di regressione portò a creare una struttura multiporta per il grano che però presentava il problema dello riempimento non efficiente della camera di combustione ed un alto residuo di propellente. Verso la fine degli anni ’70 l’interesse per gli ibridi tornò alto soprattutto per i problemi di stoccaggio degli endoreattori a propellenti solidi e della loro pericolosità. L’esplosione di alcuni boosters solidi fece nuovamente pensare alla sicurezza dei propellenti ibridi e continuò lo studio di tali sostanze. Negli ultimi 10/15 anni con la nascita della American Rocket Company (AMROC) e dell’ Hybrid Propulsion Industry Action Group (HPIAG) sono stati fatti molti progressi nello studio di grossi razzi alimentati a propellenti ibridi. L’attenzione è sempre stata focalizzata nel risolvere il problema dell’eccessivo allungamento di questi razzi dovuto alle basse velocità di regressione.
Studi recenti alla Stanford University hanno trovato una classe di combustibili basati sulla paraffina con delle velocità di regressione superiori ai tradizionali propellenti usati negli ibridi. Questi nuovi propellenti producono, con il riscaldamento, uno strato di liquido a contatto con il solido che presenta una grande instabilità dovuta al flusso dell’ossidante nella porta. Questo produce la formazione di piccole gocce di combustibile che entrano nel flusso di ossidante ed incrementano notevolmente il trasporto di massa del combustibile aumentando la sua velocità di regressione. Test di laboratorio hanno dimostrato che le velocità di regressione di una combinazione WAX-LOX sono 4-5 volte superiori a quelle della classica combinazione HTPB-LOX. Queste nuove combinazioni di propellenti sono in fase di studio e nella Appendice A abbiamo riportato le caratteristiche dei gas combusti anche per la combinazione NOX-WAX.