Capitolo 7 CONCLUSIONI
7.1 I risultati principali
Nella tesi è stato affrontato lo sviluppo di un prototipo di endoreattore auto pressurizzato a propellenti non tossici per la sperimentazione a terra della fattibilità del il concetto FVP (Fuel Vapor Pressurization). Da uno studio sui vari tipi di propellenti non tossici, è emerso che la coppia H2O2/C2H6 presenta buone prestazioni e grossi vantaggi che semplificano l’intero sistema propulsivo. In particolare si sfrutta l’elevata pressione di vapore a temperatura ambiente dell’etano (superiore alle 40 atmosfere) permette una buona pressurizzazione del perossido d’idrogeno. La combustione dell’etano è ottenuta per autoaccensione dell’idrocarburo a seguito del miscelamento con la corrente ossidante di gas caldi ottenuta dalla catalisi del perossido d’idrogeno. Per quanto riguarda il sistema di alimentazione dei propellenti, questi vengono stoccati in un unico serbatoio che li contiene entrambi, separati da un diaframma deformabile (configurazione a doppio serbatoio dual tank). In questo modo l’elevata capacità termica del perossido può essere sfruttata per frenare la deriva termica e di pressione a cui va in contro l’etano durante lo sparo.
Si sfrutta l’elevato salto di pressione fra serbatoio e camera di combustione (la pressione in camera di combustione viene fissata a 15 Atm per ragioni di sicurezza e di raffreddamento), per l’utilizzo di un Venturi cavitante per l’alimentazione del perossido ed di una gola sonica per quella dell’etano. In questo modo vengono disaccoppiate le dinamiche di serbatoio da quelle della camera con una conseguente maggior stabilità dell’intero sistema propulsivo. La diversa legge di smaltimento delle portate attraverso i due sistemi di alimentazione al variare di pressione e temperatura in camera di combustione porta ad una
CONCLUSIONI
variazione del rapporto di miscelamento durante lo sparo, causa principale della degradazione delle prestazioni propulsive a causa dell’allontanamento dal rapporto stechiometrico. Per questo motivo si è svolta un’analisi parametrica della dinamica dello svuotamento del serbatoio. Tale studio ha individuato nell’esaurimento della fase liquida dell’etano (e del conseguente ingresso in regime di vapore surriscaldato) la maggiore causa del degrado delle prestazioni. Per questo motivo si è ritenuto necessario imbarcare una quantità di etano maggiore a quella strettamente necessaria ai fini propulsivi, in modo da evitare l’esaurimento di etano liquido durante lo sparo. In particolare un incremento del 40% di etano imbarcato consente l’eliminazione di tale problema con un aumento di massa e ingombro del serbatoio accettabili (incremento del volume del 18%). Dato che, per la sperimentazione a terra vincoli su ingombro e peso del serbatoio sono irrilevanti, si è preferita la realizzazione di due serbatoi separati per ragioni di sicurezza e facilità di costruzione. In questo caso l’effetto di pressurizzazione da parte dell’etano è trasmesso al perossido attraverso un gas inerte (azoto) che collega i due serbatoi. L’utilizzo di un gas comprimibile fra i due propellenti ha messo in evidenza, nei riguardi della deriva di pressione, il fondamentale contributo della variazione di volume specifico dell’etano durante lo sparo. In particolare la presenza di un mezzo comprimibile inibisce efficacemente la deriva di pressione a causa dell’aumento di volume del gas al diminuire della pressione. Questo porta ad una diminuzione del volume che deve occupare l’etano e quindi ad una minore deriva termica. L’analisi della configurazione a serbatoi separati ha dimostrato che attraverso l’introduzione di due nuovi parametri (kN2 e ξN2), collegati al riempimento di azoto nei due serbatoi, è possibile ottenere l’equivalenza fra le due configurazioni (doppio serbatoio e serbatoi separati) per la sperimentazione a terra. Con perossido d’idrogeno all’87.5% in peso, l’analisi delle prestazioni ha dimostrato come sia possibile raggiungere impulsi specifici di circa 290 s per espansione nel vuoto. Nel caso di utilizzo di perossido d’idrogeno a titoli più elevati, si possono raggiungere impulsi specifici ideali superiori ai 300 s, di poco inferiori a quelli della coppia MMH/NTO.
Per l’espansione in atmosfera, la condizione di matching (pressione di sbocco dall’ugello pari a quella atmosferica) limita il rapporto di espansione a valori molto bassi con una conseguente diminuzione del coefficiente di spinta. Questo porta a valori di impulso specifico inferiori ai 220 s. Per quanto riguarda il letto catalitico, sebbene questo non sia stato oggetto del lavoro di tesi, la necessità di ottenere una decomposizione praticamente completa del perossido ha portato alla progettazione di una configurazione modulare, in modo da poter “tarare” la geometria del letto per garantire i sufficienti tempi di residenza del perossido a contatto col catalizzatore. Infine è stato preso in esame il sistema di raffreddamento della camera di spinta (camera di combustione e ugello) necessario per le elevate temperature di combustione raggiunte (circa 2300 °C). Una prima analisi del problema ha individuato l’elevata criticità del sistema di raffreddamento a causa delle ridotte dimensioni del motore che portano a potenze termiche specifiche da smaltire molto elevate (circa 10 MW/m2). Considerazioni riguardo alle tensioni termiche hanno portato all’esclusione degli acciai come materiali per la camera di spinta. Si sono individuate due possibilità per il sistema di raffreddamento: un raffreddamento radiativo con camera in materiale refrattario ad alta emissività (renio/iridio) o un raffreddamento in convezione forzata con camera in materiale ad alta
particolare, per il sistema radiativo, la temperatura interna di parete in gola si assesta al di sopra dei 2200
°C valore limite per un corretto funzionamento, questo comporta la necessità di diminuire la pressione in camera di combustione per aumentare il diametro di gola e quindi ridurre il flusso di calore. D’altra parte, in un sistema di raffreddamento in convezione forzata a camicia semplice, le temperature di equilibrio in gola per la parete esterna sono superiori a quelle di saturazione del refrigerante (acqua) e si presentano dunque fenomeni di ebollizione. In particolare è possibile raggiungere la condizione di flusso termico critico per ebollizione, cosa che comporta un innalzamento inaccettabile della temperatura di parete e il conseguente collasso dell’intero sistema propulsivo. Per questa ragione, si è ritenuto necessario alettare la parte dell’ugello adiacente alla gola in modo da aumentare l’efficienza di scambio termico ed allontanarsi dal possibile funzionamento critico. A causa degli alti costi dei materiali (renio/iridio) e della forte degradazione delle prestazioni propulsive per l’espansione in atmosfera al diminuire della pressione in camera di combustione, si è scelto il sistema di raffreddamento in convezione forzata, a discapito di una maggiore complessità di sistema (aggiunta di canali di raffreddamento e di un sistema di alimentazione del refrigerante). A seguito del dimensionamento del sistema di raffreddamento è stata eseguita un’analisi del transitorio di accensione per verificare che le condizioni più critiche fossero in condizioni di regime (ipotesi su cui si basano i modelli di analisi del sistema di raffreddamento). Tale analisi ha confermato il comportamento non critico durante il transitorio iniziale. È opportuno fare delle considerazioni sulle ipotesi fatte per il modello di raffreddamento:
Lo studio intrapreso è cautelativo per i seguenti motivi:
si è ipotizzata l’assenza di flussi termici in direzione assiale. In realtà i gradienti di temperatura in senso assiale determinano dei flussi che tendono a uniformare le temperature di modo che la temperatura in gola (sezione più critica) diminuisce, e di conseguenza le prestazioni richieste al sistema di raffreddamento diventano meno stringenti.
a causa della forte incertezza sui dati e sui modelli di raffreddamento, si è incrementato cautelativamente del 50% il flusso termico da smaltire rispetto al valore ottenuto dai modelli utilizzati, questo può essere ritenuto un limite superiore per avere grossi margini di sicurezza. È però plausibile che in fase di sperimentazione i flussi termici attraverso la parete risultino minori di quelli calcolati
Attraverso i modelli sviluppati nei capitoli precedenti è possibile procedere al dimensionamento e ai disegni dei vari elementi costituenti il sistema propulsivo.
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7.2 La configurazione di progetto
Nelle seguenti figure sono riportati i modelli tridimensionali e i disegni dei vari elementi costituenti il propulsore. In Figura 7.1 sono riportati i uattro principali elementi del propulsore: letto catalitico, camera di miscelamento, camera di spinta e camicia di raffreddamento. In Figura 7.2 è mostrato in dettaglio il letto catalitico, con particolare riguardo alla configurazione modulare a cartuccia. In Figura 7.3 e Figura 7.4 sono riportati rispettivamente la vista esterna e lo spaccato dell’assemblaggio fra camera di
miscelamento e camera di spinta. Infine in Figura 7.5 è riportata la vista della camera di spinta, dove si può notare la zona alettata in prossimità della sezione di gola dell’ugello.
Figura 7.1 Insieme dei principali elementi costituenti il propulsore
Figura 7.2 Spaccato del letto catalitico
CONCLUSIONI
Figura 7.3 Camera di miscelamento e di spinta.
Figura 7.5 Camera di spinta.
Nelle seguenti figure sono raffigurate le principali prestazioni propulsive (portate, rapporto di
miscelamento, impulso specifico, spinta e pressione in camera di combustione) al variare della pressione di serbatoio durante lo sparo.
Figura 7.6 Portate di propellenti in funzione della pressione di serbatoio durante lo sparo.
CONCLUSIONI
Figura 7.7 Rapporto di miscelamento in funzione della pressione di serbatoio durante lo sparo.
Figura 7.8 Impulso specifico in funzione della pressione di serbatoio durante lo sparo.
Figura 7.9 Spinta in funzione della pressione di serbatoio durante lo sparo.
Figura 7.10 Pressione in camera di combustione in funzione della pressione di serbatoio durante lo sparo.
CONCLUSIONI
7.3 Sviluppi futuri
A seguito della progettazione dell’intero motore, sono stati presi contatti con alcune ditte per le forniture o la costruzione di parte degli elementi costituenti il propulsore. I restanti elementi saranno prodotti all’interno di Alta S.p.A. I risultati della campagna sperimentale, potranno verificare l’adeguatezza dei modelli sviluppati e indicare le linee guida per una migliore progettazione dell’intero sistema.
Gli elementi più critici del motore sono risultati essere il letto catalitico e il sistema di raffreddamento.
Attualmente è in corso presso Alta una campagna per la caratterizzazione e la qualificazione di nuovi catalizzatori che potranno migliorare l’efficienza di decomposizione del perossido con un conseguente guadagno sulle prestazioni e sugli ingombri del letto catalitico.
Per quanto riguarda il sistema di raffreddamento, si è evidenziato come le dimensioni ridotte del motore portino a lavorare in condizioni critiche. Alla luce di questa considerazione, è interessante uno studio di un possibile modello di propulsore per livelli di spinta maggiore. L’aumento della sezione di gola, dovuto all’effetto combinato di un aumento della spinta richiesta e una possibile diminuzione di pressione in camera di combustione, può rendere un raffreddamento radiativo utilizzabile e sicuro per l’espansione nel vuoto (unico campo di applicazione reale per questo tipo di endoreattori). L’impatto del costo della camera in renio iridio è, in questo caso, sicuramente trascurabile nei confronti dell’intero costo di una missione tipica missione di utilizzo di tale propulsore.
