Ecco quello che la NASA non vi ha fatto ancora vedere, fresche fresche di Canvas un paio di tavole dedicate all’ultima versione della capsula CEV/Orion.
Grazie, molto interessante questo esordio di “Archipeppe New Millennium”.
Paolo Amoroso
Belle belle!
Wooohoooo
Grande Peppe!
E’ proprio una copia delle navicelle apollo.
Se parliamo del modulo di comando, si.
E’ esattamente una capsula Apollo aumentata del 25%.
Per quanto riguarda il modulo di servizio, invece, l’Orion si discosta sensibilmente dall’Apollo/SM.
E’ molto più “russo” nel senso che ha sicuramente subito degli influssi dal modulo di servizio della Soyuz, con i suoi pannelli solari (seppur “a ventaglio”) ed i propellenti storabili. E’ molto più piccolo dell’Apollo/SM non disponendo dello stesso potente motore.
Naturalmente le differenze con l’Apollo originario, a mio avviso inarrivabile nel suo genere, non si fermano qui. L’Orion dispone (o disporrà) di un sistema di attracco a flangia multipla tipo IBDM (International Berthing Docking Mechanism) laddove l’Apollo aveva il classico “Probe-Drouge” (sonda e imbuto, per intenderci come quello che ha la Soyuz). Anche le antenne sono, ovviamente diverse, come diverso appare il sistema di thrusters (ossia i getti per il controllo dell’assetto) che anche in questo caso sembra aver subito delle ascendenze russe.
Un’altra particolarità sta nel fatto che l’Orion, rispetto all’Apollo, dispone del portello di accesso situato sul lato sinistro piuttosto che in alto. Così come pure aumentati, almeno in numero, appaiono i thrusters del CM, il che significa una maggiore manovrabilità in fase di rientro probabilmente legata alla necessità di sfruttare quel poco di portanza residua (in regime ipersonico) che dispone la capsula, allargando per quanto possibile il “footprint” al rientro. Detto in soldoni dovrebbe avere delle capacità di centrare il bersaglio (per quanto è possibile ad una capsula) migliore del suo antesignano.
Altre differenze sono apprezzabili sopratutto nello scudo termico che dovrebbe (il condizionale è d’obbligo) essere riutilizzabile un certo numero di volte (5?) essendo un’evoluzione (ma è vero?) di quello usato dallo Shuttle.
Teniamo presente che un rientro dalla Luna, a circa 11 Km/sec, implica delle temperature esterne che possono sfiorare i 2.100° C (contro i 1.600° C di un rientro da LEO).
Se è un rivestimento termico simile a quello dell Shuttle, che viene protetto prima del lancio anche dai minimi graffi, come potrà lo scudo dell’Orion essere riutilizzato dopo i rigori di un impatto con il suolo? Gli airbag lo proteggeranno completamente?
Paolo Amoroso
Veramente commovente Archipeppe… la tua bravura ( :-({|=) riesce quasi (ho detto quasi… ;-)) a far bello anche il CEV/Orion… :-D. Ma poi sarà questa la versione definitiva? Oppure vedremo, come per lo Shuttle, nascere e morire tante versioni?
E’ superfluo dire che i disegni di Archi sono sempre davero molto belli e ben fatti; per quanto concerne, invece, la capsula Orion, rimango sempre molto dubbioso e poco entusiasta.
Come forma… ma tutto il resto dentro sarà completamente diverso…
Altre differenze sono apprezzabili sopratutto nello scudo termico che dovrebbe (il condizionale è d'obbligo) essere riutilizzabile un certo numero di volte (5?) essendo un'evoluzione (ma è vero?) di quello usato dallo Shuttle. Teniamo presente che un rientro dalla Luna, a circa 11 Km/sec, implica delle temperature esterne che possono sfiorare i 2.100° C (contro i 1.600° C di un rientro da LEO).
Uhmm… ma sei sicuro? perchè mi sembrava di ricordare fosse l’unica parte da sostituire ad ogni lancio, mi sembrava si fosse parlato anche di un sistema di sostituzione rapida, utilizzando uno scudo già montato su un piatto che andava sostituito in un unico blocco… devo controllare…
Belli assai i disegni Peppe … come sempre 
Resto anche io perplesso sul discorso riutilizzo dello scudo termico … 
L’univa versione che mi sento di prevedere non verrà realizzata è la 666.
Paolo Amoroso
Ragazzi verificate questa storia dello scudo termico che, a volte, le cantonate scappano anche al sottoscritto…(nel caso offro una birra all’AstronatiCon).
Dall’ESAS:
pag. 36:
“Three main parachutes slow the CEV CM to a
steady-state sink rate of 7.3 m/s (24 ft/s), and, prior to touchdown, the ablative aft heat shield
is jettisoned and four Kevlar airbags are deployed for soft landing. After recovery, the CEV is
refurbished and reflown with a lifetime up to 10 missions.”
pag. 521
“CM refurbishment includes heat-shield removal and replacement, parachute system
restoration, post-flight inspections and troubleshooting, and the return of the CM to a
launch processing state compatible with spacecraft integration. The location for this
function could be KSC’s O&C facility or a local off-site facility.”
Onestamente le due cose non vanno molto d’accordo comunque è certo che dopo ogni missione lo scudo venga buttato, nell’ESAS c’è poi un capitolone tutto dedicato al suo sviluppo e alle ipotesi prese in considerazione per materiali e forme.
Umh…dal comunicato dell’ESAS l’Orion, almeno in questo aspetto, sembra molto simile alla Soyuz (che si libera di ciò che resta dello scudo termico prima dell’atterraggio).
Per quanto riguarda la parte sostituibile, probabilmente (e non vorrei sbagliare di nuovo) si riferiscono all’aeroshell conico che riveste la parte superiore della capsula.
Vabbé, vi siete guadagnati una fresca e biondissima birra all’AstronautiCon…
domandina: nelle caratteristiche del CM leggo: “propellente: GOX/GCH4”. mi risulta che l’unico propellente che usa un CM sia quello degli rcs, che finora erano a ipergol o monopropellenti. perchè hanno abbandonato i buoni vecchi monoprop? non mi risulta che metano e O2 siano ipergolici (altrimenti non avrei bisogno dell’accendigas per cucoere la pasta 
) e far andare gli rcs con dispositivi di accensione elettrica mi sembra controproducente. voi che ne dite?
Ciao Spock, innanzitutto benvenuto.
Per quanto riguarda gli RCS mi sono posto la stessa domanda anche io, senza trovare una risposta efficace.
In tutte le note che ho spulciato sull’Orion ho trovato gli stessi riferimenti, mi sa che bisogna approfondire questo aspetto che risulta oscuro pure a me…
Penso sia legato al vecchio discorso di utilizzare il metano in quanti più posti possibile in previsione dei futuri viaggi verso Marte che comporterebbero un grosso risparmio in peso potendo utilizzare quello presente nel “pianeta rosso”.
Ricordo poi che il 99% delle domande che ci facciamo, hanno una risposta sull’ESAS, concordo con il fatto che sia troppo dispersivo, ma a volte una ricerca per parole basta per avere tutte le risposte. Io adesso non ho la possibilità di leggerlo se qualcuno lo scarica e guarda penso proprio ci sia anche questa risposta. 
ESAS pag.230
“The assumed primary RCS propulsion system for the CEV CM is a Gaseous Oxygen (GOX) and liquid ethanol bipropellant system selected for its nontoxicity and commonality with the life support system’s high-pressure oxygen supply system. A similar system has been developed
and ground-tested for potential use as a Shuttle Orbiter RCS replacement and for attitude control use on the Kistler K–1 LV.”
“There are several propellant alternatives to GOX/ethanol also worthy of consideration for the CEV CM propulsion system. These include, but are not limited to, Tridyne, GOX/Gaseous Methane (GCH4), monopropellant hydrazine, monopropellant Hydrogen Peroxide (H2O2), Nitrous Oxide (N2O), Nitrogen Tetroxide (NTO)/Monomethyl Hydrazine (MMH), cold gas nitrogen, and monopropellant Hydroxyl Ammonium Nitrate- (HAN-) based propellants.”
E per quanto riguarda il SM:
“The SM propulsion for performing major CEV translational and attitude control maneuvers is a pressure-fed integrated service propulsion system/RCS using LOX and Liquid Methane (LCH4) propellants. This propellant combination was selected for its relatively high Isp, good overall bulk density, space storability, nontoxicity, commonality with the LSAM, and extensibility
to In-Situ Resource Utilization (ISRU) and Mars, among other positive attributes.”
“Other tradable propellants for the CEV SM might include bipropellants such as NTO/MMH, LOX/Liquid Hydrogen (LH2), and several other LOX/hydrocarbon propellants such as ethanol or propane”.
C’è anche molto di più sulla propulsione di tutte le versioni del CEV nella sezione dedicata al CEV.