1.1 Generalità sui motori a razzo a propellente liquido 1. Introduzione

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1. Introduzione

In questo capitolo verrà fatta una breve descrizione dei motori a razzo a propellente liquido. Lo scopo è quello di descrivere il contesto nel quale è inserito il presente lavoro di tesi e pertanto questa breve descrizione non vuole avere la pretesa di trattare in maniera esaustiva un argomento così vasto.

Dopo una descrizione generale dei motori a razzo a propellente liquido seguirà una descrizione dei propellenti liquidi con particolare riguardo ai propellenti criogenici; sarà posto l’accento sul continuo interesse verso questa categoria di propellenti in particolare per il loro utilizzo nelle future missioni spaziali interplanetarie con e senza equipaggio umano. Verranno analizzati vantaggi e svantaggi derivanti dall’uso dei propellenti criogenici e verrà messo in evidenza il principale problema che ad oggi limita l’uso di questi propellenti: il boil-off.

1.1 Generalità sui motori a razzo a propellente liquido

Un motore a razzo a propellente liquido è un sistema propulsivo a razzo che rientra nella categoria dei razzi chimici e i cui propellenti sono gestiti, dalla fase di stoccaggio a quella di combustione, allo stato liquido.

Possiamo suddividere i razzi a propellente liquido in due categorie:

 razzi bipropellente nei quali il combustibile e il comburente necessari per la reazione chimica di combustione sono stoccati allo stato liquido in due diversi serbatoi;

 razzi monopropellente nei quali c’è un unico propellente allo stato liquido il quale quando viene adeguatamente innescato (termicamente mediante un arco elettrico o una fiamma oppure cataliticamente mediante un opportuno catalizzatore) si decompone generando un gas caldo. Esiste anche la categoria dei razzi a propellente liquido tri-propellente; alcuni di questi presentano una maggiore efficienza rispetto ai sistemi bipropellente e monopropellente, ma data la maggiore complessità dei sistemi tri-propellente difatti questi non vengono praticamente usati.

Nella sua forma più generale un razzo a propellente liquido è costituito: da una camera di spinta (o anche più di una), uno o più serbatoi in cui stoccare i propellenti allo stato liquido, un sistema di alimentazione che ha la funzione di trasferire i propellenti dai serbatoi alla camera di spinta, una sorgente di potenza che serve ad azionare il sistema di alimentazione, tubazioni e valvole che servono per gestire il flusso di propellente nel sistema di alimentazione, una struttura che consenta di trasmettere adeguatamente la forza di spinta generata dal motore al carico utile e infine un sistema di controllo la cui funzione è quella di accendere il motore e successivamente regolare il flusso di propellente e quindi la spinta.

La camera di spinta costituisce il cuore del razzo in quanto è qui che avviene la formazione del fluido evolvente ad alta entalpia la cui espansione e accelerazione attraverso l’ugello produce la generazione della spinta a spese dell’energia accumulata nel fluido evolvente stesso. La camera di spinta è a sua volta costituita da tre importanti componenti: l’iniettore la cui funzione è quella di nebulizzare i propellenti, miscelarli adeguatamente e infine immetterli nella camera di combustione (nel caso di razzi monopropellenti l’iniettore ha la sola funzione di nebulizzare il propellente e immetterlo nella camera di combustione), la camera di combustione nella quale avviene l’ignizione del propellente e la sua successiva combustione con generazione di un gas caldo, l’ugello di scarico attraverso il quale il gas ad alta entalpia prodotto dalla combustione viene espanso e accelerato generando la spinta.

Il propellente che viene inviato dal serbatoio verso la camera di spinta è tenuto in pressione per far sì che una volta immesso in camera di spinta abbia la pressione ideale per innescare la

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combustione. A seconda del meccanismo con cui il propellente viene pressurizzato, i razzi a propellente liquido si suddividono in due categorie:

 razzi con serbatoi pressurizzati;  razzi con turbopompe.

Nei razzi con serbatoi pressurizzati il propellente stoccato nel serbatoio è messo in pressione da un sistema di pressurizzazione tale da garantire sia la fuoriuscita del propellente dal serbatoio quando viene aperta la valvola sia che il propellente raggiunga la camera di combustione con un opportuno valore di pressione necessario per la combustione. In questo tipo di razzi i serbatoi devono essere dimensionati tenendo conto oltre che della tensione di vapore del propellente anche della pressione aggiuntiva dovuta al sistema di pressurizzazione.

Nei razzi a turbopompe invece la pressione agente nel serbatoio è solo la tensione di vapore del propellente e il propellente viene messo in pressione alla fuoriuscita dal serbatoio per mezzo di una turbopompa.

L’elemento penalizzante dei razzi con serbatoi pressurizzati rispetto ai razzi con turbopompe è il peso dei serbatoi, i quali per sopportare le elevate pressioni a cui sono sottoposti devono essere realizzati con materiali ad alta resistenza e con spessori abbastanza importanti.

I razzi a serbatoi pressurizzati hanno però il vantaggio di avere un’architettura molto più semplice e una maggiore affidabilità. Il sistema di pressurizzazione a serbatoi pressurizzati viene utilizzato in quei casi in cui c’è in gioco una piccola quantità di propellente e una spinta bassa come nel caso dei razzi usati durante il volo spaziale per il controllo d’assetto o per effettuare manovre; al contrario il sistema di pressurizzazione con turbopompe viene utilizzato quando la quantità di propellente in gioco è molto alta e anche la spinta prodotta è alta come nel caso dei razzi usati nei lanciatori.

Un tipico razzo bipropellente con serbatoi pressurizzati è schematicamente rappresentato in figura 1.1, mentre la figura 1.2 rappresenta schematicamente un razzo bipropellente con turbopompe.

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Figura 1.2: rappresentazione schematica di un razzo bipropellente con turbopompe e un generatore di gas separato la cui funzione è quella di generare un gas caldo che serve ad alimentare la turbina. La turbopompa

è costituita da due pompe (una per ciascun propellente) e da una turbina ad alta velocità.

In base al tipo di applicazione i razzi a propellente liquido si possono suddividere in due categorie (tabella 1.1):

 sistemi propulsivi primari (boost propulsion);  sistemi propulsivi ausiliari (auxiliary propulsion).

I primi servono ad impartire un’elevata velocità ad un carico come nel caso dei razzi usati nei lanciatori, i secondi servono ad impartire piccole o moderate spinte necessarie nel volo spaziale per correggere o modificare una traiettoria (manovre orbitali) o per effettuare il controllo d’assetto di un veicolo spaziale.

I razzi a propellente liquido possono essere classificati in base a molti altri criteri. Possono essere riutilizzabili (come il motore principale dello Space Shuttle o il razzo di spinta usato dagli aerei da combattimento per i decolli rapidi o le manovre) oppure non riutilizzabili (come i motori a razzo dei lanciatori Atlas e Titan); possono avere accensioni multiple (ovvero possono essere spenti e riaccesi più volte come i motori a razzo usati sui veicoli spaziali per il controllo d’assetto o eseguire manovre orbitali) o possono essere ad accensione singola (ovvero una volta spenti non possono essere riaccesi come nel caso dei motori a razzo dei lanciatori).

Molto importante è garantire un adeguato raffreddamento della camera di spinta onde evitare che le elevate temperature raggiunte durante la combustione provochino danni al motore. Nel sistema di raffreddamento a ricircolazione uno dei propellenti (spesso il combustibile) viene fatto circolare attraverso dei canali ricavati nella camera di spinta in modo da assorbire parte del calore che i gas caldi trasferiscono alle pareti della camera di spinta; questa soluzione trova impiego solo in quei casi in cui il motore a razzo lavora con propellenti criogenici. Nel sistema di raffreddamento radiativo alcune parti della camera di spinta sono realizzate con uno speciale materiale per alte temperature, come il niobio, che è in grado di irradiare verso lo spazio il calore trasferito alle pareti

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della camera di spinta. Infine ci sono anche sistemi di raffreddamento che ricorrono al meccanismo dell’ablazione per evitare che le pareti della camera di spinta raggiungano temperature pericolose.

Scopo _{Boost Propulsion Auxiliary Propulsion}

Missione velocità per spingere un veicolo Impartire una significativa lungo il suo percorso di volo.

Controllo d'assetto, manovre spaziali minori, correzioni di traiettoria, spinte necessarie a

contrastare l'effetto delle perturbazioni orbitali.

Applicazioni Stadi ausiliari e ultimi stadi dei lanciatori spaziali, grandi missili.

Veicoli spaziali, satelliti, ultimo stadio dei missili anti-balistici, razzi per manovre spaziali di

rendez-vous.

Impulso totale Alto Basso

Numero di camere di spinta per

ciascun motore Spesso 1; a volte 4, 3 o 2. tra 4 e 24

Livello di spinta Alto: da 4500 N a 7900000 N Piccolo: da 0.001 N a 4500 N

Sistema di alimentazione

Principalmente a turbopompe; occasionalmente, per piccoli

motori, con serbatoi pressurizzati.

Sistema a serbatoi pressurizzati con gas ad alta pressione.

Propellenti Propellenti liquidi criogenici o _stoccabili. Propellenti liquidi stoccabili, _{monopropellenti.} Pressione in camera di

combustione 2.4 - 21 MPa 0.14 - 2.1 MPa

Numero di accensioni durante una singola missione

Spesso non ci sono riaccensioni; qualche volta una sola riaccensione e al massimo fino a

4 in alcuni casi.

Per i piccoli motori spesso ci sono diverse centinaia di riaccensioni; di meno nel caso

di motori più grandi, forse al massimo fino a 10. Durata cumulativa delle

accensioni Fino a pochi minuti. Fino a diverse ore.

Durata dell'accensione più

breve Tipicamente 5 - 40 sec 0.02 sec per piccoli motori

Tempo trascorso per

raggiungere la spinta completa Fino a diversi secondi Spesso molto rapidamente: 0.004 - 0.080 sec

Vita nello spazio Ore, giorni o mesi 10 anni o più

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La seguente tabella 1.2 mette a confronto le prestazioni dei motori a razzo a propellente liquido con quelle di altre tipologie di motori a razzo.

Tecnologia Impulso specifico (sec) Spinta (N)

Gas freddo N2 60 0.1 - 50 H2 250 Chimico Liquido Monopropellente 140 - 235 0.1 - 12000000 Bipropellente 320 - 460 Solido 260 - 300 Ibrido 290 - 350 Nucleare

Nocciolo solido 800 - 1100 fino a 12000000

Nocciolo liquido 3000 Nocciolo gassoso 6000 Elettrico Elettrotermico 500 - 1000 0.0001 - 20 Elettromagnetico 1000 - 7000 Elettrostatico 2000 - 10000

Tabella 1.2: prestazioni di alcuni propulsori.[3]

1.2 I propellenti liquidi

I propellenti costituiscono il fluido evolvente dei motori a razzo ovvero il fluido che, durante il ciclo di funzionamento del motore, va incontro alle trasformazioni termodinamiche.

Con il termine propellente liquido viene indicato ciascuno dei seguenti fluidi:  il combustibile liquido;

 il comburente liquido;

 la sostanza chimica, il composto chimico o la miscela combustibile-comburente che, opportunamente innescata, subisce una reazione chimica di combustione producendo gas ad alta temperatura;

 ciascuno dei precedenti elementi ma con l’aggiunta di un agente gelificante (propellente gellificato).

Qualsiasi propellente liquido rientra in una delle seguenti categorie:

 propellenti criogenici: appartengono a questa categoria tutti i propellenti che alla temperatura ambiente si trovano allo stato di vapore. Quindi per poter stoccare allo stato liquido questi propellenti occorre raffreddarli a temperature molto basse (o comunque al di sotto della loro temperatura di ebollizione alla pressione di stoccaggio). Tipici propellenti liquidi criogenici sono: l’ossigeno liquido (la cui temperatura di ebollizione è 90 K ad 1 bar) , l’idrogeno liquido (la cui temperatura di ebollizione è 20.3 K ad 1 bar) ed il metano liquido (la cui temperatura di ebollizione è 111.6 K ad 1 bar).

 Propellenti stoccabili (o immagazzinabili): appartengono a questa categoria tutti i propellenti che alla temperatura ambiente si trovano allo stato liquido. Un esempio di propellente liquido appartenente a questa categoria è l’acido nitrico.

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 Propellenti stoccabili nello spazio: si tratta di propellenti che si trovano allo stato liquido nell’ambiente spaziale mentre sono allo stato di vapore a temperatura ambiente sulla Terra. Un esempio è l’ammoniaca.

I propellenti gellificati contengono additivi che conferiscono a tali propellenti proprietà tixotropiche: quando sono in quiete, questi propellenti hanno l’aspetto di una spessa vernice o di un gel ad alta viscosità, ma se viene applicata loro un’adeguata forza di taglio, la viscosità di questi propellenti diminuisce ed essi fluiscono come un liquido attraverso il sistema di alimentazione. Motori a razzo sperimentali hanno dimostrato che i propellenti gellificati sono molto più sicuri dei normali propellenti liquidi, sono molto performanti e riducono inoltre i problemi di sciabordio (sloshing). Sono stati studiati diversi agenti gelificanti, organici ed inorganici, in combinazione con un diverso numero si propellenti liquidi e sono stati inoltre realizzati diversi motori a razzo sperimentali che utilizzano propellenti gellificati. Attualmente è in corso uno sforzo per dimostrare questa tecnologia in modo chiaro e per qualificare un motore a razzo a propellenti gellificati per una reale applicazione di volo.

E’ molto importante discernere tra le caratteristiche e le proprietà dei propellenti liquidi (combustibile e comburente liquidi prima della reazione di combustione) e quelle della miscela di gas caldi derivante dalla reazione di combustione; la natura chimica dei propellenti liquidi determina le proprietà e le caratteristiche di entrambi. Sfortunatamente nessuno dei propellenti conosciuti possiede tutte le desiderabili proprietà e quindi la scelta della combinazione dei propellenti sarà fatta in base ad un compromesso tra vari fattori.

I requisiti richiesti ai propellenti liquidi possono essere suddivisi in varie categorie:

 Energetici: si riferiscono alla quantità di energia che essi sono in grado di fornire e alle

prestazioni che ne derivano. In particolare sono desiderabili propellenti che presentino le seguenti caratteristiche:

o elevato calore di reazione per unità di massa dei reagenti perché ciò permette di raggiungere elevate temperature in camera di combustione;

o basso peso molecolare dei prodotti di combustione;

 Fisici: si riferiscono alle caratteristiche relative alla tossicità e pericolosità in generale, e a

problemi operativi di stivaggio, alimentazione e raffreddamento. In particolare sono desiderabili propellenti che presentino le seguenti caratteristiche:

o bassa temperatura di congelamento per evitare il passaggio alla fase solida in

condizioni operative o di immagazzinamento a bassa temperatura ambiente;

o elevata densità poiché comporta una riduzione del volume dei serbatoi ed un aumento

dell'impulso specifico volumetrico;

o stabilità chimica, fisica ed agli urti che comporta:

 scarsa sensibilità alle variazioni di temperatura (decomposizioni con autoaccensione e formazione di depositi nei sistemi di raffreddamento o durante l'immagazzinamento);

 scarsa reattività con i materiali a contatto (contenitori, serbatoi, condotti) per evitare la formazione di prodotti indesiderati, la corrosione delle parti a contatto o pericoli al personale;

 scarsa reattività a contatto con l'atmosfera o con impurità, organiche e non, per evitare detonazione od autoaccensione;

 eventuali urti non devono poter innescare reazioni indesiderate;

o mancanza di tossicità dei propellenti e dei prodotti di combustione per salvaguardare

il personale addetto alla produzione o all’ immagazzinamento, e l'eventuale equipaggio; o elevata conduttività termica per migliorare l'efficienza dei sistemi di raffreddamento;

o bassa viscosità per ridurre le perdite di carico nel sistema di alimentazione;

o bassa tensione di vapore permette di limitare il volume vuoto che è necessario

lasciare nei serbatoi;

o limitata frazione di massa solida o liquida nei prodotti di combustione per evitare

erosione o deposito nell'ugello e realizzare una completa conversione di energia termica in energia cinetica;

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o ipergolicità dei propellenti perché permette di eliminare l'apparato di accensione;

o gas di scarico poco luminosi importante per applicazioni militari;

o immagazzinabilità a temperatura ambiente per evitare le difficoltà connesse all'uso

di propellenti criogenici.

 Economici: si riferiscono alla facilità ed economicità di approvvigionamento e produzione, e

quindi è desiderabile avere:

o facilità di approvvigionamento; o facilità di produzione;

o facilità di trasporto; o costi limitati.

La tabella 1.3 riporta le proprietà e le caratteristiche dei principali comburenti liquidi, mentre la tabella 1.4 riporta proprietà e caratteristiche dei principali combustibili liquidi.

Invece la tabella 1.5 riporta le prestazioni teoriche delle principali combinazioni combustibile-comburente nei motori a razzo a propellente liquido.

Liquid Oxidizers Liquid Oxygen Hydrogen _{Peroxide Tetroxide} Nitrogen White-Fuming _{Nitric Acid Fluorine} Liquid Red-Fuming Inhibited Nitric Acid Formula O2 H2O2 N2O4 97% HNO3 - NO2 F2 82% HNO3 - NO2

Acronym LOX, LO2 NTO WFNA LF2 RFNA Molecular Mass 32 33,4 92,02 59,9 38 63,02

Economics:

cost low low moderate moderate significant moderate availability high high fair good fair fair logistics simple fairly simple fairly difficult difficult very difficult difficult

Hazards:

corrosion moderate low, caustic caustic high very high high explosion no moderate moderate moderate moderate moderate fire high high significant moderate high high toxicity low moderate very high high very high high

Storage:

cryogenic yes no no no yes No freezing point (K) @ 1 bar 54 267,4 261 231,6 53 ~261 boiling point (K) @ 1 bar 90 419 294 355,7 85 ~356 density (gr/cm³) 1,142@90,4 K 1,414 1,44@293 K 1,55@273 K 1,51@85 K ~1,5@273 K stability high T<414 K T-dependent T<310 K high fair

Heat Transfer:

coolant properties good good fair poor good fair specific heat (cal/Kg·K) 0,4@65 K NA 0,367@290 K 0,042@311 K 0,368@85 K ~0,04@311 K critical pressure (bar) 50,43 NA 101 NA NA NA critical temperature (K) 154 NA 431 NA NA NA

Pumping:

pumping properties difficult good fair fair good good vapore pressure (bar) 0,052@88,7 K 0,003@298 K 0,958@293 K 0,027@273 K 0,065@66,5 K ~0,027@273 K viscosity (centipoise) 0,19@90,4 K NA 0,423@293 K 1,45@273 K 0,299@77,6 K ~1,45@273 K compatibility Al, SS, Ni, Cu, _{Teflon, Kel-F} Al, SS, Ni, Kel-F Al, SS, Ni, _Teflon Al, SS, Teflon, Kel-F,

Polyethylene Al, SS, Ni, brass Al, SS, Teflon, Kel-F, Polyethylene

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Liquid Fuels _Hydrogen Liquid Hydrocarbon _Fuel Methane Hydrazine Monomethyl _hydrazine Unsymmetrical dimethyl hydrazine Formula H2 CH1,97 CH4 N2H4 CH3NHNH2 (CH3)2NNH2

Acronym LH2 RP-1 - - MMH UDMH Molecular Mass 2,016 ~1,75 16,03 32,05 46,07 60,1

Economics:

cost low low low fairly high moderate moderate availability high high high fair fair fair logistics difficult simple fairly simple difficult difficult difficult

Hazards:

corrosion moderate low low high high high explosion high moderate moderate high moderate moderate fire high moderate significant high high high toxicity nontoxic low nontoxic high high high

Storage:

cryogenic yes no yes no no no freezing point (K) @ 1 bar 13,8 229-291 90,5 274 220 215 boiling point (K) @ 1 bar 20,3 445-537 111,6 386 359 336 density (gr/cm³) 0,071@20,4 K 0,807@289 K 0,445@93,1 K 1,02@293 K 0,88@293 K 0,85@244 K stability high high high up to 420 K high high

Heat Transfer:

coolant properties very good poor fair fair fair fair specific heat (cal/Kg·K) 1,75@20,4 K 0,45@298 K 0,85@111 K 0,736@293 K 0,688@293 K 0,649@298 K critical pressure (bar) 12,8 20 46 147 NA 60,6 critical temperature (K) 32,9 678 90,7 652 NA 522

Pumping:

pumping properties difficult good fair fair good good vapore pressure (bar) 2,03@23 K 0,02@344 K 26,8@173 K 0,014@293 K 0,075@300 K 0,13@289 K viscosity (centipoise) 0,013@20,4 K 0,75@289 K 2,0@93,1 K 0,97@293 K 0,855@293 K 0,49@300 K compatibility Al, SS, Kel-F Teflon, Kel-F, Al, SS, Ni, Cu,

Neoprene

Al, SS, Ni, Cu, Teflon, Kel-F, Neoprene

Al, SS, Teflon, Kel-F, Polyethylene Al, SS, Teflon, Kel-F, Polyethylene Al, SS, Teflon, Kel-F

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Tabella 1.5: prestazioni teoriche delle principali combinazioni combustibile-comburente in motori a razzo a propellente liquido. Con c* è indicata la velocità caratteristica in camera di spinta, con M è indicata la massa molare media della miscela di gas caldi prodotta dalla combustione dei propellenti e con k è indicato il rapporto medio tra i calori specifici della miscela di gas caldi.[1]

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1.3 I propellenti liquidi criogenici

Si definiscono criogenici quei propellenti che alla temperatura ambiente si trovano allo stato di vapore; quindi per poter stoccare allo stato liquido questi propellenti occorre liquefarli.

La liquefazione del propellente può avvenire in due modi:  pressurizzazione del propellente;

 raffreddamento del propellente.

Il primo metodo consiste nell’immagazzinare il propellente nel serbatoio ad una pressione superiore alla sua tensione di vapore alla temperatura di stoccaggio (tipicamente la temperatura ambiente). Questo metodo, anche se teoricamente valido, risulta in pratica inapplicabile in quanto l’ elevata pressione richiesta per la liquefazione del propellente rende necessario l’utilizzo di un serbatoio con pareti molto spesse affinché possa resistere alla elevata pressione interna a cui sarebbe sottoposto; tali serbatoi risulterebbero troppo pesanti per poter essere impiegati in missioni spaziali. Inoltre questo metodo è applicabile solo a patto che il propellente abbia una temperatura critica più alta della temperatura di stoccaggio (tipicamente la temperatura ambiente).

Il secondo metodo consiste invece nel raffreddare il propellente ad una temperatura inferiore alla temperatura di ebollizione alla pressione di stoccaggio (tipicamente 1 atm). Questo metodo risulta più fattibile rispetto al primo e infatti è il metodo impiegato per la liquefazione dei propellenti criogenici. Tuttavia dopo aver liquefatto per raffreddamento il propellente e dopo averlo immagazzinato nel serbatoio permane un problema di notevole rilevanza; tale problema è dovuto all’inevitabile assorbimento di calore da parte del propellente dall’ambiente esterno e la sua conseguente evaporazione. Tale fenomeno è noto come boil-off.

Tra le principali conseguenze del boil-off c’è l’impossibilità di poter stoccare un propellente liquido criogenico per lungo periodo di tempo dal momento che l’evaporazione del propellente provoca un aumento della pressione all’interno del serbatoio e quindi, se non si provvede alla fuoriuscita del vapore, l’aumento di pressione porterebbe il serbatoio a inevitabili cedimenti strutturali. Delle valvole di sfiato provvedono alla fuoriuscita del vapore dal serbatoio quando la pressione al suo interno supera un valore ritenuto critico per la resistenza strutturale del serbatoio stesso.

Il vapore che viene fatto fuoriuscire dal serbatoio può essere ricondensato e riportato al serbatoio attraverso un opportuno impianto di ricondensazione, oppure viene scaricato nell’ambiente esterno senza essere recuperato, portando ad una riduzione nel tempo della quantità di propellente all’interno del serbatoio e di conseguenza ad uno spreco di quello che viene buttato nell’ambiente.

Il boil-off limita notevolmente le possibilità di impiego dei propellenti criogenici, dal momento che questi non possono essere utilizzati in quelle missioni spaziali che richiedono lo stoccaggio del propellente per un periodo di tempo relativamente lungo; quindi, per esempio, i propellenti criogenici non possono essere impiegati nei motori a razzo a propellente liquido usati come sistemi propulsivi ausiliari (Auxiliary Propulsion) dei veicoli spaziali o dei satelliti. Ad oggi i propellenti criogenici trovano impiego solo nei motori a razzo a propellente liquido usati come sistemi propulsivi di spinta (Booster Propulsion) quali ad esempio quelli impiegati sui lanciatori spaziali o su missili balistici. Ma anche in questo caso la gestione del propellente risulta molto complessa tanto che i serbatoi del lanciatore possono essere riempiti solo poche ore prima del lancio onde evitare un’eccessiva perdita per boil-off del propellente criogenico stoccato nei serbatoi.

Guardando la tabella 1.5, è possibile notare che i propellenti criogenici sono quelli che forniscono le migliori prestazioni in termini di impulso specifico; se a questo si aggiunge che i razzi a propellente liquido bipropellente sono molto più performanti, in termini di impulso specifico, rispetto alle altre tipologie di razzi chimici (vedi tabella 1.2) allora è possibile concludere che i razzi a propellente liquido che utilizzano propellenti criogenici forniscono le migliori prestazioni in termini di impulso specifico rispetto a tutte le altre tecnologie di razzi chimici.

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Ottenere più elevati valori di impulso specifico consente di ridurre la massa di propellente per un dato ∆V e per una data massa del carico utile (quindi minore costo della missione spaziale) oppure aumentare la massa del carico utile per un dato ∆V e per una data massa di propellente (quindi maggiore utilizzabilità della missione spaziale).

Sempre dalla tabella 1.2 si evince che i razzi elettrici forniscono impulsi specifici molto più alti rispetto ai razzi chimici (in generale i propulsori elettrici forniscono i valori più alti in assoluto di impulso specifico), tuttavia i valori di spinta che si ottengono con i propulsori elettrici sono molto bassi.

Di conseguenza si può concludere che in quelle missioni spaziali in cui sono richiesti bassi valori di ΔV (e quindi di spinta) risulta molto vantaggioso il ricorso ai propulsori elettrici perché sono più performanti, in termini di impulso specifico, rispetto ai razzi chimici. Invece per quelle missioni spaziali che richiedono elevati valori di ΔV, i propulsori chimici costituiscono la scelta obbligata, rispetto ai propulsori elettrici, e tra i propulsori chimici quelli più performanti in termini di impulso specifico sono i motori a razzo a propellente liquido che utilizzano i propellenti criogenici.

I propulsori nucleari invece forniscono elevati valori sia di impulso specifico sia di spinta, tuttavia hanno una serie di svantaggi legati sia alla mancanza di una tecnologia sicura per impiegarli sia ad una serie di problemi politici legati all’uso di materiali radioattivi e pertanto l’uso della propulsione nucleare è puramente sperimentale e ad oggi non esiste nessun propulsore nucleare che sia stato realmente impiegato in missioni spaziali.

Quindi, al di là del problema dovuto al boil-off e a tutto ciò che ne consegue, l’uso dei propellenti criogenici risulta indispensabile in tutte quelle applicazioni dove sono richieste elevate accelerazioni del carico utile come nel caso dei propulsori di spinta usati nei lanciatori. Ma le prestazioni dei propellenti criogenici rendono questa categoria di propellenti anche molto interessante per i viaggi spaziali interplanetari con o senza equipaggio umano, per missioni interstellari oppure per missioni a lungo termine in orbita Geosincrona.

Di questo interesse ne costituiscono testimonianza tutta una serie di studi che da anni le principali agenzie spaziali stanno conducendo relativamente alla possibilità di impiegare razzi chimici che utilizzano propellenti criogenici in missioni spaziali interplanetarie.

Una panoramica di questi studi sarà fatta nel capitolo 2 insieme ad una descrizione circa lo stato dell’arte dei sistemi zero boil-off.

Di seguito è riportata una breve descrizione dei principali propellenti liquidi criogenici utilizzati nei motori a razzo a propellente liquido.

1.4 I combustibili liquidi criogenici

I principali combustibili liquidi criogenici utilizzati nei motori a razzo a propellente liquido sono l’idrogeno liquido ed il metano liquido.

1.4.1 Idrogeno liquido (H

)

L’idrogeno liquido, quando brucia con ossigeno liquido o con fluoro liquido, fornisce le massime prestazioni, come si evince dalla tabella 1.5. E’ anche un eccellente refrigerante usato nel raffreddamento rigenerativo di alcuni razzi a propellente liquido. Con l’ossigeno brucia sviluppando una fiamma incolore, tuttavia possono essere visibili le onde d’urto nei gas di scarico. Di tutti i combustibili conosciuti, l’idrogeno è il più leggero ed il più freddo, avendo una densità di 0.07 g/cm3 ed una temperatura di ebollizione di circa 20 K.

I combustibili che hanno una densità molto bassa, come l’idrogeno, richiedono serbatoi molto ingombranti, che necessitano di un ampio volume disponibile sul veicolo spaziale. La temperatura estremamente bassa crea il problema di scegliere adeguatamente i materiali per realizzare il serbatoio e le tubazioni, in quanto a temperature così basse la gran parte dei materiali tende a diventare fragile.

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A causa della sua bassa temperatura, il serbatoio per l’immagazzinamento dell’idrogeno liquido e le relative tubazioni devono essere ben isolate termicamente per minimizzare l’evaporazione dell’idrogeno (boil-off) o la condensazione di umidità o aria sulla superficie esterna del serbatoio con la conseguente formazione di aria liquida o solida e/o ghiaccio. Spesso in aggiunta ai materiali isolanti viene realizzata un’intercapedine di vuoto tra superficie interna ed esterna del serbatoio in modo da aumentare la resistenza termica della parete del serbatoio stesso.

La gran parte dei liquidi e dei gas si congela a contatto con l’idrogeno liquido e queste particelle solide possono essere causa di danni all’impianto di alimentazione del motore. Pertanto, prima dell’introduzione del propellente, tutte le tubazioni, le valvole ed ingenerale gli organi dell’impianto di alimentazione devono essere puliti da eventuali tracce di aria, umidità o altre sostanze. E’ da tenere presente inoltre che le miscele di idrogeno liquido e ossigeno solido o aria solida possono essere esplosive.

L’idrogeno liquido esiste in due specie, dette, ortoidrogeno e paraidrogeno, che differiscono per i loro spin nucleari. Nel momento in cui l’idrogeno viene liquefatto il relativo equilibrio nella composizione di ortoidrogeno e paraidrogeno cambia e la trasformazione da una specie all’altra è accompagnata da un trasferimento di energia. L’idrogeno liquido è prodotto a partire dall’idrogeno gassoso mediante successivi processi di compressione, raffreddamento ed espansione.

L’idrogeno gassoso, quando è miscelato con l’aria, è estremamente infiammabile ed esplosivo in un range molto ampio di rapporti di miscelazione. Per evitare questo pericolo, le perdite di idrogeno gassoso attraverso la valvola di sfiato vengono intenzionalmente innescate e bruciate in aria.

L’idrogeno liquido è usato insieme all’ossigeno liquido nello stadio superiore Centaur, nel motore principale dello Space Shuttle e in molti motori a razzo per stadi superiori sviluppati in Giappone, Russia, Europa e Cina.

L’idrogeno brucia con l’ossigeno formando un gas di scarico non tossico. Questa combinazione di propellenti è stata usata con successo in molti lanciatori spaziali in virtù dell’alto impulso specifico fornito. Tuttavia la bassa densità dell’idrogeno rende necessario l’utilizzo di serbatoi molto ingombranti che aumentano l’area della sezione trasversale del lanciatore con conseguente aumento della resistenza aerodinamica.

Un metodo per incrementare la densità dell’idrogeno consiste nell’utilizzare una miscela sottoraffreddata di idrogeno liquido e piccole particelle di idrogeno solido congelato in sospensione, che è più densa rispetto al solo idrogeno liquido. Sono stati condotti studi ed esperimenti su questo tipo di miscele, ma è risultato molto difficile produrre e conservare questa miscela. Allo stato attuale una simile miscela non è stata ancora mai impiegata in alcun volo spaziale.

1.4.2 Metano liquido (CH

)

Il metano è un idrocarburo criogenico. Più precisamente appartiene alla famiglia degli alcani ed è il più semplice idrocarburo presente in natura. E’ più denso dell’idrogeno liquido ed è relativamente economico. Insieme con l’ossigeno liquido è un ottimo candidato come sistema combustibile-comburente per i propulsori di spinta per lanciatori spaziali, ed anche come sistema propulsivo per il controllo di assetto qualora l’ossigeno liquido fosse reso disponibile dal motore principale.

Sono stati testati motori a razzo a propellente liquido che utilizzano la combinazione ossigeno liquido-metano liquido, ma a tutt’oggi nessuno di questi motori è stato mai utilizzato in reali missioni spaziali.

1.5 I comburenti liquidi criogenici

Ossigeno liquido e fluoro liquido sono i due principali comburenti criogenici per la propulsione a razzo a propellente liquido. Tuttavia il fluoro liquido benché fornisca elevate prestazioni, soprattutto in combinazione con l’idrogeno liquido, è attualmente inutilizzato a causa della sua elevata tossicità e

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pericolosità. Pertanto l’ossigeno liquido rimane il principale comburente criogenico usato attualmente nei motori a razzo a propellente liquido.

1.5.1 Ossigeno liquido (O

)

L’ossigeno liquido ha una temperatura di ebollizione di 90 K alla pressione di 1 bar; a queste condizioni ha una densità di 1.14 g/cm3 _{e un calore di vaporizzazione di 213 KJ/Kg.}

E’ largamente impiegato come ossidante e con molti idrocarburi brucia sviluppando una fiamma brillante bianco-gialla. E’ stato usato in combinazione con alcool, kerosene, gasolio e idrogeno liquido. Come si evince dalla tabella 1.5, le prestazioni fornite dall’ossigeno liquido sono molto buone e pertanto esso è un propellente largamente impiegato in molti motori a razzo a propellente liquido di grandi dimensioni.

I seguenti missili e lanciatori usano l’ossigeno liquido come propellente:

 in combinazione con idrocarburi liquidi: Atlas, Thor, Jupiter, Titan I, Saturn;  in combinazione con idrogeno liquido: Space Shuttle e lo stadio superiore Centaur;  in combinazione con alcool: missile V-2 e missile Redstone.

L’ossigeno liquido non brucia spontaneamente a contatto con materiali organici quando si trova a pressione atmosferica, tuttavia improvvise esplosioni o combustioni possono avvenire quando l’ossigeno liquido è a contatto con materiali organici in un ambiente confinato in cui avviene un repentino aumento della pressione. Test condotti hanno dimostrato che una miscela di ossigeno liquido e olii commerciali o materiali organici può detonare. La movimentazione e lo stoccaggio dell’ossigeno liquido avvengono in sicurezza qualora i materiali in contatto con l’ossigeno sono puliti. L’ossigeno liquido non è tossico, non è corrosivo e non causa il deterioramento delle pareti del serbatoio in cui è immagazzinato.

Se avviane un contatto prolungato tra ossigeno liquido e pelle umana si possono avere forti bruciature. Poiché l’ossigeno liquido tende ad evaporare rapidamente (boil-off), non è possibile tenerlo stoccato nei serbatoi per un lungo periodo di tempo. Se è necessario usare ossigeno liquido in grande quantità, esso è spesso prodotto direttamente in un luogo geografico vicino a quello in cui poi sarà utilizzato. L’utilizzo dell’ossigeno liquido rende necessario l’isolamento termico del serbatoio e dei vari componenti dell’impianto di alimentazione per evitare infiltrazioni di calore che farebbero evaporare più rapidamente l’ossigeno liquido.

1.6 Scopo e obiettivi della tesi

Il presente lavoro è stato svolto presso l’Azienda ALTA S.p.A. nell’ambito di un progetto, il cui committente è l’Agenzia Spaziale Europea (ESA).

Il progetto, partito nel giugno del 2011 e denominato Zero Boil-off Propulsion System Feasibility Demonstration, si pone due obiettivi. Il primo obiettivo è definire le architetture di due sistemi zero boil-off da impiegare in altrettante missioni spaziali campione; le due missioni spaziali campione, con i corrispondenti vincoli e requisiti, sono stabiliti dall’ESA. Il secondo obiettivo consiste nel progettare e testare un dimostratore in scala il cui scopo è quello di alleviare gli aspetti tecnici ritenuti critici per entrambe le architetture e allo stesso tempo proporre un piano di sviluppo per tale tecnologia. Il dimostratore consiste in un serbatoio, contenente un propellente criogenico opportunamente scelto, equipaggiato con un sistema di controllo termico passivo ed un sistema di controllo termico attivo che dovranno permettere il raggiungimento della condizione di zero boil-off.

La progettazione del dimostratore in scala è affidata all’Azienda francese Absolut System, che è il Sub-contractor di questo progetto, mentre ALTA, che è il Prime-Sub-contractor, si occupa della progettazione e dell’esecuzione dell’esperimento. L’esperimento consiste nel testare il dimostratore in un ambiente avente le caratteristiche dell’ambiente spaziale definito dai requisiti delle due missioni campione. Per far ciò il dimostratore sarà installato in una della camere a vuoto di ALTA, nella quale oltre a

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riprodurre le condizioni di vuoto tipiche dello spazio, sarà anche possibile simulare, mediante opportune lampade, eventuali flussi termici solari e/o planetari. Mediante i sensori opportunamente predisposti nella camera a vuoto, sarà possibile monitorare lo stato del propellente criogenico stoccato nel serbatoio è verificare se sarà possibile o no raggiungere la condizione di zero boil-off.

In un primo momento fu stabilito che l’obiettivo del presente lavoro di tesi sarebbe dovuto essere quello di eseguire la progettazione dettagliata dell’esperimento in camera a vuoto. Tuttavia, notevoli ritardi nella definizione del dimostratore hanno costretto la revisione degli obiettivi del presente lavoro; gli obiettivi finali, quindi, possono essere riassunti nei seguenti punti.

1) Effettuare una ricerca bibliografica circa lo stato dell’arte dei sistemi zero boil-off, tenendo in considerazione anche campi di applicazione diversi da quello spaziale. Questo argomento è trattato nel capitolo 2 della presente tesi.

2) Fare l’analisi termica del serbatoio in camera a vuoto, prendendo in considerazione diverse possibili geometrie del serbatoio. I modelli termici risultanti da tale analisi devono essere in grado di prevedere come variano nel tempo le grandezze termodinamiche del propellente stoccato nel serbatoio, in particolare prevedere come variano nel tempo la temperatura e la pressione del propellente. Questo argomento è trattato nei capitoli 3 e 4.

I modelli termici ricavati dalle analisi termiche hanno permesso di sviluppare 3 simulatori in ambiente Matlab.

1) VCCT: Vacuum Chamber Cylindrical Tank.

E’ un simulatore che permette di studiare come variano nel tempo le proprietà termodinamiche di un liquido contenuto in un serbatoio cilindro-sferico alloggiato nella camera a vuoto. Il serbatoio è costituito da due strati: il rivestimento interno e lo strato di isolante termico esterno. Il rivestimento interno è il serbatoio vero e proprio nel quale è stoccato il liquido, mentre lo strato esterno è un isolante termico, applicato sulla superficie esterna del rivestimento interno, la cui funzione è quella di ridurre il flusso termico verso l’interno del serbatoio.

2) VCST: Vacuum Chamber Spherical Tank.

E’ un simulatore che permette di studiare come variano nel tempo le proprietà termodinamiche di un liquido contenuto in un serbatoio sferico alloggiato nella camera a vuoto. Il serbatoio è costituito da due strati: il rivestimento interno e lo strato di isolante termico esterno. Il rivestimento interno è il serbatoio vero e proprio nel quale è stoccato il liquido, mentre lo strato esterno è un isolante termico, applicato sulla superficie esterna del rivestimento interno, la cui funzione è quella di ridurre il flusso termico verso l’interno del serbatoio.

3) VCDT: Vacuum Chamber Dewar Tank.

È un simulatore che permette di studiare come variano nel tempo le proprietà termodinamiche di un liquido contenuto in un serbatoio cilindro-sferico alloggiato nella camera a vuoto. La particolarità di questo serbatoio è che esso possiede una struttura interna tipica di un vaso Dewar. Il serbatoio è costituito da due corpi: il corpo interno ed il corpo esterno. Il corpo interno è un serbatoio cilindro-sferico a due strati come quello del punto 1 di cui sopra; il corpo esterno è un altro serbatoio cilindro-sferico a due strati. I due corpi sono separati da un’intercapedine di vuoto e sono tra loro collegati solo attraverso alcuni supporti. Il liquido viene stoccato nel rivestimento interno del corpo interno.

I simulatori sviluppati hanno lo scopo di prevedere il comportamento del dimostratore in camera a vuoto e pertanto rappresentano uno strumento di verifica della soluzione finale proposta da Absolute System.

Inoltre i simulatori possono essere utilizzati per fare studi di sensibilità che consentono di verificare quali sono quelle grandezze che giocano un ruolo rilevante nella riduzione della potenza termica in

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ingresso al serbatoio; gli studi di sensibilità permettono inoltre di analizzare architetture diverse dal dimostratore finale ma che possiedono pari o superiori prestazioni in termini di isolamento termico. Nel capitolo 5 sono riportati i risultati delle simulazioni, sia in riferimento all’architettura del dimostratore finale sia in riferimento ad architetture alternative.