Come ha detto Spock non perchè pesa poco, ma perchè consuma poco.
Se con 1 kg di LH2/O2 hai una spinta di 10kN per 300sec, con 1Kg di Xenon hai una spinta di 10kN per 3000sec. ovviamente non si può avere una spinta di quelle dimensioni con un unico motore elettrico spaziale, la spinta sarà quindi di 90mN che però potrà durare per 327 milioni di secondi (10 anni se non ho sbagliato i conti…) per ogni kg di propellente.
Grazie, RBCC è acronimo di Rocket-Based Combined-Cycle Engine (non lo sapevo, ho dovuto cercarlo 
), Alcune informazioni aggiuntive sul sito http://caius.utias.utoronto.ca/rbcc.html . L’immagine è stata presa dal mio libro di testo di endoreattori ma proviene da una presentazione NASA degli anni '90.
Per quanto riguarda i rendimenti dei diversi propulsori, occorre distinguere tra il rendimento primario (sorgente - camera di combustione/decadimento) e quello secondario (camera - ugello). Nei termici (ad esempio motori H2/O2) si ha un rendimento primario elevato (0.995 per la coppia criogenica H2O2) e rendimento secondario 0.5 . Da cui un rendimento globale (prodotto tra i due) di circa 0.45. Nel caso degli elettrici il rendimento primario è basso (0.30) mentre quello secondario è elevato (0.9). Da cui un rendimento globale di 0.27. In sostanza i termici sono favorevoli nella fase di conversione dell’energia immagazzinata nei serbatoi in energia in camera di combustione, mentre gli elettrici sono molto performanti per quanto riguarda la conversione di energia trasformata in energia utile. Siccome poi nella propulsione elettrica, tipo smart1-ESA, il rendimento primario è dato dai pannelli solari che forniscono l’energia ai motori (il cui rendimento è basso, 0.2 circa) risulta chiaro che le analisi si basino sul rendimento “utile” vero e proprio, ossia quello secondario. Da cui la frase “gli elettrici rendono di più”… Questa frase però non sarebbe del tutto esatta se si ragionasse in termini di rendimento globale del sistema propulsivo…
Molto interessante è il VASIMIR della società AD ASTRA rocket co. di F. Chang Diaz (proprio Lui):
www.adastrarocket.com/home.html
Che utilizzerà l’energia nucleare per “produrre” plasma da idrogeno, “scaldarlo” ed “indirizzarlo” verso un ugello di spinta.
Posto anche un articolo che parla di soli 39 giorni per il viaggio fino a Marte:
Si parla di test a terra, per una versione ridotta, gia quest’anno ed una flight-version nel 2010!
…buon futuro
Aggiungo un commento al grafico che ho postato qualche intervento più in su: i colori dei riquadri sono riferiti allo stato tecnologico del tipo di propulsione, in termini di intervallo di TRL (Technology Readiness Level), che indica il livello di fattibilità tecnologica di ogni componente che deve essere qualificato al volo spaziale (non solo in ambito propulsivo).
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i propulsori già in uso sono indicati nei riquadri rossi (TRL da 7 a 10);
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i propulsori in uso in un futuro più o meno prossimo sono indicati in quelli arancione (TRL 4-6);
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i propulsori per ora solo a livello concettuale o di studi di fattibilità sono indicati nei riquadri gialli (TRL 1-3).
Bisogna anche considerare il fatto che la spinta viene data, oltre che dall’impulso specifico, dalla portata in massa che viene espulsa dall’ugello. In questo i propulsori elettrici sono “estremamente scarsi” in quanto vengono in pratica emessi degli ioni. Niente a che vedere con l’enorme quantità di gas di combustione che vengono abitualmente espulsi dall’ugello di un normale propulsore chimico.
Spero di aver contribuito a fare un pò di chiarezza!
Forse per rendere più chiaro il concetto, sarebbe meglio parlare di velocità di scarico del propellente (Vex), piuttosto che di impulso specifico, che tanto è proporzionale alla velocità di scarico (Is=Vex/g, che si può anche approssimare a Vex/10). Più è alta la Vex, tanto maggiore è la massima velocità (o più correttamente differenza di velocità o delta-V) ragiungibile col propellente che abbiamo nel serbatoio.
Esiste un’equazione che lega questi parametri, chiamata Equazione del Razzo di Tsiolkosky: Delta-V=Vex*ln(Mp/Mv), dove Vex è appunto la velocità di scarico del propellente, Mp la massa dell’astronave col serbatoio pieno ed Mv la massa col serbatoio vuoto.
Fatta questa noiosa premessa, veniamo alla propulsione termonucleare, in cui il calore prodotto dalle reazioni di fissione è utilizzato per scaldare direttamente il propellente (di solito idrogeno).
I propulsori a fissione sono di tre tipi: a core solido, liquido o gassoso. Di questi, solo il primo tipo ha visto dei prototipi funzionanti, mentre gli altri due pur avendo delle Vex molto più alte sono solo concettuali e richiederebbero ancora molti anni di ricerche e sviluppo prima di poter essere applicabili.
Parliamo quindi solo dei reattori a core solido: in questo tipo di propulsori la velocità di scarico del propellente è proporzionale alla sua temperatura, che è a sua volta limitata dal punto di fusione del core. Nonostante tutta l’energia disponibile, quindi, abbiamo una Vex di appena 9 km/s, appena doppia rispetto ai 4.5 km/s d’un buon razzo a idrogeno e ossigeno liquido.
Certo, due è meglio di uno, però bisogna anche vedere quanto peso in più dobbiamo portarci dietro e di quanti costi in più dobbiamo sobbarcarci per avere un incremento, se vogliamo modesto.
Prendiamo per esempio un viaggio di sola andata dalla Terra a Marte, dalla LEO alla LMO: utilizzando un’orbita di trasferimento di Hohmann abbiamo un delta-V di circa 5.8 km/s. Con l’equazione del razzo, troviamo che un razzo chimico a idrogeno e ossigeno liquido col 75% in peso di propellente (Mp/Mv=4) ha un delta-V complessivo di 6.2 km/s, più che sufficiente a compiere il trasferimento.
Se invece volessimo utilizzare ossigeno e metano liquido che danno una velocità di scarico di 3.8 km/s avremo bisogno invece di una percentuale di propellente pari all’80% del peso della nave. Questo tuttavia può essere conveniente, perché il metano è più denso dell’idrogeno e ha una temperatura di ebollizione più alta, quindi i serbatoi sono più piccoli, hanno bisogno di minore isolamento e sono molto piu leggeri, così come le turbine delle pompe. All’atto pratico, utilizzando metano la riduzione di peso di serbatoi e propulsore compensa l’aumento del quantitativo di propellente, così una nave LOX-LH2 da 100 T con 75 Tdi propellente, 20 T di strutture e apparati e 5 T di carico pagante è a tutti gli effetti equivalente a una nave sempre da 100 T a LOX-CH3 con 80 T di propellente e 15 T strutture e apparati e 5 T di carico pagante, salvo che la seconda è meno costosa è ha il vantaggio di potersi rifornire di metano marziano per il viaggio di ritorno.
Vediamo adesso cosa potrebbe succedere montando un propulsore termonucleare: l’equazione del razzo, ci dice che con una velocità di scarico di 9 km/s, è sufficiente imbarcare un quantitativo di propellente pari appena al 50% del peso totale. Però è altrettanto vero che, tra reattore, apparatio di controllo e schermatura, la voce “strutture e apparati” salirà di più del doppio rispetto a una nave con un propulsore chimico LOX-LH2. Così la nostra nave da 100 T a propulsione nucleare, nel migliore dei casi, avrà: 45 T strutture e apparati, 50 tonnellate di propellente e 5 tonnellate di carico pagante. Applicando l’equazione del razzo, vediamo quindi che la nostra nave termonucleare ha un delta-V complessivo di 6.2 km/s analogo a quello delle sue sorelle a propellente chimico e può portare lo stesso carico. Le prestazioni sono quindi identiche, ma se andiamo a vedere la voce “costi” dovremmo salire almeno di un ordine di grandezza…
Un saluto
Quaoar