Speculazioni su primo stadio con motori aeronautici

In questa giornata festiva dopo una bella mangiata e pennichella post prandiale, mi sono risvegliato con la voglia di valutare come mai non esista ancora, semmai esisterà, un vettore che usi un primo stadio spinto da motori aeronautici, ovvero che usino come comburente l’ossigeno atmosferico.
Perché? Non me lo chiedo io, non vedo perché dobbiate chiedervelo voi :smiley:

Spinto da questa motivazione, mi sono fatto 4 calcoli spicci che vorrei condividere con voi.

Ho preso come ipotesi di montare un falcon 9 su un toro in cui il serbatoio e l’avionica sono posizionati sotto alla sezione motori del falcon e, incastellati in una struttura portante, giacciono dei GE115.

Ho valutato di montarne 20.

Masse: falcon 9 = 550t; 20xGE115 = 166t

Il GE 115 è lungo 7,23m, ipotizzo di fare la sezione serbatoio lunga 7 metri con diametro 3.66 metri, volume circa 70 mc. Il Jet-A1 ha una massa volumica di 0.8 kg/dmc per cui massa di combustibile stoccabile 56t. Ipotizzando uno spessore di 4-5 mm il serbatoio in acciaio pesa sulle 4 tonnellate.

Massa totale al decollo (per il momento): 550+166+56+4 = 776t

La spinta nominale di 20 GE115 è 1025t. Per avere una rapporto spinta/massa di, ipotesi, 1.25, tutta la struttura del primo stadio deve pesare al massimo 44t.

In questa configurazione abbiamo una massa al decollo di 820t ed una spinta al decollo di 1025t per un’accelerazione di 12.5 m/s^2 al decollo.

Il consumo di 20 GE115, se ho dati corretti, è di 165 kg/s circa. Significa che il primo stadio può rimanere attivo per 339s a piena potenza. Diminuendo l’ossigeno salendo di quota, sembra ragionevole un funzionamento tra 350 e 400s.

Qui purtroppo mi fermo e chiedo supporto a chi ha più fresche le nozioni ingegneristiche sui moti accelerati con massa variabile, accelerazione variabile e resistenza variabile in funzione del tempo (la resistenza anche in funzione della quota). Mi sono guardato un po’ di formule (credo che si tratti dell’equazione di tsiolkovsky) ma mi arrendo.

Posto che forse il profilo di volo potrebbe preferire rimanere in strati più bassi dell’atmosfera per ovvi motivi e che ci sono delle semplificazioni in questa valutazione di massima, mi sembra che sia tecnicamente possibile una soluzione di questo tipo.

In questa configurazione la disposizione dei motori potrebbe essere simile al falcon 9 prima versione, con in più 3 motori disposti a triangolo su ogni lato, una stellina :smiley:

Puoi trovare in questo sito diversi post riguardo al motore Sabre e del progetto Skylon…

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In realtà esistono: per esempio il collaudato Cosmic Girl + LauncherOne o il Roc (Scaled Composites Model 351 Stratolaunch). Sono tutti dotati di ali ed il motivo è che, se vuoi pescare l’ossigeno dall’atmosfera, è conveniente usare i vantaggi del volo atmosferico. E’ più efficiente e non serve fare calcoli, gli hanno già fatti quella volta che hanno deciso di montare sugli aerei motori aeronautici invece che a razzo.

Gli aviolanciatori sono più convenienti energeticamente ma più complessi (è più facile lanciare da terra dove puoi appoggiare tutte le strutture che vuoi e cavi e tubi possono portarti tutto quello che ti serve).

I lanciatori classici usano potentissimi motori a razzo perché contano di stare pochi secondi in atmosfera e raggiungere altissime velocità.

Ovviamente il top sarebbe un motore a getto ipersonico ibrido esoreattore endoreattore, capace di respirare ossigeno atmosferico all’occorrenza. Ci si sta lavorando, è il SABRE che equipaggerà lo Skylon (che assomiglia un po’ a quello che dici tu).

Domanda da profano: non sarebbe piu’ semplice un motore ibrido statoreattore/endoreattore?
Come endoreattore accelera il razzo alla velocita’ utile per attivarsi in modalita’ statoreattore, che poi quando viene a diminuire l’ossigeno atmosferico si ritrasforma in endoreattore.

Sono motori molto diversi ti ritroveresti a dover avere due motori distinti. Inoltre in pratica lo statoreattore funziona solo in un intervallo attorno alla velocità e alla quota per le quali è stato progettato e il limite superiore di applicazione di questo tipo di propulsore è fissato all’incirca a Mach 6.

Se non erro ci sono gia’ missili militari a statoreattore che alla partenza vengono accelerati da combustibile solido contenuto nell’ugello dello statoreattore.

Ps: a quanti Mach arriva ad es. un booster Falcon9 alla massima velocita’?

Si tratta di cose che viaggiano più o meno alla stessa quota, mentre la questione di partenza è raggiungere l’orbita/lo spazio!

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grazie dell’interessamento. Conosco quei progetti, ma sono una cosa diversa. Mi riferisco alla possibilità di costruire un add-on che possa fungere da primo stadio per razzi esistenti (ho preso il falcon 9 ma potevo prenderne un altro).
Era una mera considerazione su masse, potenze ed energie. Anche gli scramjet sono una soluzione ibrida per uso a bassa ed alta quota e potrebbero entrare in questa ipotesi. Ho preso i GE115 perché sono i motori più potenti disponibili, considerando i dati di targa. È possibile o anche probabile che per un uso con intervalli di manutenzione di poche ore le prestazioni possano crescere anche di un 10-15%

E questo aggeggio non sembra certo meno semplice:

Cedit: Esa

Ma è molto più performante e versatile!

Forse il problema non sarebbe proprio la manutenzione?

Scusa l’incompetenza.

In che senso piu’ performante e versatile?

Speculazione, appunto. Se per ogni lancio i motori lavorano 5 minuti a piena potenza e altri 5 o 10 minuti a basso carico per atterrare, diciamo puramente a livello ipotetico 4 lanci per ora di funzionamento. Portando la potenza a livelli che richiedano intervalli di manutenzione a, che so, 5 ore, si tratta del costo di manutenzione medio di 1 motore a lancio. Ma fermiamoci prima: considerazioni energetiche, non economiche.
mi sono accorto di un errore macroscopico nel primo post: 10250000N/820000 kg = 12.5 m/s^2 non 0.0125

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Beh i dettagli non li so però può funzionare a tutte le quote in massima efficienza (è necessario portarsi dietro solo l’ossigeno strettamente necessario per compensare a quello che manca in atmosfera). Il precooler è uno dei pezzi forti: pare che raffreddando moltissimo l’aria in pochissimo tempo permetta una svolta decisiva sulle prestazioni. Queste cose permetterebbero la costruzione di un SSTO (single - stage-to-orbit). Hai un solo tipo di motore per tutte le fasi del viaggio, lo riporti a casa come fanno i normali aerei e puoi farci la manutenzione. Poi bisogna ancora costruirlo e testarlo quindi si vedrà quali saranno gli effettivi margini di performance e versatilità. Pare prometta bene comunque.

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I motori dell’SR-71 erano dei turboreattori che oltre una certa velocità si riconfiguravano e diventavano degli statoreattori…

Per fare quello che intendi tu non puoi usare dei turbofan ad alto bypass (ovvero quelli per jet da trasporto), son fatti per muovere tanta aria a “bassa” velocità… ti ci vuole un turbofan a basso bypass, da jet militare, od addirittura un turbojet puro…

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Interessante! Qualche dettaglio qui, qualcosa di più nella versione in inglese.

ottimo, hai ragione.
Nei prossimi giorni cerco una soluzione alternativa con motori differenti, oppure rivaluto le condizioni per contenere la velocità terminale del primo stadio a mach 0.8-0.9

Pagina dedicata al motore:

Il funzionamento “ibrido” era tra una modalità di turbogetto (a basse velocità ed altitudini) e una a metà strada tra un turboventola e uno statoreattore, in cui l’aria compressa dalla presa d’aria ed i primi stadi del compressore era direttamente utilizzata nel postbruciatore.

Quindi non esattamente come dicevi. Il “Merlo” viaggiava al massimo a 3,35 Ma.

Nei prossimi giorni cerco una soluzione alternativa con motori differenti, oppure rivaluto le condizioni per contenere la velocità terminale del primo stadio a mach 0.8-0.9

Buon lavoro!

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Bella discussione tecnica!
Il progetto Syklon e soprattutto il motore Sabre sono nati proprio per dare una risposta a tante delle domande sorte in questo topic.

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