Motore a razzo

Prova di tiro(collaudo) di un propulsore delSSMEdella navettastatunitenseSpace Shuttle.

Principio di funzionamento

Inaeronautica,ilmotore a razzo(meno comunepropulsore a razzo), oendoreattore,è unmotore a reazioneche sfrutta ilprincipio di azione e reazioneper produrre unaspinta;si distingue dagliesoreattori(motori a reazione) per la caratteristica di immagazzinare ilcomburentein appositi serbatoi, o già miscelato con ilcombustibile.
La maggior parte degli endoreattori sonomotori a combustione interna.

Nei paesi di lingua anglosassone, alcuni autori distinguono traliquid rocket engine o LRE( “motore a razzo” a combustibile liquido) esolid rocket motor o SRM(a combustibile solido).

Descrizione

Classificazione degli endoreattori

Gli endoreattori possono essere classificati in vari modi: secondo il tipo di energia immagazzinata, trasformata e cinetica in gioco, secondo le velocità di propagazione, secondo il tipo di alimentazione, ed altro.

In funzione delloscopo della missionesi hanno:

• motori diaccesso allo spazio,comunemente veicoli di lancio olanciatori,la cui caratteristica è l'immissione in orbita di un carico utile (payload): gli attuali motori da lancio sono a propulsione chimica (liquidi o solidi) e a più stadi (almeno due stadi).
• motorida navigazione nello spazioche permettono manovre orbitali del veicolo spaziale, correzioni di assetto, rifasamento sull'orbita, etc.

In funzione della eventualeriusabilitàdel propulsore, si hanno:

• propulsoria perdere(expendable), se il motore non viene recuperato per missioni successive. È il caso di quasi tutti i lanciatori moderni delle famiglieAriane.
• propulsoririutilizzabili(reusable), se possono essere riutilizzati per successive missioni: è il caso dei booster di accelerazione a propellente solido delloSpace shuttle,il cui involucro venne recuperato per alcune missioni, della stessa navetta americana (chiamata orbiter) che è un vero e propriolanciatore,sebbene non sia completamente recuperabile, oppure del primo stadio dei razziFalcon 9eFalcon Heavydell'azienda americanaSpaceX.

Tipi di energia negli endoreattori

Il fenomeno propulsivo è diviso sostanzialmente in tre fasi, ognuna caratterizzata da notevoli scambi energetici e termici.

• L'energia primariadi un endoreattore è associata al serbatoio dei propellenti, qualsiasi essi siano. Si può avere
  • Energia primaria di tipochimico,associata al contenuto energetico del guscio degli elettroni che circonda l'atomo di propellente: l'energia essenzialmente chimica viene trasformata in termica nella camera di combustione. Si hanno propulsori a propellente liquido (LP), propellente solido (SP), propellente ibrido (HP) o propellente gassoso (GP).
  • Energia primaria di tiponucleare,associata al nucleo atomico: si possono avere motori a decadimento isotopico (utilizzati nelle sonde spaziali per generare potenza elettrica dove i pannelli solari non sono utilizzabili), oppure motori a fissione nucleare (progetto americanoNERVA,testato a terra), fusione nucleare (sperimentato per tempi brevi solo in laboratorio).
  • Energia primaria di tipoelettrico:si hanno motori a ioni, al plasma o ad arco/resistenza.
  • Energia primaria di tiporadiante:la sorgente di energia è la radiazione solare (pannelli solari), laser (vele solari) o microonde.
• L'energia secondariao trasformata è di due tipi: elettrica o termica.
  • Gli endoreattori a energia trasformata di tipo elettrico sono i cosiddettiendoreattori elettrici,in cui l'energia è essenzialmente di tipo elettrico.
  • Gli endoreattori a energia trasformata di tipo termico sono i classicimotori a razzoprovvisti di una camera di combustione in cui avvengono le reazioni chimiche per la produzione del gas che viene poi accelerato tramite unugello de Laval.I motori a energia primaria chimica sono tutti a energia secondaria termica.
• L'energia cineticao utile associata alla produzione della spinta:
  • L'energia cinetica è ottenuta per via termica mediante unugello gasdinamico,che fa espandere un gas ottenuto in camera di combustione o riscaldato mediante scambiatori in caso non esista la camera di combustione (motori nucleari o eventualmente ad arco/resistenza). È il caso dei motori a razzo a energia primaria chimica ed energia secondaria termica, come tutti i motori da lancio e gran parte dei propulsori per manovre orbitali.
  • L'energia cinetica è ottenuta per via elettrica tramite uncampo elettromagneticocon espulsione di cariche elettriche a forti velocità, con meccanismi di neutralizzazione a fineugello elettromagnetico.

Prestazioni dei motori a razzo

Le prestazioni di un endoreattore o motore a razzo sono espresse in termini di:

• Parametri dipendenti dalle dimensioni del lanciatore, come la spinta;
• Parametri legati alla missione propulsiva, come il rapporto spinta/peso;
• Parametri legati alle prestazioni del propulsore, come l'Impulso specificoponderale;
• Altri parametri: velocità equivalente di efflusso, velocità caratteristica, coefficiente di spinta.

Spinta

Da un punto di vista elementare il principio fisico che spiega il funzionamento del motore a razzo è ilterzo principio della dinamica.

Una formulazione più raffinata del principio conduce allalegge di conservazione della quantità di moto.

Considerando l'equazione della conservazione della quantità di moto del sistema composto dal razzo e dal fluido espulso in un intervallo Δt,si può osservare come il sistema passi da uno stato con massaMe velocitàVall'istantet,ad un sistema composto da un razzo con massaM− Δm(Δmè la massa espulsa nel tempo Δt) con velocitàV+ ΔVe da un gas di massa Δmche si muove con velocitàV−u_e(u_eè la velocità del getto relativa al razzo, supposta costante; il segno meno indica che il gas viene espulso in direzione opposta a quella del razzo).

Utilizzando lalegge di conservazione della quantità di motootteniamo che la derivata rispetto al tempo della quantità di moto del nostro sistema (razzo + gas espulso) deve risultare uguale alla somma delle forze agenti sul sistema.

Indicando conF_e(forze esterne) questa somma e passando al limite per Δttendente a 0 si ha che:

$S=m{\frac {dV}{dt}}=F_{e}+{\dot {m}}_{p}u_{e}$

ossia la spinta del motore a razzo (determinata da un ugello gasdinamico) risulta, esplicitando le forze esterne in funzione delle pressioni

$S=(p_{e}-p_{a})A_{e}+{\dot {m}}_{p}u_{e}$

dove

• p_eè la pressione sulla sezione di efflusso dell'ugello di scarico;
• p_aè la pressione ambiente, che dipende dalla quota (p_a= p_a(z)). Nel caso di motore spazialep_a=0.
• A_eè l'area della sezione di efflusso dell'ugello.
• ${\dot {m}}_{p}$è la portata massica di propellente che fuoriesce dall'ugello.

Il termine$\left(p_{e}-p_{a}\right)A_{e}$viene chiamato termine statico della spinta, e contribuisce al massimo al 25% della stessa, mentre il termine${\dot {m}}_{p}u_{e}$è il termine dinamico.

Nel caso l'ugello sia in configurazione adattata, ossia$p_{a}=p_{e}$,risulta

$S={\dot {m}}_{p}u_{e}$

La spinta, essendo unaforza,si misura innewton(simbolo: N). Motori da lancio hanno spinte dell'ordine dei MN, mentre motori da navigazione spaziale hanno spinte di pochi newton, anche millinewton.

Rapporto spinta/peso, S/W

Ilrapporto spinta/peso,comunemente indicato come S/W o T/W è un parametro importante (anche se un parametrogrezzoe non qualitativo) dei diversi tipi di propulsore. Il rapporto è per definizione adimensionale.

• I motori da lancio sono caratterizzati da$S/W>1$,condizione necessaria per elevarsi da terra. A fine combustione i propulsori chimici arrivano anche a rapporti dell'ordine delle decine (anche fino a 30 per certi motori a propellente solido).
• I motori da navigazione spaziale sono caratterizzati da$S/W<<1$,poiché il cambio dello stato di moto non deve contrastare la forza peso.

Impulso specifico ponderale

L'impulso specificoponderaleè un parametro fondamentale per individuare le prestazioni di un propulsore. È definito come il rapporto tra l'impulsototale e la forza peso della massa di propellente consumato, ossia:

$I_{sp}={\frac {I_{tot}}{mg_{0}}}$

L'impulso totale può essere visto come la spinta S (modulo del vettore spinta) per il tempo totale di combustione, da cui l'impulso specifico ponderale risulta essere la spinta sulla portata ponderale di propellente consumato (portata in peso)

$I_{sp}={\frac {S}{\dot {w}}}={\frac {S}{g_{0}{\dot {m}}}}$

dove${\dot {w}}$rappresenta la portata ponderale di propellente consumato, mentre${\dot {m}}$la portata massica di propellente consumato. Esplicitando la spinta si ha

$I_{sp}={\frac {{\dot {m}}u_{e}+(p_{e}-p_{a})A_{e}}{\dot {w}}}={\frac {1}{g_{0}}}\left(u_{e}+{\frac {(p_{e}-p_{a})A_{e}}{\dot {m}}}\right)$

Nel caso di ugello adattato, la parte statica dell'espressione della spinta S diventa nulla ($p_{e}=p_{a}$), da cui

$I_{sp}={\frac {u_{e}}{g_{0}}}$

dove$u_{e}$rappresenta la velocità di efflusso dei gas combusti relativa al lanciatore.

Velocità equivalente di efflusso

Viene introdotta per semplicità di calcolo delle prestazioni di un propulsore termico (caratterizzato da un ugello gasdinamico) in condizioni non adattate.

$c=u_{e}+{\frac {(p_{e}-p_{a})A_{e}}{\dot {m}}}$

Velocità caratteristica

Lavelocità caratteristicaè un parametro di merito della camera di combustione di un motore a razzo: valori elevati indicano processi di conversione dell'energia termochimica molto efficienti.

$c^{*}={\frac {p_{c}A_{t}}{\dot {m}}}$

dove

• $p_{c}$è la pressione in camera di combustione, dell'ordine delle centinaia di atmosfere.
• $A_{t}$è l'area di gola dell'ugello.

Il reciproco della velocità caratteristica è chiamato coefficiente di efflusso. I valori della velocità caratteristica sono compresi solitamente tra 1500 e 3000 m/s.

Coefficiente di spinta

Il coefficiente di spinta è definito come

$c_{s}={\frac {S}{p_{c}A_{t}}}$

ed esprime di quanto la spinta aumenta per la presenza del divergente supersonico rispetto al valore statico dato dalla pressione di camera di combustione per l'area di gola dell'ugello. Valori del$c_{s}$sono tipicamente compresi tra 1 e 2.

Tipi di motori a razzo

Motori chimici a propellente liquido

Il motore a razzo acombustibile liquidoimpiega due serbatoi separati contenenti il combustibile ed il comburente. I due componenti vengono inviati, attraverso dellepompe,ad una camera di combustione i cui prodotti transitano attraverso unugello di scarico.La spinta dei motori a razzo a combustibile liquido può essere regolata agendo sulla velocità di alimentazione della miscela di propellente attraverso la regolazione delle pressioni di efflusso. Combustibile e comburente, che insieme costituiscono il propellente, sono i reagenti chimici nella camera di combustione dove avvengono le reazioni di ossido-riduzione che comportano i passaggi di stato in gas e l'aumento dell'energia termica del fluido. I componenti principali di un propulsore a propellente liquido sono:

• Serbatoipressurizzati per il contenimento dei propellenti liquidi, stivabili (a temperature prossime a quella ambiente) o criogenici (a temperature parecchio sotto lo zero Celsius, come la coppia criogenica Idrogeno/Ossigeno liquidi).
• Sistemi dialimentazione.
• Testata di ignizionedel propellente in camera di combustione.
• Camera di combustionein cui avvengono le reazioni chimiche e si crea il gas combusto. Le temperature arrivano anche a 2000-3500 K e le pressioni a centinaia di atmosfere.
• Ugello di scarico,di forma convergente-divergente, che lavora nella configurazione isoentropica supersonica per massimizzare la velocità di uscita dei gas, con velocità sonica nella sezione minima dell'ugello, chiamata sezione di gola.
• Sistemi diprotezione termica,specialmente in camera di combustione e nella prima parte dell'ugello.
• Deflettori di fiammaper prevenire instabilità di combustione.
• Sistemi di controllo vettoriale della spinta che indirizzano i gas di scarico muovendo l'intero ugello o solo la parte finale, oppure secondo altre configurazioni.

I propulsori a propellente liquido caratterizzano molti veicoli di lancio, come i motori principaliSSMEdelloSpace shuttle,ad idrogeno e ossigeno liquidi, oppure il motore principale dell'Ariane 5.

Gli impulsi specifici di propulsori a liquido arrivano fino a 500 secondi.

Motori chimici a propellente solido

Il motore a razzo acombustibile solidoè concettualmente assai semplice: è essenzialmente costituito da un involucro riempito di propellente e corredato di un ugello in corrispondenza della sezione d'uscita dei gas prodotti dalla combustione del propellente.

La massa di propellente contiene sia il combustibile sia il comburente così da determinare una completa combustione autoalimentata.

La spinta del motore a razzo a combustibile solido non può essere regolata: dipende dalla forma impressa alla superficie del propellente solido e dalla velocità di combustione.

Maggiore è la superficie esposta (superficie di combustione) e la velocità di combustione, maggiore è la spinta del motore. La velocità di combustione è strettamente legata al tipo di propellente utilizzato e alla pressione di esercizio (pressione di combustione). I componenti principali di un propulsore a propellente solido sono:

• Lacamera di combustione/serbatoiodi propellente, che, in questo tipo di propulsori, è proprio l'involucro di propellente: durante la combustione il grano propellente degrada di alcuni mm/s e varia quindi le dimensioni della camera stessa.
• Unugello gas dinamicoin configurazione convergente/divergente, spesso con divergente conico per la presenza del particolato solido in fase di espansione.
• Sistemi diprotezione termica.

Rispetto ai propulsori a liquido, i solidi sono caratterizzati da un'elevatissimaprontezza operativa,poiché ilgrano propellentepuò essere stivato senza problemi anche per anni, e non necessita diturbopompedi alimentazione. Per questi motivi questi propulsori sono utilizzati anche per la maggior parte dei missili imbarcati. Altre applicazioni sono nei booster di accelerazione dei principali lanciatori, che forniscono una spinta nei primi istanti di volo (Solid rocket boosters nelloSpace shuttle,boosters diAriane 5o del nuovo lanciatore italo-europeo Vega e vega c).

Una caratteristica del propellente è contenere polveri e nanopolveri di metalli, specieAlluminio,che aumentano l'impulso specifico del propulsore.

Gli impulsi specifici di propulsori a solido arrivano fino a 280-300 secondi.

Motori chimici a propellente ibrido

Sono caratterizzati da una configurazione mista liquido/solido. Si hanno

• Motori ibridi con comburente solido e combustibile liquido.
• Motori ibridi con comburente liquido e combustibile solido.

A differenza dei solidi la combustione, una volta innescata, può essere interrotta. Al momento questo tipo di propulsori è allo studio, mentre è stata applicata solo una volta nella missione suborbitale diSpace ship one.

Un altro nome dei razzi a propellente ibrido èrazzi a litergolo.

Gli impulsi specifici degli ibridi arrivano fino a 350 secondi.

Tecniche di raffreddamento

A causa delle elevate temperature in camera di combustione e nell'ugello gasdinamico, soprattutto nel tratto convergente, sono necessarisistemi di controllo termicoper proteggere le pareti dagli elevati flussi termici dati dai gas in fase di combustione o combusti. I maggiori sistemi di protezione termica sono:

• Sistemi a raffreddamentorigenerativo,che comprendono un complesso sistema di condotti in cui scorre un refrigerante (tipicamente il combustibile, ad esempio idrogeno) a cui viene ceduta potenza termica durante il passaggio. La complessa rete di canali può scorrere in equicorrente oin controcorrenterispetto alla direzione dei gas di combustione. Questa soluzione è adottata nei motori principali (SSME) delloSpace Shuttlee anche nel motoreVulcaindiAriane 5.
• Sistemi a raffreddamento afilm liquidoo a traspirazione, in cui strati di liquido refrigerante, tipicamente lo stesso combustibile non combusto, scorrono all'interno della parte convergente e divergente dell'ugello, proteggendo la parete. Nel caso a traspirazione, una parete porosa fa passare delle gocce di refrigerante che proteggono la parete stessa e assorbono gli elevati flussi termici.
• Sistemi a raffreddamentoablativo,in cui ilmateriale ablativosubisce una forte reazione endotermica a contatto con alti gradienti termici, degradando se stesso e producendo un residuo carbonioso. Questa tecnica non è stazionaria e non comporta riutilizzabilità del sistema di raffreddamento. A volte è utilizzata come sicurezza in zone termicamente particolarmente sollecitate.
• Sistemi a raffreddamento apozzo termico:un materiale ad altaconduttività termicatrasporta il calore assorbito verso altre zone. La temperatura di fusione del materiale deve essere alta. Sono utilizzati metalli ad alto punto difusione.
• Sistemi araffreddamento radiativo:l'elevataemissivitàtermica di alcuni materiali permette il raffreddamento attraverso l'irraggiamento di altre zone.

Voci correlate

• Razzo
• Storia dei razzi
• Ugello di scarico
• Impulso specifico
• Combustione
• Ciclo a combustione stadiata
• Razzo termico nucleare
• Razzo a fusione nucleare

Altri progetti

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Collegamenti esterni

• (EN)rocket motor,suEnciclopedia Britannica,Encyclopædia Britannica, Inc.