ReFEx: A Tutta Birra nel Rientro Spaziale! Come Affrontiamo le Temperature Infernali
Ciao a tutti, appassionati di spazio e tecnologia! Oggi voglio portarvi con me dietro le quinte di un progetto davvero entusiasmante a cui noi del Centro Aerospaziale Tedesco (DLR) stiamo lavorando sodo: il ReFEx (Reusability Flight Experiment). Immaginate un veicolo sperimentale, una sorta di pioniere, progettato per simulare il rientro atmosferico di uno stadio di un lanciatore riutilizzabile. Sì, avete capito bene, stiamo parlando di rendere i viaggi spaziali un po’ più come prendere un aereo, o quasi!
Il nostro ReFEx è un concentrato di tecnologia: pesa circa 400 kg, è lungo 2,7 metri e, una volta in quota, dispiega delle ali che gli conferiscono un’apertura alare di 1,1 metri. Il suo “naso” ha un raggio di 50 mm, mentre i bordi d’attacco delle ali, nelle estremità più esterne, sono sottilissimi, con un raggio di appena 2,6 mm. Pensate che nel 2026 lo lanceremo con un razzo VSB-30 dal Koonibba Test Range, nel sud dell’Australia. Raggiungerà velocità fino a Mach 5 (cinque volte la velocità del suono!) e un’altitudine di circa 139 km, seguendo una traiettoria suborbitale. Una vera e propria corsa mozzafiato!
La Missione di ReFEx: Un Volo Controllato verso il Futuro
Ma cosa deve fare esattamente il nostro ReFEx lassù? Beh, gli obiettivi sono ambiziosi e fondamentali per il futuro dei lanciatori riutilizzabili:
- Deve eseguire un volo controllato autonomamente, passando da velocità ipersoniche a subsoniche, partendo da un punto ben preciso nello spazio e seguendo un profilo di Mach tipico di uno stadio controllato aerodinamicamente.
- Deve compiere un cambio di rotta controllato. Immaginate una linea che collega l’apogeo (il punto più alto) e l’interfaccia di ingresso nell’atmosfera (EI), e un’altra linea che collega l’EI alla fine dell’esperimento (EoE). Bene, l’angolo tra queste due linee deve superare i 30 gradi. Una bella virata!
- Deve raggiungere un punto target prestabilito (EoE) con una certa precisione in termini di altitudine, velocità e posizione geografica.
La sequenza di eventi è da film d’azione: dopo il lancio con il razzo VSB-30 (che ha due stadi, S31 e S30), appena il secondo stadio si spegne, ReFEx viene stabilizzato (si dice “de-spun”) usando un sistema chiamato “yoyo-system”, le carenature protettive si separano e inizia la sua vera missione sperimentale. Una volta in volo libero, ReFEx apre le sue ali, che erano ripiegate sotto la carenatura. La fase sperimentale inizia quando siamo già fuori dall’influenza atmosferica significativa, a oltre 100 km di altitudine. Qui, ReFEx usa un piccolo sistema di controllo a reazione per orientarsi in una posizione aerodinamicamente stabile, pronto per la parte “calda” del rientro. La decelerazione iniziale avviene con angoli d’attacco elevati (oltre i 40 gradi) per mantenere i carichi strutturali e aerotermici entro limiti accettabili. E qui c’è una chicca: l’orientamento è “pancia all’aria” (belly-up), una scelta non convenzionale fatta per ragioni di stabilità lungo l’asse di rollio. Quando ReFEx raggiunge le regioni più basse dell’atmosfera (circa a Mach 1.5, intorno ai 23 km), esegue una manovra di rollio per mettersi “pancia in giù” (belly-down). In questa fase, l’angolo d’attacco viene ridotto per volare vicino allo stato di massima efficienza aerodinamica (circa 10 gradi di angolo d’attacco) e continua il volo fino all’EoE. La missione principale finisce qui, ma per preservare i dati registrati, il volo continua ad essere guidato per minimizzare l’energia all’impatto ed evitare zone di recupero difficili (non c’è un carrello d’atterraggio, sarebbe stato troppo per questo progetto!).
Affrontare il Calore Infernale: L’Analisi dei Carichi Aerotermici
Una delle tecnologie chiave per un veicolo riutilizzabile è il sistema di protezione termica (TPS). E per progettarlo al meglio, dobbiamo capire esattamente quanto si scalderà il nostro ReFEx. È qui che entro in gioco io, o meglio, il mio team e i nostri supercomputer! In questo articolo, voglio raccontarvi come analizziamo i carichi aerotermici, cioè il calore generato dall’attrito con l’atmosfera, sia durante la salita che, soprattutto, durante il rientro. Abbiamo usato approcci diversi: da un’analisi “worst-case” molto conservativa, fino a una simulazione fluidodinamica e strutturale completamente accoppiata, utilizzando la nostra catena di strumenti DLR chiamata CoNF²aS² (Coupled Numerical Fluid Flight Mechanic And Structure Simulation). Questo gioiellino ci permette di combinare diversi solutori fluidodinamici, come il DLR Tau, con codici di solutori strutturali disponibili commercialmente, oltre a valutazioni più semplici del riscaldamento. Il focus del nostro lavoro è la conduzione del calore all’interno della struttura del veicolo ReFEx stesso, indotta dall’atmosfera circostante durante il lancio e il rientro, escludendo il motore del razzo sonda.
Perché tanti metodi? Beh, dipende dal tempo che abbiamo e dalla potenza di calcolo disponibile, oltre che dalla precisione che ci serve. All’inizio del progetto (pre-fase/fase A), quando ci sono tante variabili da considerare (traiettorie, dimensioni, sistemi di lancio, ecc.), serve essere veloci ed economici. Per questo abbiamo introdotto un ciclo di progettazione agile nel classico modello a V dell’ingegneria dei sistemi, sviluppando un’analisi termomeccanica estesa basata su dataset (DB) rispetto ai metodi preliminari standard.
Dal Semplice al Complesso: I Nostri Approcci di Simulazione
Abbiamo scalato la complessità:
- Codici ingegneristici semplici: Per una prima stima, usiamo codici a bassa fedeltà come il DLR HOTSOSE, che valuta il riscaldamento aerodinamico con metodi che dipendono dalla geometria del veicolo (punto di stagnazione, bordi d’attacco smussati, piastre piane). Un altro metodo semplice è analizzare un singolo punto di volo “peggiore”, dove si prevede la massima temperatura superficiale, assumendo un equilibrio radiativo (con un’emissività di 0.9). Questa è una botta di calcolo veloce con il solutore CFD DLR TAU, ma trascura la risposta strutturale. Per la nostra traiettoria, il punto con il flusso di calore massimo (${dot{q}}_mathrm{{max}}$) durante il rientro è a $t={365},textrm{s}$, con Mach 4.9, angolo d’attacco di ${-42.5}^circ$ a 30.9 km di altitudine. Il risultato? Temperature massime di circa 1200 K (quasi 930°C) sul bordo d’attacco del timone! Chiaramente, questo è conservativo: il volo è breve e la struttura non si scalda istantaneamente.
- Analisi transitoria semplificata e basata su dataset (DB): Dopo questa prima stima, abbiamo fatto una scelta preliminare dei materiali. Poi, abbiamo valutato il tutto con un’analisi transitoria semplificata della geometria 3D di ReFEx. Abbiamo calcolato il flusso di calore 3D con DLR Tau per una condizione di “parete fredda” (295 K) in due punti di volo dedicati: uno in salita e uno nella prima fase critica del rientro. Questi flussi sono stati poi normalizzati e scalati lungo la traiettoria. Questo approccio è ancora conservativo, specialmente con strutture più calde. Quindi, siamo passati a un’analisi più dettagliata basata su dataset (DB), usando quattro punti di volo in salita e quattro in rientro. Per ogni punto, abbiamo calcolato il flusso di calore convettivo-diffusivo per diverse temperature uniformi del corpo. Questo dataset è stato poi usato in ANSYS FEA per le verifiche finali del design. Il design finale di ReFEx si basa su questa terza analisi, che prevede circa 820 K per i canard in titanio e 470 K per la fusoliera principale in alluminio. Per sicurezza, entrambe le unità strutturali sono protette con un rivestimento ceramico.
- Simulazioni FSI completamente accoppiate (Fluid-Structure Interaction): E qui arriva il bello! Abbiamo usato la nostra catena CoNF²aS², che accoppia il solutore CFD DLR TAU e il solutore CSM (Computational Structural Mechanics) ANSYS FEA in uno schema partizionato bidirezionale e accurato nel tempo. Lo scambio di dati avviene direttamente nella memoria del supercomputer per ridurre i tempi di I/O. Per la salita, la simulazione va da $t=0$ s (altitudine 0 km) a $t=100$ s (90.4 km). Per il rientro, da $t=319.3$ s (85 km) a $t=375$ s (22.9 km). Tra 100 s e 319.3 s, il flusso è rarefatto, quindi abbiamo eseguito solo simulazioni strutturali di radiazione. Il passo temporale accoppiato è fisso a $Delta t = {0.1},textrm{s}$. Il solutore CFD invia il flusso di calore calcolato al solutore CSM, che calcola la conduzione del calore e restituisce le temperature superficiali. Questo ciclo si ripete finché non si raggiunge la convergenza.
Per il DLR TAU, abbiamo usato il modello di turbolenza Spalart-Allmaras e, come modello termodinamico, un modello di gas in equilibrio chimico (EQ) per la salita (più veloce) e uno in non-equilibrio (NEQ) per la discesa (più impegnativo computazionalmente, ma più accurato ad alte velocità e altitudini). Abbiamo assunto una parete non catalitica. È interessante notare che, analizzando le specie chimiche, l’effetto della dissociazione dell’ossigeno e dell’azoto è limitato, ma l’esponente isentropico $kappa$ diminuisce, giustificando la scelta di non usare un modello di gas ideale. A posteriori, anche il modello EQ sarebbe stato sufficiente per il rientro, ma usare il NEQ ha comunque validato i risultati.
Cosa Abbiamo Imparato dal Confronto?
Abbiamo confrontato i risultati del metodo basato su dataset (DB) con quelli della simulazione FSI completamente accoppiata in quattro punti di volo selezionati. In generale, l’approccio DB, come ci aspettavamo, fornisce risultati più conservativi per la distribuzione della temperatura sulla maggior parte delle superfici. Questo è ottimo per la fase di progettazione, perché ci tiene dalla parte della ragione! Per esempio, le differenze di picco delle temperature previste sui canard sono da $Delta T = {79},textrm{K}$ a $Delta T = {413},textrm{K}$ più alte con il metodo DB sui bordi d’attacco/uscita, ma si confrontano bene sulla superficie tra di essi. Il corpo principale di ReFEx è ben rappresentato da entrambi i metodi, con differenze massime sul cono del muso del 17% al momento del picco di riscaldamento ($t={44},textrm{s}$). Il timone varia tra 21 K e 121 K, a seconda della fase di volo.
Durante la salita, a $t=44$ s, la temperatura del punto di stagnazione con l’FSI è di 27 K più alta rispetto al DB (che dava 524 K). Sul cono del muso, le temperature FSI differiscono per meno di 14 K. Sui canard, il riscaldamento della superficie principale differisce di pochi kelvin, ma il picco sul bordo d’attacco è di 130 K in più con il metodo DB. Con l’FSI, i canard raggiungono fino a 1010 K sui bordi d’attacco durante la salita.
A $t=100$ s, le differenze aumentano un po’. Mentre la temperatura del punto di stagnazione è 10 K più alta con DB, il cono del muso raggiunge fino a 29 K in più. I picchi sui bordi d’attacco e d’uscita dei canard, previsti con FSI accoppiato, sono significativamente più bassi.
Passando al rientro, a $t=319.3$ s (dopo la fase di sola radiazione), i picchi sono più smussati e il calore è distribuito. Le temperature del cono del muso differiscono per meno di 26 K. I canard si raffreddano a 463 K, circa 114 K in meno rispetto al passo temporale precedente, con i valori DB inferiori a 40 K più alti.
Analizzando la simulazione di discesa ($t=375$ s), i carichi aerotermici aumentano rispetto alla fase di lancio. Qui abbiamo dovuto fare una piccola correzione: la simulazione di rientro è partita con una “parete fredda” perché quella di salita non era ancora completa. Abbiamo quindi aggiunto la temperatura superficiale da $t=319.3$ s come offset. Anche così, l’approccio resta conservativo. La superficie superiore riscaldata sul cono del muso coincide bene tra i due metodi (differenze < 5 K). L'antenna wrap-around raggiunge la stessa temperatura massima di 631 K in entrambi i casi, ma con profili leggermente diversi. Dove nella maggior parte dei casi il metodo DB è conservativo, qui è in linea con il calcolo FSI, non lasciando margini di sicurezza. Le ali, che erano coperte dalla carenatura, mostrano buoni accordi, con il metodo DB che prevede un 15% di temperatura in più al picco di calore FSI.
Conclusioni e Prospettive Future
In sintesi, l’approccio basato su dataset si è dimostrato affidabile e veloce per la fase di progettazione, fornendo temperature intenzionalmente più alte per garantire la sicurezza. Tuttavia, per prevedere con precisione le temperature dell’intero veicolo, specialmente per componenti sensibili come l’antenna GPS avvolgente, le simulazioni FSI completamente accoppiate e accurate nel tempo sono indispensabili. Queste simulazioni più precise dovrebbero essere usate subito dopo il processo di progettazione per valutare le aree in cui l’approccio conservativo potrebbe aver sottostimato significativamente i carichi aerotermici (per evitare fallimenti) o, al contrario, dove i flussi di calore sono previsti più bassi, permettendo di ottimizzare la geometria o la combinazione dei materiali per risparmiare peso e ridurre i costi.
Il nostro lavoro su ReFEx non è solo un esercizio accademico; è un passo cruciale verso la realizzazione di sistemi di lancio riutilizzabili più efficienti ed economici. Ogni simulazione, ogni dato raccolto, ci avvicina a un futuro in cui andare nello spazio sarà un po’ meno un’impresa pionieristica e un po’ più una routine consolidata. E io sono entusiasta di far parte di questa avventura!
Fonte: Springer
