Lanciatori LANCIATORI. Di Marco Giancola

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1 LANCIATORI Di Il prio passo da arontare per deinire una strategia di iissione in orbita di un veicolo spaziale è la scelta del lanciatore. Un lanciatore (detto anche vettore) è coposto da una struttura aerodinaica (paragonabile alla usoliera di un aereo), un sistea di propulsione (endoreattore), un sistea di guida ed il carico di struentazione, o altro, che prende il noe di carico pagante (payload) o carico utile. Tutti i oderni razzi sono costruiti in odo che la loro struttura sia integrata con i serbatoi dei propellenti: lo stesso cilindro d acciaio, o d alluinio, che contiene i propellenti è anche la struttura eccanica attraverso la quale i otori del razzo trasettono la spinta ed il carico è collocato sulla cia del lanciatore (detta ogiva), sotto il cono terinale. La scelta del lanciatore risulta condizionata da nuerosi attori, alcuni di tipo econoico-politico, altri di natura tecnico-progettuale, riguardanti cioè assa, volue e diensionaento. Poiché le esigenze sono spesso contrastanti, è necessario attuare una scelta di coproesso che riesca a soddisare il aggior nuero possibile dei vincoli iposti. Dicesi rapporto di assa il rapporto tra la assa del razzo in condizioni di lancio (propellenti e carico pagante inclusi) e la assa del razzo a vuoto. Il vettore ideale dovrebbe avere un rapporto di assa ininito: assolutaente tutto dovrebbe essere consuato nei otori e, da ultii, persino i otori stessi; soltanto il carico dovrebbe restare. Poiché il razzo ideale è ovviaente irrealizzabile, i progettisti si sorzano di ottenere i rapporti di assa più elevati possibili; attualente il liite è ra 2/1 e 25/1. La tecnica di realizzare un lanciatore separandolo in due, tre o quattro segenti distinti, detti stadi, è un odo per auentare il rapporto di assa. Quando uno stadio ha utilizzato tutto il suo propellente, viene sganciato dal resto del vettore e lo stadio successivo viene attivato; dopo ogni separazione, la assa del razzo diinuisce e la sua velocità auenta. Inoltre, ciascuno di essi ha un copito ben preciso: ci può essere uno stadio destinato al trasporto del carico utile, uno che gestisce i traserienti orbitali, un altro ancora che gestisce la traiettoria al di uori dell'orbita terrestre, eccetera. In certi casi, tuttavia, non è possibile usare diversi stadi; ad esepio, a causa di una rapa di lancio troppo piccola o agari della ora del veicolo che non lo consente (coe lo Space Shuttle della NASA). In questi casi, si utilizzano i booster (detti anche razzi ausiliari), che sono piccoli razzi posizionati ai lati del vettore i quali, una volta esaurito il propellente, si staccano coe se ossero stadi. 1

2 Un lanciatore si uove in accordo con il principio di azione e reazione: il suo oto è la reazione alla uoriuscita dei gas di scarico eessi dal propulsore. Vi sono tre indici principali che caratterizzano la qualità del sistea di propulsione di un vettore: la spinta, l ipulso speciico e l ipulso totale. La spinta è la orza che spinge il razzo coe reazione all espulsione dei gas dal propulsore. Essa è uguale al prodotto della assa di propellente cobusto nell unità di tepo per la velocità v (rispetto al razzo) con la quale i gas sono eessi: d( t) T = v dt essendo (t) la assa del propellente cobusto all istante t. Ovviaente, tale orza deve essere aggiore del peso totale del razzo per realizzare il distacco dal suolo. L ipulso speciico caratterizza la potenza e l eicienza del propulsore ed è pari al rapporto tra la velocità v e l accelerazione di gravità (di conseguenza, ha le diensioni di un tepo): I sp = v g T = g ɺ t I oderni otori a propellente liquido presentano un ipulso speciico di circa 5 s; entre i otori a propellente solido sono caratterizzati da un ipulso speciico di circa 3 s. L ipulso totale, che caratterizza il lanciatore nella sua globalità, è il prodotto della spinta per la durata t dell accensione del propulsore: I tot = T t Poiché il tepo d accensione dipende dalla quantità di propellente disponibile nei serbatoi, l ipulso totale ornisce un criterio di classiicazione dei lanciatori nella loro globalità. Consideriao il oto di un razzo onostadio nel vuoto ed in assenza di gravità. Siano e V rispettivaente la assa e la velocità del razzo all istante t, sia inoltre d la sua perdita di assa dovuta all eissione del gas di scarico, nel tepo dt, con velocità v rispetto ad esso (d < ). Sia dv l increento di velocità corrispondente alla variazione di assa d. Siccoe, per ipotesi, il razzo non è sottoposto ad alcuna sollecitazione esterna, per il terzo principio della dinaica, la sua quantità di oto totale si conserva. Pertanto, possiao scrivere: Trascurando il terine ddv, si ha: dv ( ) ( + d)( V + dv) ( V v) d= V d t t = vd dv = v dv = v t t d V V = v ln 2

3 dove t è l istante iniziale, nel quale il razzo ha assa e velocità V, e t è l istante in cui cessa l espulsione del gas, a causa dell esauriento del propellente, e la assa del razzo si riduce a = - (assa del propellente) entre la sua velocità raggiunge il valore V. Se l istante iniziale t è quello in cui avviene il lancio (e quindi V = ), la quantità coincide con il rapporto di assa del lanciatore. L equazione precedente, che in genere viene scritta nella ora V V = gi sp ln è l equazione ondaentale del oto di un razzo, detta anche equazione di Tsiolkovsky. I sistei di propulsione dei lanciatori e dei veicoli spaziali si possono raggruppare in tre categorie principali: chiici, nucleari, elettrici. Attualente, solo i sistei chiici, basati sulla reazione chiica ra i propellenti, sono d uso coune, entre gli altri due sistei sono ancora in ase di studio e di sviluppo. a) Sistei chiici. Si dividono in due classi: a propellenti liquidi e a propellenti solidi. I sistei a propellenti liquidi sono attualente predoinanti, perché presentano un più elevato ipulso speciico e perché il loro unzionaento può essere controllato (la spinta può essere odulata ed il otore può essere spento e poi riacceso). Per contro, i sistei a propellenti solidi sono più seplici, eno costosi, e possono essere tenuti pronti al lancio per lunghi periodi. I sistei a propellenti liquidi sono, a loro volta, distinti secondo due caratteristiche: la teperatura dei propellenti e il etodo di alientazione del otore. Sono detti criogenici i sistei con liquidi a teperatura olto bassa (per esepio, con ossigeno liquido); essi richiedono che il caricaento dei serbatoi avvenga nell iinenza del lancio. Altrienti, sono a teperatura abiente: in questo caso i propellenti possono restare nei serbatoi per lunghi periodi. Occorre precisare che i propellenti criogenici sono più eicienti: essi orniscono un ipulso speciico più elevato. L alientazione del otore può essere atta a pressione o a popa. Nel sistea a pressione, i serbatoi sono caricati con un gas inerte ad alta pressione, che provvede a ar luire i liquidi. Nel sistea a popa, una doppia turbopopa, azionata da una turbina a gas, provvede a antenere un lusso costante verso il otore. Il sistea a popa può ornire un aggior lusso di propellente a pressione più alta con inor assa coplessiva rispetto al sistea a pressione. Nei sistei a propellenti solidi, poiché il propellente solido ha ora e consistenza deinite, esso condiziona la struttura del sistea. Questo si presenta coe un insiee integrato di serbatoio e 3

4 otore. Anche i propellenti solidi possono essere distinti in due gruppi principali: a base doppia oppure copositi. Un propellente a base doppia è costituito da due ingredienti principali, ciascuno dei quali contiene sia cobustibile che ossidante: per esepio, nitroglicerina e nitrocellulosa. Essi sono legati assiee perché in coppia sono più stabili e rilasciano aggior energia operando congiuntaente. Un propellente coposito è costituito da cobustibile e ossidante separati e distinti, legati insiee da un terzo eleento (il legante). Essi sono spesso iscelati con un etallo ineente polverizzato, usualente alluinio, che durante la cobustione contribuisce ad accrescere sia la teperatura sia la assa di gas eesso, auentando di conseguenza l ipulso speciico del otore. I propellenti copositi presentano in genere una rapidità di cobustione inore rispetto a quelli a base doppia, a hanno ipulso speciico più elevato. Sono in ase di studio e sviluppo otori ibridi, che utilizzano cobustibile solido con ossidante liquido. Essi possono cobinare alcuni vantaggi dei sistei a propellenti liquidi con la seplicità ed il inor costo di quelli a propellenti solidi. Un tipico otore ibrido consiste di un contenitore con cobustibile solido e di un serbatoio di liquido ossidante al di sopra di esso. Il liquido può essere iesso nel contenitore sottostante ove, al contatto con il cobustibile, s incendia. Il otore può essere controllato sepliceente aprendo e chiudendo le valvole che iettono il liquido. b) Sistei nucleari. Operano per traseriento di calore da un reattore nucleare per generare gas di scarico ad elevatissia velocità. L ipulso speciico dipende direttaente dalla teperatura del reattore e inversaente dal peso olecolare del gas di scarico. Più leggere sono le olecole, più acile è l eissione. I sistei nucleari sono in grado di sviluppare ipulsi speciici aggiori rispetto ai sistei chiici. c) Sistei elettrici. Presentano due caratteristiche principali: una spinta olto bassa ed un ipulso speciico elevatissio. Risultano adatti coe propulsori per le sonde destinate allo spazio proondo, dove la orza di gravità ha un ruolo odesto e pertanto una orza anche piccola a di lunga durata è suiciente a uovere veicoli di grande assa. Tuttavia i veicoli a propulsione elettrica devono essere posti in orbita terrestre con i sistei convenzionali. Attualente, lo studio si sta orientando principalente sui sistei elettrostatici e su quelli elettroagnetici a plasa. In tutti questi sistei, un opportuno propellente, sotto ora di ioni, è accelerato elettricaente a velocità elevatissie per ornire la spinta richiesta. La scelta del sistea di propulsione, di cui deve essere dotato un lanciatore o un veicolo spaziale, è basata su diversi attori, ra i quali vi sono: 4

5 obiettivi della issione; sicurezza; carico pagante; vincoli geoetrici; scelta delle traiettorie; controllabilità. costi; Alcuni di questi criteri di selezione possono risultare tra di loro incopatibili, richiedendo opportuni coproessi. La propulsione ornita al veicolo dal lanciatore viene detta priaria, entre quella ornitagli dal proprio sistea propulsivo è denoinata secondaria o ausiliaria. I lanciatori e le navicelle spaziali sono dotati di soisticati dispositivi che li antengono sulla traiettoria durante le asi propulsive; essi sono: il sistea di guida, che ricostruisce la traiettoria voluta, ed il sistea di controllo, o autopilota, che controlla la direzione della spinta e l assetto del veicolo sulla traiettoria, attuando le direttive del sistea di guida. Tre sono i sistei di guida utilizzati per i vettori spaziali: (a) il radiocoando da terra, che è il più preciso per la ase propulsiva nell atosera terrestre e per tale ase viene noralente usato; (b) il sistea inerziale seplice, che opera autonoaente a bordo del veicolo; anche se eno preciso, esso è il più seplice ed è usato requenteente nelle issioni spaziali locali; (c) il sistea inerziale controllato sulle stelle, che include un sottosistea ottico altaente preciso per eettuare la ricostruzione della traiettoria a partire dalla posizione di stelle note, con lo scopo di correggere gli errori intrinseci del sistea inerziale stesso; quest ultio sistea viene noralente usato dai veicoli che si uovono nello spazio proondo. E inoltre presente un sistea di teleetria, cioè un sistea di radiocounicazioni tra la base ed il veicolo. Nel segento di bordo sono presenti: sensori che raccolgono dati sul coportaento del veicolo e sul volo; un dispositivo che organizza e codiica i dati raccolti in un orato adatto alla trasissione; un trasettitore che invia tali dati alla stazione di terra; un trasponditore (transponder), ossia un ricevitore e trasettitore autoatico che consente sia l invio di coandi al veicolo che l inseguiento radar da terra per la ricostruzione della sua traiettoria. 5

6 Per concludere, riportiao una lista dei lanciatori più noti: Ares (USA); Ariane (Unione europea); Athena (USA); Atlas (USA); Cosos (Russia); Delta (USA); Diaant (Francia); Falcon (USA); Jupiter (USA); Labda (Giappone); Proton (Russia); Saturn (USA); Sojuz (Russia); Space Shuttle (USA); Taurus (USA); Titan (USA); Vanguard (USA); Vega (Unione europea); Vostok (Russia); Zenit (Ucraina). Bibliograia Enciclopedia delle scienze isiche; Roa, Istituto della enciclopedia italiana ondata da Giovanni Treccani S. p. A., 1992; volue 5. Grande enciclopedia della scienza e della tecnologia; Novara, Istituto Geograico De Agostini S. p. A., Graziano M.: Missioni lunari, tesi di laurea in Ingegneria Astronautica; Università degli studi di Roa La Sapienza, A.A. 1996/1997. Mencuccini C., Silvestrini V.: Fisica 1; Napoli, Liguori Editore,