SRB shutdown

Ok, il punto su cui mi soffermavo io riguardava “l’annullamento” della reazione chimica all’abbassarsi della pressione, per cui mi trovo totalmente d’accordo con Spock quando dice:

Certamente abbassare repentinamente la pressione per diminuire la velocità dello spacecraft, in modo tale da non fornire più apporto nella spinta è una cosa che si può fare, tenendo soprattutto in considerazione l’esempio posto da micionero.

Ho cercato un po’ di info sul Jenkins su una possibile applicazione allo Shuttle come suggerito da Micionero, purtroppo non c’è moltissimo…

“Fast-separation does not provide a meaningful way to escape unless some form of SRB thrust termination system is implemented, and this was rejected for sound technical and safety reasons in 1973 and again in 1986.” pag. 284
Con una nota a questo documento che però non sono riuscito a rintracciare nel server del JSC… “STS Crew Egress and Escape Study: Volume I - Analysis, JSC-22275 - (Houston, Texas: Shuttle Crew Abort Planned Escape panel, August 1986”

E questo a pag: 184:
"During April 1973 MSC, supported by Rockwell, decided to eliminate the baseline requirement for the SRB thrust termination system. As envisioned at the time, the thrust termination system consisted of a pyrotechnic charges that would blow a hole in the forward dome of SRB, negating much of the normal thrust of the booster. But there were two significant problems with this concept- it produced potentially unsurvivable dynamic loads due to its rapid onset, and it also produced forward debris that could impinge on the orbiter and external tank.
There was, and is, debate over the relative risk of large segmented solid rockets. But there was no question that the SRB Thrust Termination would be expansive. It would require a much more robust orbiter to survive the sudden dynamic forces, possibly adding as much as 8000 pounds to the empty weight of the vehicle. The External Tank would also need more structure, increasing its weight. In turn this would require higher-performing SSMEs. It was a vicious cycle. MSFC conceded to the change, but argued for an option to implement it later if necessary. Headquarters declined this request, not wanting to incur the “scar penalties” (extra weight) that might have made later addition of the thrust termination system possible.

E come ultima cosa… l’eredità e unica applicazione di questa possibilità, il “Range Safety System”, una serie di cariche esplosive installate un tempo sui SRB e sull’ET, e oggi solo sui SRB lungo tutta la lunghezza dei booster in grado di esplodere e “aprire” la struttura facendo “depressurizzare” la camera di combustione e arrestando la spinta. (pag. 434)
Ovviamente l’eventualità portarebbe alla perdita del mezzo e ne è previsto l’uso solo in caso di perdita di controllo.
Sono stati utilizzati una sola volta, dopo l’esplosione del Challenger, quando i SRB quasi intatti hanno continuato a volare per una 30ina di secondi prima di ricevere il comando di distruzione dall’RSS.

Scusa Albyz, non sono sicuro di aver capito bene cosa intendi dire. Ricapitolo comunque un attimo per maggiore chiarezza: per avere una combustione servono:
-il combustibile e l’ossidante, ad es. H2 e O2, ovvero due sostanze che durante la reazione liberano più energia di quella che serve per innescarla
-un rapporto stechiometrico giusto (che varia da miscela a miscela), che non sia cioè troppo sbilanciato verso uno dei due componenti
-una pressione totale sufficientemente alta (non potremmo pensare di incendiare la nebulosa di Orione, neanche se fosse tutta di idrogeno e ossigeno)
-pressioni parziali sufficienti (vale se nella miscela è presente un inerte, come l’azoto)
-in alcune miscele (ad es benzina-aria) una temperatura ambientale sufficiente per lo sviluppo di vapori
-l’innesco, cioè una zona in cui la temperatura supera quella di autoaccensione della miscela (non importa di quanto, basta che la superi)
-inoltre non ci devono essere inibitori chimici (ad es. la polvere degli estintori)

Se uno di questi fattori viene a mancare, la combustione non avviene. Spero di non aver dimenticato niente.

Quello che intendevo, se ho una manciata di gelatina di propellente solido, la metto a contatto con una fiamma e vedo che non succede nulla.
Se so che in camera di combustione si raggiunge una temperatura minore o uguale a quella della fiamma (cambia la pressione) abbassando la pressione ho un punto in cui la reazione si arresta, giusto?
In poche parole a pressione ambiente se la reazione non si “auto-sostiene” e non si innesca con la stessa temperatura, data da una fiamma, che potrei trovare in una camera di combustione che si depressurizza, allora quella data temperatura che in camera di combustione è portata dalla reazione esotermica e a terra la fornisco io, non è sufficiente per mantenere la reazione, no? E quindi si spegne.

Un esempio, se io prendo un secchio di benzina e gli do fuoco all’interno di una camera stagna in atmosfera normale ho subito una combustione che si autosostiene (parallelo con la camera di combustione in condizioni di utilizzo), ma se in quella camera abbasso la pressione arriverò ad un punto in cui il fuoco si spegne. Se io in quelle stesse condizioni (di bassa pressione) ho un’altra fiamma data da un’altra reazione che in quelle condizioni “funziona” e l’avvicino al secchiello questo non prenderà più fuoco, segno che in quelle condizioni con un apporto energetico pari a quello dato dalla torcia (o dalla reazione che un attimo prima avveniva e poi è cessata) non è sufficiente per innescare la reazione.
Ecco, se trasporti tutto l’esempio a qualche psi più su e cambi benzina con propellente dovrebbe venire fuori la stessa cosa. :?

In poche parole se ho una fiamma calda quanto la temperatura in camera di combustione e con questa non riesco ad accendere il propellente allora sono sicuro che quel quantitativo di energia/temperatura non è sufficiente a innescare e/o mantenere la reazione e quindi, che all’interno della camera di combustione depressurizzata la reazione si sarà già arrestata.

Spero di essermi spiegato… :?

Esatto il succo era questo :wink:

Per prima cosa, il solido dietro alla superficie di regressione è "freddo" prima dell'iniezione, quindi la fonte di energia esterna deve essere in grado di "compensare" durante il transiente di iniezione la trasmissione di calore per conduzione dalla superficie di regressione agli strati più profondi. Ciò non avviene quando la massa sta già bruciando.

Qui sono io che forse non ti seguo, intendi l’assorbimento termico della miscela ed eventualmente del “contenitore” con la variazione di temperatura e la sua distribuzione all’interno del corpo? per cui di conseguenza bisognerebbe analizzare i calori specifici?
Il problema, se è questo che intendi, sarebbe risolvibile eseguendo l’esperimento con il propellente in un sistema “isolato” e portato a temperatura omogenea e prossima a quella della fiamma?

Per il resto è tutto vero… forse l’esempio era troppo da fisica della casalinga… :smiley: :?

Comunque quello che mi interessava era la parte di fattibilità tecnica o almeno teorica e mi par di capire che ci sia e ringrazio tutti per i preziosi contributi portati fino ad ora. :wink:

Yep, ora ho capito.
Era proprio l’esperimento della casalinga… :stuck_out_tongue_winking_eye:

Ottimo thread !
Mi ero fatto più di una volta questa domanda, soprattutto in considerazione della eventuale necessità di ‘spengere’ un ICBM proprio nel momento cruciale… Le mie mediocri conoscenze di fisica non mi hanno certo aiutato.
Ora ne so di più.

Salute e Latinum per tutti !

Interessante, non ne avevo mai sentito parlare… :kissing_heart:
Immagino però che sia abbastanza dispendioso in termini di “trasporto acqua”… forse era utilizzabile nei vettori più piccolini o l’acqua (o il liquido apposito) necessario non è così tanto come potrebbe sembrare?

Ci sono alcune pubblicazioni della AIAA, ma sono tutte a pagamento…
http://www.aiaa.org/content.cfm?pageid=406&gTable=japaperimportPre97&gID=28180
http://www.aiaa.org/content.cfm?pageid=406&gTable=mtgpaper&gID=84482
http://www.aiaa.org/content.cfm?pageid=406&gTable=japaperimportPre97&gID=2730
http://www.aiaa.org/content.cfm?pageid=406&gTable=japaperimportPre97&gID=59759

Magari un condotto che corre al centro della camera di combustione per tutta la lunghezza con ugelli che spruzzano acqua “radialmente” contro le pareti, forse in questo modo la differenza di distanza con la parete attiva data dal consumo del propellente sarebbe un po’ meno sensibile nell’arco dell’accensione…

Immagino però ci siano problemi con i materiali di questo ipotetico “tubo” dati dalla temperatura e forse anche dalla pressione… e la necessità di non far “bollire” l’acqua o il liquido di raffreddamento… potrei pensare quindi a brevi tratti in cui il condotto entra nel cuore della camera per poi uscire sul “case” esterno per cercare di raffreddare un po’ il liquido, e questo per tutta la lunghezza della camera… oppure acqua a pressioni molto alte e a velocità elevate nella conduttura in circolo…
Boh… forse è fanta-tecnica…

Così a vista direi che è più semplice, o meglio, meno complicata la depressurizzazione… anche perchè come dici, non è che l’idea sia stata un successone… :smiley:

La depressurizzazione è una delle tecniche utilizzate per lo spegnimento di un motore SP (a combustibile solido): la pressione in camera deve essere portata al di sotto della pressione limite di deflagrazione (PDL) tale da bloccare le reazioni chimiche. In questo caso durante il transitorio sono da prevedere notevoli fenomeni di instabilità di combustione (radiali, tangenziali, longitudinali, etc) che possono ovviamente portare a spinte asimmetriche e notevolmente altalenanti fino allo spegnimento ed alla traiettoria conseguentemente balistica. In questo caso, in una applicazione ad un mezzo manned, occorrerebbe iniziare la separazione dei boosters quando la reazione di combustione è quasi arrivata ad estinzione, perchè separazioni in fase di combustione “casuale” nel transitorio sarebbero troppo imprevedibili in termini di spinta e quindi di traiettoria. Non saprei nemmeno se sarebbe possibile ipotizzare un tale scenario… Altre tecniche per lo spegnimento di propulsori SP sono: inserimento di speci chimiche bloccanti la reazione (estinzione chimica), gli inibitori di fiamma, oppure di estinzione termica mediante un refrigerante inserito, oppure mediante un impulso laser. Nel caso delle prove in laboratorio le tecniche preferite sono le estinzioni per caduta di pressione.

A che stadi sarebbero? Fantascienza, idee, test statici o utilizzo reale?
Applicabili a qualsiasi cosa dagli ICBM ai SRB “shuttle-like”?

Sono concetti messi in pratica in vari laboratori, compreso quello del PoliMi-CNR di Milano per quanto riguarda lo spegnimento mediante impulso laser (laser a CO2). In teoria sarebbero applicabili in ogni motore a propellente solido, ma la complessità e soprattutto imprevedibilità del transitorio rende le tecniche di spegnimento (dinamiche per definizione, a differenza delle statiche che si effettuano chiudendo le valvole nel caso della propulsione liquida) notevolmente rischiose. Non saprei dire se ad esempio i sistemi di abort di missili ICBM et similia siano a esplosione oppure a estinzione dinamica della combustione. Sicuramente i fenomeni di estinzione della combustione (specialmente quella per calo della pressione in camera di combustione, i cui studi iniziano negli USA a partire dagli anni '60) sono molto studiati nei laboratori… Al momento mi è oscura la loro effettiva applicazione… :???:

Nel caso degli spegnimenti attraverso laser, l’intera combustione deve essere sostenuta da laser. I test effettuati sono infatti la successione di:

  1. accensione per radiazione laser;
  2. combustione sostenuta da laser;
  3. estinzione conseguente a rapido spegnimento del fascio laser.

E funziona? :?
Cioè lo spegnimento penso di si… intendo se funziona proprio come stadio propulsivo più grande di un petardo… :? :smiley:

Potrebbe forse essere più probabile un suo utilizzo come RCS, oppure come stadio propulsivo spaziale a basse spinte e lunghe durate o ancora come sistema di controllo d’assetto in cui non sono la spinta o il costo o l’affidabilità ad essere vincolanti ma contano molto anche fattori come la possibilità di riaccensione, la durata e il controllo della spinta?

Comunque stai parlando di propulsori solidi e laser, non di gas/laser come questo, giusto?

Esatto… Comunque si tratta di un terreno di ricerca avanzata, che cerca di compensare un dato di fatto: i propulsori a propellente solido non possono spegnersi, ossia se si spengono la missione fallisce, e non possono essere riaccesi… E’ comprensibile cercare di rendere al minimo le possibilità di shutdown e quindi di controllarne il funzionamento, ma data la caratteristica insormontabile dei solidi, non è detto che si riesca a trovare una soluzione verosimile… Per quanto riguarda il laser, dubito che verrà mai adottato in pratica, ancor più in propulsori di grandi dimensioni…

Relativamente a questo e tornando da dove si era partiti è possibile pensare ad un sistema di questo tipo “reversibile” e funzionante per depressurizzazione, cioè con una valvola di dimensioni adeguate e un sistema di riaccensione?

Per un sistema riaccendibile i propositi sono però diversi, giusto? Un’applicazione in sistemi man-rated è esclusivamente volta a favorire uno spegnimento in sicurezza per mettere in salvo l’equipaggio ed è logicamente una procedura d’emergenza dove si cerca di “salvare il salvabile”.
Mentre una possibile capacità di riaccensione dove potrebbe essere più utile?
Un upper stage o un RCS? E quale sarebbe il vantaggio nello sviluppare un propulsore solido a questi scopi visti gli ISP generalmente più bassi rispetto ad altri propellenti storabili come gli ipergolici?

Secondo me è molto difficile, perchè le pressioni in camera di combustione sono molto elevate (ordini di centinaia di atmosfere, fino a 250 per motori USA e fino a 500 in motori russi…) e servirebbe un sistema di valvole plurime di grosse dimensioni per avere un transitorio di estinzione non troppo elevato (altrimenti tutto il sistema non servirebbe a nulla, con notevoli instabilità di combustione di ogni tipo).

Guarda, il discorso è interessante. Dato che al momento le tecnologie per lo spegnimento dei solidi comprendono sostanzialmente solo l’estinzione per calo di pressione (le altre tecniche sono abbastanza recenti e meno investigate), con apertura della camera vera e propria, non penso sia possibile ipotizzare cicli di accensione/spegnimento come è intrinsecamente normale nella propulsione LP (Liquid propulsion). Ergo se si ipotizzassero dei sistemi di spegnimento per dei boosters, sarebbero solo a beneficio della sicurezza e non della versatilità del propulsore.

E’ vero, gli Impulsi specifici dei propulsori a solido sono più bassi, ma i vantaggi sono nella facilità di accensione e notevole prontezza operativa (missili, ICBM, siluri, applicazioni militari)… Sappiamo bene che nel caso dei liquidi occorre riempire i serbatoi con tutto ciò che comporta la cosa, specie in termini di conservazione del propellente e prontezza operativa sostanzialmente nulla… Inoltre, siccome i boosters sono utilizzati attualmente per accelerazione nelle fasi iniziali di lancio, accoppiati ad un propulsore principale (lanciatori, SRB, Ariane 5, etc…), e nel caso delle applicazioni militari, non vedrei la necessità di forzarne la propria natura: nel caso di boosters come motori di accelerazione, sappiamo che funzionano per pochi minuti solamente, mentre nel caso di missili e simili, l’aborto della missione si effettua solitamente con esplosione…

Al contrario, se vogliamo, il completamento dei solidi sta nella propulsione ibrida (HP), molto studiata ma portata avanti in sordina e testata solo nel volo suborbitale di Space Ship One…

Tieni presente però che accanto al booster c’è il serbatoio di idrogeno e ossigeno liquidi criogenici e che una fuoriuscita di gas in qualsiasi altro posto che non sia l’ugello avrebbe effetti potenzialmente catastrofici. Si rischierebbe di ripetere il disastro del Challenger a meno di non ridisegnare completamente lo Shuttle, posizionando diversamente i booster.
Ma forse a quel punto sarebbe più semplice conveniente sostituire i booster a propellente solido con booster ibridi, semplici, affidabili e ben colaudati.

Un saluto
Quaoar