Propulsione idrogeno/ossigeno....

Discussioni tecniche
1

SALVE A TUTTI!!! XD

Ecco un’altra delle mie domande, che sicuramente vi risulterà un po’ banale…

Ho letto su internet che lo shuttle utilizza due booster a kerosene (o altro, ma cmq. sostanze inquinanti) e poi l’ET, il grande serbatoio esterno, che contiene idrogeno e ossigeno… la domanda è questa…

  • esistono lanciatori che usano in tutti gli stadi idrogeno-ossigeno come propellente???
    se si, perchè non diventa una regola, così da dare un esempio concreto di come la tecnologia più avanzata al mondo utilizza fonti energetiche pulite e rinnovabili…

Ma forse la risposta è no, perchè, come ho letto su internet, alla partenza c’è bisogno di una spinta maggiore, che viene generata appunto dai due booster a propellente “tradizionale”…

Ma davvero non è possibile realizzare un lanciatore che sia ad inquinamento ZERO, con tutti gli stadi con idrogeno/ossigeno come propellente???

Altra domanda, off-topic, ma scrivendo mi è venuta in mente…
possibile che non ci sia un modo di recuperare tutti i serbatoi utilizzati dal lanciatore, evitando che si sfracellino in mare come l’ET, così da recuperarli e riutilizzarli, come lo shuttle, appunto???
una soluzione tipo moooooooooolti paracadute e accensioni brevi del razzo per frenare la caduta dei serbatoi molto pesanti prima del contatto con l’oceano…
ammesso che l’acqua dell’oceano non danneggi irrimediabilmente i serbatoi stessi, ma forse questo è un problema risolvibile…

GRAZIE IN ANTICIPO A TUTTI COLORO CHE INTERVERRANNO

CIAO

Luca

2

I boosters dello shuttle non sono a propellente liquido, bensì a propellente solido composta da perclorato di ammonio (70% circa) che fa da ossidante, un polimero HTPB (polibutadiene, 12%) che fa da legante, da particelle di Alluminio (16%). Puoi vedere tranquillamente su Wikipedia o altri siti la composizione esatta…

I boosters a propellente solido servono nei primi istanti di volo, assicurando la spinta nella fase iniziale, anche se hanno un impulso specifico più ridotto dei liquidi come H2-O2. Questi ultimi sono più performanti ma sono più complessi da gestire in quanto devono essere mantenuti a temperature sotto i -100°C, ossia in zona criogenica.

Ecco perchè il layout e la configurazione dei lanciatori è varia: si cerca di massimizzare le prestazioni con un occhio importante alla complessità globale di un sistema ed alle necessità fisiche (spinta maggiore in fase iniziale, Impulso specifico maggiore nella fase secondaria): propulsori criogenici non sarebbero economici nel caso di piccoli lanciatori, come il VEGA, dove il costo è un driver fondamentale. Un altro esempio riguarda gli upper stages: per questi si usano quasi sempre motori o a solido oppure a liquido stivabili, e quindi non criogenici H2-O2, proprio per un migliore compromesso costi-prestazioni-affidabilità.

Il costo è anche un driver per le istanze di riutilizzabilità o salvaguardia ambientale che tu poni. Un lancio sarà sempre invasivo per l’ambiente: occorre minimizzare questi rischi (ad esempio eliminando propellenti fortemente inquinanti come quelli basati su N2O4-UDMH dei razzi Proton…) ma con realismo.

3

Riguardo alla domanda su eventuali lanciatori tutti LH2-LOX: ad esempio il Delta IV medium senza boosters e’ un “tutto idrogeno”.

I combistibili “non LH2” vengono detti combustibili “densi”, questo perche’ l’idrogeno anche allo stato liquido ha un peso specifico molto basso, e questo e’ un grosso svantaggio soprattutto per i primi stadi perche’ impone serbatoi molto piu’ voluminosi, quindi maggiori “drag losses”, piu’ struttura ecc…

Per questo di solito vengono aggiunti dei boostes (solidi o liquidi) che anche se non hanno di per se delle prestazioni elevatissime in termini di impulso specifico, hanno delle spinte molto forti che tirano il lanciatore velocemente fuori dall’atmosfera, dove i motori criogenici a idrogeno possono esprimere le massime efficienze oggi realizzabili con i propulsori chimici. Per tutta una serie di motivi questo riduce di parecchio le perdite per gravita’ e aereodinamica, incrementando notevolmente le prestazioni del lanciatore in termini di carico pagante.

Insomma, i booster “zozzoni”, aiutano parecchio…anche se non sono strettamente indispensabili.

Nonostante questo la differenza di prestazioni di lanciatori a LH2 rispetto a quelli a Kerosente e’ inferiore a quello che sembrerebbe guardando gli impulsi specifici e l’equazione dei razzi.

Questo perche’ i migliori motori a kerosene (RP1), che poi sono quelli russi, hanno dei rapporti peso/spinta spettacolari anche superiori a 100 (e questo conta tantissimo), proprio perche’ la densita’ del propellente permette maggiori densita’ di spinta, oltre a molte altre economie (un esempio tra i tanti, data la densita’ simile di O2 e RP1, l’asse delle turbine per il pompaggio dei due propellenti puo’ girare alla stessa velocita’ ed essere quindi collegato in “presa diretta”, quindi con pesi e complessita’ molto inferiori).

Tieni conto che in fondo il kerosene, a confronto dei combustibili solidi, inquina comunque pochissimo… dopotutto e’ lo stesso combustibile utilizzato dai jet di linea che ne bruciano ben altre quantita’ rispetto a quello impiegato nell’astronautica. Fa un po’ di gas serra ma e’ una goccia nel mare… almeno fino a che andare in orbita non sara’ come prendere un volo di linea.

Un’ultima parola su un altro possibili combustibile, tra i tanti… Si parla molto di motori metano-O2 che pur non essendo stati sviluppati finora, sono molto promettenti, ci sono gia’ dei prototipi e le prospettive sembrano molto buone. Permette un impulso specifico leggermente migliore del kerosene, ha una criogenicita’ molto simile all’ossigeno quindi puo’ essere conservato alla stessa temperatura e pressione, e secondo certi studi dovrebbe essere piu’ facile fare motori CH4-LOX riutilizzabili piu’ volte (il metano e’ un miglior refrigerante consentendo ai componenti di lavorare a temperature piu’ basse e lascia meno residui). E’ non molto meno denso del kerosene e inquina di meno.

Se ho scritto inesattezze i piu’ esperti correggeranno.

4

Il serbatoio esterno dello Shuttle, dopo essere stato rilasciato, subisce un rientro distruttivo in atmosfera (si può vedere un video qui).
Per poterlo recuperare bisognerebbe dotarlo di uno scudo termico e di una serie di paracadute; ciò aumenterebbe di parecchio la sua massa e farebbe notevolmente diminuire la capacità di carico del sistema STS. Non credo poi che la possibilità di recuperare l’ET sia vantaggiosa rispetto ai nuovi costi di produzione e di manutenzione post-recupero che si rivelerebbero necessari.
Le prime due missioni del programma Shuttle usarono ET verniciati di bianco; da STS-3 Lockheed Martin decise di rimuovere la vernice risparmiando ben 280 kg; un ipotetico TPS peserebbe molto molto di più.

Il processo di riutilizzabilità, comunque, è molto complesso; i SRB, ad esempio, devono subire una lunga serie di interventi di manutenzione, di controlli e di verifiche prima di poter essere nuovamente riutilizzati.
I booster di Ariane V sono recuperabili ma non riutilizzabili.

5

Il serbatoio e’ l’ultima cosa su cui mi concentrerei per la riutilizzablita’. Non e’ certo il componente piu’ costoso. Al massimo si potrebbe rendere spendibile un serbatoio esterno di LH2 e mettere l’ossigeno (che e’ denso e ingombra meno) in un serbatoio interno al veicolo, e quindi riutilizzabile.

Comunque i cassonetti della nettezza urbana sono pieni di serbatoi in alluminio sotto pressione spendibili. In presenza di adeguate economie di scala industriali non e’ una tragedia.

6

Bisogna anche notare che i primi stadi a kerosene comunque utilizzano LOX, solo che l’ossigeno liquefa a temperature più alte rispetto all’idrogeno, per tanto pone difficoltà tecniche minori. Poi, nota bene, gli aerei usano sì kerosene, in realtà una miscela nota come JP… ed un numero, ma usa come ossidante l’ossigeno atmosferico, quindi in camera di combustone, insieme al Jp, entra anche un sacco di porcheria che “sporca” la combustione rendendo meno efficiente la resa dei motori. Se anche nelle nostre automobili potessimo usare solo una miscela benzina/O2 le prestazioni migliorerebbero e per esempio, parlando d’inquinamento, si eviterebbero gli ossi d’azoto. Ma anche altri composti nati dall’interferenza di altre sostanze nella combustione. Nei razzi, la quantità d’ossigeno necessaria è troppo elevata per poterla aspirare dall’aria e poi sporcherebbe la combustione compromettendo il funzionamento del propulsore.
Quanto al recupero dell’ET, si era pensato di lasciarlo in orbita per popi modificarlo e trasformarlo in una struttura riusabile come laboratorio spaziale o altro. Bella idea, ma il ricondizionamento nello spazio al momento presenta costi proibitivi e dal momento che tra breve le navette cesseranno di volare, inutile pensarci su.
)Invece resta valido ed ancora fuori portata il progetto Sangher, di cui si è parlato spesso qui su FA. ovvero un veicolo spaziale che parte lanciato da un aereo madre. Il Pegasus, come l’allora X-15 hanno utilizzato questa idea, ma si tratta di veicoli leggeri.
Propulsioni e carburanti innovativi non ne vedo ancora. Se ci fossero sarebbe impossibile non parlarne.

7

Se per questo il MAKS e’ arrivato molto ma molto piu’ vicino alla realizzazione.

http://www.astronautix.com/craft/makbiter.htm

Questo si che avrebbe potuto cambiare le cose in quanto quasi completamente riutilizzabile. Solo il serbatoio esterno doveva essere spendibile, in alcune versioni, ma l’orbiter e ovviamente lo stadio 0 (un An-225 Mriya) sarebbero stati riutilizzabili. Il progetto era veramente avanti e non e’ stato fermato per insormontabili ostacoli tecnici… anzi, in teoria credo che ufficialmente non sia ancora accantonato… e’ solo in attesa di finanziamento da lungo tempo :slight_smile:

Pero’ non e’ del tutto in tema con il 3d… anche se parlare di caburante, i motori tripropellente del Maks (RP1, LH2 e LOX) in effetti erano uno degli aspetti piu’ originali del progetto.

8

Bisogna poi ricordare che l’idrogeno non è così “verde” come potrebbe sembrare: non esiste in natura, va prodotto per elettrolisi dall’acqua, insomma la fonte energetica è esterna ed è praticamente la stessa che ci porta energia elettrica nelle case. Bisogna sempre ricordare che l’idrogeno è un vettore di energia, non una fonte.

9

Interesting design that RD-701 engine for MAKS. I was unfamiliar with such a unique design - seems like it works as a chemical gearbox - using high-thrust, relatively low ISP Kerosene-LOX based system at low altitude (similar to first stages) and then switch to LOX-LH2 to achieve better characteristics that would match second stage engine in more conventional rockets. Of course this would require some changes in the engine nozzles to include variable-shape change for different expansion ratio (seems they did it, more or less). I’m not sure if that works the way I think it does (by moving the nozzle up/down) but I guess it could be even more effective with some changes in the nozzle itself (segmented perhaps?).

Intriguing. Anyone have any idea where I can find some more data about it (except astronautix) - some book, design schematics or smth?

Anyway, it feels very russian - much like that RCS system in Buran that did not use hypergolics.

As for hydrogen itself - yes the source of it is important. It has to be ‘green’ in order for the fuel to be ‘green’. One thing though - it’s also a question of how it’s being used (remember NERVA?).

I see a point of being ‘eco-friendly’ has been posted. This is interesting. I’m not sure if You’re aware that there were some tests performed that were to assess if a biofuel (biodiesel actually) could be used instead of RP-1. Well, it works. Certainly not that effective but pretty close. This means in the future, the remnants of plants grown in say bio-life support could be used to make rocket fuel. And not necessarily on Earth. The only problem with it is that You still need carbon in such system (which You take out as fuel). So I guess it would be limited to the bodies where it would be possible to use in-situ carbon.

10

Rimando a chi ne sa di più, ma personalmente trovo improbabile un ugello a geometria variabile per un motore a razzo. La complessità tecnica sarebbe estrema e, anche se fosse realizzato, porterebbe più danni che benefici. In effetti già adesso, per effetto della variazione di pressione esterna, gli ugelli si trovano a lavorare in condizioni ottimali solo ad una particolare quota, mentre lavorano quasi sempre in condizioni di sottoespansione (il flusso non accelera quanto potrebbe, quindi ha un minore velocità terminale, quindi si produce una spinta minore). Un ugello a geometria variabile permetterebbe di ottimizzare la spinta ad ogni quota, ma nonostante questo non sono mai stati usati (a quel che so). Probabilmente di studi ne sono stati anche fatti, ma non sono poi stati realizzati. Per motori che dovessero lavorare a quote molto diverse si è piuttosto pensato ad altri tipi di motori, come gli Aerospike, in cui l’espansione del flusso non è vincolata dall’ugello.

11

e una semplice manovra di allungamento/retrazione dell’ugello (più lungo più corto) potrebbe funzionare?

12

This is exactly what I think it does.

13

E’ sicuramente contemplata nella letteratura degli endoreattori, ma ora mi sfugge se sia stata o meno studiata al banco o sperimentata in volo…

14

Mi spiego meglio :smile:: sicuramente di studi ne sono stati fatti (sono stati anche velocemente trattati nel mio corso di propulsione), ma se non vengono utilizzati poi nella pratica è perché probabilmente non convengono globalmente. Il vantaggio che si otterrebbe viene controbilanciato e superato da svantaggi in termini di costi, affidabilità, peso. Questo non esclude che l’idea sia buona e che magari in futuro, con il progredire della tecnologia, non vengano effettivamente realizzati. :nerd:

15

Vinci upper stage engine will have a deployable nozzle extension (but I don’t think it could work with the nozzle retracted).

But in the case of MAKS you miss a very important detail. It is launched at 8000m, where air density is just about 35% than at sea level. See for stantard atmosphere data: http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19770009539_1977009539.pdf

Engine efficiency loss is proportional to the pressure that acts on the nozzle area, so MAKS engine (RD-701) will have just a 35% performance loss compared to sea level: they don’t need exotic nozzles.

MAKS nozzle are probably optimized for void, so they will have an average isp much better than a veichle launched from the ground.

About the tripropellant concept, I don’t even I’ve idea about how it could work.

I supposte it could have a performace gain compared to a simple dual engine, with a RP1 engine as booster and LH2 sustain engine for doing most of the delta V.

Some reasons could be:

  • the mass of the bell, combustion chamber, LO2 turbine, structure and other is reused for both engine “modes”, in case of dual engine you need to double all these components.

  • tank volume is reduced compared to a 100% LH2 engine. This is probably essential to enable air launch.

  • thrust to weight ratio of RD-701 is fantastic, comparable to the better pure RP1 russian rocket engines… Thrust to mass of the booster engine is EXTREMELY important to have a good veichle mass ratio, the other performance factor besides isp in the rocket equation.

  • the sustain engine, instead, is allowed to have a relatively low thrust, so isp became more important compared to thrust to mass. This is why many launchers uses LH2 for upper stages…

Still I’m not certain the spaceplane shape is a good idea, wings and landing gears are heavy things and it seems to me that a “no frills” design using parachutes and airbags, a simple shaped termal shield for reentry could save a lot of weight and maybe make it more “robust”. But I’m guessing.

I have not idea if this thing could work, but is a pity they hadn’t the opportunity to complete the projec because, if it work and meet the specifications found in the literature, this animal could have really changed things.

16

There is a rather enigmatic remark on Astronautix about this engine’s lenght and expansion ratio:

“Length: 5.4 m extension down, 3.8 m extension up.”
“Expansion Ratio: 170 extension down and 70 extension up”

The key thing here is “extension”. The only thing that comes to my mind that would influence both lenght and expansion ratio would be the nozzle. However I’m not sure how it’s achieved - I thought that maybe they split the nozzle into two parts - one sliding back to form extension. After obtaining better resolution photo - hmm, I’m not so sure. See for Yourself:

(I’d really like to get some more data on this engine)

maxengb.jpg
maxengb.jpg800×1077 284 KB

17

Maybe the extension is just a larger concentric conic tube?

During the first phase the external “telescopic” extension is retracted.

When the engine has to pass to LH2/void mode the external cone shifts down and is locked in the extended position. Even a pyrotecnic not reversible mean to move it could be ok because the transition has to be made just once per mission, it doesn’t need to retract it any more (retraction could be made during refurbishing between missions).

Just guessing.

18

Perhaps. That’s what I thought at first. I’ll dig it, see what can be found.