Negli ultimi anni il costo associato alle varie operazioni a terra riguardanti propellenti non criogenici attualmente in uso come l’idrazina N

Capitolo 1 INTRODUZIONE

La tesi, sviluppata all’interno dell’azienda Alta S.p.A., è consistita nella progettazione di un prototipo di endoreattore a perossido d’idrogeno ed etano, finalizzato ad una futura campagna sperimentale atta a le prestazioni di endoreattori auto-pressurizzati a propellenti non tossici. Nel seguito si riportano le principali motivazioni alla base di tale progetto e gli obiettivi del lavoro di tesi.

1.1 Motivazioni alla base del progetto

Negli ultimi anni il costo associato alle varie operazioni a terra riguardanti propellenti non criogenici attualmente in uso come l’idrazina N

H

ed i suoi derivati (MMH, UDMH) e il tetrossido di azoto NTO è aumentato notevolmente.

A dispetto delle alte prestazioni propulsive ottenibili, idrazina e tetrossido di azoto sono estremamente

tossici, cancerogeni ed esplosivi. La graduale presa di coscienza dell’elevata tossicità di tali propellenti

ha prodotto una progressiva diminuzione durante gli anni dei limiti di esposizione previsti (vedi Figura

1.1) e quindi un conseguente aumento dei costi inerenti a tutte le procedure di gestione e stoccaggio e

riguardanti la sicurezza e l’incolumità del personale che se ne occupa.

Figura 1.1 Variazione negli anni dei limiti di esposizione dell’idrazina per l’uomo

Questo ha portato ad un forte incremento dell’incidenza relativa dei propellenti sul costo totale di missioni a bassa e media spinta (vedi Figura 1.2) giustificando lo sviluppo di propellenti alternativi che permettano soluzioni più economiche.

Figura 1.2 Variazione dei costi di gestione di propellenti tossici durante gli anni

Le principali caratteristiche che un valido sostituto dovrebbe soddisfare possono essere riassunte nelle seguenti:

 Le prestazioni propulsive devono essere comparabili con i propellenti stoccabili attualmente usati (MMH/NTO I

≈ 330s ).

 La gestione deve risultare semplice ed economica rispetto ai propellenti tossici o criogenici.

 La densità deve consentire volumi di serbatoio ridotti con conseguente diminuzione di massa

secca.

 Il propellente deve poter essere stoccato a temperature prossime a quella ambiente.

 Il propellente deve essere compatibile con i comuni materiali di impiego spaziale.

 I prodotti di combustione devono avere un basso impatto ambientale eliminando le emissioni di cloruri e NO

.

 Il propellente deve essere accessibile tramite una produzione industriale consolidata.

Tra i possibili comburenti, il perossido d’idrogeno è un propellente non criogenico stoccabile che evidenzia alcune caratteristiche che lo rendono particolarmente attraente:

 A temperatura ambiente ha una pressione di vapore molto bassa, il che riduce significativamente la quantità di vapore prodotto da una superficie libera. Questo ne rende molto difficile l’introduzione di dosi dannose all’interno dell’organismo umano.

 A pressione ambiente rimane allo stato liquido per un ampio intervallo di temperature con conseguente facilità di stoccaggio.

 E’ relativamente facile da manipolare in confronto ad ossidanti di uso comune come NTO, acido nitrico od ossigeno liquido.

 Ha un’elevata densità comparabile con quella dell’acido nitrico e di NTO e significativamente maggiore rispetto all’ossigeno liquido.

 Non è reattivo con l’atmosfera. Questo è importante in applicazioni in cui possono verificarsi contatti atmosferici non presentando problemi come l’idrazina che reagisce con l’anidride carbonica formando composti fortemente corrosivi che possono danneggiare la struttura del sistema propulsivo.

Per una descrizione più accurata delle caratteristiche del perossido d’idrogeno si rimanda al prossimo capitolo che tratta in dettaglio i propellenti usati: perossido d’idrogeno ed etano.

Tra i possibili combustibili si sono presi in esame i composti del carbonio contenti solo carbonio, ossigeno e idrogeno (metano, kerosene, etanolo, ……) data la bassa tossicità, l’assenza di possibili emissioni di cloruri e NO

, l’ampia disponibilità e il costo relativamente basso.

Confrontando le prestazioni propulsive con i propellenti di uso comune, si può vedere come il

perossido d’idrogeno possa essere utilizzato sia come monopropellente ottenendo impulsi specifici

non particolarmente elevati (inferiori ai 200s) vedi Figura 1.3, sia come comburente in razzi bi-

propellente o ibridi. In questo caso gli impulsi specifici ottenibili dipendono dal tipo di combustibile

utilizzato e possono essere paragonabili, per il caso bi-propellente, a quelli della coppia tetrossido di

azoto e idrazina (Figura 1.4). In particolare è utile notare come, data l’elevata densità del perossido

d’idrogeno e l’elevato valore del rapporto di miscelamento ottimale (a favore del perossido) con la

maggior parte dei combustibili, l’impulso specifico volumetrico presenti valori maggiori di tanti altri

propellenti (vedi Figura 1.5). Questo è particolarmente interessante in casi in cui sia importante la minimizzazione del volume o la riduzione delle forze aerodinamiche che può essere ottenuta tramite il minor volume frontale a seguito dell’utilizzo di serbatoi più piccoli.

Figura 1.3 Confronto delle prestazioni da monopropellente fra H2O2 e Idrazina (Ventura & Muellens, 1999)

Dall’enfasi posta su argomenti quali costi e semplicità, si è ritenuto opportuno specializzare lo studio ad un modello di endoreattore auto pressurizzato secondo il concetto FVP (Fuel Vapor Pressurization), in cui viene sfruttata l’elevata pressione di vapore di un idrocarburo leggero per la pressurizzazione di entrambi i propellenti. In questo modo si ha una notevole semplificazione di tutto il sistema di alimentazione che non necessita di impianti di pressurizzazione esterni (turbopompe o sistemi a gas) con una plausibile riduzione di peso ed un’aumentata sicurezza ed affidabilità del sistema.

Figura 1.4 Impulso specifico nel vuoto di razzi bipropellenti: confronto fra H2O2 e altri ossidanti con vari combustibili (Ventura & Muellens, 1999)

Figura 1.5 Impulso specifico ideale per vari bipropellenti in funzione del rapporto di miscela ossidante/combustibile

Di seguito vengono riportate le principali caratteristiche che si ritengono necessarie perché il combustibile possa soddisfare il concetto di FVP sopra esposto.

 Elevato valore della pressione critica per permettere una buona pressurizzazione (>30-40 bar)

 Valore della Temperatura critica tale da permettere il funzionamento all’interno della campana liquido-vapore alle pressioni volute senza la necessità di un riscaldamento o raffreddamento consistente al di fuori della temperatura ambiente.

 Temperatura di autoaccensione sufficientemente bassa, in modo da poter fare a meno di dispositivi di accensione nell’ottica di una maggiore semplicità del sistema.

 Elevata temperatura di combustione in modo da poter raggiungere buone prestazioni propulsive.

Da questa analisi semplificata si può dedurre che la combinazione di propellenti che meglio sfrutta i

potenziali vantaggi del concetto FVP per la realizzazione di un sistema propulsivo semplice, sicuro

affidabile economico e ad alte prestazioni risulta essere quella H

O

/C

H

.

1.2 Principio di funzionamento

Il modello sviluppato, prende ispirazione dagli studi svolti da Daniel J. Moser (2001) [3] su un prototipo denominato Comp-L, una variante del sistema propulsivo sviluppato da Utah Rocketry (1997). Lo schema di funzionamento è illustrato nella Figura 1.6:

Quando la valvola dell’ossidante viene aperta, il perossido raggiunge il catalizzatore, e qui viene decomposto attraverso una reazione esotermica creando una miscela calda di gas.

Contemporaneamente si apre la valvola del combustibile. Nel caso in cui l’etano sia prelevato in fase vapore, tende a ricondensare in piccola parte durante l’espansione attraverso gli iniettori ed entra in contatto con la corrente di gas ossidante a valle del letto catalitico. Qui si miscela all’ossidante e nell’ipotesi che la temperatura sia sufficientemente elevata, si ha un’accensione spontanea ed una rapida ed efficiente combustione. Dato che la stessa pressione alimenta entrambi i propellenti, sono sufficienti dei dispositivi passivi per regolare la portata. Come sottolineato già in precedenza, questa configurazione permette una grossa semplificazione del sistema propulsivo, riducendo i costi e il peso ed eliminando le complessità di elementi addizionali quali sistemi di pressurizzazione esterni, valvole di regolazione, dispositivi di accensione, ecc… a favore di un’aumentata sicurezza ed affidabilità dell’intero sistema.

I principali elementi che caratterizzano la configurazione del sistema FVP sono:

 Il doppio serbatoio per la pressurizzazione di entrambi i propellenti.

 Il sistema di alimentazione del perossido per fornire e distribuire l’ossidante verso il letto catalitico.

 Il letto catalitico responsabile della decomposizione del perossido in ossigeno e vapore acqueo.

 Il sistema di alimentazione dell’etano.

 L’ugello convergente/divergente per l’accelerazione dei gas combusti e la generazione della spinta

L’utilizzo di un doppio serbatoio contenente entrambi i propellenti, separati da un’opportuna

membrana elastica, consente sia un’efficace di pressurizzazione del perossido da parte dell’etano per

semplice contatto attraverso la membrana, sia un volume più compatto per lo stoccaggio dei

propellenti a discapito di una leggera complicazione costruttiva.

Figura 1.6 Schema di endoreattore FVP

Il letto catalitico è un elemento fondamentale che determina il corretto funzionamento, i tempi di risposta e la vita operativa del sistema. Per questo sono stati intrapresi grossi sforzi tecnologici presso Alta S.p.A. orientati alla realizzazione di catalizzatori in grado di garantire una vita operativa lunga e delle prestazioni efficienti e ripetibili. Tale studio non è stato oggetto della presente tesi, si rimanda dunque ai seguenti riferimenti (….) per l’approfondimento di questo importante aspetto.

Oltre ai vantaggi introdotti dall’uso di propellenti non tossici, la coppia H

O

/C

H

presenta ulteriori caratteristiche degne di nota all’interno del sistema FVP:

 Perossido d’idrogeno ed etano, se posti a diretto contatto non sono soggetti a reazioni ipergoliche, inoltre difficilmente possono dar luogo a miscele potenzialmente esplosive dato che non sono miscibili.

 La maggior parte dei bi-propellenti di uso comune lavora al di sotto del rapporto di

miscelamento O/F stechiometrico. Questo implica che un’eventuale zona in carenza di

combustibile diventi pericolosa essendo a temperature più alte rispetto a quella nominale in

camera di combustione. Ad esempio, il rapporto di miscelamento della coppia NTO/MMH

viene spesso portato a valori inferiori (O/F=1.5, I

= 310s ) a quello stechiometrico per

ottenere una temperatura di fiamma di circa 2700°C sopportabile da sistemi di raffreddamento non troppo complessi. Se il rapporto di miscelamento si approssima localmente alle condizioni stechiometriche (O/F =2.1, I

= 330s ), si sviluppa una temperatura di fiamma di circa 3000

°C esponendo la camera di combustione ad un surriscaldamento di oltre 300 °C. La coppia H

O

/C

H

invece ha prestazioni ottimali nell’intorno del rapporto stechiometrico a temperature dell’ordine dei 2600 °C, inoltre l’impulso specifico e la temperatura di fiamma sono poco variabili attorno al rapporto stechiometrico, questo assicura che non possano essere superate le temperature nominali aspettate in camera di combustione (vedi Figura 1.4).

 Il perossido d’idrogeno e l’etano possono essere stoccati in opportuni serbatoi in materiale composito a differenza della coppia NTO/MMH che risulta altamente corrosiva e incompatibile con la maggior parte delle materiali plastici e compositi a matrice polimerica.

Questo permette di avere serbatoi più leggeri.

 Durante lo svuotamento del serbatoio, la pressione di vapore e la temperatura dell’etano tendono a calare a causa dell’energia spesa dal sistema per l’evaporazione del combustibile.

Nel caso i due propellenti siano in buon contatto termico, grazie all’elevata capacità termica del perossido e agli alti rapporti di miscelamento, tale fenomeno può essere significativamente ritardato. In particolare, essendo la temperatura critica dell’etano molto prossima a quella nominale di funzionamento (temperatura ambiente) il calore latente di vaporizzazione è relativamente basso, rendendo dunque possibile una modesta diminuzione della temperatura e della pressione e una conseguente degradazione delle prestazioni propulsive accettabile. Lo scostamento dal funzionamento nominale è ulteriormente ridotto in caso di operazione pulsata, nella quale l’intervallo fra uno sparo e il successivo è sufficiente a riportare la temperatura al valore nominale.

I possibili vantaggi fin ora descritti, ottenibili da un tale sistema propulsivo, giustificano dunque uno studio più accurato e la progettazione di un prototipo per la sperimentazione.

1.3 Obiettivi e organizzazione della tesi

L’obiettivo principale della tesi è stato la progettazione di un prototipo di endoreattore auto

pressurizzato a perossido d’idrogeno ed etano per studiare a terra la fattibilità del concetto di sistema

FVP applicato a propellenti non tossici. Le specifiche da soddisfare in termini di prestazioni

propulsive sono riportate nella seguente tabella:

Tabella 1.1 Specifiche di progetto

Spinta nel vuoto F N [ ] ⁵⁰

Impulso specifico nel vuoto I

s [ ] ¹⁰⁰⁰⁰

Impulso totale I

Ns [ ] ²²⁰

Il lavoro di tesi ha affrontato in maniera approfondita i seguenti temi:

 Studio del sistema di alimentazione comprendente il serbatoio, le linee di iniezione dei propellenti e la camera di miscelamento.

 Analisi dei processi termodinamici all’interno del propulsore.

 Studio del sistema di raffreddamento della camera di combustione e dell’ugello di spinta.

Analogamente il lavoro di tesi è stato suddiviso in sei macro-argomenti:

 I propellenti

 Il serbatoio

 Il propulsore

 Il sistema di alimentazione

 Il sistema di raffreddamento

Infine nell’ultimo capitolo sono riportate le conclusioni e i possibili sviluppi futuri.

Riferimenti

[1] M.Ventura, P.Mullens, The Use of Hydrogen Peroxide for Propulsion and Power, AIAA Paper 99- 2880, 35

AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, Los Angeles, USA, June 1999.

[2] V. Bombelli, T. Marée, J.L. Moerel, D. Simon, Economic Benefits of the Use of Non-Toxic Monopropellants for Spacecraft Applications, AIAA Paper 2003-47, 39

AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, Huntsville, USA, July 2003.

[3] Daniel J. Moser, Compositex, Sandy, UT, “High-Performance, non-toxic spacecraft propulsion system development”, AIAA 2001-3248, 37

AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference

& Exhibit, Salt Lake City, Utah, 8-11 July 2001.

[4] Anderson W.,Crockett D., Hill S., Lewis T., “Low Cost Propulsion Using a High Density Storable, and Clean Propellant Combination”, AIAA Paper 98-3679.

[5] D. Haeseler, A. Götz, A. Fröhlich, “Non-Toxic Propellants for Future Advanced Launcher

Propulsion Systems”, AIAA-2000-3987