Tecniche di raffreddamento per endoreattori termici

In tutti gli endoreattori termici, ossia nei quali l’energia termica di un fluido (generata dalla combustione dei fluidi reagenti, oppure scaturita da un processo di riscaldamento tramite un reattore nucleare oppure da una sorgente qualsiasi di potenza) viene convertita in energia cinetica mediante un ugello gasdinamico, le elevate temperature di esercizio, specie in alcune zone del propulsore, rendono obbligate alcune tecniche di raffreddamento.

Le zone sottoposte ad elevati gradienti (differenze nello spessore) di temperatura sono la camera di combustione/riscaldamento, l’area di gola (la sezione di minima area) dell’ugello, il tratto convergente dell’ugello e l’inizio del tratto divergente. Lo scambio termico, per la natura stessa del flusso (gassoso nei propulsori liquidi e contenente particolato solido nei propulsori a solido) è principalmente convettivo, anche se l’irraggiamento gioca un ruolo importante, ancora di più della conduzione.

I principali sistemi di raffreddamento sono:
(1) A raffreddamento con liquido in controcorrente rigenerativo;
(2) A raffreddamento con materiale radiativo;
(3) A raffreddamento ablativo;
(4) A raffreddamento tramite liquido (film) refrigerante (film o traspirazione);
(5) A raffreddamento tramite pozzo termico conduttivo.

Logicamente queste tecniche sono applicabili anche in tandem, in funzione del valore dei flussi termici cui il propulsore è sottoposto.

La tecnica (1) consiste nel far scorrere un liquido (spesso il combustibile liquido, per evitare problemi di ossidazione) all’interno di tubi nel tratto convergente e inizio divergente dell’ugello. Il raffreddamento avviene in controcorrente, facendo quindi aumentare la temperatura al flusso freddo di refrigerante. Il liquido refrigerante spesso entra, alla fine, a temperature ovviamente maggiori di quelle di stivaggio, in camera di combustione. Esempio: motori SSME che tutti conoscono benissimo :stuck_out_tongue_winking_eye: Il refrigerante è proprio LH2. La parola “rigenerativa” significa proprio che il combustibile-refrigerante parteciperà, poi, alla combustione.

Vedi immagini:
http://www.braeunig.us/space/pics/fig1-10.gif
http://www.engineeringatboeing.com/articles/images/heart5.jpeg
http://www.nasa.gov/images/content/110966main_rocket3.gif

La tecnica (2) comprende il rivestimento di materiali ad alta emissività termica al fine di trasferire all’esterno il flusso termico generato dalla combustione. La tecnica radiativa è riservata a zone o propulsori che hanno limitata potenza termica da dissipare (ad esempio la zona del divergente dell’ugello).

La tecnica (3) consiste in un rivestimento di materiale ablativo, che si decompone assorbendo calore e degradando se’ stesso producendo del residuo a base di carbonio. Questa tecnica è utilizzata in zone di gola dell’ugello che non necessitino molte riaccensioni: infatti è una tecnica non stazionaria (il materiale si degrada nel tempo, sotto alte temperature). La tecnica con materiali ablativi è usata spesso in tandem con tecniche di raffreddamento stazionarie, come i raffreddamenti a liquido, in zone molto sollecitate, oppure da sola in zone non molto sollecitate (divergenti supersonici).

Vedi immagini:
http://rocketscience.home.att.net/A/NASA/nasa-ablative-5.jpg

Il raffreddamento a film (4) consiste in una pellicola di refrigerante (spesso il combustibile) iniettato sulle pareti e scorrente a basse velocità, cercando di proteggere in modo “attivo” la parete dai forti gradienti termici. E’ utilizzato a volte attraverso delle pareti porose che fanno passare gocce di combustibile freddo incombusto per traspirazione.

La tipologia (5) è forse quella più semplice: un materiale ad alte caratteristiche termiche (capacità, conduttività) assorbe il calore e lo trasporta in altre zone. Materiali adatti hanno alto punto di fusione e sono solitamente materiali refrattari. Questa soluzione, benchè semplice, è ipotizzabile solo per tempi di utilizzo brevi.

Grazie Beppe!! :smiley: :-({|= :colonial:

Io aspetto sempre i vari pdf…neh??? :-"