La generazione di potenza elettrica nello spazio

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1 TER_giu_cumo :25 Pagina 51 Un quadro completo di tipiche utenze e relativi fabbisogni di potenza elettrica a bordo di satelliti e di altre installazioni spaziali, per scopi civili e militari, è schematizzabile come di seguito esposto. Utenze civili Tipici esempi sono i satelliti per i sistemi di telecomunicazione terrestri. Valori caratteristici di utilizzo elettrico nei satelliti attuali, del peso di kg, si aggirano intorno ai 500 W e. Il periodo d impiego delle sorgenti di produzione corrisponde alla vita media operativa di tali satelliti, che è di circa 5 anni. Utenze scientifiche Oltre ai satelliti in orbita attorno alla terra impiegati nelle telecomunicazioni, esistono altri sistemi spaziali più complessi, la cui finalità è l esecuzione di campagne di ricerca o per coadiuvare attività produttive specifiche. Una classificazione delle utenze scientifiche può comprendere: sonde impiegate in missioni interplanetarie, stazioni orbitanti sulla terra o su altri pianeti del sistema solare, future basi stabili sulla Luna o sui pianeti del sistema solare prossimi alla Terra. In Tabella 1 si riporta un elenco delle missioni interplanetarie con le potenze richieste ed i relativi sistemi di generazione impiegati (dati disponibili fino alla missione Cassini del 1997). Per quanto concerne le due stazioni spaziali orbitanti realizzate: la MIR, stazione spaziale dell ex URSS, impiegava 30 kw e, mentre per la stazione spaziale internazionale IIS è previsto l impiego di 105 KW e, forniti da 2 sistemi di pannelli solari indipendenti, uno statunitense da 76 KW e ed uno russo da 29 KW e. Il sistema statunitense ha dimensioni di (33 _ 73) m 2 (oltre la metà di un campo da football), con un peso di 7,56 tonnellate ed una potenza specifica di 0,01 kwe/kg. Vanno inoltre inclusi nel sistema di generazione 24 batterie Ing. Maurizio Cumo, ing. Massimo Frullini, dott. Augusto Gandini, ing. Antonio Naviglio, ing. Luigi Sorabella, Dipartimento di Ingegneria Nucleare e Conversioni d Energia (DINCE), Università degli Studi di Roma La Sapienza. 1 ALSEP: Apollo Lunar Surface Experiment Packages. 2 SNAP: Systems for Nuclear Auxiliary Power. 3 MHW-RTG: MultiHundred-Watt RTG. 4 GPHS-RTG: General Purpose Heat Source RTG. 5 ALSEP: Apollo Lunar Surface Experiment Packages. 6 SNAP: Systems for Nuclear Auxiliary Power. 7 MHW-RTG: MultiHundred-Watt RTG. 8 GPHS-RTG: General Purpose Heat Source RTG. di M. Cumo, M. Frullini, A. Gandini, A. Naviglio, L. Sorabella La generazione di potenza elettrica nello spazio Prospettive dell impiego dell energia nucleare La crescente domanda di potenza elettrica prevista per le future applicazioni spaziali impone la ricerca di nuove soluzioni che superino le intrinseche limitazioni dei generatori elettrici impiegati nelle attuali missioni. Tali limitazioni, in termini di rendimento e di prestazioni, si manifestano in bassi livelli di potenza massima erogabile come nel caso dei generatori elettrici fotovoltaici o a radioisotopi, nei bassi livelli di energia accumulabile come per i generatori chimici, dalla dipendenza dalla posizione relativa al sole o ad altri corpi celesti e dalle grandi dimensioni necessarie per ottenere significativi livelli di potenza come nel caso dei generatori fotovoltaici. Nel prossimo futuro, si rende necessario lo studio di generatori di energia elettrica che siano in grado di produrre elevati livelli di potenza in modo costante e affidabile, per tutta la durata prevista dalla missione ed indipendentemente dalla posizione del satellite o della sonda rispetto al sole o ad altri corpi celesti. Tra le soluzioni tecnologicamente mature, risulta di particolare interesse quella della generazione di energia elettrica basata sull impiego di reattori nucleari veloci ultracompatti opportunamente accoppiati a convertitori termoelettrici di ultima generazione ad elevato rendimento come le Alkali Metal Thermal to Electric Converter Cells. TABELLA 1 - Missioni interplanetarie con relative potenze elettriche Missione Anno Tipo di Sistema di Potenza missione generaz.* installata Apollo Lunare (ALSEP) 1 1 SNAP W Apollo Lunare (ALSEP) 1 SNAP W Apollo Lunare (ALSEP) 1 SNAP W Apollo Lunare (ALSEP) 1 SNAP W Apollo Lunare (ALSEP) 1 SNAP W Apollo Lunare (ALSEP) 1 SNAP W Pioneer Planetaria 4 SNAP W Pioneer Planetaria 4 SNAP W Viking Marte 2 SNAP W Viking Marte 2 SNAP W Voyager Planetaria 3 MHW-RTG W Voyager Planetaria 3 MHW-RTG 470 W Galileo Planetaria 2 GPHS-RTG W Ulisse Planetaria 1 GPHS-RTG 300 W Cassini Planetaria 3 GPHR-RTG 888 W * Sistema di generazione della potenza 51

2 TER_giu_cumo :25 Pagina 52 TABELLA 2 - Potenze richieste per lo sviluppo di una futura base lunare FASE Missione preliminare Avamposto Base Base senza equipaggio con equipaggio provvisoria stabile POTENZA 2 kwe 100 kwe 500 kwe kwe UTENZE Sistemi di andata Modulo abitativo (6 persone)/ Modulo abitativo (15 persone)/laboratori/ Modulo abitativo (24 persone)/ e di orbitaggio/ Laboratori/Preparazione Incremento degli esperimenti/sistema Apparecchiat. di ricerca/alimentaz. Sistemi per il ritorno/ del sito/ Sistemi di trasporto/ di produzione dell ossigeno/impianto dei laboratori/potenziamento del Sistemi di comunicaz. Veicoli per la movimentaz. di reperimento di risorse sul sito/sistema sistema di produzione di ossigeno/ di controllo della superficie/ Produzione di metalli/sistemi di Sistemi d estrazione di minerali manifattura/preparazione di cibi/ Sistemi di trasporto di prodotti al NiH (per l impiego durante l oscuramento del Sole) da 168 kg, con vita media di 6,5 anni ed un sistema di refrigerazione per mantenerle a temperature fra 0 e 10 C. Più complesse sono le attività necessarie per la realizzazione di stazioni permanenti su altri pianeti del sistema solare. La necessità di garantire un adeguata autosufficienza a tali stazioni richiede l esecuzione di più fasi di sviluppo successive. Nella Tabella 2 si riportano le potenze richieste per lo sviluppo di una futura base lunare che prevede, in linea di principio, quattro fasi. Utenze militari Non sono disponibili dati riferibili a sistemi già realizzati, ma si conoscono i livelli delle potenze mediamente richieste per progetti futuri relativi alla sorveglianza spaziale basata sull impiego di sistemi radar di nuova generazione: - sistemi infrarosso (20 kw); - radar laser (5 MW); - sistemi di tracciamento (50 KW); - sistemi di rilevazione immagini (3 MW). In Figura 1 si riporta, in funzione del peso dell intera struttura, la potenza richiesta da sistemi esistenti, con una suddivisione in micro, piccoli, grandi satelliti e stazioni orbitanti. In Figura 2 viene mostrata una stima indicativa della tendenza con cui cresce il fabbisogno di potenza elettrica richiesta dalle varie classi di utenze in funzione del peso del sistema di generazione adottato. del flusso d energia sia ben accoppiato con le proprietà delle celle fotovoltaiche. È richiesta anche la presenza di un sistema FIGURA 1 d asportazione della potenza assorbita ma non utilizzata. I vantaggi di questa tecnologia risiedono nel suo largo impiego e quindi nella grande conoscenza ed esperienza pregressa, mentre per quanto concerne gli svantaggi si ha, schematicamente: - dipendenza della potenza generabile dalla distanza dal sole; - bassa potenza specifica (W/kg), da cui derivano elevate superfici e pesi richiesti, nonché problemi strutturali nel caso di elevate potenze; - necessaria presenza di opportuni sistemi di accumulo dell energia elettrica (solitamente accumulatori al NiH), per l impiego durante l oscuramento del Sole; - problemi di manovrabilità e di orientamento e danneggiamento da parte del pulviscolo spaziale e di micrometeoriti. Sistemi di produzione elettrica basati sul decadimento radioattivo (RTG) I primi studi sui generatori di produzione elettrica a radioisotopi (RTG, Radioisotope Thermoelectric Generators) risalgono alla metà degli anni Cinquanta. Si tratta di sistemi che trasformano direttamente la potenza termica generata dal decadimento di opportuni radioisotopi (solitamente Pu 238 ) in potenza elettrica, mediante conversione termoelettrica o termoionica [1]. Sistemi di attualmente in uso: principi di funzionamento, limiti di impiego, vantaggi e svantaggi FIGURA 2 Sistemi di generazione basati sulla sorgente solare La possibilità di ricorrere alla conversione diretta della radiazione solare è una prerogativa dei sistemi che orbitano intorno alla Terra o, comunque, a non eccessiva distanza dal Sole e che utilizzano sistemi di conversione fotovoltaici. Tale sistema è basato sulla capacità di particolari materiali di tradurre in differenze di potenziale l energia ricevuta dalla radiazione infrarossa emessa dal Sole (la densità di potenza solare esternamente all atmosfera è di 1,36 kw/m 2 ). Un sistema di conversione efficiente richiede che lo spettro 52

3 TER_giu_cumo :25 Pagina 53 FIGURA 3 - Schema di un tipico GPHS-RTG (Missione Cassini) La conversione termoelettrica (maggiormente usata dagli RTG) si basa sull effetto Seebeck: se si pongono le giunzioni di due archi metallici diversi a due diverse temperature si genera fra loro una forza elettromotrice. La conversione termoionica si basa sull effetto Edison: il calore ottenuto dal decadimento α del Pu 238 consente di riscaldare un elettrodo metallico che, portato ad una temperatura sufficientemente alta, emette elettroni verso un elettrodo di raccolta (collettore) posto ad una temperatura inferiore: si genera, così, una differenza di potenziale e quindi una corrente elettrica utilizzabile da un opportuno carico elettrico. Un tipico esempio di RTG (GPHS-RTG General Purpose Heat Source RTG) è quello impiegato per la missione Cassini (la sonda Cassini utilizza 3 GPHS-RTG), mostrato in Figura 3 e costituito da 18 moduli base, i cui particolari costruttivi sono mostrati in Figura 4. Il generatore ha una lunghezza di 113 cm, un diametro di 42,7 cm ed un peso di 56,2 kg. Il sistema di generazione può essere suddiviso di tre parti fondamentali: - la sorgente di calore; - la termopila; - il sistema di contenimento. La sorgente di calore (modulo GPHS) produce una potenza termica nominale di 4400 W th per decadimento del Pu 238. La termopila converte parte della potenza, producendo 300 W e in corrente continua, tramite il processo termoelettrico. Il sistema di contenimento provvede anche al supporto strutturale della sorgente di calore e del sistema di conversione, nonché ad irradiare verso l esterno, la potenza termica in eccesso tramite opportune alettature. Il singolo modulo GPHS è composto da cinque elementi fondamentali: - il combustibile; - la guaina del combustibile; - lo schermo di grafite ( graphite impact shell - GIS) - l isolatore termico di grafite; - contenitore esterno ( aeroshell ). Ogni modulo contiene quattro pastiglie (pellets) di PuO 2, con una potenza termica di circa 62.5 W th /pellet. Ogni pellet è incapsulata con una guaina di iridio, che funge da primo sistema di contenimento. L insieme della pellet e della guaina è detto Fueled Clad (FC). Ogni modulo GPHS contiene quattro FC incapsulate in due contenitori di grafite (GIS). Gli isolatori termici che avvolgono i GIS sono realizzati con opportune fibre di carbonio. Questi isolatori sono progettati per garantire temperature opportune della guaina durante il funzionamento. Due GIS rivestiti con gli isolatori sono racchiusi in un contenitore prismatico e costituiscono il modulo base. I vantaggi di questa tecnologia risiedono nel suo largo impiego e quindi nella grande conoscenza ed esperienza pregressa, mentre per quanto concerne gli svantaggi si ha, schematicamente: - presenza di materiale radioattivo ed altamen- FIGURA 4 - Il modulo GPHS (Missione Cassini) te tossico, potenzialmente pericoloso già in fase di lancio in caso di fallimento. Il materiale più usato è il biossido di Pu 238 (il Pu 238 è una delle sostanze più tossiche esistenti, inferiore solo ai vapori di mercurio e agli isotopi Po 210, Cf 242 e Cf 244. La radioattività è pari a circa 280 volte quella del Pu 239, già molto intensa); - bassi livelli della potenza generabile da un singolo modulo (ognuno dei 3 RTG di Cassini ha una lunghezza di 113 cm, un diametro di 42.7 cm, un peso di 56.2 kg ed una potenza prodotta di 300 W e ); - riduzione, nel tempo, della potenza generabile (si ha una perdita di circa lo 0.8% ogni anno). Sistemi di basati su processi chimici I sistemi che impiegano processi chimici per la generazione di potenza elettrica nello spazio possono essere o comuni batterie, solitamente usate per missioni di breve durata, come Educational Satelli- 53

4 TER_giu_cumo :25 Pagina 54 TABELLA 3 - Possibili condizioni incidentali e di rischio in cui può trovarsi un reattore in caso d incidente Condizioni Evento Problemi per la sicurezza Considerazioni Reattore freddo Fallimento del lancio Rischio di cadere in acqua con Necessità di progettare il reattore possib. che il reattore diventi critico in modo tale da eliminare il rischio Reattore freddo Rientro sulla terra dopo aver funzionato Possibile dispersione di materiale La radioattività residua deve fortemente decadere; in orbita ed essere stato spento radioattivo e tossico a tale scopo vanno scelte orbite sufficientemente alte Reattore caldo Rientro sulla terra Possibile dispersione di materiale Scelta di orbite che impediscano radioattivo e tossico il rientro non programmato tes (un esempio sono i satelliti inviati nello spazio dalla Facoltà di Ingegneria Aerospaziale dell Università La Sapienza di Roma) o celle a combustibile; quest ultime consentono di avere una conversione del combustibile (ad esempio idrocarburi) direttamente in calore ed elettricità, senza che sia richiesta una camera di combustione. Il vantaggio di questi sistemi risiede essenzialmente nella grande conoscenza delle tecnologie di base, mentre tra gli svantaggi si ricordano: FIGURA 5 - quantità di energia generabile modeste: le batterie hanno una autonomia ridotta e non consentono, in genere, di garantire potenze elevate per lunghi periodi. Le celle a combustibile hanno un autonomia che dipende dal quantitativo di combustibile disponibile. In genere si possono avere alte potenze per generare impulsi, o basse potenze per periodi più lunghi). A titolo esemplificativo, si ha che l energia ottenibile dalla combustione di 1 kg di H 2 (che reagisce con 8 kg di O 2 ) è circa kj/kg. Al confronto l energia generabile dalla fissione di 1 gr di U 235 è pari a quella ricavabile dalla combustione di circa 500 ton di H 2 con 4000 ton di O 2 ; - rischi in fase di lancio, per la presenza di materiali che possono dare luogo a reazioni violente. Livelli di potenza richiesti da sistemi spaziali di prossi a generazione: necessità d impiego di sorgenti di potenza più elevata e di maggiore durata Le crescenti esigenze di potenza elettrica da impiegare nello spazio per periodi sempre più lunghi e la necessità FIGURA 6 di garantire un funzionamento dei vari sistemi indipendentemente dalla distanza dal sole, rendono palese l impossibilità di continuare ad usare i sistemi presentati precedentemente in un futuro non lontano. I settori in cui tali esigenze sono maggiormente sentite sono sicuramente quello scientifico (si vedano, a tal proposito, i dati relativi ad una possibile stazione permanente sulla luna, che richiede la possibilità di ospitare un adeguato equipaggio e di processare in loco i materiali necessari, reperendoli dallo stesso sito). Un analisi oggettiva delle varie fonti energetiche impiegabili e delle limitazioni imposte dai sistemi solari e a radioisotopi, nonché da quelli a processi chimici, evidenzia l importanza di un possibile impiego della fonte energetica da fissione nucleare, onde elevare i livelli di potenza limitando pesi ed ingombri. A tal proposito in Figura 5 viene mostrata la classificazione delle fonti di energia in funzione della durata e dell impiego della potenza richiesta. La convenienza della fonte nucleare da fissione deriva dall elevata energia generabile per unità di massa di combustibile nucleare. È possibile eseguire la seguente classificazione dei generatori a fissione nucleare, in relazione alle diverse modalità con cui il calore viene portato dall interno del reattore al sistema di conversione: - sistemi statici: potenze dell ordine dei KWe; - sistemi semistatici: potenze dell ordine delle decine, centinaia di KWe; - sistemi dinamici: potenze dell ordine delle decine, migliaia di KWe. Nei primi sistemi il calore viene trasferito per sola conduzione termica; nei secondi si ha l impiego di tubi di calore; negli ultimi si ha un fluido in movimento che attraversa il nocciolo. Per uno stesso sistema nucleare, quindi, la potenza specifica (W/kg) è, entro certi limiti, selezionabile a priori, poiché uno stesso impianto può, 54

5 TER_giu_cumo :25 Pagina 55 in teoria, produrre pochi watt o migliaia di kw. Per quanto concerne i vantaggi e gli svantaggi della fonte energetica da fissione da impiegare nello spazio, si ha schematicamente: Vantaggi - livelli di potenza variabili in grandi intervalli, a parità di massa di combustibile ; - indipendenza dalla distanza dal sole; - contenuto peso dell intera struttura: la possibilità di disporre di elevate potenze specifiche, consente di raggiungere piccoli valori del rapporto peso/potenza; - produzione costante nel tempo: se il sistema è ben regolato nel tempo, si possono ottenere -livelli di potenza costanti per periodi di tempo molto lunghi; Svantaggi - rischi connessi con possibili fallimenti durante il lancio, come mostrato in Tabella 3; - presenza di forti campi di radiazione neutronica e gamma in prossimità del reattore; - tecnologia sofisticata e quindi di non facile realizzabilità; - disponibilità limitata di dati sperimentali Per quanto concerne la necessità di scegliere orbite adeguate che consentano la permanenza sicura nello spazio di un satellite con reattore a fissione a bordo finché non si sia avuta un adeguata riduzione della radioattività, in Figura 6 si riporta il tempo di caduta di un corpo sulla terra in funzione della quota dell orbita di stazionamento stabile a cui si trova, tenendo presente che l attività di un sistema esercito per 7 anni e che all atto dello spegnimento possiede una attività di 1 MCi riduce quest ultima a soli 0.03 Ci dopo anni. Esempi di sistemi nucleari a fissione inviati in orbita sono lo SNAP 10 (USA), impiegato nella missione Snapshot (posto in orbita il 3 aprile del 1965 ad una quota 1300 km), ed il CO- SMOS 954 (URSS), lanciato il 18 settembre del Conclusione Riassumendo i punti essenziali dello studio condotto, si possono trarre le seguenti conclusioni: - dall analisi delle fonti energetiche impiegabili, si evince una sostanziale differenza tra i vari sistemi di generazione di potenza elettrica per impieghi spaziali, non solo per i diversi livelli di potenza generabili, ma anche per l impossibilità d impiego di alcuni di questi in determinate condizioni; - uno studio preliminare sull utilizzo dei reattori nucleari per uso spaziale pone in luce la potenzialità dell impiego della fissione nucleare per la produzione di potenza elettrica nello spazio, ma anche l assoluta necessità di ridurre al minimo i rischi derivanti da eventuali incidenti sia in fase di lancio e/o d esercizio che dopo lo spegnimento del sistema. Nell ottica di fornire una adeguata risposta alle esigenze sopra descritte, si ritiene opportuno lo studio di un sistema nucleare che, ai fini della riduzione dei rischi in tutte le fasi della missione, non richieda complessi sistemi per la generazione di potenza elettrica e quindi riferibile al modello di generatore elettronucleare totalmente statico. Bibliografia [1] M. Caira, F. Cumo, A. Gandini, A. Naviglio, MAUS: a fast nuclear reactor for space electric generation, Energia nucleare, 10(2),