Archivio per J-2

Il Motore J-2

Posted in Tecnologia with tags , , , on 20 dicembre 2009 by raghnor

Il motore J-2 dell’S-IVB

La NASA selezionò la divisione Rocketdyne della North American Aviation nel 1960 per lo sviluppo di un motore ad alta energia che utilizzasse carburanti criogenici per gli stadi superiori del Saturn V, il Moon Rocket. Il risultato fu il motore J-2, uno dei componenti principali del Saturn e che è rimasto il motore a razzo alimentato ad idrogeno liquido più prodotto in America fino all’introduzione dell’SSME (il motore dello Shuttle). Cinque J-2 venivano utilizzati nell’S-II, il secondo stadio del Saturn V: i motori erano disposti a croce, con il motore centrale fisso e i quattro laterali in grado di muoversi (gimballed) per fornire direzionalità al razzo. Un singolo J-2 veniva invece usato per l’S-IVB, il terzo stadio del Saturn V e, in una versione precedente, il secondo stadio del Saturn IB. Questo singolo motore era in grado di muoversi per determinare la direzione di volo.

Questo singolo motore aveva un’altra caratteristica unica (a quel tempo): la possibilità di riavviarlo. Nell’S-IVB, era previsto che il J-2 venisse utilizzato due volte. La prima accensione, della durata di circa 2 minuti, per porre lo stack Apollo in orbita terrestre. Dopo le verifiche da parte dell’equipaggio di tutti i sistemi di bordo, il J-2 veniva riavviato per la TLI (Translunar Injection). Questa volta il motore veniva utilizzato per 6 minuti e mezzo circa accelerando lo stack Apollo oltre la velocità di fuga, in una traiettoria verso la Luna.

Un programma sperimentale per migliorare le performance del J-2 iniziarono nel 1964 e portarono al motore J-2X. Vennero prodotti anche sei modelli di pre-produzione di un altro modello, il J-2S. Nel 1972 divenne chiaro che non ci sarebbero stati ulteriori ordini per razzi Saturn e il programma venne terminato. La NASA prese in considerazione il J-2S per lo Shuttle, tanto che alcuni progetti preliminari mostrano il veicolo con un gruppo di 5 di questi motori per la propulsione.

Spinta nel Vuoto  1,033.100 kN
Impulso Specifico – ISP  421 sec.
Tempo di accensione (TLI)  475 sec.
Peso del motore (a secco)  1,438 kg
Propellenti  LOX & LH2
Rapporto di Miscela LOX/LH2  5.50
Diametro  2.01 m
Lunghezza  3.38 m
Rapporto Spinta/Peso  73.18
Utilizzo Saturn V / S-II (5 motori)
Saturn IB & Saturn V / S-IVB (1 motore)

La reazione tra idrogeno ed ossigeno è une delle più potenti sorgenti per generare spinta in un motore per razzi. Quando possibile gli ingegneri la preferiscono (anche rispetto a soluzioni più ‘esotiche’) considerando anche la sua alta efficienza e la relativa ‘trattabilità’ dei due propellenti e dei gas di scarico.
A prima vista il J-2 può sembrare una versione ridotta dell’
F-1 ma a parte il fatto che entrambi hanno una camera di combustione e un ugello costituito da tubature di riscaldamento del carburante, ci sono ben poche similarità. In particolare, poichè la temperatura dell’idrogeno liquido è appena al di sopra dello zero assoluto prima dell’avvio, e per evitare che appena entrati nel blocco del motore i carburanti passino allo stato gassoso, il J-2 viene raffreddato facendo circolare una piccola quantità del carburante stesso.

Schema tecnico del J-2

Due pompe a turbina distinte, alimentate da una singola sorgente di gas caldi, spingono l’idrogeno liquido (LH2) e l’ossigeno liquido (LOX) in flussi ad alta pressione attraverso delle valvole di controllo agli iniettori fino alla camera di combustione. Gli iniettori sono una struttura a maglia di acciaio inossidabile costituita da circa 600 tubi; il LOX viene immesso nel centro, l’LH2 all’esterno. Parte del propellente viene deviato e usato per raffreddare l’iniettore. Il compito delle valvole di controllo era quello di regolare la miscela di propellenti, fattore che alterava la spinta; il motivo fondamentale qui era di garantire nel corso dell’accensione un consumo in eguale misura dei propellenti.
Un altro componente fondamentale era il serbatoio di avvio sferico – che era in sostanza un serbatoio con dentro un altro serbatoio. Il serbatoio interno conteneva elio pressurizzato, utilizzato per attivare le valvole. Il serbatoio esterno conteneva LH2 utilizzato per attivare le pompe prima che i gas di scarico del motore fossero sufficienti a farle girare. Nella versione riavviabile (usata nell’S-IVB), il serbatoio esterno poteva essere ‘ricaricato’ per la TLI.

L’Impulso Specifico (solitamente abbreviato in ISP) è una maniera di descrivere l’efficienza di un motore per razzo o per jet. Rappresenta l’impulso (inteso come variazione del momento, in senso fisico) per unità di carburante speso. Maggiore l’ISP, minore è il carburante necessario per ottenere un determinato valore di momento. Si tratta di un sistema comodo per confrontare i motori, più o meno come i Km/litro usati per le auto. Un sistema di propulsione con un maggiore ISP è più efficiente nell’uso del carburante.

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The Moon Rocket (4) – Il Terzo Stadio (S-IVB)

Posted in Storia, Tecnologia with tags , , on 14 giugno 2009 by raghnor
  
Schema Tecnico dell'S-IVB

Schema Tecnico dell'S-IVB

L’S-IVB (pronunciato “ess four bee”) fu costruito dalla Douglas Aircraft Company e fu utlizzato come terzo stadio per il Saturn V e come secondo stadio nel Saturn IB. Era dotato di un solo motore J-2 (lo stesso tipo utilizzato nell’S-II). Era lo stadio più piccolo del Saturn V e fu il primo a volare.
Questo stadio venne progettato secondo gli stessi principi di efficenza di massa dell’S-II, solo con specifiche meno aggressive. Era progettato per essere utilizzato due volte nel corso delle missioni che utilizzavano il Saturn V: una prima volta con una accensione di circa 2.5 minuti (dopo l’esaurimento dell’S-II) per raggiungere un’orbita stabile e successivamente per altri 6 minuti circa per la TLI (Trans Lunar Injection). Due sistemi di propulsione ausiliari a propellente liquido (APS, Auxiliary Propulsion System) erano montati nella parte bassa dello stadio (vicino al motore J-2) per il controllo dell’orientamento dello stadio. Questi due APS venivano anche usati come motori per l’operazione di ullage, ovvero per aiutare a preparare i propellenti nei serbatoi prima della TLI.

Lunghezza: 17.85 m
Diametro: 6.61 m
Peso (con carburante): 119,000 kg
Peso (senza carburante): 11,000 kg
Motori: 1 x J-2
Spinta: 1,031 kN
Tempo di Accensione: circa 475 sec
Propellente:  Ossigeno liquido / Idrogeno Liquido 
L'S-IVB viene accoppiato ad un S-II nel VAB

L'S-IVB viene accoppiato ad un S-II nel VAB

L’S-IVB nacque come evoluzione dell’S-IV, utilizzato come ultimo stadio dal razzo Saturn I e fu il primo degli stadi del Saturn V ad essere progettato. l’S-IV utilizzava un blocco di sei motori RL-10 ed utilizzava già la combinazione di propellenti dell’S-IVB (LOX/LH2). Inizialmente era previsto diventasse il quarto stadio del razzo C-4 (per questo compare il numero 4 nel suo nome).
Undici compagnie presentarono una offerta iniziale per la produzione dello stadio il 29 Febbraio 1960. L’Amministratore della NASA T. Keith Glennan decise il 19 Aprile a favore della Douglas Aircraft Company. La Convair giunse seconda per un soffio e Glennan decise di non creare un monopolio sui razzi a propellente liquido dato che la Convair era già la produttrice del razzo Centaur.
Quando in seguito il MSFC decise di utilizzare il C-5 (poi Saturn V) come razzo ‘lunare’, furono richieste delle modifiche allo stadio che portarono alla creazione dell’S-IVB: la modifica principale fu la sostituzione del gruppo di motori RL-10 con un singolo J-2. La Douglas, visto che si trattava di modifiche ad uno stadio da loro già prodotto, mantenne il contratto. Il MSFC decise anche di utilizzare un secondo tipo di razzo, il Saturn IB, per i primi test delle capsule Apollo in orbita terrestre e questo razzo usò l’S-IVB come secondo (ed ultimo) stadio.

Le varie versioni del'S-IV

Le varie versioni del'S-IV

La Douglas creò due distinte versioni dell’S-IVB, la Serie 200 e la Serie 500.
La Serie 200 venne utilizzata dal Saturn IB e differiva dalla 500 per la forma dell’interstadio e per la minore pressione dell’elio nei serbatoi (dovuta al fatto che in questo razzo l’S-IVB non andava riacceso per la TLI). Nella Serie 500 l’interstadio fu modellato diversamente per adattarsi alle maggiori dimensioni dell’S-II a cui doveva accoppiarsi. La Serie 200 aveva anche 3 razzi a propellente solido per le operazioni di separazione dall’S-IB (anzichè i due della 500) e inoltre mancavano gli APS che la Serie 500 utilizzava per l’operazione di ullage prima di far ripartire il J-2.
Come nell’S-II, anzichè creare due serbatoi separati per i propellenti criogenici con in mezzo una pesante struttura di supporto ed isolamento, venne creato un singolo serbatoio per entrambi con una paratia isolante. Nella parte bassa venne ricavato un serbatoio di forma elissoidale per il LOX, mentre la rimanente parte superiore venne utilizzata per l’LH2. Visto il comportamento dei materiali utilizzati nelle condizioni di temperatura estremamente bassa necessaria, l’isolamento fu applicato con molta cura in vari strati all’interno del serbatoio.

Il Super Guppy

Il Super Guppy

Durante le missioni Apollo 13, 14, 15 16 e 17, l’S-IVB venne mandato deliberatamente a schiantarsi sulla superficie lunare in modo da generare un terremoto artificiale rilevabile dai sismografi lasciati sulla Luna dalle missioni precedenti, in modo da studiare la struttura interna del satellite.
La struttura principale dello Skylab (la prima stazione spaziale americana) venne ricavata proprio adattando uno stadio S-IVB.
L’S-IVB fu l’unico stadio piccolo abbastanza da essere trasportato al KSC in aereo, un aereo un pò particolare ovvero il Super Guppy.

HR
“Ullage” è un vecchio termine usato dai produttori di vino o birra per indicare l’aria che nelle botti si trova al di sopra della bevanda. Per poter riavviare il J-2, i propellenti dovevano trovarsi ‘in fondo’ ai rispettivi serbatoi in prossimità delle pompe che alimentavano il motore. Se questo non fosse accaduto, le pompe avrebbero ‘cavitato’ ovvero avrebbero aspirato il gas elio presente nei serbatoi (per pressurizzare lo stesso) anzichè il propellente, facendo fallire il riavvio. L’accensione degli APS imprimeva una inziale accelerazione allo stadio, spingendo i propellenti nella posizione corretta sul fondo dei serbatoi.

The Moon Rocket 
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The Moon Rocket (3) – Il Secondo Stadio (S-II)

Posted in Storia, Tecnologia with tags , , on 7 giugno 2009 by raghnor
Schema dell'S-II

Schema dell'S-II

L’S-II (si pronuncia "ess two") era il secondo stadio del Saturn V. Fu costruito dalla North American Aviation nello stabilimento di Sal Beach in California. Utilizzava idrogeno ed ossigeno liquidi come propellenti e aveva 5 motori J-2 nella stessa configurazione a croce dei motori nel primo stadio. È il più grande stadio a carburante criogenico mai costruito per un razzo. La struttura costituiva solo il 3% del peso complessivo – quando l’S-II veniva riempito coi propellenti, questi costituivano il 97% della massa. Realizzare la sua struttura superleggera fu la vera sfida per progettisti  e ingegneri (si verificarono anche due fallimenti strutturali nel corso dei test). Questo perchè gli altri due stadi era più avanti come realizzazione per cui i sacrifici in termini di peso venivano riversati tutti sull’S-II mentre questo veniva progettato / realizzato.

Nel Dicembre 1959 uno dei comitati della NASA raccomandò la costruzione di un motore alimentato ad idrogeno liquido in grado di fornire una grossa spinta e che fosse possibile riavviare nello spazio. Il contratto venne assegnato alla Rocketdyne, che realizzò il J-2. Nello stesso periodo iniziò a prendere forma il progetto dell’S-II. Inizialmente avrebbe dovuto avere 4 motori J-2 ed essere largo solo 6.5 mt.

Un S-II viene preparato per un test statico

Un S-II viene preparato per un test statico

Nel 1961 il MSFC iniziò il processo di assegnazione del contratto. Delle 30 società aereospaziali contattate, solo 7 presentarono una proposta. 3 di esse vennero scartate dopo l’esame delle proposte. Allo stesso tempo, vennero modificate le specifiche iniziali dell’S-II: si decise di incrementarne le dimensioni (per raggiungere quelle poi effettivamente usate). Questo (unito all’incertezza su altre parti del progetto su cui la NASA stava ancora lavorando) aumentò le difficolta per le 4 società rimaste in gara.
L’11 Novembre 1961 la North American Aviation vinse la gara; la stessa società aveva già vinto quella per la realizzazione del Command and Service Module.

Lunghezza: 24.9 m
Diametro: 10.06 m
Peso (con carburante): 480,000 kg
Peso (senza carburante): 36,000 kg
Motori: 5 x J-2
Spinta: 5,000 kN
Tempo di Accensione: 367 sec
Propellente: Ossigeno liquido / Idrogeno Liquido

Alla base dello stadio si trova la struttura di sostegno dei motori J-2. Anche in questo caso i motori sono posizionati a croce; il motore centrale è fisso, mentre gli altri permettono il gimballing (per guidare il razzo lungo la sua traiettoria).
Subito sopra si trova il serbatoio del LOX: un contenitore di forma elissoidale di 10 metri di diametro e alto 6.7 mt. È costruito saldando 12 grosse sezioni triangolari (gores in inglese) e due pezzi circolari (sopra e sotto). Le gores venivano modellate posizionandole in un serbatoio contenente 211,000litri d’acqua e utilizzando tre esplosioni subacquee ben calibrate.

L'S-II nel VAB

L'S-II nel VAB

Anzichè avere una struttura intertank (per separare i due serbatoi) come nell’S-IC, l’S-II usa una paratia in comune, costruito utilizzando la parte alta del serbatoi del LOX e la parte bassa del serbatoio dell’LH2. È costituito da due fogli di alluminio separati da una struttura ad alveare fatta di resina fenolica. L’intertank doveva garantire l’isolamento termico tra i due serbatoi: tra i due c’era una differenza di circa 70°C. L’utilizzo di questa struttura permise un risparmio di peso di almeno 3.6 tonnellate.
Il serbatoio dell’LH2 era costituto da 6 cilindri: 5 erano alti 2.4 mt, il sesto 0.69 mt. La più grossa sfida ai progettisti di questo serbatoi fu l’isolamento termico. L’idrogeno liquido deve essere mantenuto ad una temperatura di soli 20°C al di sopra dello zero assoluto (-273,15°C). I primi tentativi fallirono (per via di problemi di fissaggio dell’isolante e di tasche d’aria ceh si formavano nel materiale stesso). Il metodo usato alla fine fu quello di spruzzare a mano l’isolante e limare gli eccessi di materiale.
L’S-II veniva assemblato in posizione verticale per aiutare nelle saldature e mantenere le grosse sezioni circolari nella forma e posizione corrette.
Come l’S-IC, anche l’S-II veniva trasportato fino al KSC per mare. A bordo di una nave, partiva dalla California, percorreva un tratto dell’Oceano Pacifico, attraversava il Canale di Panama e risaliva il Golfo del Messico, fino alla Florida.

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