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1. SVILUPPO DEI LANCIATORI EUROPEI
D'ULTIMA GENERAZIONE
1.1
Costituzione dell’agenzia spaziale europea (ESA)
Dalla metà degli anni ’60, URSS e USA avevano già portato satelliti e uomini nello spazio ed erano ormai sul punto di correre per la conquista della Luna; gli stati europei iniziarono lo sviluppo di un proprio programma spaziale, con un sistema di lancio ed una base spaziale attrezzata. Nel 1962, sei paesi europei (Belgio, Francia, Germania, Regno Unito, Italia e Olanda), con la partecipazione dell'Australia, crearono l'ELDO (European Launcher Development Organisation) con lo scopo di progettare e costruire un lanciatore indipendente dalle due potenze spaziali dell'epoca.
Il 14 giugno 1962, gli stessi paesi, insieme alla Danimarca, la Spagna, la Svezia e la Svizzera stipularono un accordo per l’istituzione dell'ESRO (European Space Research Organisation), il quale nacque ufficialmente il 20 marzo 1964 con lo scopo di avviare progetti in campo satellitare. Tra il 1968 e il 1972 l'ESRO festeggiò i primi successi: sette satelliti di ricerca vennero posti in orbita grazie all'utilizzo di lanciatori Statunitensi.
Dieci anni più tardi, i membri di queste due organizzazioni decisero di riunire le loro diverse attività in un unico ente e, nel luglio del 1973, durante una conferenza interministeriale svoltasi a Bruxelles, si delinearono i principi costitutivi dell'Agenzia Spaziale Europea (ESA)[1]. Nel 1975 venne lanciata la prima missione da parte dell'Agenzia: si trattava della sonda Cos-B che aveva lo scopo di analizzare le emissioni di raggi gamma dell'universo.
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1.1.1
Sviluppo dei lanciatori Europei d’ultima generazione
Negli ultimi anni in Europa sono in atto diverse iniziative volte a migliorare ed ampliare le conoscenze tecnologiche relative ai lanciatori di nuova generazione. Prima tra queste è il programma Future Launchers Preparatory Programme (XXXX). Tale progetto, rappresentato in Figura 1.1, è stato promosso dall'ESA nel Febbraio del 2004 con l'obiettivo di ottenere entro il 2020 una nuova generazione di lanciatori: Next Generation Launcher (XXX). Lo scopo del programma è quello di condurre uno studio su vari sistemi e processi tecnologici, incluse prove a terra ed in volo, per promuovere all'interno del territorio europeo l'acquisizione di conoscenze tecnologiche ed intellettuali innovative, in grado di aumentare l'affidabilità e la competitività dei lanciatori europei.
Figura 1.1 Rappresentazione artistica ( XXXX )
Punto focale del programma XXXX è l'utilizzo ottimale delle risorse presenti nel territorio d'interesse, comprendente il settore delle industrie aerospaziali ed i vari enti di ricerca, incluse le università, nonché la loro interazione. Tali obiettivi possono essere suddivisi in tre macro aree: configurazioni di sistemi
3 XXX, sperimentazione in volo e tecnologie innovative relative a propulsori, materiali e strutture.
1.1.2
Configurazioni di sistemi XXX
Lo scopo principale del programma XXXX per i sistemi di lancio è quello di sviluppare concetti tecnologici per gli XXX in grado di soddisfare i requisiti europei, ossia fornire all'Europa un accesso indipendente allo spazio, a costi sostenibili e nel pieno rispetto dell'affidabilità e della flessibilità, nonché la disponibilità dei servizi di lancio. Un elemento centrale delle attività del programma consiste quindi nello sviluppo di differenti configurazioni di lanciatori e delle relative tecnologie necessarie per la loro realizzazione.
1.1.3
Sperimentazione in volo
Le attività di XXXX inerenti alla sperimentazione in volo sono focalizzate alla realizzazione di un velivolo sperimentale da utilizzare per la validazione delle tecnologie di rientro IXV, Intermediate eXperimental Vehicle. Gli studi in merito sono già abbastanza avanzati; il primo volo orbitante è previsto per il 2011 per mezzo del più piccolo lanciatore europeo VEGA. La missione del IXV consiste in un volo di rientro terrestre controllato per mezzo di superfici aerodinamiche di manovra. Tale missione si propone di studiare sistemi di protezione termica e strutture calde, provare nuovi materiali in condizioni critiche, monitorare lo stato tensionale e termico delle strutture principali e analizzare i principali problemi di navigazione e controllo.
1.1.4
Tecnologie innovative relative a propulsori, materiali
e strutture
I propulsori ricoprono un ruolo fondamentale per lo sviluppo di nuovi lanciatori. Il progetto del sistema di propulsione principale, tecnicamente complesso, deve essere un ottimo compromesso generato dall'interazione di tutti i requisiti prestazionali ed operazionali di un XXX. Vari studi di sistemi
4 propulsivi, valutazione di cicli di propulsione e vari propellenti, come ossigeno liquido (ossidante) unito a idrogeno liquido o idrocarburi (combustibili), sono stati presi in esame per tutti i sistemi di lancio. Una volta identificate le tecnologie critiche, saranno provate sia a livello di componenti sia a livello di sotto-sistemi e le attività tecnologiche competenti avranno come obiettivo lo sviluppo di un dimostratore in grado di effettuare le prove necessarie, anche su motori di notevoli dimensioni. I sistemi propulsivi utilizzabili sui lanciatori possono essere raggruppati in due categorie in funzione della tipologia del combustibile utilizzato:
propulsione solida propulsione liquida
La tecnologia a combustibile solido viene usata principalmente nella fase di decollo in cui la generazione della spinta del lanciatore avviene attraverso i suoi boosters. Attualmente un razzo booster a combustibile solido è costituito da un involucro in acciaio all'interno del quale è presente la miscela autocombustibile, detta appunto propellente solido. Quando questo brucia, i gas che ne derivano sono forzati all'esterno attraverso un opportuno ugello per mezzo del quale si espandono, fornendo la spinta necessaria per il decollo. Molte tecnologie per la riduzione dei costi e l'aumento delle prestazioni di questi sistemi, come la costruzione del cosidetto “engine case” in materiale composito e l'introduzione di un isolamento termico a bassa densità, sono già state sviluppate con programmi precedenti, quali VEGA e P80. Tuttavia, ulteriori innovazioni impiegabili negli XXX sono di interesse per il programma XXXX, come ad esempio l'ulteriore sviluppo di propellenti a basso costo e ad alto potere energetico. In un sistema propulsivo con la tecnologia a combustibile liquido, il comburente e il combustibile vengono immagazzinati all'interno di appositi serbatoi disposti nel lanciatore e collegati, attraverso un sistema di linee fluidiche, al propulsore. Questi, dopo aver reagito chimicamente all'interno della camera di combustione, vengono forzati verso l'ugello che permette l'espansione dei gas combusti all'esterno e la conseguente generazione di spinta necessaria per il moto del sistema.
5 Le relative attività tecnologiche oggetto di studio sono distinguibili in:
tecnologie relative al motore dello stadio1 superiore;
tecnologie per motori criogenici High-Thrust; motori High-Thrust, ossigeno/idrocarburi; motori riutilizzabili ad alte prestazioni;
programma di dimostrazione per motori High-Thrust; sistemi di controllo orbitali.
La maggior parte di queste tecnologie sono improntate allo sviluppo di un avanzato propulsore criogenico. I propulsori criogenici utilizzano propellenti liquidi in opportune condizioni criogeniche, vale a dire a temperature molto al di sotto delle normali condizioni ambientali. Il grosso vantaggio che si ha nell’utilizzare questa tipologia di carburanti, comunemente LOX (ossigeno liquido) e LH2 (idrogeno liquido), è quello di ottenere elevate prestazioni.
L'innovazione tecnologica è richiesta per lo sviluppo delle strutture e dei materiali necessari per la realizzazione dei futuri lanciatori, in quanto essi dovranno essere in grado di soddisfare gravosi requisiti quali:
I. riduzione della massa strutturale totale;
II. incremento dei margini strutturali di robustezza;
III. stivaggio di propellenti liquidi in condizioni criogeniche;
IV. sviluppo di protezioni termiche riutilizzabili in supporto al sistema IXV;
V. significante riduzione dei costi operativi per ispezioni e analisi delle strutture riutilizzabili;
VI. aumento del rapporto prestazione/costo.
1 Il termine stadio viene utilizzato come riferimento ad un elemento del lanciatore completo
di serbatoi, propulsori e di tutti gli equipaggiamenti elettrici, meccanici e pneumatici necessari per il volo controllato.
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1.2
Sistemi di lancio Europei
Il primo obiettivo che l'agenzia spaziale europea (ESA) si prefisse al momento della sua nascita, nel 1975, fu quello di costruire un proprio lanciatore, poiché non possedere un proprio sistema di lancio implicava l’impossibilità di un accesso indipendente allo spazio e di conseguenza, l’impossibilità di attuare un programma spaziale autonomo; ciò determinò l'inizio della fase di progettazione di lanciatori e di siti per il loro lancio.
Il primo problema che il team di progettazione, la cui direzione era stata assegnata alla Francia, dovette affrontare fu quella della scelta del nome da assegnare al primo sistema di lancio europeo, che in Francia era noto come
Lanceur à Trois Etages de Substitution, LIIIS. Nel 1977, i delegati dell'ESA
presentarono i possibili nomi: Edelweiss, William Tell, Patience, Prometheus,
Penelope, Phoenix e Ariane. La scelta finale fu fatta su richiesta del direttore
generale del CNES2, dall'allora ministro dell'industria e sviluppo francese
Jean Charbonnel3, che scelse Ariane, nome della figura mitologica greca che
diede a Teseo un gomitolo di lana, per poter segnare la strada percorsa all'interno del labirinto del Minotauro, che gli permise di trovare agevolmente la via d'uscita.
Superata questa difficoltà, lo sviluppo del primo Ariane, lanciatore a tre stadi sfruttante la nuova tecnologia a combustione liquida LOX/LH2, si svolse in
maniera celere; infatti, il primo lancio di Ariane 1, previsto inizialmente per il 15 dicembre del 1979, fu effettuato il 24 Dicembre dello stesso anno, alle 14:14 ore locali, dalla base di lancio europea sita in Kourou nella Guyana francese.
2 Centre National d'Étudies Spatiales,:Il centro nazionale di studi spaziali, rappresenta l'agenzia
spaziale francese.[2]
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1.3
Sviluppo di Ariane
Ariane 1 fu progettato inizialmente per portare in orbita contemporaneamente due satelliti di telecomunicazione, in un ottica di riduzione dei costi di lancio. Ma all'aumentare delle dimensioni dei satelliti e quindi del carico pagante da trasportare, con il solo utilizzo di Ariane 1 si sarebbe rischiato di non riuscire a soddisfare i requisiti imposti dal mercato. Per questo motivo, nel giugno del 1980, venne autorizzato da parte dell'ESA lo sviluppo delle evoluzioni del lanciatore per renderlo più potente e versatile, nacquero cosi: Ariane 2 ed Ariane 3 vedi Figura 1.2.
8 LANCIATORI ARIANE DATI 1 2 3 Altezza [m] 47,4 49 49 Diametro [m] 3,8 3,8 3,8 Massa LO [t] 210 219 237 Max payload mass [t] 1,83 2,27 2,65
Tabella 1.1 Dati relativi ad Ariane 1, 2 e 3.
Le differenze tra le tre configurazioni, come si evince dalla Tabella 1.1, sono minime. L'aumento dell'altezza totale nelle versioni successive ad Ariane 1 dipende dall'aumento della dimensione assiale del primo e terzo stadio; per l'aumento delle prestazioni sono stati modificati anche le prestazioni dei propulsori a propellente liquido (LOX/LH2) con tecnologia di raffreddamento
rigenerativo del terzo stadio, già presenti nella versione 1. Si passò infatti da un propulsore HM7-A all'HM7-B; questa evoluzione consiste principalmente nell'aumento della pressione della camera di combustione, passando da 30 [bar] a 35 [bar], nell'estensione dell'ugello di scarico con conseguente aumento di spinta a vuoto di 8,300 [kN] e nell'aumento del tempo di combustione. Anche i propulsori del primo stadio (stadio basso) a propellente liquido (N2O4/UDMH4) furono modificati, passando dal Viking 2, con una
pressione in camera di combustione di 55 [bar] ad un Viking 2B in cui la pressione raggiungeva i 59 [bar].
4 L'N2O4 con densità:1.450 [g/cm3], temperatura di congelamento: 262,15[K] viene usato
come ossidante mentre Unsymmetrical Dimethylhydrazine, UDMH, avente densità:
0.793 [g/cm3], temperatura di congelamento: 216,15 [K], temperatura di ebollizione: 336,15 [K], ((CH3)2NNH2) è il comburente. Il UDMH è descritto nella specifica militare MIL - D – 25604.
9 Nella versione 3 del lanciatore Ariane, oltre allo sviluppo del propulsore a propellente liquido (N2O4/UDMH) del secondo stadio, si passò dal Viking 4 al 4B con un aumento della pressione della camera di combustione da 54 [bar] a 58,50 [bar].
Inoltre, furono aggiunti ai lati del lanciatore i propulsori a propellente solido (booster), rendendolo molto più flessibile e potente. Si vede infatti nella Tabella 1.1, che grazie all'incremento delle prestazioni Ariane 3 risulta essere, dei tre, il sistema con maggiore capacità di payload.
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1.4
Ariane 4
Nel periodo che va dal 15 giugno 1988 fino al 15 febbraio 2003, ben il 50 % dei lanci commerciali fu effettuato per mezzo del più versatile sistema di lancio europeo fino ad allora costruito: Ariane 4 (Figura 1.3). Il Lanciatore Ariane 4 nelle sue varie configurazioni (Tabella 1.2) si è dimostrato essere, grazie alla sua estrema versatilità, il sistema ideale per la messa in orbita di satelliti per telecomunicazioni, per osservazioni terrestri e ricerche scientifiche. Basti pensare che il suo primo stadio era predisposto per l'installazione di una combinazione di propulsori sia solidi (P) che liquidi (L), che variavano da un massimo di quattro (serie 44), a due (serie 42), fino a nessun booster (serie 40). Questo significa che esso riusciva a portare in orbita un payload con una massa da 2000 [Kg] senza l'utilizzo di propulsori aggiuntivi, fino ai 4300 [Kg] nella configurazione a 4 boosters, quasi tre volte il carico utile del precedente Ariane 3.
11 LANCIATORI ARIANE DATI 40 42P 44P 42L 44LP 44L Altezza [m] 58,72 58,72 58,72 58,72 58,72 58,72 Diametro [m] 3,8 3,8 3,8 3,8 3,8 3,8 Massa LO [t] 240 320 350 360 420 470
Max payload mass [t] 2 2,7 3,1 3,3 3,8 4,3
Tabella 1.2 Grandezze relative alle versioni del lanciatore Ariane 4
Bisogna notare che nel caso di configurazione 40, cioè senza propulsori ausiliari, il lanciatore non era in grado di decollare con tutti i serbatoi pieni, pertanto, i serbatoi del primo e del secondo stadio non venivano riempiti completamente. Inoltre, il terzo stadio è rimasto uguale a quello adottato per lo stadio superiore alimentato da combustibile liquido delle versioni precedenti.
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1.5
Ariane 5
I lanciatori tuttora in uso in ambito europeo non sono diretti discendenti di quelli descritti nei paragrafi precedenti, infatti, come si vede dalla Figura 1.4, l'architettura del sistema di lancio è stata completamente rivoluzionata allo scopo di aumentare le prestazioni, anche se il nome rimane lo stesso continuando la serie dei lanciatori Ariane con la versione 5.
Figura 1.4 Evoluzione di Ariane
Ariane 5G (generic) [4] rappresenta la prima versione della famiglia Ariane 5. Questo lanciatore effettuò con successo il suo primo volo il 30 ottobre del 1997, mentre il suo primo volo operativo risale a dicembre del 1999. Da allora la messa in orbita di satelliti per le telecomunicazioni, per l'osservazione terrestre e la ricerca scientifica europea avviene per mezzo della serie Ariane 5. Tutte le versioni prodotte hanno in comune lo stadio principale centrale, al quale sono collegati i due boosters (lower composite) mentre si differenziano per
13 la diversa configurazione adottata dallo stadio superiore (upper composite). In particolare modo, come descritto in Figura 1.5, il lower composite è costituito dai seguenti elementi principali:
i. propulsore a combustibile liquido, tipo Vulcain; ii. stadio principale criogenico (E P C);
iii. propulsore a combustibile solido, booster, (E A P).
Mentre l'upper composite, nella sua generica configurazione, è composto da: iv. serbatoio del combustibile e relativo propulsore (E P S);
v. Vehicle Equipment Bay (V E B); vi. Speltra o Sylda 5;
vii. Fairing.
Le caratteristiche principali del sistema sono descritte nella Tabella 1.3.
DATI ARIANE 5G
Altezza [m] 52
Diametro [m] 5,4
Massa LO [t] 746
Max payload mass [t] 6
14 Figura 1.5 Strutture di Ariane 5
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i. MOTORE VULCAIN
Il motore Vulcain (Figura 1.6), con un'altezza di 3 [m], un diametro di 1,76 [m] e una massa di 1686 [kg], è il frutto di più di 30 anni di sviluppi tecnologici nella propulsione a combustibile criogenico liquido. Per la sua realizzazione è stato impiegato un quarto dell'investimento totale messo a disposizione per il progetto Ariane 5: mai per un singolo componente erano state destinati risorse così ingenti. Il propulsore criogenico è fissato per mezzo di un giunto cardanico su una struttura di spinta alla base della quale si trovano i serbatoi del combustibile dello stadio principale. Entrambi i lati della sua camera di combustione presentano una turbopompa ad elevata velocità (13600 rpm per quella relativa all'ossigeno e 34000 rpm per quanto riguarda l'idrogeno), la quale assolve la funzione di pressurizzare i propellenti liquidi. La turbopompa criogenica ha la funzione principale di pressurizzare i combustibili liquidi, dalla pressione di immagazzinamento del serbatoio, alla pressione richiesta in camera di combustione e di fornire a quest’ultima una determinata portata commisurata al regime di funzionamento del motore principale. L’energia necessaria al funzionamento delle pompe viene fornita da una turbina, che sfrutta a sua volta l’energia termica di un flusso di gas caldi prelevati dal circuito principale. A fronte di un’elevata temperatura di combustione 1773[K], la camera è raffreddata dalla circolazione dell'idrogeno liquido in 360 canali longitudinali scavati nella parete. Anche se acceso al suolo durante il decollo, per ragioni tecniche, contribuisce alla spinta iniziale solo per il 10% , fornendo invece il massimo della spinta durante la seconda fase del volo, dopo il distacco dei due boosters laterali (EAP) a combustibile solido, i quali invece assicurano il 90% della spinta al decollo. Nel 2005 venne certificato per il volo la versione evoluta del Vulcain, denominata Vulcain2, che consente prestazioni più elevate rispetto al suo predecessore. Le variazioni più importanti sono state le seguenti:
16 un incremento del rapporto di combustione LOX/LH2 da 5,2 a 6,1;
l'aumento della spinta a vuoto da 115 [t] a 130 [t];
l'aumento dell’impulso specifico (Isp5) grazie ad un sistema di
post-combustione dei gas combusti dovuto ad un riprogetto dell'ugello di scarico, come raffigurato nello schema di Figura 1.7.
Figura 1.6 Motore Vulcain
17 Figura 1.7 Motore Vulcain 2
Sin dall’inizio dell’attività di ricerca il maggiore problema riscontrato è quello della gestione dell’estrema temperatura alla quale devono trovarsi i combustibili affinché rimangano allo stato liquido; infatti, le temperature alle quali questi due gas si trovano allo stato liquido sono:
TLH2 ≤ 22.15 [K]
TLO2 ≤ 89,15 [K]
L’applicazione diretta di queste attività di ricerca e sviluppo si traduce in un aumento di spinta disponibile del lanciatore. Da una spinta iniziale di 1000
18 [kg] nel primo prototipo del 1964, si passa ai 10 [t] installati sul primo stadio dell'Ariane 4, fino a raggiungere le 115 [t] di spinta a vuoto forniti all'Ariane 5 dal Vulcain e gli oltre 130 [t] del Vulcain2. Questo progresso è stato raggiunto mediante l’elevata potenza delle turbopompe, sviluppate in un volume relativamente compatto, ed il controllo delle estreme temperature, grazie all’ausilio di opportuni sistemi di raffreddamento. Questi ultimi sfruttano i circuiti di alimentazione del combustibile, il quale si trova a basse temperature, prima dell'ingresso in camera di combustione.
19 ii. STADIO PRINCIPALE CRIOGENICO ( EPC 6)
Lo stadio principale criogenico (Figura 1.8) del sistema di lancio Ariane 5 consta essenzialmente di un serbatoio in alluminio alto 30,5 [m], con un diametro di 5,4 [m] e un peso a vuoto di solo 12,5 [t]. Tale serbatoio è costituito da due compartimenti, uno per l'ossigeno liquido e uno per l'idrogeno liquido. La ripartizione superiore presenta uno spessore di parete di 4,7 [mm] e contiene 133 [t] di ossigeno in un volume di 120 [m3] a differenza
di quella inferiore che ha uno spessore di parete di 1,3 [mm] e contiene 26 [t] di idrogeno liquido in un volume di 390 [m3]. La caratteristica di rigidezza
strutturale dello stadio principale è in gran parte costituita da quella propria dei serbatoi; quando questi ultimi sono completamente vuoti, è necessario che siano pressurizzati per evitare l'instaurarsi dei fenomeni di buckling sotto il loro stesso peso. A tale scopo è inoltre necessario che i difetti di fabbricazione siano ridotti al minimo. Alla base dell' EPC, come descritto precedentemente, è installato il propulsore Vulcain, mentre al suo estremo superiore, è presente un'importante struttura di collegamento denominata JAVE7. Tale struttura
rende solidali, permettendo la trasmissione dei carichi, l'EPC con i boosters laterali e lo stadio superiore.
Figura 1.8 Sezione dello stadio criogenico principale EPC
6 Dal francese: Etage Principal Cryotechnique 7 Dal francese: Jupe AVant Equipée
20 iii. PROPULSORE A COMBUSTIBILE SOLIDO,BOOSTER, ( EAP8)
I Boosters a propellente solido (Figura 1.9) installati sul lanciatore Ariane 5 sono i più grandi finora prodotti sul territorio europeo. Con un peso a vuoto di 37 [t], essi raggiungono un'altezza di 31 [m] e hanno un diametro di 3 [m]. Ogni booster può contenere fino a 238 [t] di combustibile solido, il quale fornisce una spinta pari a 550 [t] ed un impulso specifico di 262 [s].
Figura 1.9 Schema di un EAP
Pertanto, ne deriva che una coppia di boosters riesce a fornire circa il 92% della spinta necessaria per il decollo dal sistema di lancio.
Ciascun EAP è costituito da un involucro in acciaio dello spessore di 8 [mm], provato fino ad una pressione di 6,4 [Mpa], che racchiude all'interno tre
21 segmenti di propellente collegati tra di loro. Il segmento posto in alto è caricato con 23,5 [t] di combustibile solido, quello intermedio con 107,5 [t], mentre il segmento in basso con 107 [t]. Alla base di ogni booster viene installato un ugello dell'altezza di 3,8 [m] e di diametro massimo di 3,1 [m]. Sono inoltre previsti anche degli attuatori di orientamento della spinta, che offrono la possibilità di ruotare fino a 7,3° intorno al proprio asse.
Circa 132 secondi dopo il lancio, ad un’altitudine di 60 [km], i sistemi di sgancio garantiscono tramite dispositivi pirotecnici e molle la separazione dei boosters dal lanciatore. Questi ultimi continueranno lungo la loro traiettoria per altri 100 [km] prima di cadere nell’Oceano Atlantico, a circa 450 [km] dalla base di lancio (Centre spatial guyanais, sito a Kourou nella Guyana Francese). Sovente, quando le prestazioni del lanciatore lo consentono, i boosters sono dotati di un sistema di recupero a mare tramite paracadute e galleggiante, in modo da riguadagnare i sistemi elettronici di bordo atti a monitorare le prime fasi del lancio.
22 iv. SERBATOI DEL COMBUSTIBILE E RELATIVO PROPULSORE
(EPS9)
Il generico terzo stadio dell'Ariane 5 è alto 3.35 [m], presenta un diametro che varia da 3,94 [m] della base in basso, fino ai 2.62 [m] dell'estremità superiore. Il suo peso a vuoto è di 1275 [kg], a fronte dei 11000 [kg] se completamente caricato.
La funzione dell'EPS (Figura 1.10) è quella di fornire l'energia complementare necessaria per portare il payload dal punto di distacco del EPC fino all'orbita prevista. Lo stadio è composto da una struttura di supporto, che unitamente a due paia di serbatoi per il combustibile, alimenterà il motore installato, e attuatori per il controllo della direzione della spinta.
Figura 1.10 Modulo EPS
Il propulsore è collegato alla struttura attraverso un giunto cardanico che permette una rotazione (max 16°) intorno a due assi per mezzo di due attuatori elettrici.
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v. VEHICULE EQUIPMENT BAY ( VEB )
Il vehicle equipment bay (Figura 1.11) considerato il “cervello” del lanciatore, è posizionato sull'estremità superiore dello stadio criogenico. Il VEB si presenta sotto forma di contenitore cilindrico del diametro di 5,4 [m], un’ altezza di 1,56 [m] ed un peso di 1300 [kg], con al centro l’EPS. Il VEB può gestire automaticamente, dall'inizio alla fine, tutti i sistemi che si occupano del controllo del volo, come ad esempio: l'iniezione del combustibile nel propulsore, la separazione dei boosters e dello stadio superiore, comprese le operazioni di sgancio del payload. Ciò può essere svolto grazie alla presenza, ridondante, di computers di bordo e sistemi d'implementazione elettronica installati al suo interno. Questi ultimi agiscono, sulla base delle informazioni elaborate, su velocità e traiettoria attraverso le unità di guida inerziale composte da accelerometri, giroscopi e ulteriori unità elettroniche di calcolo. Una delle caratteristiche del VEB di Ariane 5 è proprio quella del controllo di traiettoria indipendente, attuabile per tutta la durata della missione attraverso due sets di tre razzi modulari alimentati da 70 [kg] di idrazina. I razzi, una volta separati i boosters, permettono la gestione del rollio del lanciatore durante la fase di propulsione e garantiscono il controllo su tutti i tre assi fino alla messa in orbita del satellite. Un'altra funzione importante svolta dal VEB è l'invio costante, alla stazione di controllo a terra, delle informazioni acquisite dai sensori ad essa connessi, permettendo così una diagnostica del lanciatore durante tutta la sua missione.
24 Figura 1.11 Posizionamento del VEB in Ariane 5
25 vi. SPELTRA E SYLDA 5
Ariane 5, come il suo predecessore Ariane 4, è stato progettato perché fosse possibile trasportare due satelliti contemporaneamente e per questo motivo il lanciatore deve essere dotato di una di queste due interfacce: Speltra o Sylda
5, le quali sono posizionate nell’upper stage, all'interno del fairing (Figura
1.12).
Figura 1.12 Disposizione del Sylda5 all'interno del Fairing
Uno dei satelliti è collocato all'interno delle interfacce, mentre l'altro è posto sopra in corrispondenza dell’ACU (struttura di supporto atta al posizionamento del satellite), all'interno del fairing.
Speltra è stata realizzata in due versioni, la prima, lunga 5,6 [m] e del peso di 820 [kg], la seconda, corta 4,1 [m] e con una massa di 704 [kg]. Entrambe le versioni hanno un diametro pari a 5,4 [m] equivalente a quello del lanciatore, ed una sezione tronco-conica nella parte superiore la quale termina in corrispondenza dell’ACU superiore (Figura 1.13).
26 Figura 1.13 Rappresentazione grafica di Speltra
Sylda 5 presenta invece dimensioni ridotte: un diametro di 4,5 [m] ed un’altezza di 3,2 [m] ed un peso di 440 [kg]. Anch’essa è dotata di una parte superiore tronco-conica, di dimensioni inferiori rispetto all’interfaccia precedente, che terminerà sempre in prossimità dell’ACU (Figura 1.14).
27 Figura 1.14 Rappresentazione dell’interfaccia Sylda 5
Le due interfacce, unitamente alla funzione fondamentale di posizionamento dei due satelliti, svolgono l’ulteriore compito di proteggere gli stessi nella fase successiva alla separazione del fairing; inoltre sono anche previsti sportelli per l’ispezione dei satelliti e sistemi di ricircolo d’aria secca per il mantenimento, sotto certi valori, delle temperature prima del lancio.
Durante la missione di lancio doppia, in seguito alla separazione del fairing viene rilasciato il satellite posizionato in alto (satellite 1) vedi Figura 1.12; raggiunta l’orbita, l’interfaccia, per mezzo di micro cariche e molle in acciaio speciale, viene sganciata dalla VEB per permettere il rilascio del secondo payload (satellite 2).
28
vii. FAIRING
Il fairing è posizionato sull'estremità superiore del lanciatore. La sua funzione è quella di proteggere il payload dai fenomeni aerodinamici, termici ed acustici dalla zona di lancio fino ad un'altitudine di circa 100 [km] ( Figura 1.15).
29 Non appena il lanciatore ha lasciato l'atmosfera terreste, circa tre minuti dopo il lancio, il fairing viene sganciato mediante un doppio sistema di micro cariche (Figura 1.16), contribuendo cosi ad una diminuzione di peso del lanciatore di circa 2 [t]. Le configurazioni del fairing sono sviluppate in funzione del tipo di satellite che bisogna inserire al suo interno e sono composte da due semi gusci di forma conica, connessi tra loro verticalmente da un opportuno sistema che ne permette la separazione. La struttura principale del fairing risulta essere in sandwich di alluminio ricoperto esternamente da carbonio. Tale struttura risulta essere leggera e allo stesso tempo sufficientemente rigida da supportare i carichi agenti. Nella parte interna erano originariamente presenti dei pannelli acusticamente isolanti, i quali sono stati progettati per contenere il livello di rumore che, durante il decollo, si avvertiva nella struttura, in particolare quello generato dai razzi boosters. Nel 2004, però, a seguito di un test di validazione, queste protezioni sono state rimosse.
30 Figura 1.16 Tipica sequenza di una generica missione del lanciatore Ariane 5, con il
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1.5.1
Ariane 5 Generic plus
Nonostante la versione Ariane 5 G fosse robusta ed affidabile, la continua ricerca per il miglioramento delle prestazioni condusse ben presto alla realizzazione del lanciatore Ariane 5 G+, che differiva dalle precedenti versioni per le seguenti modifiche:
l'introduzione di un ugello più leggero sui sistemi EAP;
la variazione dello stadio EPS, con l'aumento della capacità dei due serbatoi e la variazione del rapporto di miscela del propulsore;
l'evoluzione del VEB, in quanto la struttura in alluminio venne sostituita con una più leggera in materiale composito; inoltre fu introdotto un nuovo sistema di separazione tra il lower stage e l'upper stage, con l’obiettivo di ridurre lo shock al quale erano sottoposte le parti ed infine furono installati nuovi componenti ed equipaggiamenti elettronici.
Tutte queste modifiche portarono ad un aumento di carico utile netto di 150 [kg]. Nel 2004 la versione Ariane 5G+ ottenne, nei suoi tre lanci, il 100 % dei successi finché venne sostituita da una più performante versione, la Ariane 5 evolution.
32
1.5.2
Ariane 5 Evolution ( ECA
10)
Nella metà degli anni '90, uno studio di mercato condotto dall'ESA, rilevò una tendenza volta ad effettuare lanci in orbita di trasferimento geostazionaria (GTO11) e la necessità di un ulteriore miglioramento delle capacità di lancio.
Si decise quindi di potenziare il sistema di lancio allora in uso mediante la creazione della versione Ariane 5 ECA (Figura 1.17).
Tale versione è stata progettata per riuscire a effettuare lanci in GTO con un payload che può arrivare fino a 9,6 [t], quindi un incremento di 3,6 [t] rispetto alla versione G, nonostante le dimensioni fossero rimaste pressoché invariate come riportato nella Tabella 1.4.
DATI ARIANE 5 ECA
Altezza [m] 52
Diametro [m] 5,4
Massa LO [t] 780
Max payload mass [t] 9,6
Tabella 1.4 Dati principali Ariane 5 ECA nella configurazione di lancio doppio in GTO
Le modifiche fondamentali attuate al progetto originale sono state direzionate principalmente verso l'aumento della spinta disponibile.
Nella fattispecie:
il segmento superiore dei boosters (EAP) contiene il 10% di combustibile in più rispetto alla precedente versione, il che comporta un aumento di spinta pari a 50 [t] per razzo, nei primi 20 secondi. Inoltre è stato dotato di un nuovo ugello costituito da un numero minore di componenti e quindi più leggero e più facile da costruire, con una conseguente riduzione dei costi di produzione;
10 Dal francese Étage Supérieur Cryotechnique
33 il propulsore installato è il Vulcan 2, quindi più potente, come descritto nel paragrafo precedente 1.5, della versione presente sull'Ariane 5 G. In seguito a ciò è stato necessario, però, aumentare la capienza dei serbatoi di 16 [t] e progettare ex novo la struttura, introducendo elementi di rinforzo;
l'upper composite è attualmente formato da un upper stage criogenico ESC-A del diametro di 5.4 [m] e un altezza di 4.8 [m], nonché potenziato con un propulsore del tipo HM7B a combustibile liquido, come illustrato in Figura 1.18. I combustibili LOX e LH2,in ambiente
criogenico sono contenuti in due serbatoi completamente separati. Il serbatoio dell'ossigeno liquido è pressurizzato con elio, mentre quello dell'idrogeno, è strutturato in modo che una parte del liquido entri in un circuito rigenerativo che lo trasforma in gas da utilizzare per la pressurizzazione del serbatoio.
Il successo ottenuto da Ariane 5 (ECA) negli ultimi anni è riconducibile al fatto che più della metà dei satelliti per le telecomunicazioni, attualmente in orbita, sono stati lanciati in GTO proprio da quest’ultima versione.
34 Figura 1.17 Componenti principali del lanciatore serie ESC-A
35 Figura 1.18 Upper stage criogenico (ESC-A)
36
1.5.3
Ariane 5 Evolution ( ECB )
Ariane 5 ECB è stato concepito per essere dotato di un nuovo stadio superiore denominato ESC-B [6]. La prima differenza riscontrabile rispetto alla versione precedente, illustrata in Figura 1.19, è la dimensione, in termini di lunghezza, dello stadio stesso che permette una maggiore capacità di carico del combustibile liquido (LH2) e del payload. La capacità di trasferimento in
orbita geostazionaria (GTO) si potrà innalzare fino a 12 [t]. Ma l’innovazione più significativa consiste nell’aumento dell’Impulso Specifico che si otterrà grazie all’utilizzo di un nuovo propulsore. L’Impulso Specifico (solitamente abbreviato in Isp) è un parametro fondamentale che descrive l’efficienza di un
motore per razzo ed è espresso tramite la seguente relazione:
u sp o v I g Dove: u
v velocità (relativa al lanciatore) con la quale il propellente viene espulso;
0
g è l’accelerazione di gravità terrestre al livello del mare .
Isp ha le dimensioni di un tempo e si misura in secondi; le prestazioni dei più
37 Tabella 1.5 Prestazioni di alcuni propulsori
Nella nuova configurazione l’ Isp passerà, dai 446 [s] della versione precedente,
ai futuri 466 [s] della versione ESC-B. Il nuovo motore, a ciclo di espansione, conosciuto dapprima come Moteur d'Etage Superieur Cryo-tecnica (Mesco) poi Vesco (adottando la “V” di Vernon, in conformità con una tradizione di 50 anni), oggi prende il nome di Vinci [6]. Il ciclo del nuovo motore permette, insieme alla possibile riaccensione, l’eliminazione dei generatori di gas. Questi ultimi erano azionati dai gas caldi prelevati dal circuito principale, ed erano necessari per la movimentazione delle turbine. Sarà adesso l’idrogeno ad azionare le pale della turbina, in seguito alla sua diffusione attraverso le pareti della camera di combustione. A sua volta la turbina attiverà le pompe, le quali assolvono la funzione di pressurizzare i combustibili liquidi, come
38 rappresentato in Figura 1.20. Ne deriva una semplificazione della tecnologia con un conseguente aumento dell’affidabilità.
39 Figura 1.20 Motore Vinci
40
1.6
Vega
Nell’arco di trenta anni, dopo il successo di Ariane 1 e delle sue successive versioni fino all’attuale Ariane 5 (ECA), la famiglia dei lanciatori europei si è allargata per accogliere Vega (Figura 1.21).
Il programma Vega nasce nel 1988 in Italia, quando la BPD Difesa e Spazio propose all’Agenzia Spaziale Italiana (ASI) di costruire un lanciatore commerciale leggero concorrente del Vought americano, basato sui motori Zefiro che furono sviluppati inizialmente per il programma Ariane. Dopo anni di ricerche, l’ASI presentò il progetto a livello europeo ottenendo nel 2000 l’approvazione dell’ESA. I partecipanti al progetto sono stati: Italia (65%), Francia (12.43%), Belgio (5.63%), Spagna (5%), Olanda (3.5%), Svizzera (1.34%) e Svezia (0.8%).
41 Vega (Vettore Europeo di Generazione Avanzata) con i suoi 30 metri di altezza e con un diametro di soli 3 metri, può essere paragonato ad un palazzo alto dieci piani, ben poca cosa rispetto ai 50 metri di altezza e 5,4 metri di diametro di un Ariane5. È stato dunque teneramente ribattezzato “il piccolo” della famiglia dei lanciatori europei. Piccolo, ma non per questo meno valido.
Il lanciatore è formato da un corpo singolo a quattro stadi, tre stadi con motori a propellente solido (rispettivamente da circa 80, 23 e 9 tonnellate ciascuno e sviluppati presso Avio-Italia con tecnologie innovative soprattutto per quanto concerne l’involucro realizzato con materiali compositi in fibra di carbonio) ed un quarto stadio alto a propulsione liquida con capacità di riaccensione multipla denominato Attitude and Vernier Upper Module (AVUM). Esso è stato progettato per lanciare carichi utili che vanno da 300 a 2500 kg, i quali possono essere distribuiti su un singolo satellite o addirittura in una configurazione che prevede un satellite principale più cinque satelliti più piccoli. In questo modo l’ESA prevede di poter accogliere le richieste di lancio di mini-satelliti, cioè di quelli che hanno una massa compresa fra i 200 e i 600 [kg], offrendo così una gamma completa di lanciatori in grado di soddisfare tutte le fasce del mercato scientifico.
Alla luce di quanto esposto finora, si evince che i miglioramenti avvenuti durante il processo evolutivo della famiglia dei lanciatori europei hanno consentito l'aumento del payload trasportabile, senza però tralasciare il rispetto delle caratteristiche di affidabilità e robustezza del sistema. In particolare è evidente come un enorme incremento della spinta disponibile, con conseguente aumento del carico trasportabile, è stato permesso grazie alla tecnologia di propulsione a liquido immagazzinato in condizioni criogeniche. Proprio per questo dalla versione Ariane 5G, che utilizzava la propulsione criogenica solo per lo stadio basso, si è passati alle versioni successive (G+ ed ECA) per poi continuare con le future versioni di lanciatori (Ariane 5-ECB e Vega) che utilizzeranno tale propulsione anche per gli stadi alti.
42 Il mantenimento delle estreme condizioni criogeniche nei serbatoi sin dalle fasi iniziali del lancio è un aspetto essenziale per il corretto funzionamento del processo stesso. Tali condizioni devono comunque essere raggiunte tenendo sempre presente uno degli obiettivi principali, la riduzione della massa nel rispetto dei requisiti tecnici, compito che sta impegnando l’ESA con l’utilizzo di fondi e risorse umane.
Sono quindi queste le linee guida seguite dal presente lavoro di tesi, finalizzato allo sviluppo di tecnologie strutturali innovative riguardanti la schermatura termica di serbatoi per propellenti liquidi in ambiente criogenico da installare sullo stadio superiore di un XXX.
