Propellenti Rivoluzionari

Discussioni tecniche
21

Per rispondere a Buran: l’Impulso Specifico, che alla fin fine è la velocità di espulsione del propellente, è quello che definisce i consumi, e quindi il rapporto Payload/Massa Totale. Il problema è che la propulsione elettrica, anche se ha altissimi Isp, ha necessariamente una densità di spinta bassa, con consequente impossibilità di dare accelerazioni maggiori di quella di gravità e quindi di lanciare da Terra a LEO.

Il mio dubbio era: questi nuovi propellenti, che sembrano avere Isp molto alti, mantengono la proprietà tipica della propulsione chimica, i.e. spinte sostanzialmente illimitate (proporzionali alla dimensione del motore)?

22

Forse non mi sono spiegato bene nel mio intervento :astonished:

Quello che volevo dire e’ che, in caso di semplice propulsione chimica, questo tipo di propellenti semisolidi/superdensi hanno comunque un Is pressocche’ uguale al LH. Quello che cambia è l’impulso di densità: dal punto di vista fisico questo parametro ingloba tutti i miglioramenti (soprattutto strutturali, vedi massa serbatoi, sezione frontale, etc.) che un propellente con alta densità (ad esempio kerosene) ha rispetto a un propellente a bassa densità (come l’drogeno).
Anche se poi l’idrogeno ha maggiore “energia chimica”… e quindi compensa :stuck_out_tongue_winking_eye:

In ogni modo questi aspetti sono molti importanti nella scelta dei propellenti nei diversi stadii di un vettore multistadio: ti sei mai chiesto perchè i propellenti solidi (o le combinazioni Kerosene/LOX) vengono scelti per il primo stadio e invece le conbinazioni LH/LOX per i successivi? Lo stesso approccio deve essere seguito nella sequenza di accensione di quei motori di tipo bi-tri propellente (o se voui nei airbreathings)

Sostanzialmente io non credo (anche perchè mi ricordo di averlo letto da qualche parte) che la velocità di espulsione di questi propellenti sia 12 Km/s ed eventuali miglioramenti siano solo dovuti alla super-densità a parita di potere energetico.

Anche perchè: se stabili e con queste cartteristiche perchè non sono stati ancora utilizzati?

23

Ah ok, allora è chiaro. Io mi basavo su quanto scritto da quaoar… e 1200 sec di impulso specifico per un propellente chimico sarebbe veramente la rivoluzione… :astonished:

24

Come dovrebbe venir pompata questa massa gelatinosa in camera di combustione ??
Dovrebbero esser riviste le turbopompe, gli inducers, gli impellers, per non parlare degli iniettori e dei relativi impingement streams.

Oppure la massa gelatinosa dovrebbe esser riportata allo stato liquido criogenico a monte del gruppo turbopompe ??

25

Ottima domanda, questa - imsieme al problema della stabilità del composto gelatinoso - rappresenta il limite di questo tipo di propulsione (almeno a quanto ne sappiamo…).

Per Albyz:

perdonami ma l’uso del termonucleare lo definirei tutto fuorché “fantasioso” e vorrei ricordarti, anche se non è necessario, che già negli anni '60 esistevano prototipi da banco - sia russi che americani - di motori nucleari funzionali e funzionanti con Isp dell’ordine dei 1.000 sec e tempi di funzionamento complessivi superiori all’ora. :scream:

26

Però, con un gel, si eliminerebbe (probabilmente si ridurrebbe) il pericoloso fenomeno dello sloshing nei serbatoi !!!

27

Sicuramente.
E questo comporterebbe dei serbatoi meno “complessi” non presentando questo problema che ha importanti risvolti in campo strutturale.

28

Ottimo post che seguo in silenzio vista la mia ignoranza, a adesso pongo una domanda (forse ingenua) ma il risparmio non si perderebbe poi col peso delle strutture per rendere gas il gel?

29

Non lo metto in dubbio, ma la pratica è diversa e la totale assenza di applicazioni operative ne è la dimostrazione… credo siano troppo ridotti i vantaggi (non parliamo nemmeno di un ordine di grandezza di ISP superiore al chimico) in relazione ai rischi connessi.

30

E’ proprio quello che non sappiamo.

Nel senso che potrebbe anche esserci, ma almeno io non ne ho evidenza, una tecnologia che consenta di “sparare” direttamente il gel in una camera di combustione (o precombustione).

Le ragioni non furono tecniche quanto economiche e politiche.
E’ solo per questo che il NERVA non ha trovato una pratica applicazione nel corso degli anni '70 (ossia quando era ormai un progetto maturo).

L’uso del nucleare era demandato alle missioni di permanenza lunare previste nel programma AAP (Apollo Applications Programme) previste per la base LESA e per il piano di esplorazione marziano proposto da von Braun nell’agosto del 1969.

Entrambi i programmi furono cancellati a favore del nascente programma STS, il quale operando in LEO non necessitava di motori nucleari.
Per inciso era in fase di avanzato sviluppo una versione “nucleare” del Saturn V, in cui al terzo stadio S-IVB fosse sostiuito uno propulso dal NERVA, denominata Saturn C-5N.

Per inciso il terzo stadio nucleare, col NERVA, aveva un Isp - dichiarato - di 800 sec ben il doppio della “classica” accoppiata LOX/LH2 del J-1 del S-VIB:

http://www.astronautix.com/stages/nerva1.htm

Rischi a parte i benefici di una simile combinazione erano fuori di dubbio.

31

Si, perché l’energia è contenuta nel propellente stesso e non viene fornita da una fonte di alimentazione esterna, come nella propulsione elettrica. Nel caso dei propellenti monoatomici, c’è un’energia aggiuntiva fornita dai singoli atomi di idrogeno che si ricombinano formando idrogeno molecolare, liberando ben 218 MJ/Kg di idrogeno atomico.
L’impuslo specifico dipende dalla densità energetica, ovvero da quanto idrogeno monoatomico si riesce a infilare stabilmente nelle particelle di ghiaccio in sospensione nell’elio liquido, mentre la spinta dipenderà dalla quantità di propellente che si riesce ad espellere nell’unità di tempo, ovvero dalle dimensioni del motore.

Un saluto
Quaoar

32

Basta riscaldarlo sopra i 20 °K. Nel caso dei motori a razzo raffreddati per via rigenerativa, il gel, che resta sempre abbastanza fluido, evapora raffreddando l’ugello e la camera di combustione.

Un saluto
Quaoar

33

per ridurre i rischi ritenevano di far entrare il funzione il motore nucleare al di fuori dell’ orbita terrestre?

34

Prevedevano di accendere il NERVA il LEO per andare in TLI.

35

Infatti, non ho scritto che non siano mai stati realizzato per limiti tecnici, semplicemente per poca convenienza rispetto ai problemi che comportano.

Per inciso il terzo stadio nucleare, col NERVA, aveva un Isp - dichiarato - di 800 sec ben il doppio della "classica" accoppiata LOX/LH2 del J-1 del S-VIB:

http://www.astronautix.com/stages/nerva1.htm

Appunto, appena il doppio dell’ISP, non è minimamente vicino alle prestazioni richieste per quel ventilato “salto prestazionale” che ci si può immaginare da un sistema propulsivo che possa radicalmente soppiantare i tradizionali chimici, per questo sono richiesti ISP di ordini di grandezza maggiore degli attuali, non semplici multipli… in poche parole è evidente che abbandonare la propulsione tradizionale per cimentarsi in una che promette ISP appena maggiori e soprattutto con costi e metodi di gestione radicalmente nuovi e molto più complessi non è conveniente. Conviene mettere in piedi tutto un sistema di questo tipo, considerando costi e rischi, per accorciare il viaggio verso la Luna di poche ore? è evidente che non lo è…

Rischi a parte i benefici di una simile combinazione erano fuori di dubbio.

Dici poco…

36

Appena maggiori? Passare da 400 a 800 è poco?

37

a parte il Nerva, in genere un ipotetico motore nucleare teoricamente che Isp massimo potrebbe ottenere?

38

Evidentemente il buon Alberto ritiene il raddoppio del payload come una cosa di secondaria importanza.
Un motore a curvatura andrà bene, o ci troviamo difetti pure a quello?? :stuck_out_tongue_winking_eye:

39

Se parliamo di ISP credo proprio di si… visto che andiamo per i 30.000sec con i propulsori tipo VASIMIR, molto più gestibili, e infinitamente più sviluppabili (con il termonucleare rischia di esaurirsi dopo pochissimo tempo lo sviluppo arenandosi come gli attuali chimici)
E dato che mi par di capire siamo tutti concordi che un utilizzo in LEO o atmosfera sia da evitare, per una manovra di uscita dall’orbita terrestre cambia poco un propulsore termonucleare contro uno tradizionale… per cui tanto vale tenersi il chimico per le manovre ad alte spinte obbligate, molto più gestibili ed economici, e investire tutto il resto nell’elettro-nucleare, o più in generale con la propulsione ionica soprattutto dove si parla di viaggi lunghi (e anche un viaggio umano verso marte è comunque abbastanza lungo per poter sfruttare ottimamente un sistema di questo tipo opportunamente dimensionato)…

E chi ha detto che raddoppiando l’ISP raddoppia il payload di una missione? Un propulsore con 30.000sec di ISP è “in grado di avere” payload di 100 volte maggiori rispetto agli attuali chimici? Mi sa proprio di no… o meglio la proporzione ha poco senso…

40

I razzi termonucleari, ovvero quelli dove il propellente si riscalda raffreddando il reattore, sono appunto limitati dalla massima temperatura che il reattore può sopportare senza fondere. Proprio la temperatura massima sopportata dal core solido, limita la massima velocità di scarico a 8-9 km/s.
Un po meglio andrebbero i reattori a letto di sfere, dove il combustibile è contenuto in sfere di grafite che possono superare i 3000 °K: 10-12 Km/s. Magari utilizando altri materiali ancora più restsitenti come il carburo di afnio potremmo arrivare a 13-14 Km/s?

Meglio andrebbero invece i razzi a core liquido, dove il combustibile è essendo in fase liquida è limitato dalla ben più alta temperatura di ebollizione: 15-20 Km/s?
Reattori di questo tipo non sono mai stati costruiti: si pensa a una miscela di combustibile liquido e idrogeno in fase gassosa confinata in una camera per via centrifuga: l’uranio, molto più pesante si disporrebbe attorno alle pareti mentre l’idrogeno, più leggero sarebbe libero di sfuggire dall’ugello nella regione centrale.
Certamente ci sarebbero delle perdite e un simile razzo, ammesso che si possa costruire, non sarebbe utilizzabile per un lancio da terra.

Vi sono poi i razzi a core gassoso, ancora più avanzati, dove il plasma combustibile confinato in una camera magnetica riscalda l’idrogeno propellente, che a causa del più basso peso molecolare raggiunge velocità molto più alte e può quindi sfuggire dall’ugello. Fino a 30 Km/s, valgono le stesse considerazioni per quelli a core liquido.

Poi vi sono i razzi a frammentazione nucleare, dove il combustibile, ridotto in polvere e confinato per via elettrostatica, si frammenta. I prodotti di fissione sono raccolti in un toro magnetico, dove vengono diluiti riscaldando l’idrogeno propellente. La velocità di scarico varia col rapporto di diluizione: alti rapporti danno alte spinte e basse velocità di scarico, bassi rapporti alte velocità di scarico e basse spinte.
Fino a velocità di scarico dell’ordine di 50 km/s, il sistema potrebbe essere raffreddato per via rigenerativa e non aver bisogno di radiatore, necessario invece per superare questi limiti. La massima velocità di scarico raggiungibile è quella dei prodotti di fissione puri 5000-6000 Km/s, con spinte però irrisorie.

Poi vi sono i razzi elettronucleari: classica centrale a fissione che alimenta un razzo elettrico al plasma, per esempio un molto ben collaudato razzo a effetto Hall, che può dare velocità di scarico da 10 a 50 Km/s. Il problema è che per avere spinte apprezzabili a 50 Km/s, dovremmo avere una potenza dell’ordine dei gigawatt. E data l’inefficienza della conversione termo-elettrica, potenze di quegli ordini di grandezza richiederebbero dei radiatori di superficie mostruosa, due stadi Olimpici per lato, per intenderci, che sommati alla massa della schermatura limiterebbero comunque le accelerazioni.
Proprio per questi limiti, il nucleare elettrico sembra sia più adatto alle sonde inanimate che a missioni umane.

Se poi entriamo nel campo del futuribile, vi sono interessantissimi progetti di Bussard basati sui fusori compatti a confinamento inerziale magneto elettrodinamico a conversione diretta(Polywell), che potrebbero fornire razzi potenti e compatti (vedi razzi QED) con ottimi rapporti spinta/massa, adatti a decolli, aterraggi e viaggi interplanetari.
Purtroppo però il loro funzionamento dipende dal fatto se il fusore Polywell a boro11 e idrogeno raggiungerà o meno il breakeven e questo è tutto da vedere.

Un saluto
Quaoar