La propulsione ipersonica "Airbreathing"


    In futuro grazie alla tecnologia scramjet avremo in orbita velivoli e satelliti a costi più ridotti che ricaveranno l'ossigeno direttamente dall'atmosfera.

    Breve glossario di alcuni termini frequentemente adoperati nella tecnologia aerospaziale

    Numero di Mach: è il rapporto tra la velocità di volo e la velocità (locale) di propagazione del suono.

    Velocità di propagazione del suono: circa 340 m/s in aria alle normali condizioni ambiente; a quote elevate, dove la temperatura è più bassa, questa velocità diminuisce fino a circa 300 m/s.

    Volo subsonico: volo a velocità inferiore a quella del suono (Mach inferiore a 1).

    Volo supersonico: volo a numeri di mach tra 1 e 5.

    Volo ipersonico: volo a numeri di Mach superiori a 5 (supponendo una velocità del suono di 300 m/s, la velocità di volo corrispondente a Mach 5 è di 1500 metri al secondo).

    Il confine di Mach 5 tra volo supersonico e ipersonico è convenzionale, ed indica in modo approssimativo una condizione di volo alla quale diventano importanti fenomeni legati al surriscaldamento dell'aria che impatta sul velivolo.

    Endoreattore: motore a razzo che, per fornire spinta, utilizza ossidante e combustibile trasportati in serbatoi. Tutti i lanciatori attuali per la messa in orbata di satelliti o equipaggi funzionano con motori a razzo (Space Shuttle, Ariane, ……).

    Esoreattore: motore a reazione che utilizza l'ossigeno atmosferico come ossidante (turbogetti, ramjets, scramjets). Significativamente, il termine inglese per questo tipo di propulsione è "airbreathing".

    Descrizione generale

    Il volo ipersonico è normalmente associato alla messa in orbita di satelliti o equipaggi o al rientro di navicelle dallo spazio. In queste situazioni i velivoli raggiungono nel volo atmosferico velocità estremamente elevate, con numeri di Mach dell'ordine di 20-30.

    A tutt'oggi le orbite terrestri sono raggiunte mediante lanciatori che utilizzano motori a razzo. Questi propulsori sono relativamente semplici e ben collaudati e forniscono spinta a tutte le velocità, in presenza o meno dell'atmosfera.

    [inline: 1= Immagine - 1 - schema di funzionamento dei propulsori ramjet e scramjet] Immagine - 1 - schema di funzionamento dei propulsori ramjet e scramjet.

    Il lato negativo è costituito da una bassa efficienza, legata al fatto che tutto l'ossigeno necessario alla propulsione deve essere immagazzinato nel velivolo stesso. Occorre infatti considerare che il peso dell'ossigeno costituisce normalmente oltre il 60-65% del peso totale al decollo.

    Spesso, inoltre, questi velivoli non sono riutilizzabili.

    Queste considerazioni suggeriscono l'idea di propulsori "combinati" che funzionino da esoreattori durante gran parte del volo atmosferico e possano poi tornare a operare come motori a razzo per la parte finale della traiettoria di messa in orbita.

    I turbogetti potrebbero fornire spinta con grande efficienza dal decollo fino a circa Mach 3, ma costituirebbero poi un carico completamente inutile che finirebbe per annullare i vantaggi iniziali.

    Per questa prima fase si pensa quindi a migliorare l'efficienza del motore a razzo mischiandone i gas di scarico, contenenti ancora quantità rilevanti di combustibile, con aria catturata dall'atmosfera in modo da effettuare una sorta di "post-combustione".

    Il "ramjet" (statoreattore) potrebbe fornire spinta da Mach 3 a oltre Mach 5 con buona efficienza.

    Lo "scramjet" (supersonic-combustion ramjet, o statoreattore a combustione supersonica) potrebbe poi essere utilizzato con discreta efficienza per il volo tra mach 5 e Mach 10 o 15.

    Oltre queste velocità, e a quote molto elevate, dovrebbe poi essere riattivato il motore a razzo.

    La transizione da un modo di operare all'altro può essere effettuata con piccole variazioni geometriche all'interno del propulsore ed iniettando con diverse modalità il combustibile (per esempio idrogeno).

    I propulsori ramjet e scramjet sono meccanicamente piuttosto semplici (Immagini 1 e 2). Entrambi catturano e rallentano l'aria atmosferica con una presa d'aria opportunamente sagomata.

    [inline: 4= Immagine - 2 - Modello di propulsore nella camera di prova. Il modello è posizionato proprio all' uscita dell' ugello (22 cm di diametro) che produce il flusso ipersonico. Il modello ha una sezione frontale (cioè della presa d' aria, supporto e strumentazioni escluse) di 4 x 10 centimetri ed è lungo circa 60 cm]

    Immagine - 2 - Modello di propulsore nella camera di prova. Il modello è posizionato proprio all' uscita dell' ugello (22 cm di diametro) che produce il flusso ipersonico. Il modello ha una sezione frontale (cioè della presa d' aria, supporto e strumentazioni escluse) di 4 x 10 centimetri ed è lungo circa 60 cm.

    In questa fase di rallentamento l'aria, a scapito dell'energia cinetica, incrementa la propria pressione e temperatura, fino a raggiungere condizioni adatte alla immissione in camera di combustione.

    Qui viene iniettato il combustibile che, miscelandosi all'aria reagisce fornendo l'energia necessaria alla generazione della spinta.

    I prodotti di combustione vengono poi espansi nell'ugello di scarico dove la spinta viene effettivamente generata. Nel caso del ramjet l' aria catturata viene rallentata dal Mach di volo (3 - 5) fino a velocità subsonica.

    Il processo di combustione avviene quindi a velocità subsonica, con grande vantaggio in termini di tempo disponibile per una combustione completa ed efficiente.

    Nello scramjet, a causa delle più elevate velocità di volo, il rallentamento del flusso fino a velocità subsonica incrementerebbe troppo la temperatura dell'aria, provocando fenomeni di dissociazione molecolare e rendendo in tal modo inadatta l'aria catturata a reagire col combustibile e a produrre energia per la propulsione.

    Si deve allora decelerare solo parzialmente il flusso di aria che viene quindi immessa in camera di combustione a velocità supersonica. Qui deve comunque essere miscelata col combustibile e fatta reagire in tempi molto brevi, minimizzando le perdite di pressione inevitabilmente associate alla interazione tra flussi ad alta velocità.

    Il rendimento di questi propulsori è fortemente influenzato dalle perdite di pressione nel processo di cattura dell'aria e, soprattutto nel caso dello scramjet, dalla efficienza della camera di combustione.

    Cenni storici e situazione attuale

    I primi tentativi di sviluppo di propulsori di tipo ramjet e, in modo più marginale, di tipo scramjet risalgono agli anni '60 e '70, finalizzati principalmente ad applicazioni aeronautiche più che aerospaziali.

    Costi elevati, inadeguatezza dei materiali e scarsità di sperimentazione preliminare svolta in impianti di simulazione contribuirono a ridurre in modo drastico e per lungo tempo l’attività di ricerca in questo settore.

    Recentemente le ricerche sulla propulsione ipersonica "airbreathing" sono riprese in quanto questa tecnica offre la possibilità di ridurre i costi di accesso allo spazio, attualmente estremamente elevati, dell’ordine di 10.000 dollari per kg.

    Negli Stati Uniti l’attività di ricerca in questo campo si è concretizzata nella costruzione di un prototipo di piccole dimensioni e senza pilota denominato X-43a informazioni reperibili dal motore di ricerca del sito della Nasa.

    Nel corso del 2004 questo velivolo ha effettuato con successo due voli durante i quali ha mantenuto per una decina di secondi un regime di volo stazionario rispettivamente a Mach 7 (primo volo) e a Mach 10 (secondo volo).

    [inline: 5= Immagine - 3 - Foto del modello (visto lateralmente) presa durante una prova a Mach 6.5. Il flusso d'aria (che ha una temperatura totale massima di circa 2000 °K) va da sinistra a destra. L'emissione luminosa consente di vedere la presa d' aria a sinistra, e lo scarico (dopo la camera di post-combustione) a destra. Il combustibile è idrogeno. La foto è "integrata" su tutto il tempo di prova (tempo di esposizione molto lungo, di oltre 1 secondo), e da un' idea delle temperature e del tipo di flusso che si hanno in queste prove]

    Immagine - 3 - Foto del modello (visto lateralmente) presa durante una prova a Mach 6.5. Il flusso d'aria (che ha una temperatura totale massima di circa 2000 °K) va da sinistra a destra. L'emissione luminosa consente di vedere la presa d' aria a sinistra, e lo scarico (dopo la camera di post-combustione) a destra. Il combustibile è idrogeno. La foto è "integrata" su tutto il tempo di prova (tempo di esposizione molto lungo, di oltre 1 secondo), e da un' idea delle temperature e del tipo di flusso che si hanno in queste prove.

    Si tratta comunque ancora di esperimenti tutt’altro che di routine: per raggiungere velocità e quota adeguate all’ effettuazione del test, il prototipo è stato infatti accelerato da un missile Pegasus modificato (spinto da un motore a razzo convenzionale), a sua volta lanciato da un bombardiere B-52 in volo ad oltre 10 Km di quota.

    Un’altra serie di esperimenti in volo denominati "Hyshot" si sta svolgendo da alcuni anni in Australia. Il terzo esperimento della serie (Hyshot III) si è svolto con successo nel 2005. In questo caso un piccolo prototipo di propulsore scramjet progettato per funzionare intorno a Mach 7.5 viene montato su un razzo di tipo Terrier-Orion Mk70.

    [inline: 6= Immagine - 4 - Foto della parte anteriore del modello (presa d' aria) in una prova a Mach 6.5. Valgono le stesse considerazioni della foto del modello completo]

    Immagine - 4 - Foto della parte anteriore del modello (presa d' aria) in una prova a Mach 6.5. Valgono le stesse considerazioni della foto del modello completo.

    Il razzo raggiunge una quota di circa 300 Km e, una volta esaurito il propellente, inizia una traiettoria di rientro durante la quale, per alcuni secondi, si trova alle condizioni di quota e velocità adatte per effettuare il test di volo dello scramjet.

    Entrambi questi esperimenti, che prevedono tra l’altro la distruzione del prototipo al termine della prova e che pure hanno avuto successo, dimostrano come si sia ancora piuttosto lontani dalla realizzazione di un velivolo propulso da scramjets funzionante, pilotato e riutilizzabile.

    E’ facilmente intuibile che gli esperimenti in volo necessitano di investimenti esorbitanti, sia in termini finanziari che di competenze necessarie alla conduzione di tutte le fasi dei tests, e sono quindi alla portata di pochissime organizzazioni.

    Esperimenti validi in grado di fornire dati utili allo sviluppo della propulsione ipersonica possono comunque essere effettuati anche in impianti di terra nei quali è possibile ricreare, per tempi relativamente brevi, condizioni di volo adatte allo scopo.

    Tunnel ipersonici delle più svariate tipologie e adatti a simulare le più diverse condizioni di volo sono presenti in quasi tutti i paesi industrializzati. Una rassegna dei principali impianti di questo tipo, pubblicata recentemente (Rif.bibliografico 2), contiene anche una efficace trattazione sulla propulsione ipersonica e dei propulsori "combinati", progettati per adeguare il loro modo di operare alla velocità di volo, come descritto nella prima parte di questo articolo (RBCC o Rocket Based Combined Cycles).

    L'impianto del CNR-IENI-Milano

    [inline: 2= Immagine - 5 - Disegno che mostra in modo schematico il tunnel ipersonico e nel quale sono indicati i componenti essenziali; sono anche indicate le dimensioni di alcuni di essi. La lunghezza complessiva dell' impianto è di circa 20 metri]

    Immagine - 5 - Disegno che mostra in modo schematico il tunnel ipersonico e nel quale sono indicati i componenti essenziali; sono anche indicate le dimensioni di alcuni di essi. La lunghezza complessiva dell' impianto è di circa 20 metri.

    Il tunnel ipersonico operativo da alcuni anni presso il CNR-IENI di Milano, sviluppato a partire dal 1998 con finanziamenti del Consiglio Nazionale delle Ricerche (CNR) e dell’ Agenzia Spaziale Italiana (ASI), è in grado di simulare per tempi relativamente brevi (dell’ ordine dei 100 millisecondi) condizioni di volo ipersonico fino a Mach 7.5.

    La camera di prova può ospitare modelli in scala ridotta di propulsori e tutta la strumentazione necessaria al monitoraggio delle prove.

    [inline: 3= Immagine - 6 - Foto di insieme dell'impianto. Dato lo sviluppo in lunghezza del tunnel, i dettagli della parte più lontana si perdono, ma, sulla base dello schema, si identificano i vari componenti]

    Immagine - 6 - Foto di insieme dell'impianto. Dato lo sviluppo in lunghezza del tunnel, i dettagli della parte più lontana si perdono, ma, sulla base dello schema, si identificano i vari componenti.

    Le immagini 5 e 6 mostrano rispettivamente uno schema dell'impianto e una foto di insieme.

    L'immagine 4 mostra invece la camera di prova con un modello di propulsore installato, lungo circa 60 cm, sul quale si sono poi effettuate una serie di prove a Mach 6.5 e 7.5, ottenendo risultati particolarmente incoraggianti sia dal punto di vista del rendimento di combustione che da quello della spinta generata.

    Le figure 3 e 4 sono foto prese durante le prove a Mach 6.5. La prima mostra tutto il modello, con in evidenza la presa d' aria (a sinistra) e lo scarico della camera di post-combustione (a destra).

    Il combustibile utilizzato è idrogeno. La seconda (Immagine. 4) fornisce un'immagine più dettagliata della presa d'aria, uno dei componenti più "critici" per un buon funzionamento del motore.

    11/05/2006

    Bibliografia

    1) William H. Heiser and David T. Pratt, "HYPERSONIC AIRBREATHING PROPULSION", AIAA Educational Series, pubblicato da American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc., 1994.

    2) "SCRAMJET PROPULSION", E.T. Curran and S.N.B. Murthy Editors, Progress in Astronautics and Aeronautics, Volume 189, 2000.

    Sitografia

    NASA - National Aeronautics and Space Administration www.nasa.gov

    ASI - Agenzia Spaziale Italiana www.asi.it

    Hyshot - Centre for Hypersonics http://www.uq.edu.au/hypersonics/?page=19501

    CNR - Consiglio Nazionale delle Ricerche www.cnr.it



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