Archivio per S-II

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 (7) – Il Lancio

Posted in Storia, Tecnologia with tags , , , , , on 5 luglio 2009 by raghnor

Questo post chiude la serie dedicata al Saturn V. Descriverò le varie fasi del volo di un Saturn V prendendo come riferimento Apollo 11, una tipica missione con destinazione la Luna. La descrizione sarà molto condensata e semplificata per ovvi motivi: pensate che sul libro “Apollo” di Charles Murray e Catherine Bly Cox, sono servite 3 pagine per descrivere i brevi istanti che precedono e seguono il lancio.

S-IC Staging

S-IC Staging

Mediamente una missione Apollo ha utilizzato il Saturn V per non più di 20 minuti complessivi.

Sebbene nel corso delle missioni Apollo 6 (un lancio di test senza equipaggio) e Apollo 13 si sono verificati dei malfunzionamenti ai motori, l’LVDC della IU è stata in grado di compensare (prolungando l’accensione degli altri motori) e nessuno dei lanci Apollo si è concluso con la perdita del carico utile o con una manovra di abort.

Prima del Lancio
La sequenza di accensione del Saturn V iniziava 8.9 secondi prima del lancio. Il motore centrale dell’S-IC si accendeva per primo, seguito dagli altri 4 motori, accesi a coppie opposte con un intervallo di 300 millisecondi (per ridurre il carico strutturale sul razzo). Quando la IU confermava l’avvenuta accensione, il razzo veniva rilasciato in due fasi (il cosiddetto ‘soft-release’, rilascio morbido): prima, le strutture che ancoravano il razzo a terra venivano rilasciate e poi, mentre il razzo iniziava a muoversi, veniva rallentato da una serie di bulloni metallici che saltavano in sequenza per circa mezzo secondo. Una volta sollevato dal launch pad non esisteva un modo sicuro di riportarlo a terra in caso di guasto ai motori. Ci volevano circa 12 secondi prima che il razzo si lasciasse alle spalle la torre di lancio. Durante questo periodo il razzo si inclinava di circa 1.25° in direzione opposta alla torre di lancio per garantire una adeguata distanza di sicurezza (soprattutto in caso di vento). Sebbene piccola, questa inclinazione è chiaramente visibile nelle foto prese dal est o da ovest.

S-IC
Raggiunta una altitudine di 130 m il razzo iniziava una manovra di allineamento con il corretto azimut di volo per poi seguire un programma di beccheggio predefinito che sarebbe durato fino a 38 secondi dopo l’accensione del secondo stadio. Questo programma teneva conto della direzione e forza medie del vento nel mese del lancio. I quattro F-1 esterni venivano direzionati leggermente verso l’esterno in modo che in caso di malfunzionamento, i motori rimanenti avrebbero diretto la loro spinta verso il centro di gravità del razzo. Il Saturn V accelerava velocemente, raggiungendo i 490 m/s (1764 Km/h) a circa 1.6 Km di altitudine.
Dopo circa 80 secondi, il razzo raggiungeva il Max Q, la massima pressione dinamica (grandezza proporzionale alla densità dell’aria e al quadrato della velocità) ovvero l’incremento della pressione su una struttura derivante dalla energia cinetica del fluido in cui la struttura si muove (nel caso di un razzo l’aria). Dopodichè sebbene la velocità continuasse ad aumentare, la densità dell’aria scendeva riducendo di conseguenza anche la pressione al di sotto del Max Q.
L’accelerazione continuava ad aumentare durente il volo dell’S-IC per due ragioni: la riduzione della massa del carburante e la migliore resa degli F-1 nell’aria rarefatta dell’alta atmosfera. Dopo 135 sec, il motore centrale veniva spento per limitare l’accelerazione a 4g. Gli altri motori continuavano a funzionare fino all’esaurimento del carburante o dell’ossidante.

S-IC Staging

La separazione dell'interstadio

La separazione dell'interstadio

La separazione del primo stadio avveniva meno di un secondo dopo lo spegnimento degli F-1. Otto piccoli motori di separazione a carburante solido spingevano indietro l’S-IC, lontano dall’interstadio. L’S-IC proseguiva lungo una traiettoria balistica per poi precipitare nell’Oceano Atlantico. Il primo stadio bruciava per 2 minuti e mezzo circa, portando il razzo a 68 Km di quota ed una velocità di 9920 Km/h, bruciando 2.000.000 Kg di carburante.
Circa 30 secondi dopo la separazione dell’S-IC, l’interstadio si sganciava e cadeva dall’S-II. In questa fase il razzo era in una posizione predefinita per facilitare la caduta e garantire che avvenisse senza rischi di collisione con i motori J-2 del secondo stadio. Poco dopo l’interstadio, anche il LES veniva sganciato (tramite una breve accensione del Tower Jettison Motor).

S-II
Un numero variabile di motori di ullage (LINK) a carburante solido venivano accesi per 4 sec in modo da imprimere una accelerazione positiva all’S-II; successivamente venivano avviati i 5 motori J-2.
Circa 38 secondi dopo l’accensione del secondo stadio la modalità di guida del Saturn V cambiava: la IU passava dall’esecuzione di una traiettoria preprogrammata ad una modalità detta Iterative Guidance Mode, in cui la IU valutava in tempo reale la migliore traiettoria verso il raggiungimento dell’orbita (ottimizzata per l’uso del carburante) e inviava segnali di controllo ai motori di conseguenza. In caso di malfunzionamento della IU, l’equipaggio era stato allenato e istruito per prendere il controllo manuale del razzo (Gene Cernan nel film “In the Shadow of the Moon”, ricorda di aver provato questa procedure così tante volte da desiderare che questo avvenisse!).
Circa 90 secondi prima dello spegnimento dell’S-II, il motore centrale veniva spento per ridurre l’effetto pogo (la violenta oscillazione dei motori a razzo, dovuta a sbalzi nell’erogazione del propellente). A partire da Apollo 14 venne installato un soppressore appositamente creato per queste oscillazioni ma si continuò a spegnere il motore centrale comunque per limitare l’accelerazione (come per l’S-IC). All’incirca nello stesso momento veniva anche ridotto il flusso di LOX verso i motori, modificando la miscela combustibile / ossidante per garantire che rimanesse la minor quantità di carburante nell’S-II al momento della separazione. Dopo la separazione dall’S-IC, l’S-II rimaneva acceso per 6 minuti, portando il razzo a 176 Km di altitudine e 25182 Km/h di velocità, molto vicina alla velocità orbitale finale.

S-II Staging

Il Saturn V

Il Saturn V

Cinque sensori posti nella parte bassa di entrambi i serbatoi dell’S-II venivano attivati durante il volo dell’S-II: loro scopo era determinare l’esatto momento per lo spegnimento e la separazione dello stadio (che avveniva quando due di questi sensori rilevavano un basso livello di carburante o ossidante). Un secondo dopo lo spegnimento dei motori avveniva la separazione vera e propria, seguita dopo pochi secondi dall’accensione del terzo stadio.
Retrorazzi a carburante solido posizionati sull’interstadio S-II / S-IVB, spingevano indietro lo stadio ormai esaurito. L’S-II proseguiva lungo una traiettoria balistica per poi precipitare nell’Oceano Atlantico.
A differenza della separazione in due tempi S-IC / S-II (primo stadio e poi interstadio), questa separazione avveniva in un solo momento: l’interstadio, sebbene costruito come parte dell’S-IVB, rimaneva attaccato all’S-II al momento della separazione.

S-IVB – Prima Accensione
I motori di ullage venivano accesi durante la separazione S-II / S-IVB per circa 6.5 sec, in modo da preparare il carburante nei serbatoi per alimentare il motore J-2. Il terzo stadio veniva acceso una prima volta per circa 2 minuti e mezzo. Allo spegnimento, 11 min e 40 sec dopo il lancio, il razzo si trovava a 2640 Km di distanza dal KSC in un’orbita di parcheggio circolare di 188 Km con una velocità di 7790 m/s (28044 Km/h). L’S-IVB rimaneva agganciato al CSM in attesa di essere riacceso dopo 2 orbite e mezzo per la TLI (Trans Lunar Injection): nel corso di questo periodo equipaggio e e il personale del Mission Control provvedevano alla verifica di tutti i sistemi.

Orbita di Parcheggio (EPO – Earth Parking Orbit)
La EPO era un’orbita bassa (circa 180 – 190 Km) nell’ambito delle LEO standard (Low Earth Orbit, tra i 160 e 2000 Km) e avrebbe avuto anche una vita breve perchè soggetta all’attrito con gli strati alti dell’atmosfera. Ma questo non era un problema nelle missioni Apollo poichè si trattava di un’orbita di parcheggio per un breve periodo. Inoltre, durante questo periodo orbitale, l’S-IVB continuava a fornire una minima spinta espellendo parte dell’idrogeno dal suo serbatoio e questa spinta era sufficiente (sempre nel breve periodo) a vincere l’attrito. Per le ultime tre missioni l’EPO fu anche più bassa (circa 160 – 170 Km) per permettere di aumentare il carico utile (il cosidetto payload) da lanciare. Solo per Apollo 9, i parametri orbitali furono in linea con quelli tipici di una LEO.

S-IVB – Seconda Accensione (TLI)
La TLI avveniva 2 ore e 44 minuti dopo il lancio. L’S-IVB veniva acceso per quasi 6 minuti portando il razzo alla velocità di fuga dall’orbita terrestre, pari a 11.2 Km/s (40320 Km/h). La traiettoria dopo la TLI era una traiettoria di trasferimento per la Luna che permetteva poi l’immissione in orbita lunare con il minimo dispendio di carburante del CSM.

Bye Bye S-IVB !

L'S-IVB alla deriva nello spazio

L'S-IVB alla deriva nello spazio

Dopo 40 minuti dalla TLI, il CSM veniva separato dal terzo stadio, compiva una rotazione di 180° e si agganciava al LM (rimasto al sicuro durante tutto il tempo nell’SLA), completando la manovra nota come Transposition & Docking. L’intero stack Apollo (CSM + LM) si sganciava dall’S-IVB dopo 50 minuti di controlli accurati dei sistemi.
Il CSM/LM effettuava una breve manovra per allontanarsi a distanza di sicurezza dall’S-IVB. Il terzo stadio veniva poi spedito in orbita solare oppure a schiantarsi sulla superficie lunare (per la gioia dei sismografi lasciati dalle precedenti missioni): a tal scopo veniva acceso l’APS e veniva rilasciato il carburante residuo dai serbatoi del LH2 / LOX.

Il 3 Settembre del 2002, Bill Yeung (un astronomo) scoprì un asteroide sospetto a cui fu dato il numero identificativo J002E3. Sembrava percorrere un orbita attorno alla Terra e venne presto scoperto tramite analisi spettrografica che risultava essere ricoperto di una vernice al biossido di titanio, la stessa usata per dipingere il Saturn V. Alcuni ulteriori calcoli lo hanno identificato come lo stadio S-IVB di Apollo 12.

Mi è stato chiesto da un affezionato lettore del blog quale è stato il costo complessivo dello sviluppo e della produzione del Saturn V. Parliamo di circa 6.4 miliardi di Dollari spesi dal 1964 al 1973 ovvero una cifra tra i 31 e i 45 miliardi di Dollari del 2008.

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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