Lezione 19 Endoreattori Elettrici - Università di Roma Sapienza

¡ ¢ £ ¤¥Lezione 19Endoreattori Elettrici19.1 ClassificazioneI propulsori elettrici possono essere classificati in tre categorie:1. elettrotermici, in cui una corrente elettrica è utilizzata per riscaldare, p. es. attraverso una resistenza,un gas che è fatto poi espandere attraverso un ugello, in modo analogo a quanto avvieneper gli endoreattori chimici;2. elettrostatici, o a ioni, in cui la spinta è prodotta attraverso l’accelerazione di ioni per mezzo di uncampo elettrico;3. elettromagnetici, o a plasma, in cui un plasma è accelerato per azione di un campo magneticosu cariche in moto, quest’ultime dovute al passaggio di una corrente elettrica (motivo per cui siutilizza un plasma, cioè un gas portato a temperature tali da divenire elettricamente conduttivo).I principali componenti di un sistema propulsivo elettrico sono un’unità di potenza (cioè una fonte dienergia elettrica), un’unità di condizionamento della potenza (Power Conditioning Unit – PCU), che hail compito di fornire l’energia elettrica nelle condizioni di tensione e frequenza opportune, un sistema diimmagazzinamento ed alimentazione del propellente, un thruster, cioè l’organo che fornisce la spinta (eche differirà a seconda del tipo di propulsore), ed infine radiatori per disperdere l’energia non convertitaai fini propulsivi.I propulsori elettrici sono caratterizzati da un rapporto spinta/peso estremamente basso, e da velocitàefficaci di uscita 1 alte. Non possono quindi assolutamente essere usati per gli stadi di lanciatori, mapossono invece essere usati su satelliti già in orbita per correggere le perturbazioni orbitali, o per trasferimentiorbitali (tipicamente da orbita terrestre bassa a orbita geostazionaria equatoriale), oppure susonde interplanetarie. A causa della bassa spinta si hanno però lunghi tempi di trasferimento orbitalecon conseguenti penalità economiche (poiché il satellite resta indisponibile per tutto il tempo di trasferimento– molti mesi), e danni ai pannelli solari a causa della lunga permanenza nelle fasce di van Allen(trasferimento LEO-GEO).uscita.1 In questa lezione ci si riferisce alla velocità di efflusso equivalente, che si ricorda¦¨§©come velocità efficace di

*- .() *,( )4 Lezione 19Endoreattori Elettrici 52. Arcogetti, in cui il propellente si riscalda passando attraverso un arco elettrico generato tra dueelettrodi; 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 di swirl (rotazione) imposto al fluido propellente che lambiscegli elettrodi, o ad una strizione dell’arco. Si ha inoltre una forte erosione degli elettrodi (si pensiche l’area del catodo sulla quale si concentra la scarica è dell’ordine 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 perdita. Le velocità efficacidi 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’ordine di 0.015; se invece includiamo anchela PCU, sono dell’ordine di 0.004.19.3 Propulsori elettrotermiciSi distinguono due tipi di propulsori elettrotermici:Figura 19.2: Resistogetto.1. Resistogetti, vedi fig. 19.2, in cui la corrente elettrica riscalda una resistenza che va quindi a scaldareil propellente. In questi propulsori la(essa dovrà comunque essere minore della massima temperatura accettabile nella resistenza). Lavelocità efficace di 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) equindi 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 di ossidante e portatadi combustibile è dell’ordine di 6:1, per cui la massa dell’idrogeno liquido è soltanto un settimodella massa totale dei propellenti). Si può allora pensare di utilizzare, anziché l’idrogeno liquido,l’idrazina, pur con i problemi che comporta (tossicità, alto punto di congelamento – 274 K), perchéessendo anche monopropellente, contribuisce alla generazione della spinta; in presenza di uncatalizzatore infatti essa si decompone con generazione di calore, preriscaldandosi a circa 1000K. Inoltre, l’idrazina presenta il vantaggio di essere circa 15 volte più densa dell’idrogeno liquido,richiedendo quindi serbatoi molto più leggeri. Le velocità efficaci di 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 di energia e la PCU, sono tipicamente dell’ordine di 0.06, quindi molto più bassi di quellidei propulsori chimici, ed anche nucleari, e tali da rendere ovviamente impossibile l’impiego neilanciatori. Il rendimento di conversione dell’energia elettrica in potenza del getto è intorno al 65– 85%.%'&raggiungibile è limitata dalla resistenza dei materiali19.4 Propulsori elettrostaticiCome abbiamo visto, la massima velocità efficace di uscita ottenibile con i propulsori elettrotermici èlimitata da problemi di temperatura; questa limitazione è superata con i propulsori elettrostatici, dettianche a ioni, in cui le molecole del gas operativo (ionizzate) sono direttamente accelerate mediante uncampo elettrico. Questi propulsori consentono di ottenere altissime velocità efficaci di uscita, per cuiin realtà per essi si pone in generale più il problema di limitare , per contenere il peso della fonte dienergia per quanto detto nella sez. 19.2, che quello di elevarlo. Per questo motivo si cerca di utilizzareioni pesanti, o addirittura colloidi (cioè aggregati di particelle del diametro di 1 – 5 nm 2 , i quali possonoessere ionizzati). Se indichiamo 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+ (19.9)dove è la differenza di potenziale applicata, vedi fig. 19.3, permette di ricavare la velocità efficace diuscita (coincidente appunto con la velocità dello ione espulso dal motore, in quanto come vedremo iltermine di spinta di pressione risulta trascurabile a causa della bassa pressione operativa)) * ((19.10)Da questa espressione si vede che per massimizzare la velocità efficace di uscita è opportuno adottareioni a basso rapporto massa su carica ; una simile scelta porta quindi a basse masse di propellenteper una data missione. Abbiamo tuttavia visto nella sez. 19.2 che in realtà il problema è minimizzarela massa totale del sistema propulsivo, che include, oltre la massa del propellente, la massa della fontedi energia, del thruster, etc. Cerchiamo quindi di ricavare indicazioni sull’effetto del rapporto sullealtre masse del sistema propulsivo. La corrente elettrica sarà data dal prodotto della carica per il numerodi ioni che fluiscono nell’unità di tempo:2 1 nm = 10m.) () (Università di Roma “La Sapienza”Corso di Propulsione AerospazialeUniversità di Roma “La Sapienza”Corso di Propulsione Aerospaziale

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Bibliografia[1] P. G. Hill and C. R. Peterson. Mechanics and Thermodynamics of Propulsion. Addison-WesleyPublishing Company, Inc., Reading, MA, USA, second edition, 1992.[2] G. P. Sutton. Rocket Propulsion Elements. John Wiley & Sons, Inc., New York, NY, USA, sixthedition, 1992.