Lezione 19 Endoreattori Elettrici - Università di Roma Sapienza
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*- .() *,( )4 <strong>Lezione</strong> <strong>19</strong><strong>Endoreattori</strong> <strong>Elettrici</strong> 52. Arcogetti, in cui il propellente si riscalda passando attraverso un arco elettrico generato tra dueelettro<strong>di</strong>; in questa maniera si possono raggiungere temperature fino a 20000 K, senza comprometterei materiali. Problemi si pongono tuttavia per la stabilizzazione dell’arco elettrico, per la qualesi può ricorrere p. es. ad un moto <strong>di</strong> swirl (rotazione) imposto al fluido propellente che lambiscegli elettro<strong>di</strong>, o ad una strizione dell’arco. Si ha inoltre una forte erosione degli elettro<strong>di</strong> (si pensiche l’area del catodo sulla quale si concentra la scarica è dell’or<strong>di</strong>ne del millimetro quadrato).Incidentalmente, nel passaggio attraverso l’arco il propellente si ionizza, e la ionizzazione residuaall’uscita dell’ugello si traduce in un’energia non recuperata, cioè una per<strong>di</strong>ta. Le velocità efficaci<strong>di</strong> uscita sono comprese tra i 4000 – 5500 m/s utilizzando idrazina come propellente, e i 12000– 15000 m/s utilizzando idrogeno liquido (in questi propulsori ovviamente il vantaggio derivantedal preriscaldamento ottenuto con l’idrazina passa in secondo piano, grazie alle temperature assaipiù elevate raggiungibili, rispetto all’effetto del peso molecolare). I rapporti spinta/peso, se consideriamonei pesi solo quello del thruster, sono dell’or<strong>di</strong>ne <strong>di</strong> 0.015; se invece inclu<strong>di</strong>amo anchela PCU, sono dell’or<strong>di</strong>ne <strong>di</strong> 0.004.<strong>19</strong>.3 Propulsori elettrotermiciSi <strong>di</strong>stinguono due tipi <strong>di</strong> propulsori elettrotermici:Figura <strong>19</strong>.2: Resistogetto.1. Resistogetti, ve<strong>di</strong> fig. <strong>19</strong>.2, in cui la corrente elettrica riscalda una resistenza che va quin<strong>di</strong> a scaldareil propellente. In questi propulsori la(essa dovrà comunque essere minore della massima temperatura accettabile nella resistenza). Lavelocità efficace <strong>di</strong> uscita massima si avrebbe ovviamente utilizzando come propellente l’idrogeno(che ha il più basso peso molecolare); questa scelta comporta però anche serbatoi moltovoluminosi (a causa della bassissima densità dell’idrogeno liquido, come abbiamo già visto) equin<strong>di</strong> pesanti. Questo problema è più sentito che non negli endoreattori chimici a propellenticriogenico, in quanto in essi la massa del propellente è costituita solo in piccola parte da idrogenoliquido (abbiamo visto che in questi endoreattori il rapporto tipico tra portata <strong>di</strong> ossidante e portata<strong>di</strong> combustibile è dell’or<strong>di</strong>ne <strong>di</strong> 6:1, per cui la massa dell’idrogeno liquido è soltanto un settimodella massa totale dei propellenti). Si può allora pensare <strong>di</strong> utilizzare, anziché l’idrogeno liquido,l’idrazina, pur con i problemi che comporta (tossicità, alto punto <strong>di</strong> congelamento – 274 K), perchéessendo anche monopropellente, contribuisce alla generazione della spinta; in presenza <strong>di</strong> uncatalizzatore infatti essa si decompone con generazione <strong>di</strong> calore, preriscaldandosi a circa 1000K. Inoltre, l’idrazina presenta il vantaggio <strong>di</strong> essere circa 15 volte più densa dell’idrogeno liquido,richiedendo quin<strong>di</strong> serbatoi molto più leggeri. Le velocità efficaci <strong>di</strong> uscita ottenibili arrivanofino a 2000 – 3000 m/s nel vuoto (l’ultimo valore fa riferimento all’idrazina come propellente).I rapporti spinta/peso, dove per peso qui si intende quello del solo thruster, senza considerare lafonte <strong>di</strong> energia e la PCU, sono tipicamente dell’or<strong>di</strong>ne <strong>di</strong> 0.06, quin<strong>di</strong> molto più bassi <strong>di</strong> quellidei propulsori chimici, ed anche nucleari, e tali da rendere ovviamente impossibile l’impiego neilanciatori. Il ren<strong>di</strong>mento <strong>di</strong> conversione dell’energia elettrica in potenza del getto è intorno al 65– 85%.%'&raggiungibile è limitata dalla resistenza dei materiali<strong>19</strong>.4 Propulsori elettrostaticiCome abbiamo visto, la massima velocità efficace <strong>di</strong> uscita ottenibile con i propulsori elettrotermici èlimitata da problemi <strong>di</strong> temperatura; questa limitazione è superata con i propulsori elettrostatici, dettianche a ioni, in cui le molecole del gas operativo (ionizzate) sono <strong>di</strong>rettamente accelerate me<strong>di</strong>ante uncampo elettrico. Questi propulsori consentono <strong>di</strong> ottenere altissime velocità efficaci <strong>di</strong> uscita, per cuiin realtà per essi si pone in generale più il problema <strong>di</strong> limitare , per contenere il peso della fonte <strong>di</strong>energia per quanto detto nella sez. <strong>19</strong>.2, che quello <strong>di</strong> elevarlo. Per questo motivo si cerca <strong>di</strong> utilizzareioni pesanti, o ad<strong>di</strong>rittura colloi<strong>di</strong> (cioè aggregati <strong>di</strong> particelle del <strong>di</strong>ametro <strong>di</strong> 1 – 5 nm 2 , i quali possonoessere ionizzati). Se in<strong>di</strong>chiamo con la massa dello ione e con la sua carica, l’eguaglianza tral’energia potenziale elettrica e l’energia cinetica acquistata dallo ione in moto alla velocità+ (<strong>19</strong>.9)dove è la <strong>di</strong>fferenza <strong>di</strong> potenziale applicata, ve<strong>di</strong> fig. <strong>19</strong>.3, permette <strong>di</strong> ricavare la velocità efficace <strong>di</strong>uscita (coincidente appunto con la velocità dello ione espulso dal motore, in quanto come vedremo iltermine <strong>di</strong> spinta <strong>di</strong> pressione risulta trascurabile a causa della bassa pressione operativa)) * ((<strong>19</strong>.10)Da questa espressione si vede che per massimizzare la velocità efficace <strong>di</strong> uscita è opportuno adottareioni a basso rapporto massa su carica ; una simile scelta porta quin<strong>di</strong> a basse masse <strong>di</strong> propellenteper una data missione. Abbiamo tuttavia visto nella sez. <strong>19</strong>.2 che in realtà il problema è minimizzarela massa totale del sistema propulsivo, che include, oltre la massa del propellente, la massa della fonte<strong>di</strong> energia, del thruster, etc. Cerchiamo quin<strong>di</strong> <strong>di</strong> ricavare in<strong>di</strong>cazioni sull’effetto del rapporto sullealtre masse del sistema propulsivo. La corrente elettrica sarà data dal prodotto della carica per il numero<strong>di</strong> ioni che fluiscono nell’unità <strong>di</strong> tempo:2 1 nm = 10m.) () (Università <strong>di</strong> <strong>Roma</strong> “La <strong>Sapienza</strong>”Corso <strong>di</strong> Propulsione AerospazialeUniversità <strong>di</strong> <strong>Roma</strong> “La <strong>Sapienza</strong>”Corso <strong>di</strong> Propulsione Aerospaziale