Propulsione spaziale solida
Per raggiungere lo spazio è necessario
un sistema propulsivo, atto a cambiare lo stato di moto di un corpo. Lo
spazio cosmico non presenta atmosfera, quindi è privo di ossidanti,
per cui i sistemi propulsivi devono immagazzinare a bordo del veicolo
spaziale i necessari ossidanti e combustibile per il mantenimento della
missione. Propulsori di questo tipo si chiamano endoreattori, mentre gli
esoreattori funzionano usando l’ossigeno prelevato dall’atmosfera.
Endoreattori ed esoreattori fanno entrambi parte della propulsione a getto,
ma esistono anche altre forme di propulsione, per esempio quella a elica
e quella avanzata.
Tra gli endoreattori l’unica classe in grado di sollevarsi da terra,
vincere la forza di gravità e raggiungere lo spazio è quella
di tipo chimico. In particolare, il sistema maggiormente utilizzato grazie
alla semplicità di realizzazione e ai costi relativamente contenuti
è il motore a propellente solido. La semplicità di realizzazione
di questo tipo di motori è dovuta al fatto che il propellente è
direttamente colato all’interno della camera di combustione, che
assume quindi anche la funzione di serbatoio (case bounded). Nel contempo
questa classe di propulsori presenta anche alcuni svantaggi: da una parte
si ha l’impossibilità di modulare la spinta, dall’altra
la bassa sicurezza (una volta acceso il propellente brucia finché
è completamente consumato, diventando problematico un suo eventuale
spegnimento). I propulsori solidi sono, quindi, definiti motori a perdere,
in quanto possono essere utilizzati per un’unica missione.
Gli
elementi costitutivi dei motori a propellente solido sono principalmente
cinque (v. schema a fianco): un involucro di contenimento, detto case;
il grano di propellente solido; un accenditore; un ugello supersonico;
un pertugio per l’estinzione forzata del motore.
Questo sistema può essere reso più efficiente, per esempio
analizzando il particolato solido prodotto dalla combustione (residui
come agglomerati, particelle carboniose, ecc.) prima della sua realizzazione,
che permetterebbe risparmi, oltre che di costi, anche di risorse e di
tempi. Inoltre, la previsione del comportamento dei residui di combustione
ricavata dall’analisi della morfologia, della granulometria e della
composizione del materiale iniziale, nell’ambito di un approccio
multidisciplinare, garantirebbe anche l’indicazione di eventuali
aumenti o perdite di prestazione.
Ogni sistema di propulsione aerospaziale realizza la conversione dell’energia
primaria messa a disposizione dall’impianto propulsivo in energia
cinetica di un getto propellente. La diversa natura del contenuto energetico
disponibile comporta differenti metodi di conversione dell’energia
e quindi diversi impianti propulsivi. Nel campo degli endoreattori, assume
notevole importanza la classe dei propulsori termici, in particolare la
sottoclasse della propulsione chimica. È possibile distinguere
i propulsori chimici a seconda dello stato fisico del propellente utilizzato:
solido, liquido, gassoso o ibrido (ossia combustibile e ossidante in due
fasi diverse, di solito rispettivamente solida e liquida). Ogni sistema
presenta vantaggi e svantaggi, che lo rendono maggiormente adatto a un
utilizzo piuttosto che a un altro. Grazie alla elevata densità
che permette di avere serbatoi più compatti, semplicità
costruttiva e bassi costi, la propulsione solida, come detto, è
la più utilizzata, sebbene le massime prestazioni in termini di
impulso specifico siano offerte dai motori a propulsione liquida.
Tra i parametri di prestazione della propulsione, l’impulso specifico
caratterizza la potenza e l’efficienza del motore: è la spinta
che si ottiene dalla combustione di un’unità di massa di
propellente durante un’unità di tempo di operazione; è
espresso dimensionalmente in secondi e il valore indicativo della propulsione
solida è di 300 s.
A
livello di prestazioni interne, un parametro importante è la velocità
di combustione (burning rate). Essa risulta principalmente dipendente
dalla composizione e dalla granulometria degli ingredienti del propellente
solido, dalla temperatura, dalla pressione e da eventuali sorgenti di
calore esterne. In particolare, la sua dipendenza dalla pressione è
fornita dalla legge di Vieille, in base alla quale a un aumento di pressione
corrisponde un aumento esponenziale della velocità di combustione.
L’importanza di questa legge è dovuta al fatto che la portata
in camera di combustione può essere scritta in funzione di essa
e da essa dipendono per esempio la portata da smaltire nell’ugello,
quindi la velocità di efflusso, che definisce la spinta.
La tipica composizione di un propellente solido comprende: legante a matrice
polimerica (17%); ossidante (68%); polveri metalliche (15%); eventuali
additivi, per esempio modificatori balistici, plasticizzanti. Generalmente
come ossidanti vengono scelti sali cristallini bianchi quali il perclorato
di ammonio o il nitrato di ammonio. Il primo è preferibile al secondo
per vari motivi: per prima cosa il nitrato di ammonio è meno ossidante
del perclorato perché la sua molecola contiene meno atomi di ossigeno;
inoltre, è maggiormente igroscopico e liquescente, quindi se assorbe
acqua può diventare più facilmente una soluzione liquida;
infine, alla temperatura di 32 °C presenta una transizione molecolare
che provoca una variazione del volume occupato, dannosa per la combustione
nei booster in quanto provoca sforzi meccanici sul grano di propellente
stesso. D’altro canto però il perclorato di ammonio ha un
costo maggiore ed è un inquinante, dal momento che rilascia acido
cloridrico.
Come legante polimerico viene generalmente utilizzato il polibutadiene
a terminazione idrossilica, che funge anche da combustibile. Per quanto
riguarda gli additivi, vi sono varie soluzioni per correggere o migliorare
la combustione del propellente. Un additivo comunemente usato è
l’ossido di ferro, che se introdotto in propellenti con polibutadiene
a terminazione idrossilica ne migliora le proprietà balistiche;
altri additivi possono essere le polveri metalliche. L’idruro di
magnesio, sebbene molto costoso, aumenta notevolmente l’impulso
specifico.
Per smorzare le instabilità del combustore, nei propellenti solidi
si aggiungono polveri metalliche. Tale aggiunta consente anche un aumento
notevole, almeno in linea teorica, delle prestazioni del motore, in quanto
accresce in maniera significativa l’impulso specifico (per l’aumento
di densità e per l’aumento di entalpia chimica sviluppata,
quindi della temperatura in camera di combustione). Presenta però
anche degli svantaggi perché provoca un aumento dei flussi termici
sulle pareti, con conseguente aumento dello spessore dei materiali ablativi
di protezione che gravano quindi sul peso del veicolo spaziale e un aumento
della massa molare media dei prodotti; può inoltre comportare una
combustione incompleta dei metalli con relativo accumulo di scorie solide
all’interno del motore. Nel complesso i vantaggi compensano e superano
gli svantaggi purché le polveri metalliche inserite siano in quantità
inferiore al 20% della massa totale del propellente.
Tra i metalli che trovano maggior impiego primeggia l’alluminio,
ma vengono utilizzati anche l’ossido di ferro (come modificatore
balistico), il litio e il magnesio. Per le sue elevate prestazioni il
berillio costituirebbe la miglior soluzione, ma essendo tossico non è
utilizzato. Un’interessante alternativa potrebbe essere quella di
utilizzare al posto dei metalli i corrispondenti idruri, ma questi materiali
sono difficili da sintetizzare e presentano problemi di instabilità
chimica dovuta al rilascio di idrogeno molecolare.
L’alluminio
presenta varie caratteristiche che lo rendono unico tra i metalli utilizzati
come ingredienti nei propellenti solidi. La sua densità è
quasi il doppio rispetto a quella del perclorato di ammonio e tre volte
quella del legante polimerico e, in aggiunta all’aumento sostanziale
della temperatura dovuto alla sua ossidazione, fa aumentare l’impulso
specifico del 10% circa su una base di polveri aggiunte pari al 15% della
frazione di massa del propellente. Il suo processo di ossidazione in Al2O3
è fortemente esotermico, ossia avviene con un cospicuo rilascio
di energia termica. La sua conduttività termica, essendo un metallo,
è superiore a quella degli altri ingredienti.
Caratteristica che rende unico l’alluminio è il fatto che
generalmente non si trasforma in vapore (la sua temperatura di evaporazione
è infatti di 2500 °C) a contatto con la superficie di propellente
in combustione come gli altri ingredienti. La sua reazione è inibita
da ossidi con la conseguente formazione di agglomerati e residui, che
ricoprono un’importanza fondamentale nei processi di combustione.
È infatti proprio questa formazione di residui solidi che genera
un ulteriore vantaggio: l’attenuazione delle instabilità
della combustione stessa; in funzione delle dimensioni delle polveri di
alluminio inserite, si è in grado di smorzare le instabilità
di bassa, media o alta frequenza.
In molte missioni di motori spaziali sono già state utilizzate
polveri micrometriche di alluminio con percentuali attorno al 15-20% della
massa del propellente. Bisogna anche tener presente che l’alluminio
è un materiale a basso costo, molto presente in natura (nei minerali
di bauxite) e non essendo tossico presenta livelli di sicurezza relativamente
alti. Per questi motivi dagli anni Cinquanta del secolo scorso si cominciò
a studiare i benefici dell’inserimento di queste polveri nei propellenti
solidi, affinando sempre più le quantità e la granulometria.
Attualmente vengono sperimentate polveri nanometriche, che a differenza
di quelle micrometriche aumentano notevolmente la superficie reattiva
a disposizione, aspetto che comporta una crescita della velocità
di combustione e un minore ritardo dell’ignizione. Il loro utilizzo
è frenato soprattutto dagli elevati costi di produzione, oltre
che dal fatto che a differenza di quelle micrometriche, le polveri nanometriche
di alluminio tendono a esercitare un minore controllo delle instabilità
del sistema propulsivo. (Tratto da: Marco Rancati, Prove di combustione
di propellenti solidi metallizati rivolte alla raccolta dei prodotti condensati
di combustione, Tesi di laurea 2007, Politecnico di Milano, Dipartimento
di Ingegneria Aerospaziale)
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