scia combustibile

Ho notato una enorme differenza tra le scie dei carburanti alla partenza che lasciavano i saturn V contro i booster e gli SSME dello shuttle!Non so come veniva alimentato il saturn V ma apparte la differenza di carburante (mi pare fosse kerosene) ci sono altri motivi per questa differenza?

A parer mio gli SSME sembrano avere un getto molto molto preciso a confronto del saturn V che invece sembra molto più caotico e meno controllato!

Forse per molti sto dicendo delle banalità ma personalmente lo trovo interessate come riflessione :colonial:

Se ti riferisci alla quantità di fumo visibile, è causato dalla differenza di propellente, per il Saturn V liquido LOX/kerosene per il primo stadio mentre per lo Shuttle ci sono i SRB (gli SSME ne fanno pochissimo), i booster a propellente solido fanno solitamente molto più fumo visibile. Non so se ti riferissi a questo.

si esatto!ma apparte questo fatto del fumo dei propellenti solidi i saturn facevano una “scia di fuoco” molto più lunga dello shuttle, a parte il fumo!

La combustione di RP1 e Ossigeno liquido criogenico nel Saturn 5 causa una fiamma giallo/rossastra altamente visibile. Inoltre il grande numero degli ugelli principali ( cinque ) fa si che il rimescolamento dei gas combusti sia più caotico e turbolento rispetto ad un minor numero di ugelli supersonici. La fiamma degli SSME dello shuttle è incolore perchè i propellenti sono idrogeno e ossigeno liquidi e criogenici, mentre la presenza del 17% di Alluminio nella mescola composita di propellente solido degli SRB fa si che la fiamma sia gialla e altamente visibile. Chiaro che, per la predominanza di ugelli con fiamme visibili e anche per le portate in massa diverse di un lanciatore lunare, la scia del Saturn 5 appaia maggiormente visibile e di conseguenza “caotica” (anche se macroscopicamente abbastanza ordinata …).

A mio parere, la fiamma apparentemente “caotica” tipica dei combustibili LOX/Kero (non solo del Saturn, date un’occhiata anche al Soyuz) è dovuta proprio al colore molto ben visibile della fiamma. I motori a ipergolici e gli LOX/LH2 (idrogeno e ossigeno) avendo una fiamma azzurrissima e a malapena visibile non mostrano la caoticità, che potrebbe comunque esserci lo stesso, ma essere “affogata” dalla luminosità del fondo cielo e dalla scia di condensa (o essere troppo poco luminosa nei lamnci notturni). Viceversa, i motori a propellente solido producono una grande quantità di fumo (inteso come particelle solide), sufficiente a mascherare quasi tutta la scia degli esausti.

Riesumo questa mio topic :stuck_out_tongue_winking_eye:

Ma perchè fu scelta la soluzione LOX/RP-1 piuttosto che LOX/LH2 per il primo stadio del saturn V

Penso che la scelta del combustibile sia stata e sia meno vincolata rispetto a quella dell’ossidante. Per avere buone prestazioni si è “quasi” costretti, in un propulsore a liquido, alla scelta di Ossigeno liquido criogenico (ci sarebbero anche i derivati del fluoro ma sono tossici e hanno altre problematiche, o N204 ), mentre la scelta per il fuel è meno vincolata. E’ stato quindi possibile avere buone prestazioni anche con derivati del petrolio come RP1, anche se attualmente si preferisce ottenere impulsi più elevati con entrambi i propellenti criogenici…

Volevo fare un inciso a cioò che diceva AJ…la quantità di alluminio fà si che si abbia quella fiamma caratteristica, giallo brillante…(è possibile ottenere un risultato simile utilizzando il magnesio, ma è meno efficente e meno denso!!) inoltre la fiamma, quindi il colore è un insieme d vari fattori…quali temperatura e pressione… Inoltre il fumo è anche dettato dalla % di binder utilizzato negli SRB, che se nn erro sia del 14%…il che rientra nella “normalità”…poi esistono altri tipologie di propellente, anche con legante a base di HTPE, a basso fumo…che vengono usati in missili militari…xkè se nn si vedono è meglio!! :slight_smile:

C’è da fare una piccola considerazione a riguardo del caratteristico “plume” prodotto dagli endoreattori Rocketdyne F-1.

Gli “exhaust products” generati dalla turbopompa e provenienti dalla turbina erano fatti defluire a valle del cono di scarico per raffreddare le pareti interne dell’ugello di scarico, una sorta di “film cooling” prodotto dal passaggio dei gas “relativamente” freddi.

Infatti, l’F-1 era un sistema di propulsione ad espulsione di massa del tipo “gas-generator cycle”, ove il gas-generator stesso bruciava la medesima combinazione di propellenti (LOx-RP-1) ma in eccesso di combustibile (fuel-rich combustion).

Il combustibile in eccesso defluiva, attraverso il grande “manifold” visibile sul lato della campana del diffusore, insieme ai prodotti di combustione generati dal mix non stechiometrico di propellenti bruciati nel GG e conferiva il caratteristico “plume” ribollente del Saturn V.

Per quanto riguarda gli SSME, questi endoreattori sono definiti “staged combustion cycle”, ovvero i prodotti di combustione generati dagli scarichi della turbina sono reiniettati in camera di combustione per coadiuvare alla spinta totale del propulsore.
In questo caso si minimizzano le percentuali di fuel incombusto (idrogeno, in questo caso e non idrocarburi) nell’ugello di scarico e il “plume” appare decisamente più pulito e trasparente (le mach-diamonds sono molto più visibili).