100
3. DESCRIZIONE DELLA PROPOSTA TAS-I
3.1
Progetto di schermatura proposto dall’ESA
Lo sviluppo e il potenziamento dell’upper stage rientra nell’ambito della strategia dell’ESA, che prevede di ottenere entro dieci anni una nuova generazione di lanciatori. Tra le varie tecnologie in fase di studio, alcune sono orientate al miglioramento dei propulsori che prevedano la possibilità di riaccensioni successive durante la fase di funzionamento, al fine di poter controllare con maggiore precisione il posizionamento nell’orbita desiderata del payload. In parallelo si sta lavorando anche al miglioramento dei propulsori in termini di potenza erogata con maggiore attenzione nei confronti di quelli con tecnologia criogenica (utilizzando propellente liquido: LH2 a 20 [K] e LOX a 90 [K]). Per raggiungere tali obiettivi l’ESA ha
finanziato uno studio per realizzare uno scudo termo-strutturale, da usare come protezione da sovrapporre ai sistemi di coibentazione già presenti nei serbatoi come schiume a celle chiuse e MLI19.
Per un corretto dimensionamento dello scudo si dovranno considerare le tre fasi della missione:
fase a terra prima del lancio (On-Ground Phase);
fase di attraversamento dell’atmosfera terrestre (Ascent Phase); fase orbitale (Cruise Phase).
Infatti in ciascuna delle sopra indicate fasi si potranno registrare delle variazioni di temperatura nel serbatoio, rispettivamente dovute a convezione con l’aria esterna, attrito aerodinamico ed irraggiamento termico.
19
MLI Multi-Layer Insulation. Isolante termico composto da fogli molto sottili ma altamente riflettenti come (Mylar ®, Kapton ®, Teflon ®, ecc ), che è impiegato principalmente per ridurre gli effetti da irraggiamento termico.
101 Tali incrementi termici inducono i fluidi, ed in particolar modo l’LH2, alla
formazione del fenomeno di boil-off (già trattato nel paragrafo 2.1.1), che rende inutilizzabile parte del propellente imbarcato con la conseguente riduzione della capacità propulsiva del motore e quindi della capacità di carico utile del lanciatore stesso.
102
3.1.1
Caratterizzazione del progetto
L’ESA, con l’obbiettivo di ottimizzare lo sforzo economico affrontato per lo sviluppo e la realizzazione dello scudo, ha richiesto alle industrie partecipanti per l’assegnazione della commessa che tale schermatura avesse come caratteristica la possibilità di essere utilizzabile sia per le evoluzioni di Ariane, sia per il lanciatore Vega e in generale per tutti i lanciatori di nuova generazione.
Le configurazioni di riferimento (DRA Design Reference Architectures, alcune in fase di sviluppo altre invece già in uso) per il design sono mostrate in Figura 3.1.
Figura 3.1 Soluzioni progettuali di serbatoi
Dall’osservazione delle soluzioni sopra esposte si nota che tutte le configurazioni hanno in comune, per la porzione di serbatoio contenente l’LH2 a cui sarà applicata la schermatura, una struttura esterna di forma
103 L’idea di base è quella di realizzare un guscio cilindrico multistrato in materiale composito. Il guscio ha una doppia funzione: quella primaria è di proteggere lo strato di MLI durante la fase di attraversamento dell’atmosfera , quella secondaria è di isolare termicamente tutta la superficie del serbatoio durante la fase a terra.
Superata la stratosfera inizia la fase dominata dal fenomeno di scambio termico per irraggiamento; il guscio ha, quindi, concluso la sua missione e verrà staccato in modo da ridurre il peso del lanciatore.
Di seguito vengono esposte le tre architetture di riferimento; nelle prime due si considera la possibilità di espulsione del pannello che, invece, nell’ultima rimarrà ancorato per tutta la missione. Nelle soluzioni con possibilità di separazione si dovrà considerare un peso aggiuntivo per la prima fase della missione, dovuto al sistema di aggancio/sgancio con il serbatoio, che andrà quasi ad annullarsi al momento della separazione. Invece, nell’ipotesi in cui non sia prevista separazione, il peso del sistema di aggancio, anche se ridotto rispetto ai casi precedenti, e del pannello dovranno essere considerati per tutta la durata della missione. Per il posizionamento di tali sistemi di aggancio nei serbatoi e nello scudo, si dovranno valutare le interfacce geometriche e meccaniche con il lanciatore, le quali si considereranno simili a quelle presenti sull'ultima versione del lanciatore Ariane 5 (ESC-B).
Nella prima soluzione (Figura 3.2), allo scudo si aggiungerà uno strato ulteriore di isolante (ad es. schiuma poliuretanica) che potrà essere esterno o interno al pannello; in quest’ultimo caso il pannello andrà a proteggere dai carichi aerodinamici e da possibili degradazioni lo strato di isolante stesso.
104 Figura 3.2 Schematizzazione del sistema
A differenza della precedente, la configurazione della schermatura esposta in Figura 3.3 non presenta lo strato di isolante aggiuntivo e quindi per la sua realizzazione si dovranno scegliere materiali altamente performanti in termini di resistenza termo-strutturale.
105 Nell’ultimo caso (Figura 3.4) lo scudo sarà permanentemente ancorato alla struttura del serbatoio, mentre lo strato di isolante MLI è posizionato sulla superficie interna della schermatura, garantendo così una migliore protezione nei confronti dei carichi aerodinamici che tendono a strappare i sottili strati di cui è composto l’isolante stesso.
Figura 3.4 Schematizzazione del sistema
Oltre alla protezione fornita dalla schermatura nelle diverse soluzioni sopra esposte si dovrà considerare un sistema di condizionamento che dovrà iniettare gas inerti a bassa temperatura nell’intercapedine tra lo scudo ed il serbatoio Figura 3.5. Tale sistema di iniezione sarà attivo solo per le fasi a terra fino a pochi istanti prima del lancio, impedendo così il riscaldamento dei propellenti a causa del fenomeno di convezione con l’ambiente esterno; il gas tipicamente utilizzato è l’Azoto (N2) alla temperatura di 78 [K].
106 Figura 3.5 Schema di iniezione gas inerti
Descritta l’architettura di base dello scudo, si definiscono il tipo di missione caratteristica ed i requisiti progettuali, esclusi i carichi agenti che verranno dettagliatamente trattati nel successivo capitolo, forniti in fase di proposta.
107
3.1.2
Missione e requisiti progettuali
Missione caratteristica
Il sistema in esame si troverà ad operare sia in missione GTO che in missioni GTO/GTO+, LEO20/ATV21; per semplificare la fase di sviluppo, viene scelta
come missione di riferimento, per il quale l'upper stage dovrà essere dimensionato, il GTO, mentre l’insieme dei parametri dimensionanti (carichi meccanici, carichi termici, condizioni ambientali, etc.) vengono determinati dall’inviluppo derivato dalle missioni sopracitate.
Le caratteristiche principali della missione GTO sono: • 3 accensioni del propulsore dello stadio superiore; • 6 ore di volo dal lancio.
Il ciclo di vita della schermatura inizia con la fase di assemblaggio a terra e termina nella fase di sgancio in volo. Durante questo periodo di tempo non deve presentarsi nessuna degradazione della sua integrità o delle prestazioni caratteristiche.
Requisiti progettuali
I requisiti progettuali da soddisfare nello sviluppo preliminare della schermatura si possono suddividere in:
• requisiti di alto livello e di sistema; • requisiti strutturali.
20
LEO: Low Earth Orbit
108
3.1.2.1
Requisiti di alto livello
All’interno dei requisiti di alto livello si possono distinguere le diverse funzioni e vincoli:
a) Funzione principale ( main function mf )
(mf1) Limitare il flusso termico verso il propellente.
b) Funzioni secondarie (secondary function sf )
(sf1) Permettere l’ispezione non distruttiva (NDI)
(sf2) fornire comandi ed interfacce con il lanciatore per l’attivazione di sistemi pirotecnici
(sf3) permettere il condizionamento termico nell’intercapedine tra lo scudo ed il serbatoio
(sf4) permettere il pompaggio di gas inerti
(sf5) consentire la separazione tramite pirotecnici (sf6) permettere la pressurizzazione dell’intercapedine
(sf7) proteggere l’isolante presente sulla superficie del serbatoio (MLI).
c) Vincoli di progetto ( Constraints C )
(C1) Rispettare gli inviluppi dell’interfaccia del lanciatore (C2) limitare i carichi condotti all’ Y-ring superiore (figura 2.1) (C3) permettere la comunicazione con il sistema a terra
(C4) sopportare i carichi meccanici indotti dall’upper stage (C5) resistere ai carichi termici indotti dall’upper stage (C6) compatibilità con la sequenza di espulsione
109 (C8) compatibilità con ossigeno ed idrogeno
(C9) permettere la pressurizzazione e depressurizzazione del serbatoio (C10) prevenire la liquefazione dei gas iniettati nell’intercapedine (C11) limitare la massa in orbita.
d) Vincoli ambientali ( Environment Constraints EC )
(EC1) Sopportare la pressione ambientale (EC2) resistere alla temperatura ambientale (EC3) compatibilità con l’umidità esterna.
110
3.1.2.2
Requisiti di sistema
I principali requisiti di sistema possono essere suddivisi in:
e) Principale requisito funzionale ( Main Functional Requirement MFR )
(MFR1) Durante la fase del lancio il massimo flusso specifico che attraversa la struttura non deve superare i 0,2 [W/(m2 K)].
f) Requisiti prestazionali ( performance requirements PR )
(PR1) La massa del pannello non deve superare i 3,2 [Kg/m2]
(PR2) la massa totale dello scudo al momento del lancio non deve essere superiore a 250 [Kg].
g) Requisiti programmatici ( programmatic requirements pr )
(pr1) Il gas usato per il condizionamento dell’intercapedine è l’Azoto
(pr2) minimizzare il numero di meccanismi garantendo un’affidabilità del 99,9%.
h) Requisiti ambientali ( environmental requirements er )
(er1) La struttura deve resistere all’umidità ambientale nella fase di preparazione al lancio
(er2) si devono evitare accumuli di umidità e pioggia nella fase a terra
(er3) i pannelli devono resistere alla pressione atmosferica prima del lancio e alla depressione in fase ascendente
(er4) il sistema deve essere resistente/compatibile ai seguenti componenti chimici:
111 prodotti usati per la pulizia dei pannelli
azoto
vernici protettive
leghe ed ossidi delle strutture metalliche ossigeno ed idrogeno liquido.
i) Requisiti di manutenzione ( manufacturing requirements mr )
(mr1) I processi di ispezione non distruttiva dovrebbero includere: • liquidi penetranti
• ultrasuoni
• correnti parassite • raggi X
inoltre adeguate metodologie possono essere utilizzate solo se opportunamente qualificate, in modo da garantire l’individuazione di difetti con dimensioni massime di:
profondità 0,2 [mm] lunghezza 0,1 [mm]
con una probabilità ≥ del 90% ed un livello di confidenza ≥ 95%.
j) Requisiti di interfaccia ( interface requirements ir )
(ir1) Il design della struttura deve essere compatibile con la geometria dell’upper stage
(ir2) si devono considerare le interfacce con il lanciatore per il posizionamento dei sistemi pirotecnici.
112 Per il soddisfacimento dei requisiti geometrici e di interfaccia l’architettura, presa come riferimento da TAS-I, è descritta in Figura 3.6 e coincide con la soluzione progettuale del serbatoio DRA#1.
Figura 3.6 Architettura di riferimento
k) Requisiti geometrici( geometrical requirements gr )
(gr1) Il massimo spessore del pannello non deve superare 40 [mm]
(gr2) devono essere evitate sporgenze, in particolare nella giunzione tra pannello e lanciatore, inoltre gli elementi devono essere opportunamente smussati
113 (gr3) l’espulsione dei pannelli non deve interferire con la struttura del
lanciatore.
l) Requisiti termici ( thermal requirements tr )
(tr1) Durante la fase a terra e di ascensione la temperatura minima della superficie deve essere:
T>117 [K] in tutta la zona di contatto con il sistema di condizionamento ad N2
T>278 [K] in tutta la superficie in contatto con l’ambiente esterno (tr2) deve supportare il carico aero-termico durante la fase di ascesa
(tr3) la struttura deve resistere alla massima temperatura prevista durante il lancio senza presentare alcuna degradazione
(tr4) la struttura deve resistere alla minima temperatura prevista durante il lancio senza presentare alcuna degradazione.
m) Requisiti di missione ( mission requirements MR)
(mr1) La separazione dello scudo dovrà avvenire successivamente, senza alcuna interferenza, al distacco del fairing, il quale verrà espulso 185÷195 secondi dopo aver lasciato il suolo.
114
3.1.2.3
Requisiti strutturali
L'obiettivo principale dei requisiti strutturali è la definizione dei carichi termici e meccanici per il dimensionamento strutturale del sistema:
n) Requisiti meccanici (Mechanical Requirements MR)
(MR1) La struttura deve resistere alla forza aerodinamica così definita:
D f
F =C ⋅ ⋅ A q
dove
f
C Coefficiente d’attrito (Coefficient of friction)
A Superficie lambita dal flusso (Regarded surface) [mm2]
q Pressione dinamica (dynamic pressure) [Pa]
Il valore della pressione dinamica ( q ) è riportato in Tabella 3.1, dove il tempo è riferito all’istante del lancio.
115 Tabella 3.1 Andamento della pressione dinamica
(MR2) il pannello deve resistere al carico acustico che viene definito come:
A e F = A P⋅ con 0,5 3 2 e n p P =
π
⋅ ⋅Q f W⋅ Pressione statica equivalente (equivalent static
116 Q Fattore di amplificazione di risonanza (Resonant frequency amplification factor)
fn Frequenza naturale della struttura (Structure natural vibration frequency) [Hz]
Wp Densità spettrale di potenza (pressure power spectral density) per la determinazione del carico si considera la Tabella 3.2.
117 (MR3) la struttura dovrà deformarsi radialmente e in modo elastico sotto
l’azione del serbatoio che sarà soggetto a: contrazione dovuta al condizionamento –0,7% espansione causata dalla pressurizzazione +0,5%
(MR4) il sistema deve resistere ai carichi derivanti dalla separazione di: fairing
payload
upper stage e lower stage
(MR5) il design del pannello deve essere tale da evitare problematiche relative al fenomeno del flutter
(MR6) per il calcolo del carico dovuto alle accelerazioni longitudinale e trasversale si devono considerare quelle tipiche del lanciatore sul quale verrà installato lo scudo termico
(MR7) per i carichi termici si devono considerare come temperature massime:
• T= 543[K] sulla parete per effetto del flusso aero-termico
• T= 773[K] in presenza di protuberanze per un tempo non superiore a 70[s]
invece come temperature minime:
• T= 78[K] nelle zone in contatto con il flusso di N2
• T= 20[K] in prossimità della tanica di LH2
Nella Tabella 3.3 si riassume la logica secondo la quale dai requisiti di alto livello e dai vincoli derivano i requisiti di sistema e strutturali. In ascissa sono elencati i requisiti di alto livello e i vincoli, invece in ordinata quelli di sistema e strutturali.
118 Tabella 3.3 Tabella riassuntiva della logica di derivazione dei requisiti di sistema e
strutturale da quelli di alto livello e vincoli
Infine, come requisito fondamentale, l’ESA richiede alle aziende che il sistema raggiunga un livello di sviluppo tecnologico pari a TRL 6 (Technology Readiness Level).
Il TRL è la misura utilizzata da molte aziende per valutare il livello di maturità raggiunto dalle tecnologie in fase di sviluppo (materiali, componenti, dispositivi, etc.), prima che la tecnologia stessa venga impiegata in un sistema o sottosistema. In generale, quando una nuova tecnologia è in fase concettuale o di sperimentazione non è adatta per l'applicazione immediata e quindi sarà sottoposta a sperimentazione e perfezionamento, fino allo sviluppo di dimostratori in grandezza scala 1:1 ed infine qualifica di volo. Una volta che la tecnologia è sufficientemente provata, quindi è stato raggiunto il TRL desiderato, può essere incorporata in un sistema o
119 sottosistema. Una schematizzazione dei diversi livelli di TRL raggiungibili è rappresentata in Figura 3.7.
Il TRL 6 dovrà essere raggiunto attraverso le seguenti fasi principali: Fase 1 ricerca e studi di base per tutti i componenti (TRL1 e 2) Fase 2 prove di fattibilità che portano ad un TRL3
Fase 3 prove sotto condizioni di carico realistiche TRL 4 e 5
Fase 4 realizzazione di un dimostratore in vera grandezza testato sotto le condizioni tipiche di utilizzo TRL6.
120
3.2
Proposta TAS-I
Di seguito verranno trattati i punti focali della proposta [14] di Thales Alenia Space Italia, sullo studio di una schermatura termo-srtutturale.
Per il raggiungimento del livello tecnologico richiesto (TRL6) TAS-I ha previsto di dividere lo sviluppo del progetto in quattro steps, come schematizzato in Figura 3.8. Per ogni step si dovrà aumentare il livello di maturità di: materiali base, processi produttivi di controllo e riparazione in modo da conseguire il TRL previsto (Figura 3.9).
121 Figura 3.9 Corrispondenza tra step e TRL
Il progetto di TAS-I prevede la realizzazione dello scudo attraverso dei pannelli con tecnologia sandwich, tecnica ampiamente utilizzata nel settore delle costruzioni spaziali. Per struttura sandwich si intende un elemento costituito da tre fondamentali strati resistenti, due esterni, detti pelli o facce, con elevate caratteristiche meccaniche, ed uno interno, detto core o anima, con bassa densità tale da garantire leggerezza alla struttura.
Le pelli sono solitamente costituite da materiale ad elevata resistenza meccanica, che può essere alluminio o acciaio, oppure materiale composito in fibra di vetro, carbonio o kevlar.
Per il core vengono impiegate strutture con celle a nido d'ape, dette honeycomb oppure schiume.
Si definiscono schiume quei materiali cellulari ottenuti mediante la dispersione di un gas in un materiale plastico solido. La schiuma può essere:
122 A celle aperte, se la fase gassosa è continua;
A celle chiuse, se la fase gassosa non è interconnessa.
Il compito principale del core è quello di collegare le due pelli mantenendole al tempo stesso distanziate l’una dall’altra La rigidezza assiale del core è assolutamente trascurabile rispetto a quella delle pelli, che sono preposte ai carichi nel piano. La presenza del core è invece utile ad aumentare il valore della rigidezza flessionale del pannello, che dipende dalla distanza delle lamine dal piano medio; tale rigidezza verrà valutata in modo più approfondito nel capitolo successivo dove verranno effettuate le analisi numeriche necessarie al dimensionamento del pannello.
Per realizzare il pannello sandwich si utilizzano materiali (FRP) per lo skin (pelle). Il termine FRP (Fibre Reinforced Polymers) indica materiali compositi costituiti da una matrice polimerica di natura organica, con la quale viene impregnato un rinforzo in fibra continua con elevate proprietà meccaniche. Le fibre hanno un’elevata resistenza a trazione e rappresentano pertanto gli elementi resistenti del materiale fibrorinforzato.
Infatti, quando un materiale FRP subisce uno sforzo assiale di trazione, gli sforzi veri e propri vengono assorbiti dalle fibre, mentre alla matrice polimerica si demanda il solo compito di distribuzione degli stessi fra le fibre determinando così una uniformità di sollecitazione tra queste. La resina inoltre protegge le fibre dall’usura, nonché ne assicura un buon allineamento. Gli aspetti comuni che caratterizzano i prodotti FRP sono:
elevata leggerezza;
elevata resistenza meccanica; elevate resistenza alla corrosione; elevata coibenza termica;
123 In commercio esistono diverse combinazioni di materiali fibrorinforzati a seconda dell’applicazione richiesta; sulla base della propria esperienza TAS-I prevede di utilizzare uno dei due seguenti materiali:
CFRP (Carbon Fiber Reinforced Polymer); GFRP (Glass Fiber Reinforced Polymer).
La scelta finale verrà effettuata durante lo sviluppo del progetto.
Per il core si utilizzeranno delle schiume termoplastiche a cella chiusa, le quali presentano le seguenti proprietà meccaniche:
buona resistenza alle alte temperature; elevato rapporto resistenza/peso;
elevata duttilità alle temperature criogeniche; buona resistenza agli urti;
basso assorbimento di umidità; buon isolamento termico ed acustico.
All’esterno del pannello è previsto un ulteriore strato di schiuma che potrà essere a celle chiuse o aperte e che andrà a contribuire all’isolamento termico del serbatoio; pertanto verranno scelte delle schiume che riescono a resistere fino a temperature di 573 [K].
La schematizzazione in sezione del pannello sandwich finora esposto è rappresentata in Figura 3.10.
124 Figura 3.10 Schematizzazione del pannello proposto da TAS-I
Come da figura sopra, il pannello dovrà agganciarsi alla struttura esterna del serbatoio di LH2 che può presentare diverse configurazioni in base al
lanciatore su cui è installato. A tal fine si è scelto di prendere come riferimento la configurazione DRA#1 (Figura 3.1), il cui utilizzo sarà previsto anche per i lanciatori di ultima generazione.
La schermatura dovrà interessare tutto il cilindro esterno del serbatoio, quindi, per far ciò, sono stati previsti inizialmente dodici pannelli di dimensioni opportune, in modo tale da rivestire tutta la superficie della tanica come raffigurato in Figura 3.11.
125 Figura 3.11 Posizionamento dei pannelli sul serbatoio
I pannelli saranno dotati di almeno quattro sistemi di ancoraggio al serbatoio, i quali non dovranno, però, essere di tipo rigido, proprio per consentire piccole deformazioni fra pannello e serbatoio, come richiesto dal requisito (MR3); tali soluzioni di ancoraggio sono dotati di componenti pirotecnici e molle che permettano lo sgancio del pannello una volta raggiunta la quota prevista (Figura 3.12).
126 Figura 3.12 Fase di sgancio in orbita
Per l’installazione dei sistemi di aggancio/sgancio, nei pannelli sono previsti in fase di progettazione, dei fori, che verranno ricoperti una volta installato tutto il sistema di ancoraggio, come illustrato in Figura 3.13; invece nel serbatoio vengono prese in considerazione due differenti soluzioni.
127 La prima prevede delle cinture rigide in fibra di vetro da incollare sulla superficie dell’isolante che riveste il serbatoio (Figura 3.14); tali cinture saranno opportunamente dotate di sistemi di ancoraggio che si andranno a collegare con quelli presenti nel pannello (Figura 3.15).
Figura 3.14 Raffigurazione dei nastri di aggancio
Figura 3.15 Schema di aggancio del pannello
Inoltre le cinture dovranno prevedere dei sistemi di supporto per cavi di alimentazione e connettori, necessari al funzionamento dei sistemi pirotecnici.
128 Questa soluzione ipotizzata nella prima fase di studio presenta però alcune problematiche relative al danneggiamento locale della schiuma poliuretanica, dovute soprattutto a:
operazioni di incollaggio e installazione delle cinture;
contrazione della tanica per effetto del condizionamento dell’LH2;
espulsione dei pannelli.
Per queste ragioni si preferisce posizionare il sistema di aggancio direttamente sulla superficie del serbatoio tramite quattro staffe ad omega, le quali by-passano lo strato di isolante e sono posizionate, rispettivamente, due nell’upper e due nel lower skirt del serbatoio. Le staffe sono realizzate con materiali compositi (ad esempio GFRP) e presentano un punto di aggancio, posto in alto, per il fissaggio con il sistema di separazione ed una zona in basso per il collegamento al serbatoio (Figura 3.16).
129 L’isolante è direttamente incollato al serbatoio e le staffe ad omega sono annegate all’interno di esso; il fissaggio di MLI avviene, oltre che con i quattro punti di aggancio forniti dalle staffe, con dei punti aggiuntivi quali soluzione a velcro o strisce di aggancio direttamente fissate sull’isolante, come rappresentato in Figura 3.17.
Figura 3.17 Rappresentazione globale dei sistemi di aggancio
La Figura 3.18 illustra la schematizzazione della disposizione e degli strati di cui è composto il sistema proposto da TAS-I nella sua totalità.
130 Figura 3.18 Schematizzazione della stratificazione del sistema
Dalla schematizzazione illustrata sopra si può notare che i pannelli presentano delle appendici aerodinamiche (Aerodynamic Edges) realizzate usando la stessa schiuma poliuretanica, atte a mantenere stabile il flusso aerodinamico che investe il lanciatore soddisfacendo così il requisito (gr2). Le appendici sono fissate al serbatoio e posizionate sotto l’estremità del pannello (Figura 3.19) per evitare la fuoriuscita dell’azoto in fase di condizionamento; a tal fine si prevede di sigillare anche l’area di contatto tra i pannelli lungo
131 l’asse longitudinale con delle guarnizioni che mantengano ottime proprietà per un range di temperatura compreso fra 4 e 673 [K].
Figura 3.19 Disposizione dell’appendice aerodinamica
La soluzione proposta da TAS-I, per garantire la possibilità di separazione in volo, prevede l’utilizzo di un sistema costituito da dispositivi pirotecnici per la rottura del collegamento e molle opportunamente dimensionate per erogare l’energia necessaria all’espulsione.
Il sistema verrà pre-assemblato sul pannello e poi agganciato tramite le staffe ad omega al serbatoio; una schematizzazione del sistema ad esclusione del dispositivo pirotecnico è esposta in Figura 3.20.
132 Figura 3.20 Schema del sistema di separazione
Il dispositivo pirotecnico scelto è un Pyronut [15], i cui elementi principali sono illustrati in Figura 3.21.
133 L’iniziatore è un dispositivo elettrico collegato attraverso delle linee di comando all’unità di controllo del lanciatore ed ha il compito di azionare attraverso un opportuno impulso il pirotecnico (dado di separazione). Le linee di comando, così come gli iniziatori, sono due ed indipendenti in modo da assicurare la ridondanza del dispositivo. Una volta avvenuta la detonazione, che si verifica senza rilascio di polveri, il dado espandendosi radialmente libera il perno che era stato inserito in fase di assemblaggio. Essendo il perno l’unico elemento di giunzione tra pannello e staffa, una volta liberato, l’azione della molla farà separare definitivamente il pannello. Una riproduzione CAD nel complesso è mostrata in Figura 3.22, nella quale sono rappresentati tutti i componenti di giunzione ed il loro montaggio sul pannello, mentre in Figura 3.23 viene simulata la fase di separazione dello scudo.
134 Figura 3.23 Raffigurazione della separazione
