VOLO
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(XXXV, p. 552; App. III, II, p. 1114; IV, III, p. 844)
Trasporto civile supersonico e ipersonico (in inglese: HSCT, High Speed Commercial Transport). − È il trasporto realizzato da aeromobili per passeggeri e per merci che si muovono con velocità di crociera superiori a quella di propagazione delle onde sonore alla quota di volo. Nell'accezione comune vengono denominati supersonici i trasporti con velocità fino a 3,5 volte quella del suono, e ipersonici quelli con velocità superiori, fino a circa 8 volte, al di là delle quali si entra nell'ambito dei veicoli suborbitali e orbitali.
In atmosfera standard internazionale, la velocità del suono diminuisce con legge lineare al crescere della quota, seguendo la diminuzione di temperatura; raggiunge il valore minimo alla quota di 11.700 m (tropopausa) e si mantiene costante per quote superiori nell'ambito della stratosfera. A livello del mare, in condizioni standard, è pari a 340 m/s, al disopra della tropopausa è di circa 300 m/s. Solitamente la velocità di crociera di aeromobili sub-, trans-, o supersonici viene classificata in numero di Mach, definito come rapporto fra la velocità di traslazione del mezzo rispetto al fluido in quiete e la velocità del suono in quelle condizioni: un velivolo supersonico da Mach 2,4 ha una velocità di crociera, a quote stratosferiche, pari a:
2,4 × 300=720 m/s=2592 km/h
mentre un attuale trasporto subsonico si muove, anch'esso a quote stratosferiche o prossime, seppure meno elevate del supersonico, con velocità di crociera compresa fra Mach 0,80 e 0,85, pari a:
0,80-0,85 × 300=240-255 m/s=864 ÷ 918 km/h
Trasporto civile supersonico. - L'interesse dell'industria del trasporto aereo internazionale alla realizzazione e all'uso di supersonici civili deriva dall'alta velocità di crociera, che si traduce in drastiche riduzioni del tempo complessivo di volo (fig. 1).
Attualmente un solo tipo di HSCT è in operazione, in pochi esemplari: il Concorde, da Mach 2 (v. App. IV, iii, tav. xviii e). L'aeromobile, frutto di cooperazione fra le industrie francese e britannica, lanciato nel 1964 ed entrato in linea nel 1975, è stato prodotto soltanto in 16 esemplari, alcuni dei quali tuttora in operazione da parte soltanto dei due vettori di bandiera Air France e British Airways. Il mancato successo commerciale, a fronte di un indiscutibile successo tecnico e operativo, è principalmente dovuto all'insufficiente raggio d'azione (è possibile operare sul Nord Atlantico soltanto sui collegamenti fra città costiere dei due continenti, per es. Londra o Parigi con New York, ma non su collegamenti quali Francoforte o Roma con New York) e ai costi operativi, troppo elevati anche a causa della modesta capacità di posti. Al Concorde va attribuito il merito di avere aperto la strada a un nuovo sistema di trasporto, fornendo esperienze e dati d'imprescindibile utilità per lo studio di velivoli successivi operativamente ed economicamente più adeguati.
Un tipo che presenta analoghe caratteristiche, il Tupolev 144 (v. App. IV, iii, tav. xvii), è stato realizzato in URSS nello stesso periodo, ma, dopo un'operazione postale sperimentale effettuata all'interno del territorio nazionale, e dopo una serie di incidenti, il programma è stato abbandonato. Un tentativo di lancio di un tipo USA più capace ed economico, il Boeing B-2707, ha avuto luogo nel periodo 1965-69, ed è stato abbandonato quando ci si è resi conto che, a causa della non disponibilità di una tecnologia adeguatamente avanzata, l'aeromobile non avrebbe raggiunto gli obiettivi prefissati.
Vari altri progetti non hanno avuto fino a oggi seguito concreto. Sono attualmente in corso, nell'ambito di accordi multinazionali fra diversi grandi costruttori di aeromobili e di motori, studi di fattibilità e di mercato relativi a uno HSCT di nuova generazione, che potrebbe entrare in linea entro il primo decennio del nuovo secolo, qualora gli studi dovessero confermare le attese e a essi seguire accordi per la realizzazione nei tempi previsti.
Molta della tecnologia necessaria per la realizzazione di un aeromobile di caratteristiche adeguate ad assicurarne un successo industriale (requisito oggi imprescindibile, in quanto è difficile attendersi un supporto finanziario da parte dei governi) è oggi conosciuta, ma per una sua disponibilità applicativa sono necessari programmi di costose ricerche ed esperienze, non ancora in atto. Inoltre le dimensioni del relativo programma realizzativo sono tali che soltanto un unico tipo è da prevedere come futuro HSCT, ed esso non potrà che essere frutto di stretta collaborazione multinazionale fra vari grandi costruttori. I problemi che si devono affrontare per la realizzazione di uno HSCT si riferiscono essenzialmente a quattro fenomeni fisici.
Alle alte velocità, la compressione dell'aria e il suo attrito sulle superfici dell'aeromobile provocano un riscaldamento di queste ultime. Le temperature raggiunte, malgrado la temperatura standard sia −57°C nella stratosfera, sono tali (sui punti di ristagno della corrente, in corrispondenza della prua, dei bordi d'attacco dell'ala e dei piani di coda, a Mach 2,4 circa 150°C, a Mach 3,2 circa 300°C) da richiedere materiali strutturali che conservino accettabili caratteristiche meccaniche anche alle elevate temperature previste. Anche per i materiali migliori oggi in possesso (leghe di titanio, compositi a matrice metallica) l'abbassamento delle caratteristiche meccaniche al crescere della temperatura è tale da imporre minori carichi di lavoro e quindi strutture più pesanti. All'avvicinarsi e al superamento del regime transonico si verifica un brusco e drastico calo dell'efficienza aerodinamica (rapporto fra portanza e resistenza all'avanzamento del mezzo), che continua a deteriorarsi, anche se in misura minore, al crescere del numero di Mach in regime supersonico. Ciò è dovuto a una nuova forma di resistenza aerodinamica generata dal concentrarsi delle onde di compressione fino alla creazione di superfici di brusca discontinuità (onde d'urto), attraverso le quali si produce una notevole dispersione di energia cinetica e conseguente degrado dell'efficienza. Allo stato attuale della tecnologia aerodinamica si passa da efficienze globali di crociera dell'ordine di 18 per i trasporti subsonici, a efficienze dimezzate. Inoltre, il trasporto supersonico dev'essere in grado di volare in crociera subsonica, anche per lunghi tratti, e quindi la sua aerodinamica e la sua propulsione devono subire compromessi in sede progettuale che hanno come conseguenza una riduzione dei livelli ottimali di efficienza in regime supersonico.
In regime supersonico le onde d'urto si concentrano lungo una superficie conica a partire dalla prua dell'aeromobile (con un angolo di apertura pari all'arco coseno del numero di Mach), a valle della quale si ha un brusco aumento della pressione, per passare in brevissimo spazio a valori pressoché opposti, e quindi recuperarne il livello a fluido indisturbato con analoga superficie a poppa dell'aeromobile. L'effetto di tale fenomeno si propaga con debole smorzamento fino al suolo, dove viene percepito come una detonazione d'intensità più o meno notevole e a volte con effetti distruttivi su vetrate e altri corpi fragili di ampia superficie ricettiva. L'intensità della detonazione sonica è funzione crescente del peso e in particolare del carico alare dell'aeromobile (per la conseguente concentrazione di energia proiettata verso terra), risente poco della quota di crociera, ed è legata alla forma dell'aeromobile. Finora tutte le forme progettate al fine di ridurre il fenomeno comportano pesanti compromessi aerodinamici e architettonici. Oggi il livello del salto di pressione indotto dalla detonazione sonica al sorvolo di un Concorde è di circa 10 kg/m2, fortemente disturbante per l'essere umano, e le attuali previsioni tecnologiche non fanno intravvedere una riduzione al di sotto di 4 kg/m2, che è sempre avvertibile e provoca soprassalto.
Il trasporto supersonico prevede quote ottimali di crociera più alte dell'attuale trasporto subsonico, a causa delle sue caratteristiche di progetto. Ciò implica uno svolgimento dell'intera fase di crociera in una fascia di quote dove la concentrazione dell'ozono atmosferico è pressoché la massima (fig. 2), con la conseguenza che il nuovo mezzo potrebbe costituire un pericolo per la distruzione dell'ozono, se la combustione nei suoi propulsori non venisse modificata con nuove architetture di combustori e con altri accorgimenti che attualmente sono ancora in fase di studio.
I propulsori per gli HSCT prevedono inoltre consumi specifici di crociera, allo stato attuale della tecnologia, non inferiori a 1,4÷1,6 kg/kg·h, rispetto a 0,6÷0,7 kg/kg·h dei motori subsonici attuali, a causa dei bassi rendimenti, ed essi devono essere dimensionati per la spinta necessaria all'accelerazione transonica durante la salita, in condizioni di alto peso aeromobile e bassa efficienza aerodinamica, mentre i requisiti d'impulso al decollo, accoppiati a un basso rapporto di diluizione, implicano per essi una notevole rumorosità, al disopra delle norme internazionali vigenti per la limitazione di questa. La ricerca sul contenimento della distruzione dell'ozono e quella sul contenimento del rumore al decollo non vanno certo nella direzione di un miglioramento del consumo. Quanto sopra limita notevolmente l'autonomia dello HSCT, se non si possono superare tutti gli altri limiti imposti dall'economia operativa (capacità minima di carico) e dal tonnellaggio (rumore a bassa quota, detonazione sonica, tecnologia, strutture).
L'autonomia di distanza del futuro velivolo supersonico è l'aspetto progettativo fondamentale per il suo successo commerciale. Oggi infatti gli attuali trasporti intercontinentali permettono di collegare senza scali intermedi l'Europa con la costa occidentale degli USA e con l'Estremo Oriente, o la costa orientale degli USA con l'Estremo Oriente, con un raggio d'azione che supera, negli ultimi tipi, i 13.000 km. Il futuro HSCT richiederà un raggio d'azione superiore, se si vorranno evitare gli scali intermedi. È infatti prevedibile che, per quanto possa essere contenuto o ridotto, l'effetto della detonazione sonica, e il conseguente disturbo, non permetterà il sorvolo supersonico dei territori abitati, imponendo percorsi allungati, per es. sul Mare Glaciale Artico a nord della Siberia, per le rotte Europa-Estremo Oriente (allungamento, rispetto al sorvolo della Russia: circa 20%), o profilo di v. parzialmente subsonico nel sorvolo delle zone abitate (nell'esempio precedente la quasi totalità del percorso senza deviazioni, nel caso Europa-Costa occidentale USA: circa 50% del percorso). Se si paragonano i tempi di v., compresi gli eventuali scali intermedi, si evince che la soluzione più accettabile è l'aggiramento dei territori abitati, in quanto lo scalo intermedio o il sorvolo subsonico portano a riduzioni dei tempi globali tali da non giustificare economicamente la realizzazione di un futuro HSCT. Ne consegue che l'aggiramento richiederà un raggio d'azione anche leggermente superiore rispetto a quello degli attuali subsonici.
La formula di Breguet esprime la massima distanza percorribile in funzione dei parametri precedentemente menzionati, ed è in grado di evidenziare in modo semplice le relazioni fra essi:
R=(E·V)/C·log (Pi/Pf) (km)
dove: R=distanza massima percorribile (km); E=efficienza aerodinamica (adimensionale); V=velocità crociera (km/h); C=consumo specifico propulsori (kg/kg·h); Pi=peso iniziale aeromobile (kg); Pf=peso finale aeromobile (peso a zero carburante) (kg).
Si può rilevare che l'autonomia cresce con l'efficienza aerodinamica e con la velocità, cresce al diminuire del consumo specifico, cresce all'aumentare del rapporto peso al decollo/peso a zero carburante (peso a vuoto operativo+carico pagante). Rispetto a un trasporto subsonico, lo HSCT presenta l'alta velocità quale unico elemento a favore dell'autonomia, mentre gli altri parametri sono notevolmente peggiori.
È dunque necessario puntare su ulteriori acquisizioni innovative nel campo dell'aerodinamica (efficienza), dei materiali (rapporto peso iniziale/peso finale) e dei propulsori (consumo specifico), che permettano sensibili miglioramenti di E, di Pf e di C. I livelli attendibili di tali miglioramenti, conseguibili per un'applicazione entro i prossimi 15 anni (qualora i programmi di ricerca vengano lanciati in breve, con adeguate risorse), sono i seguenti.
Aerodinamica: affinamenti dell'efficienza a mezzo dell'aerodinamica computazionale, fino a efficienze globali pari a 9,5, con ulteriori sostanziali guadagni mediante la laminarizzazione dello strato limite in regime supersonico. Tale laminarizzazione potrà afferire soltanto a una parte delle superfici e potrà essere in parte naturale, mediante adozione di profili speciali, e in parte indotta mediante aspirazione (forellini sulle superfici). Il miglioramento netto globale viene oggi stimato intorno a un 15%÷16%, dunque con un raggiungimento di efficienze intorno a 11,0.
Propulsione: riduzioni del consumo specifico, mediante affinamento dei cicli variabili (decollo, accelerazione, crociera) a valori compresi fra 1,0 e 1,2 kg/kg·h. È difficile oggi prevedere miglioramenti più marcati.
Materiali: la laminarizzazione dello strato limite potrà alleggerire i problemi di riscaldamento superficiale, permettendo l'uso di materiali meno impegnativi in termini di resistenza meccanica in funzione della temperatura. In ogni caso un obiettivo di riduzione globale del peso strutturale, comprensivo dell'evoluzione impiantistica, viene oggi posto intorno al 10%. I materiali attualmente allo studio sono principalmente le leghe titanio-vanadio per le parti più esposte al calore, i composti a matrice metallica per le parti sollecitate meccanicamente e termicamente, i compositi termoplastici per le parti sollecitate prevalentemente sotto l'aspetto meccanico e meno sotto quello termico.
Le precedenti acquisizioni sono strettamente condizionate al lancio di un adeguato programma di ricerca e di sviluppo. Se totalmente confermati, i miglioramenti potranno finalmente portare a caratteristiche globali accettabili in termini di economia e di raggio d'azione. Il futuro HSCT si potrà configurare come illustrato nella fig. 3.
Trasporto civile ipersonico. - L'idea di un trasporto civile ipersonico deriva da studi nel campo militare, effettuati dagli USA a partire dall'inizio degli anni Sessanta, e che hanno visto un rilancio nel 1987, dopo il noto incidente dello Space Shuttle Challenger, e a seguito del lancio del programma militare SDI (Strategic Defense Initiative; v. scudo spaziale, in questa Appendice). Lo SDI prevedeva infatti lo spiegamento in brevissimo tempo di centinaia di satelliti militari, la cui messa in orbita non poteva venire effettuata dallo Shuttle (che ormai, con l'incidente, aveva confermato i suoi limiti di utilizzabilità) e richiedeva un mezzo capace di un'alta utilizzazione, in grado di effettuare numerosi voli settimanali per unità, che potesse assicurare il rilascio di numerosi satelliti per ciascuna missione, in quota suborbitale, dalla quale potevano piazzarsi nella posizione assegnata con mezzi autonomi. Prodotto in ragionevoli quantità, tale mezzo sarebbe stato in grado di effettuare l'intero spiegamento dello schieramento SDI nei tempi richiesti. È nato così il programma Aerospaceplane, per la realizzazione di un prototipo dimostratore delle nuove tecnologie, in scala ridotta, denominato X-30. Il dissolvimento dell'URSS e la crisi del blocco politico orientale hanno fatto cadere i presupposti del costoso programma difensivo SDI, e la realizzazione dello X-30, che oggi prosegue negli studi con ritmi e mezzi ridotti.
Nel campo civile, l'interesse al trasporto ipersonico si è verificato, in passato, principalmente per le due seguenti ragioni. L'aeromobile ipersonico sarebbe propulso con idrogeno liquido in luogo del cherosene, e ciò negli anni della crisi petrolifera faceva pensare a un mezzo senza futuri eventuali vincoli energetici. Infatti, le temperature sulla superficie del mezzo raggiungono livelli tali da imporre l'uso di carburanti criogenici, e fra questi l'idrogeno liquido si presenta come il più adatto, per il suo altissimo calore specifico che assicura equivalenti abbassamenti nei consumi, anche se il volume specifico molto basso impone grandi volumi interni al mezzo. La velocità altissima, accoppiata con il basso consumo specifico per l'uso dell'idrogeno liquido, assicura al mezzo raggi d'azione che non erano raggiungibili negli anni Settanta con aeromobili supersonici propulsi con carburante convenzionale. Oggi tali incentivi possono considerarsi decaduti, in quanto le attuali riserve di carburante non fanno prevedere, almeno per alcuni decenni, problemi di disponibilità di cherosene, e contemporaneamente l'evoluzione tecnologica fa intravvedere la possibilità di raggiungere il necessario raggio d'azione con un trasporto supersonico, limitando la velocità entro Mach 3. Di conseguenza, il trasporto ipersonico ha oggi perso presso i costruttori l'interesse che aveva destato negli anni Settanta dopo gli insuccessi progettativi del supersonico USA e durante gli anni della crisi petrolifera, e rimane come oggetto di studio speculativo, per eventuali applicazioni in un futuro molto lontano. Rispetto al trasporto supersonico i vantaggi più evidenti sono quelli relativi ai tempi di v. sulle lunghe distanze, ancora più contenuti, e il minore effetto della detonazione sonica, dovuto alle più alte quote di crociera. Sussistono comunque forti dubbi che il livello di essa sia talmente basso da permettere il sorvolo delle zone abitate. Non esiste esperienza in proposito.
La configurazione prevedibile del trasporto ipersonico è alquanto differente da quella del supersonico, sia per la più alta velocità, che impone altissimi angoli di freccia alare, sia per la propulsione. L'impiego di un carburante criogenico che agisca come volano termico si impone per il necessario smaltimento del calore concentrato sulle superfici del mezzo alle velocità ipersoniche, alle quali il problema del raffreddamento è determinante: occorrerà prelevare flussi di calore dell'ordine di 0,2÷0,4 kcal/cm2·s da superfici dell'ordine di 100 m2. L'idrogeno liquido presente a bordo in grandi quantità, a temperatura di −253°C, con un calore specifico che è circa 10 volte quello del cherosene, permette di affrontare adeguatamente tale problema.
Per quanto riguarda la scelta del propulsore, per velocità superiori a Mach 3,5 la temperatura massima del ciclo raggiunta con la sola compressione dinamica dell'aria eccede le possibilità tecnologiche del turbogetto. Il propulsore da crociera sarà dunque l'autoreattore (Ramjet) caratterizzato dall'assenza di parti in movimento. Il ciclo dell'autoreattore è molto semplice: compressione dinamica dell'aria mediante la velocità di traslazione, apporto energetico mediante immissione di carburante e combustione a pressione costante (riaccelerazione del fluido), espansione del fluido in un ugello diffusore, con ulteriore accelerazione, e diminuzione di pressione fino al livello del fluido indisturbato. La spinta si ottiene dalla differenza di quantità di moto fra ingresso e uscita del fluido.
La velocità suggerisce l'autoreattore a combustione supersonica (SCRamjet: Supersonic Combustion Ramjet), per evitare un'eccessiva compressione dinamica dell'aria nel combustore (resistenza termomeccanica delle pareti). L'autoreattore, per il suo funzionamento, necessita di un'accensione a una certa velocità minima che assicuri la compressione dinamica dell'aria. Quindi esso non può essere impiegato senza un altro propulsore che acceleri il mezzo fino alla velocità minima per l'innesco.
S'impone quindi l'installazione di turboreattori ausiliari che assicurino la propulsione fino a velocità dell'ordine di Mach 3, al di là delle quali, una volta accesi gli autoreattori, essi vengano spenti e defilati da carenature. I turboreattori impiegheranno lo stesso idrogeno liquido, anche se la tecnologia relativa è ancora da acquisire. La presenza dell'idrogeno liquido potrà essere sfruttata per il raffreddamento, con circolazione sotto le superfici delle pareti delle prese d'aria e della rampa d'urto (cioè quella parte del ventre fusoliera che contribuirà a precomprimere l'aria prima delle prese d'aria), raffreddamento imprescindibile per la realizzabilità (limiti termomeccanici dei materiali). Si avrà anche un notevole recupero energetico mediante incremento dell'entalpia dell'idrogeno prima della combustione.
L'architettura finale di un trasporto ipersonico, da Mach 6÷7, con una capacità simile a quella assunta per il futuro trasporto supersonico, si può configurare come dallo schema di fig. 4: tuttala, a elevatissima freccia, controllo longitudinale a mezzo di elevoni a grande corda (bassi angoli di manovra per evitare elevati incrementi di temperatura) manovrati simmetricamente, controllo laterale con gli stessi elevoni manovrati asimmetricamente, controllo direzionale con impennaggio verticale. Motori raggruppati in un unico corpo sotto il ventre della fusoliera, sia gli SCRamjet che i turbogetti acceleratori. L'altissimo volume specifico dell'idrogeno liquido non permette di alloggiare il carburante nelle ali, di limitato volume, e questo verrà previsto in fusoliera in grandi serbatoi cilindrici, criogenici. La fusoliera sarà bilobata e nel lobo inferiore ospiterà il carburante, nel lobo superiore il carico pagante, passeggeri nella zona cilindrica, merci e bagagli nel cono di coda. Il ventre del lobo inferiore sarà raccordato con l'intradosso alare a formare la rampa d'urto.
Bibl.: Center of High Speed Commercial Flight, Battelle Memorial Institute and U.S. Department of Commerce, Proceedings of the first high speed commercial flight symposium, Columbus (Ohio), 22-23 ottobre 1986; Id., Proceedings of the second high speed commercial flight symposium, Columbus (Ohio), 19-20 ottobre 1988; Boeing Commercial Airplanes, New Airplane Development, High speed civil transport study - NASA, Contract Report 4234, 1989; Académie Nationale de l'Air et de l'Espace, Proceedings of the European symposium on future supersonic hipersonic transportation systems, Strasburgo, 6-8 novembre 1989; Douglas Aircraft Company, New Commercial Programs, Study of high speed civil transports - NASA, Contract Report 4236, 1990; Association of European Airlines, AEA general requirements for future high speed commercial transport, Bruxelles, febbraio 1991; Académie Nationale de l'Air et de l'Espace, Future high speed air transportation system - Recommendations, Tolosa, gennaio 1992.