Una delle questioni più importanti nella progettazione di un veicolo spaziale, più generalmente della missione, è il cosiddetto scudo termico. Si tratta di far sì che tutti i componenti del veicolo rimangano alla temperatura ottimale per i compiti che essi devono svolgere; infatti, durante l’intera missione, il veicolo è esposto ad ambienti estremi, anche molto diversi da quelli terrestri.
Il sistema di protezione termica (TPS o Thermal Protection System in inglese) fa parte dei sistemi di gestione termica presenti sui veicoli spaziali e gioca un ruolo fondamentale nel proteggerli durante le fasi di ascesa verso lo spazio e rientro in atmosfera.
Il Thermal Protection System serve a proteggere il veicolo spaziale dal calore che si sviluppa durante le fasi di volo a velocità supersoniche e ipersoniche in atmosfera; ovvero l’ascesa verso lo spazio (come nel caso di un lanciatore) e il rientro sul pianeta (nel caso di una capsula o navetta). L’ingresso in atmosfera è il compito più probante, in quanto il veicolo affronta gli strati atmosferici più esterni con velocità dell’ordine dei kilometri al secondo.
Ad esempio, sono circa 8 km/s per il rientro dall’orbita bassa terrestre, più di 11 km/s dalla luna o Marte. Fintanto che si trova ad alta quota, quindi, il veicolo deve sopravvivere a un ambiente estremo. Infatti, l’alta velocità provoca la formazione di onde d’urto che comprimono e riscaldano l’aria in prossimità del veicolo, generando forti stress meccanici e termici sulla sua struttura.
Il calore può essere trasferito alla struttura del veicolo in tre modi. In caso di condizioni di rientro più proibitive, il gas compresso dalle onde d’urto può raggiungere temperature così elevate da emettere notevoli quantità di calore per irraggiamento. Viene quindi emessa energia sotto forma di radiazione. In questo caso il veicolo riceve calore anche senza contatto diretto con il gas compresso.
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Indubbiamente, però, il contributo dovuto all’irraggiamento acquisirà sempre più importanza con l’aumento della massa e delle velocità d’ingresso, come in caso di arrivi nell’atmosfera marziana con lander sempre più grandi, che porteranno a temperature via via più elevate e quindi a più energia emessa. Infine, a complicare ulteriormente il quadro della situazione, vanno anche considerate le reazioni chimiche che si possono innescare nelle condizioni tipiche del rientro atmosferico.
Nel caso di un veicolo per il quale è previsto il rientro in atmosfera, il dimensionamento del sistema di protezione termica viene fatto basandosi sulle condizioni previste per la fase d’ingresso, senza particolari accorgimenti per la fase di ascesa. Le velocità sono infatti molto più basse, specialmente a bassa quota dove l’aria è più densa, e il TPS risulta quindi molto meno sollecitato. Si suppone quindi che possa resistere senza grossi problemi.
Nel caso di vettori destinati semplicemente a uscire dall’atmosfera, il TPS è ovviamente dimensionato in accordo alle condizioni riscontrate in tale fase.
Il TPS è fondamentale nel caso in cui si voglia far sopravvivere un generico velivolo (sia esso un aereo supersonico/ipersonico o una navetta spaziale) che si muove a grande velocità attraverso l’atmosfera. Ciò è apparso chiaro ancor prima che vi fosse un razzo effettivamente capace di raggiungere lo spazio.
La necessità di avere un TPS divenne lampante una volta sviluppati dei razzi in grado di superare la linea di Karman (già con i V2 del 1944) e resa quindi possibile l’idea di arrivare in orbita. Allo stesso modo, il superamento della velocità del suono in volo atmosferico livellato con il primo degli X-planes portava a problematiche simili, seppur non così marcate come per i veicoli spaziali. La soluzione del comune problema prese però due strade in parte diverse.
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Al contrario, per le navette spaziali che al rientro dall’orbita raggiungevano velocità ipersoniche, almeno 5 volte superiori a quella del suono, si optò per un cambio di geometria. I corpi tozzi presero il posto di quelli affusolati.
Dunque, a partire dalla metà del secolo scorso, è iniziato lo sviluppo di diversi tipi di sistemi di protezione termica, in larga parte orientati a garantire la sicurezza di capsule durante il rientro in atmosfera con velocità sempre più elevate mano a mano che si raggiungevano orbite più alte.
Tipologie di Scudi Termici
Per proteggere il veicolo spaziale dal calore sviluppato dall’incontro con l’atmosfera si ricorre allo Scudo Termico, anche detto TPS, Thermal Protection System. Il suo scopo principale è la protezione fluidodinamica, ma si tratta di un sistema utile anche nel controllo termico generale nella fase di attraversamento dello spazio.
Uno degli scudi più usati in astronautica, soprattutto per le sonde, è quello ablativo; esso consiste in una struttura generalmente di carbonio che subisce il processo di pirolisi, ovvero una trasformazione chimica che scinde i legami chimici della struttura, disgregandola completamente. Questo processo permette di spingere l’onda d’urto via dallo scudo, e blocca la trasmissione di calore per irraggiamento diffondendo il carbonio nel gas circostante, che lo assorbe al posto della struttura.
Questo meccanismo funziona bene a temperature alte, necessarie perché il processo di pirolisi si inneschi, ma non è sempre così. Quando ciò non avviene, il calore tende a penetrare all’interno dello scudo, e per proteggere il veicolo esso va espulso con tutta l’energia assorbita.
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I meccanismi di assorbimento del calore sono anche usati in modo riutilizzabile. Questo a patto che il materiale non permetta che il calore penetri eccessivamente, evitando quindi l’espulsione.
Altri sistemi di protezione consistono nel processo di raffreddamento. Questo può essere attivo, se costituito da una struttura resistente e di un sistema di circolazione di refrigerante, oppure passivo, se consiste in un processo di continuo assorbimento e irraggiamento di calore all’esterno. Entrambe le strategie furono fallimentari: la prima si rivelò poco affidabile e funzionale, la seconda aumentava significativamente il peso del veicolo.
Materiali Polimerici negli Scudi Termici
I polimeri svolgono un ruolo cruciale nella costruzione e nella funzionalità delle navette spaziali e di altri veicoli spaziali, offrendo proprietà uniche come leggerezza, resistenza termica, schermatura dalle radiazioni, isolamento elettrico e stabilità chimica. Queste caratteristiche li rendono indispensabili per gli ambienti estremi che si incontrano nello spazio, dove il peso, le fluttuazioni di temperatura, le condizioni di vuoto e l'esposizione alle radiazioni cosmiche devono essere gestiti con attenzione.
Il peso è un fattore critico nell'esplorazione spaziale, poiché ogni chilogrammo aggiunto aumenta il consumo di carburante e riduce la capacità del carico utile. I polimeri, in particolare i materiali compositi, sono utilizzati nei componenti strutturali non portanti per ridurre il peso complessivo senza compromettere la resistenza. Ad esempio, nei sistemi di protezione termica dello Space Shuttle (TPS), i polimeri sono utilizzati nei pannelli a nido d'ape che garantiscono l'integrità strutturale riducendo al minimo il peso.
Le navette spaziali sono soggette a temperature estreme, in particolare durante il rientro nell'atmosfera terrestre, dove le temperature possono superare i 1.600°C (2.900°F). Le schiume di poliimmide, come il Kapton, sono ampiamente utilizzate per l'isolamento termico grazie alla loro eccellente resistenza alle alte temperature. Queste schiume sono utilizzate per isolare componenti come i serbatoi di carburante, le linee criogeniche e i sistemi elettrici, proteggendoli dalle temperature estreme dello spazio. Inoltre, i polimeri a base di silicone e i polimeri ablativi sono utilizzati negli scudi termici che proteggono lo Space Shuttle durante il rientro.
Le navette spaziali e i veicoli spaziali sono esposti ad alti livelli di radiazioni cosmiche e solari nello spazio, che possono essere dannose sia per l'equipaggio che per le apparecchiature elettroniche sensibili. Il polietilene, un polimero noto per il suo contenuto di idrogeno, è utilizzato nella schermatura delle radiazioni perché è in grado di assorbire e diffondere efficacemente le radiazioni cosmiche. Viene spesso utilizzato nel compartimento dell'equipaggio delle navette spaziali per proteggere gli astronauti dalle radiazioni nocive.
Le navette spaziali necessitano di una vasta gamma di sistemi elettrici per funzionare correttamente e i polimeri sono essenziali per fornire isolamento elettrico a fili, cavi e connettori. Il PTFE (politetrafluoroetilene) e il FEP (etilene propilene fluorato) sono ampiamente utilizzati come materiali isolanti per i cavi delle navette spaziali. Questi polimeri offrono resistenza alle alte temperature, basso attrito ed eccellenti proprietà di isolamento elettrico.
Nelle navette spaziali, l'integrità di guarnizioni e sigilli è fondamentale per mantenere la pressione all'interno dei compartimenti dell'equipaggio e proteggere i sistemi dalle perdite. Ad esempio, le guarnizioni a base di silicone sono utilizzate nelle guarnizioni dei portelli, nelle connessioni delle linee di alimentazione e nei sistemi di camera di compensazione delle navette spaziali, per garantire il mantenimento della pressione all'interno del veicolo spaziale e impedire la fuoriuscita di gas o fluidi.
I polimeri sono utilizzati anche nei sistemi di isolamento criogenico delle navette spaziali, in particolare per lo stoccaggio e il trasferimento dell'idrogeno liquido e dell'ossigeno liquido, utilizzati come propellenti per i razzi. Le schiume di poliuretano e le pellicole di poliimmide come il Kapton sono comunemente utilizzate per l'isolamento criogenico.
Oltre alle applicazioni strutturali e termiche, i polimeri sono ampiamente utilizzati nei componenti interni delle navette spaziali, come i sedili dell'equipaggio, i pannelli di controllo e le unità di stoccaggio. Inoltre, le tute spaziali indossate dagli astronauti contengono una varietà di materiali polimerici. Gli strati esterni delle tute spaziali includono spesso Kevlar e Nomex, polimeri che offrono un'elevata forza e resistenza all'abrasione e alle temperature estreme.
I polimeri svolgono un ruolo cruciale anche negli adesivi e negli agenti leganti utilizzati nella costruzione dello Space Shuttle. Le resine epossidiche, gli adesivi siliconici e altri agenti leganti a base di polimeri sono utilizzati per unire i pannelli compositi, fissare l'isolamento termico e incollare vari componenti del veicolo spaziale.
I polimeri sono essenziali per la progettazione, la costruzione e il funzionamento delle navette spaziali, in quanto offrono vantaggi quali la leggerezza della costruzione, l'isolamento termico, la schermatura dalle radiazioni e l'isolamento elettrico. Dagli scudi termici al cablaggio elettrico, dalle guarnizioni ai sistemi di stoccaggio del carburante, i polimeri svolgono un ruolo fondamentale nel garantire la sicurezza, l'affidabilità e l'efficienza delle missioni della navetta spaziale.
Il Sistema di Protezione Termica della Capsula Orion
Ogni mezzo spaziale che ritorna sulla Terra dall’orbita o dallo spazio profondo deve sopportare l’ambiente veramente estremo del rientro in atmosfera caratterizzato dall’elevata velocità e dal forte calore conseguente, la capsula Orion di NASA non fa eccezione.
Il sistema di protezione termica di Orion, e di tutti i mezzi destinati al rientro, è una della parti più critiche del veicolo e il suo scopo è quello di proteggere dal forte calore che si genera per attrito, sia il mezzo che i futuri astronauti che lo utilizzeranno per ritornare sulla Terra da destinazioni nello spazio profondo. E’ composto dallo scudo termico principale della capsula che affronta a tutti gli effetti lo shock del rientro in atmosfera utilizzato per rallentare il mezzo e anche dal reticolo di piastrelle conosciuto come back shell o copertura posteriore, posizionato nella parte superiore della capsula.
“Il sistema di protezione termico è essenziale per la riuscita delle missioni future,” ha detto John Kowal, il capo progetto del sistema di protezione termico di Orion.
Durante la missione EM-1, Orion sopporterà un ambiente di rientro più estremo. Mentre durante la Exploration Flight Test-1 la capsula ha avuto una velocità di rientro di circa 9.200 m/s (30.000 piedi/s) e ha affrontato una temperatura approssimativa di 2.200 gradi Celsius (4000 gradi Fahrenheit), dovrà affrontare un rientro più veloce dalla traiettoria lunare fino a quasi 11.000 m/s (circa 36.000 piedi/s).
Anche se la differenza di velocità potrebbe sembrare minima, il calore che il veicolo dovrà sopportare aumenta in modo esponenziale con l’incremento della velocità. Per queste missioni future, verrà anche applicato sulle piastrelle del back shell che compongono il sistema di protezione termica del modulo di comando, un rivestimento argenteo termico basato su metallo.
Tale rivestimento, simile a quello utilizzato sullo scudo termico principale, ridurrà la perdita di calore durante le fasi in cui Orion è orientato verso lo spazio e dunque affronta basse temperature, inoltre limiterà le alte temperature a cui il modulo di comando sarà soggetto quando il mezzo è orientato verso il Sole.
I tecnici hanno ottimizzato il progetto in modo da migliorare anche il processo di manifattura e nello stesso tempo ridurre la massa del mezzo per le successive missioni di esplorazione. Nel contempo gli ingegneri hanno trovato il modo per ridurre la massa della struttura interna dello scudo termico che è composta da un telaio di titanio e un rivestimento di fibra di carbonio.
Il primo appaltatore di NASA per Orion, Lockheed Martin, ha recentemente completato un prototipo di sviluppo della produzione dello scudo termico che gli i tecnici utilizzeranno per verificare i miglioramenti del processo di fabbricazione prima di utilizzare in un mezzo di volo.
Ricerca e Sviluppo Futuri
Il TPS è un sistema fondamentale per un veicolo spaziale, sia in fase di ascesa che di rientro in atmosfera, e nessun veicolo può esserne sprovvisto. Per questo motivo la ricerca per ottimizzare sistemi di protezione termica già esistenti, o per svilupparne di nuovi, non si arresterà.
La NASA, ad esempio, ha riservato una delle 16 sezioni delle 2015 NASA Technology Roadmaps al sistema di gestione termica, dove sono indicati gli obbiettivi da raggiungere per il 2035 per quanto concerne il TPS. Nel primo caso si tratta di sviluppare dei sistemi e dei materiali particolarmente leggeri (mass-efficient), che siano in grado di resistere ad alti flussi di calore (superiori a 5000W/cm2) e ad alte velocità di rientro (superiori a 11km/s).
Altri concetti da sviluppare ed esplorare sono quelli relativi a TPS flessibili e/o gonfiabili per specifiche missioni su Marte o Venere, da usare per rallentare il veicolo durante la discesa nelle fasi in cui i flussi di calore sono moderati.
Al fine d’incrementare ulteriormente la sicurezza dei sistemi di protezione termica sono anche incoraggiati studi per TPS che siano riparabili nello spazio e/o che siano in grado di auto-ripararsi (soprattutto in caso di danni da micrometeoriti e piccoli detriti spaziali).
Il secondo obbiettivo punta al miglioramento delle tecniche e degli strumenti per la modellazione e la simulazione che vengono utilizzati nella progettazione dei TPS. Molti codici di calcolo numerico sono in grado di analizzare solo parti singole del problema del rientro atmosferico (come la parte aerodinamica, quella strutturale o le reazioni chimico-fisiche dei materiali), richiedendo quindi l’uso iterativo di più codici nella progettazione di un componente.
Lo sviluppo e l’uso di codici accoppiati, in grado cioè di simulare più aspetti del problema in contemporanea, risulta dunque cruciale per ridurre i margini e i costi nella progettazione del TPS. A ciò si aggiunge la necessità di avere a disposizione più dati sperimentali per poter validare i codici di calcolo e i modelli numerici utilizzati per descrivere i vari fenomeni fisici.
Il terzo obbiettivo indicato dalla NASA punta a migliorare le tecniche e gli strumenti di misurazione utilizzati per raccogliere dati durante i test e i rientri dei veicoli in atmosfera. Per quanto avanzate le strutture sperimentali di terra possano essere, è improbabile che permettano di testare tutte le condizioni che un veicolo dovrà affrontare nella realtà.
Quindi si rende necessario avere sensori e tecniche di misurazione affidabili per raccogliere dati di volo più accurati possibile. Uno degli aspetti più critici delle simulazioni al computer è la loro validazione con dati “reali”.
Si pone poi il problema di validare la galleria del vento stessa con dei dati di volo, non sempre però disponibili.
| Fase | Velocità (km/s) | Temperatura (°C) |
|---|---|---|
| Rientro dall'orbita bassa terrestre | 8 | - |
| Rientro dalla Luna o Marte | 11+ | - |
| Orion EFT-1 | 9.2 | 2200 |
| Orion EM-1 (previsto) | 11 | Superiore a Orion EFT-1 |
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