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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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