Roadmap della NASA per la propulsione nucleare


#1

Questa piacerà a manoweb… :stuck_out_tongue_winking_eye: Alessio, la NASA dice di avere una roadmap per un dimostratore di propulsione nucleare in tecnologia NTR.
Il dimostratore prevede un reattore da centinaia di MW termici, che surriscalda un flusso di idrogeno liquido iniettato da una turbopompa. La tecnologia si basa su elementi di combustibile ad elevato arricchimento (93%, molto più dei reattori civili) incapsulati in grafite per sostenere l’elevata temperatura (molte migliaia di gradi, ovviamente). Il reattore mi pare avere una densità di potenza paurosa, il volume è nell’ordine del metro cubo. Il “tappo” conico in alto è il riflettore di neutroni che ripara il payload.

(a me sembra un caso di vaporware, specialmente se il reattore diventa critico :wink: )


#2

Molto bene! Si tratta di un reattore a “core” solido. IK1ODO tu hai accesso a quella rivista online? Oppure sai se ne esiste una scopiazzata su Internet?

Le mie domande sono: che temperature si aspettano di conseguire? Il trasferimento di calore sara’ piu’ a conduzione o irraggiamento? Perche’ idrogeno, non ha una densita’ molto bassa, e poi serve pure lo sforzo per lavorare a temperature molto criogeniche con tutte le difficolta’ del caso? Quando sarebbe l’idea di farlo volare, fra quanto tempo insomma? Sarebbe utilizzato come primo stadio oppure solo come stadio una volta gia’ in orbita? Nel primo caso chiedo gia’ le ferie per andare ad assistere al lancio. Parli di densita’ di potenza - ti riferisci al “thrust” molto elevato in rapporto alla dimensione del motore? Quella parte “exit diameter” e’ il flusso di idrogeno surriscaldato o una continuazione dell’ugello? Ciao grazie


#3

3000k come ordine di grandezza

Quando sarebbe l'idea di farlo volare, fra quanto tempo insomma?

E’ uno studio!

Sarebbe utilizzato come primo stadio oppure solo come stadio una volta gia' in orbita?

E’ un motore per utilizzo al di fuori dell’atmosfera

Parli di densita' di potenza - ti riferisci al "thrust" molto elevato in rapporto alla dimensione del motore?

E’ della classe da 35.000 lbf di spinta e ISP circa doppio rispetto ai propulsori attualmente in uso.

EDIT: nell’articolo linkato da IK1ODO si parla di propulsore da 7.500 lbf, forse dallo studio allegato ad oggi è stato ridimensionato…

Quella parte "exit diameter" e' il flusso di idrogeno surriscaldato o una continuazione dell'ugello?

E’ l’ultima sezione dell’ugello


Assolutamente! :stuck_out_tongue_winking_eye: :stuck_out_tongue_winking_eye:


#4

Copia dell’articolo in https://dl.dropboxusercontent.com/u/17871677/Road%20Map%20Toward%20Possible%20Nuclear%20Rocket%20Flight%20Demo%20_%20Technology%20content%20from%20Aviation%20Week.pdf
Domani rimuovo il file … :slight_smile:


#5

Thank’s! :smiley:


#6

È proprio la massa molto bassa la ragione per cui si usa l’idrogeno.
L’impulso specifico è pari alla velocità di uscita del propellente, quindi più veloce esce il propellente e meno consumi.
Considerando che la spinta è pari alla variazione di quantità di moto, io posso ottenere la stessa spinta da un atomo che pesa 1 ed esce a velocità 100 o da un atomo che pesa 100 ed edsce a velocità 1. La spinta è la stessa, ma nel primo caso la velocità di uscita è molto maggiore e quindi il consumo è minore.


#7

Per non saper né leggere né scrivere mi viene da pensare che puoi usare un propellente più leggero oppure meno propellente. Che siano molti atomi leggeri o pochi pesanti non drovrebbe fare differenza


#8

stavo pensando la stessa cosa. f=m*a, o qualcosa mi sfugge. Alla fine devi espellere massa accelerandola.


#9

Lo so che non è per niente intuitivo, ma non è così.
F = m x a, ma a parità di spinta e quindi di impulso totale (Forza per tempo) a noi interessa quanto peso è servito per ottenere quell’impulso (l’impulso specifico appunto), che è quello che indica il consumo. Meno consumo significa più peso disponibile per il payload.

Il fatto è che la velocità di uscita del propellente in un ugello è inversamente proporzionale (sotto radice) alla massa molecolare, il che significa che un gas più leggero esce dall’ugello più velocemente. E come avevo scritto qui, più velocemente esce il gas e più alto è l’impulso specifico, e quindi più basso è il consumo.

Per questo motivo si cerca sempre di avere propellenti con peso molecolare basso.
Ad esempio, nel caso del LOX/LH2 non si fanno reazioni stechiometriche (ovvero in cui tutto l’ossigeno reagisce con tutto l’idrogeno) ma si preferisce mettere un eccesso di Idrogeno. Questo perché, anche se si “spreca” una parte di idrogeno non facendolo reagire e quindi ottenendo minore energia termica dalla reazione, il fatto che propellente in uscita è un misto di idrogeno e vapore acqueo ed è quindi più leggero dell’acqua pura fa ottenere al netto un impulso specifico maggiore e quindi un consumo minore.

Detto questo, il peso molecolare basso ha anche lo svantaggio che la densità del gas è minore, quindi per avere la stessa spinta bisogna avere un missile più grande (ugello più grande, motore più grande, serbatoio più grande, etc.), il che comporta un aumento di peso strutturale che fa diminuire il vantaggio del risparmio di propellente. Come sempre bisogna fare dei trade off di tutti i vari fattori e vedere nella somma del totale quale soluzione conviene :slight_smile:

Nel caso di un motore orbitale (come questo motore) e non di un lanciatore, ove quindi non si deve sconfiggere la forza di gravità per sollevarsi da terra, la spinta non è così importante quanto l’impulso specifico. Anche se il gas ha densità di minore e quindi si ottiene una densità di spinta minore, non c’è bisogno di fare il motore più grande: si accetta una spinta minore, il che significa che bisognerà mantenere acceso il propulsore per più tempo, ma in cambio si riduce di molto il consumo di propellente.


#10

Allora ecco che si spiega come mai il Saturn V aveva il primo stadio a cherosene/LOX e gli altri stadi a LOX/LH2.


#11

Grazie davvero Buzz per la spiegazione, mi ha intrigato su più fronti. Approfondirò


#12

Quella più che una questione tecnica fu una questione storica, a Von Braun non piaceva il LOX/LH2 e storicamente aveva sempre usato il cherosene. E ha fatto lo stesso per i propulsori F1 del primo stadio sviluppato dal suo gruppo.


#13

Mi sono imbattuto in questo: http://www.nasa.gov/content/pulsed-fission-fusion-puff-propulsion-system

e poi in un’altra curiosità: http://www.nasa.gov/exploration/home/antimatter_spaceship.html


#14

Noi siamo qui ancora a discutere se sia il caso di andare prima sulla luna, o sugli asteroidi, che bello se uscisse all’improvviso una nave sperimentale del genere.


#15

Ca…spita, c’è gente che fuma roba pesante, in NASA! Non siamo capaci di tenere assieme più di qualche centinaio di positroni per qualche secondo, e c’è chi parla di metterli in un serbatoio. Robb de matt.
Il PUFF… è ancora più vaporware, IMHO.


#16

Marco, negli anni 60 erano convinti che nel 2000 saremmo stati in stazioni spaziali, su Marte, con colonie sulla luna, con computer pensanti etc. E non lo diceva il volgo: lo dicevano molti scienziati. Quindi il criterio metodologico predittivo empirico “oggi non si riesce, ma domani con le nuove tecnologie sarà possibile” c’é sempre stato.


#17

Sì, ma io vorrei vedere più studi seri, e meno boiate campate per aria come quella dell’antimateria. Che potrebbe aver senso solo se qualcuno dicesse “abbiamo inventato un sistema di confinamento sicuro al 99,9999999%, che non richiede terawatt di energia elettrica per fare i campi magnetici. Vi può servire?”
Dài, sono stufo di leggere robe così spacciate per studi scientifici. Sarà che divento vecchio.


#18

Ho citato il secondo link solo come curiosità.
Il primo link mi era parsa una proposta molto concreta: ho capito male?


#19

Una curiosità, come mai a proposito di propellenti in campo nucleare non si nomina praticamente mai l’Idrazina?
Se quel poco che ho capito non è sbagliato, avrebbe un ISP inferiore all’Idrogeno, ma non di tanto, ma una spinta decisamente maggiore.


#20

OK, ma che c’entra l’idrazina con la propulsione nucleare?