Accelerazioni degli equipaggiamenti soggetti a vibrazioni random

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Nell’ambito di questo lavoro si sono considerate le sole sollecitazioni derivanti
dalle vibrazioni di tipo random: queste discendono dalla trasmissione delle vibrazioni
originate da fenomeni acustici, aerodinamici e meccanici.
La combinazione di questi effetti genera il cosiddetto ambiente d’esercizio delle
strutture. La determinazione dell’ambiente d’esercizio è un compito alquanto
complicato poiché sono notevoli le difficoltà nel ricreare al suolo le condizioni di volo
del lanciatore in modo tale da poter misurare i livelli di vibrazione presenti. Questa
procedura si compie in rarissimi casi, mentre, solitamente, si procede alla
determinazione degli ambienti d’esercizio basandosi sui dati disponibili dalle passate
missioni ed elaborandoli per adattarli a quella considerata. In questo modo si
ottengono gli ambienti d’esercizio unicamente per un numero limitato di posizioni del
modulo, le quali, solitamente, corrispondono alle zone d’interfaccia fra la struttura
primaria e quelle secondarie del modulo. Le strutture secondarie non sono altro che
dei sistemi progettati in maniera tale da fornire l’ubicazione degli equipaggiamenti
necessari al funzionamento del modulo stesso.
Noto l’ambiente d’esercizio all’interfaccia fra la struttura primaria e quella
secondaria del modulo è necessario risalire alla conoscenza delle sollecitazioni che
quest’ultima trasmette al singolo equipaggiamento. Questo può essere compiuto
attraverso metodologie d’analisi agli elementi finiti, ma ciò comporterebbe dei tempi
d’esecuzione notevolissimi e quindi, questa strada è solitamente scartata. Inoltre,
l’accuratezza del calcolo dipende dalla conoscenza del modello geometrico utilizzato
nell’esecuzione dell’analisi agli elementi finiti, il quale non è per nulla ben definito
nelle prime fasi della progettazione poiché dipende esso stesso dalle accelerazioni
agenti sugli equipaggiamenti.
Nel presente lavoro si cercherà di mostrare i possibili metodi di stima delle
accelerazioni, passati e presenti, che possono essere utilizzati nelle fasi preliminari del
progetto. Come si vedrà in seguito, data la complessità del problema, quasi sempre si
attuano delle semplificazioni più o meno spinte al fine di raggiungere il risultato
prefissato. In molti casi, oltre alle semplificazioni apportate, si farà largo uso di
concetti semi-empirici basati essenzialmente sull’esperienza, maturata negli anni, dai
progettisti dei moduli spaziali.
In particolare, una porzione ragguardevole dell’elaborato, tratta la definizione e la
verifica della metodologia di stima delle accelerazioni basata sulla definizione della
curva del carico limite. Bensì quest’ultima sia già stata utilizzata in passato per alcuni
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casi particolari, in questo lavoro sarà presentata una nuova metodologia per la sua
definizione, la quale garantisce un maggior contenuto analitico e riduce i concetti
semi-empirici da cui discende.
Le verifiche effettuate a questa procedura ne hanno dimostrato l’efficacia e questo
ha consentito il suo utilizzo nella progettazione effettiva del modulo spaziale
denominato Node 2 [7].
A fronte delle conoscenze ottenute durante lo svolgimento di questo lavoro, si è poi
pensato di analizzare il problema della determinazione delle accelerazioni agenti sugli
equipaggiamenti in una maniera tale da ridurre al minimo le semplificazioni apportate
ed i concetti semi-empirici introdotti. I risultati di questo studio hanno portato ad
ottime conclusioni e pongono le basi per futuri sviluppi nella determinazione delle
accelerazioni agenti sugli equipaggiamenti e nell’ottimizzazione progettuale.
1Capitolo I
AMBIENTI E LANCIATORI
1.1 – Introduzione
Lo scopo di questo capitolo è quello di far luce sui meccanismi di stima delle
accelerazioni agenti sugli equipaggiamenti dei moduli posti in orbita attraverso l’uso
dei cosiddetti lanciatori. La potenza necessaria ad uscire dall’atmosfera terrestre è
enorme, quindi, le macchine atte a questo scopo, devono riuscire a sviluppare spinte
eccezionali senza mettere a rischio il carico pagante. E’ proprio la necessità di
spingere al limite le prestazioni dei mezzi di lancio che fa sì che si sviluppino
elevatissimi ambienti d’esercizio o, come sono chiamati generalmente in ambito
spaziale, environments.
Esistono attualmente in funzione diversi tipi di lanciatori: la maggior parte di
questi sviluppati negli Stati Uniti o in Russia ma, ultimamente, anche l’Europa ed il
Giappone si sono affacciate in questo campo tecnologico. La pluralità dei lanciatori
disponibili sul mercato fa sì che esistano anche numerose tipologie d’ambiente che
possono agire sul carico pagante. Infatti, ogni lanciatore, a causa della sua
configurazione, genera ambienti di sollecitazione unici e diversi da quelli degli altri
lanciatori. Ad esempio, quelli che hanno la configurazione del razzo generano elevate
sollecitazioni di piroshock susseguenti alle varie separazioni degli stadi del lanciatore
stesso. Questo tipo di sollecitazione è, invece, di scarsa rilevanza su un lanciatore
quale lo Space Shuttle. In questo capitolo si cerca di fare una rapida carrellata sui
principali tipi di lanciatori e sugli ambienti da essi generati durante il funzionamento.
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1.2 - Ambienti generati dalle missioni spaziali
I moderni lanciatori ed i loro carichi paganti sono soggetti a stringenti requisiti di
progetto dovuti agli elevati ambienti vibroacustici ed ai transitori che si generano
durante il lancio e le fasi successive del volo. La precisa definizione dei suddetti
ambienti è di fondamentale importanza per i requisiti di progetto ed è quindi
necessaria una discussione sulle cause di queste sollecitazioni e sui metodi di
predizione delle loro intensità.
1.2.1 - Ambiente acustico
Le due principali fonti dell’ambiente acustico sono il rumore generato dai motori al
lancio ed il fragore prodotto dall'azione aerodinamica durante le fasi di volo
transonico presenti nell’ascesa e nel rientro a terra [5].
Il rumore, generato dalla propulsione, deriva dall’elevata turbolenza che si genera
in corrispondenza del flusso dei gas di scarico effluenti dai motori e la sua intensità è
proporzionale ai parametri di flusso, alla configurazione della piattaforma di lancio ed
alle condizioni atmosferiche. La predizione dell’ambiente acustico è ottenuta
attraverso l’utilizzo dei dati misurati nelle missioni precedenti oppure mediante alcune
prove su modelli in scala. Il massimo valore della pressione acustica agente sul
lanciatore si ha in corrispondenza della fase di lancio, quando il veicolo è in
prossimità del terreno e si assiste alla deflessione del flusso dei gas di scarico. Si
utilizza come criterio di progetto il massimo valore dell’ambiente acustico che si
manifesta sulla superficie esterna, nel compartimento dell’equipaggiamento ed
all’interno del vano del carico pagante. La durata della sollecitazione, associata al
criterio di progetto, è individuata considerando il tempo equivalente in cui la massima
pressione agisce e basandosi sulle curve del danno cumulativo di un tipico materiale
aerospaziale. Lo spettro di potenza che si utilizza per identificare il criterio di
progetto, deve essere tale da rappresentare l’intera banda di frequenze che si estende
da 5 a 10000 Hz.
Il rumore, generato dalle azioni aerodinamiche, è legato alla turbolenza che
s’instaura nello strato limite del veicolo quando esso attraversa il regime transonico e
questo accade sia nella fase di salita che in quella di rientro.
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Viste le notevoli difficoltà di predizione della turbolenza nel regime transonico, si
preferisce stimare il rumore così generato attraverso prove in galleria del vento su
modelli in scala.
L’ambiente acustico, presente nel vano d’alloggiamento del carico pagante,
discende direttamente dal campo acustico esterno, ma è dipendente dall’attenuazione
generata sia dalle pareti del lanciatore sia dalla presenza del volume d’aria presente
fra le superfici del lanciatore e quelle del carico. Il suddetto ambiente è la principale
sorgente della vibrazione random agente sugli elementi del carico pagante. La stima
delle pressioni acustiche che agiscono sul carico pagante è basata sull’esperienza dei
precedenti voli e sulla predizione analitica dell’assorbimento acustico del vano fra le
pareti del lanciatore e quelle del carico.
1.2.2 - Ambiente derivante dalle vibrazioni random
Le due principali sorgenti di vibrazioni random risultano essere d’origine acustica
e meccanica [5]. La prima delle due deriva direttamente dall’ambiente acustico
presente all’interno del vano di carico, il quale mette in vibrazione le strutture con
elevato rapporto superficie/massa. Le vibrazioni random d’origine acustica vengono
determinate attraverso le banche dati costruite grazie alle esperienze precedenti.
Le vibrazioni random, d’origine meccanica, derivano dai processi di combustione
dei motori a razzo e dalla rotazione delle turbopompe nel caso di motori a
combustibile liquido. Solitamente questo tipo di vibrazioni resta confinato
nell’intorno della sorgente e vale a dire in prossimità dei propulsori, mentre
discostandosi da essi si assiste ad una rapida attenuazione. Queste vibrazioni sono
direttamente proporzionali alla spinta prodotta dal propulsore ed alla velocità
d’efflusso dei gas combusti, mentre sono inversamente proporzionali al peso del
motore. Analogamente a quanto detto in precedenza, anche per questo tipo di
sollecitazione si procede ad una stima della sua intensità attraverso l’uso di banche
dati costruite grazie ai precedenti programmi spaziali.
I criteri di progetto sono l’inviluppo delle massime vibrazioni random agenti nelle
diverse zone e nelle varie condizioni di volo. Lo spettro di potenza che specifica il
suddetto criterio deve coprire un campo di frequenze che si estende da 20 a 2000 Hz.
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Anche per questo criterio, si considera una durata equivalente nella quale
l’ambiente vibratorio è presente al massimo livello utilizzando le proprietà a fatica e
la curva del danno cumulativo per un tipico materiale aerospaziale.
1.2.3 - Ambiente dovuto ai fenomeni transitori
Questi transitori si presentano soprattutto nelle fasi di decollo e d’atterraggio e
sono caratterizzati dalla loro breve durata [5]. Possono essere suddivisi in quelli a
bassa frequenza (0-50 Hz) e quelli ad alta frequenza (50-10000 Hz).
I transitori a bassa frequenza sono il risultato della risposta dei modi fondamentali
del lanciatore e del carico pagante durante eventi quali: l’accensione dei motori, il
distacco dalla piattaforma di lancio, l’atterraggio, l’apertura del paracadute o l’impatto
nell’acqua. Devono essere definiti l’andamento temporale dell’accelerazione e lo
spettro di potenza del fenomeno.
I transitori ad alta frequenza derivano dall’attivazione di dispositivi quali cariche
esplosive utilizzate ad esempio per la separazione dei vari stadi ed il rilascio del
carico pagante. Siccome è difficile individuare l’andamento temporale delle
accelerazioni presenti in questi transitori, occorre effettuare un’analisi spettrale per
individuare l’ambiente cui sono sottoposti i componenti e le strutture. Lo spettro di
risposta che s’individua rappresenta la massima accelerazione di una serie di sistemi
ad un singolo grado di libertà sollecitati alla loro base con un certo andamento
temporale. L’intensità dello spettro di potenza è una funzione delle dimensioni della
carica esplosiva utilizzata, dello spessore del materiale da tagliare e della distanza
dalla sorgente dell’esplosione. Una stima dell’ambiente risultante dal transitorio si
ottiene valutando il tipo di carica esplosiva con riferimento ai dati noti dalle
esperienze precedenti.