Roadmap della NASA per la propulsione nucleare

Da buzz c’è sempre da imparare… che bruciare carburante in eccesso di idrogeno fosse conveniente come ISP non me lo aspettavo proprio, avrei detto il contrario!

Per il fatto che sento nominare Idrogeno principalmente come combustibile e poche altre sostante, ma praticamente mai l’Idrazina. Quindi mi chiedevo se ci fosse un perché o semplicemente l’idrogeno è il combustibile di riferimento.

Una delle prime lezioni del corso di propulsori astronautici del prof. Casalino al PoliTo, direi una di quelle lezioni che mi ha fatto lasciare il mondo aeronautico e prendere la deriva “spaziale” :slight_smile:

Per il discorso che ho fatto sopra, l’idrazina (N2H4) è molto più pesante dell’idrogeno, quindi avrebbe impulso specifico molto piu’ basso.
In base a cosa dici che avrebbe una spinta decisamente maggiore?

Avevo visto degli studi, ero affascinato dalla propulsione spaziale nucleare, e per vari tipi di motore (Plasma, VASMIR, Nerva) erano indicate anche le varie statistiche di Isp/thrust in base ai diversi propellenti. Ricordo di essere rimasto colpito da come l’Idrazina ha si un Isp inferiore all’Idrogeno, ma anche un thrust decisamente superiore.

Se ricordo dove avevo visto le cifre linko il sito…

È legato a quello che ho scritto sopra: propellente più leggero significa più Isp ma meno densità di spinta.
Non vuol dire spinta in assoluto maggiore, ma spintà maggiore a parità di dimensioni del propulsore (dell’ugello). Bisogna vedere se ci sono dei limiti alle dimensioni del propulsore o meno, e bisogna vedere qual’è il profilo di missione.

In generale è sempre un trade-off di questo tipo: più Isp significa meno spinta, quindi significa meno consumo di propellente ma tempi di percorrenza più lunghi. Ovviamente meno propellente si consuma e meglio è, ma bisogna vedere qual’è il tempo di percorrenza massimo che ci si può permettere e che impatti questo ha sulla missione stessa.
Questo tipo di decisione va preso in fase di progettazione, quando si fa la mission analysis.

Faccio un esempio: se per risparmiare 1000 kg di propellente devo tenere gli astronauti nello spazio un anno di più, e questo comporta consumare 2000 kg di cibo in più, allora la cosa non ha senso e quindi mi conviene consumare più propellente ma arrivare a destinazione prima.
Oppure può anche significare che se ci metto troppo tempo perdo l’appuntamento col pianeta che passa, e quindi non raggiungo l’obiettivo di missione.

Chiarissimo, grazie della spiegazione.

Quindi in base a questo ragionamento, ecco spiegati i vari motori a Ioni per le sonde automatiche, mentre per le missioni manned serve qualcosa di magari meno efficiente ma più performante.

Tieni anche presente che qui stiamo parlando di propulsione nucleare termica, ovvero l’energia che scalda il gas arriva esclusivamente dal reattore nucleare e non c’è reazione chimica. L’Isp quindi in questo caso dipende molto da come è fatto il reattore e che temperature fa ricevere al gas, ma per quel che riguarda il propellente solo da quanto è “pesante”.

L’idrazina in genere si usa nella propulsione chimica, in cui l’idrazina viene fatta reagire con l’ossigeno e quindi il calore arriva dalla reazione chimica stessa e non da un agente esterno come il reattore nucleare. E in quel caso, è vero che l’Isp è di poco più basso rispetto alla reazione Idrogeno/Ossigeno, oltre al fatto che l’idrogeno ha sempre i problemi legati al criogenico. Probabilmente gli articoli che hai letto si riferivano a questo tipo di propulsione, non a quella nucleare.

Non ricordo esattamente e quindi non insisto. Ti ringrazio ancora per le informazioni, sono sempre le benvenute!