Perchè la NASA ha scelto il design Apollo per Orion?

Perchè la NASA ha scelto il design Apollo per Orion?

Secondo alcuni del Forum questo interessante e dibattuto argomento: la scelta da parte della NASA di una capsula modello Apollo quale sostituto dello Space Shuttle, era l’unica scelta tecnologica, finaziaria e logica possibile. Vorrei ricordare a tutti che all’inizio della richiesta della NASA per una sostituzione del sistema STS con uno che permettesse contemporaneamente visita alla ISS, ritorno sulla Luna e missione verso Marte ed oltre le varie compagnie aerospaziali che avevano risposto non avevano tutte adottato la configurazione simil-Apollo… anzi!! Basta andarsi a guardare il sito di Mark Wade (http://www.astronautix.com/hires/zcevcomm.jpg) dove potete trovare un riepilogativo dei concetti di CEV presentati dalle varie industrie. Curiosamente soltanto la Boeing (non a caso la più influente compagnia aerospaziale USA) aveva presentato il modello simil-Apollo per la capsula! Parecchie si erano ispirate al modello a campana ed addirittura la Lockeed Martin (che poi ha vinto la gara… mah!) presentava addirittura uno corpo portante! Inutile dire poi che quasi tutte avevano scelto per la configurazione completa qualcosa di simile alla Soyuz: modulo di servizio, modulo di rientro e modulo orbitale (fra l’altro scelto anche dai cinesi e forse anche dagli europei). Ma invece ecco che poi la NASA decide di “obbligare” i rimanenti due contendenti (Boeing e Lockheed) alla simil-Apollo ed ecco che nasce Orion… Mi pare inutile prima chiedere alle più importanti industrie spaziali di presentare il meglio delle idee e dei loro progetti e poi scegliere comunque il design che la NASA aveva in mente fin dall’inizio e che gli dava maggiore “lustro”. Si perchè qui, in tanti post relativi all’argomento, è stata attaccata la posizione di chi, come me, avrebbe preferito un velivolo alato o LB adducendo la “scusa” che era soltanto una questione di estetica… Io ribadisco invece che la questione di scelta della capsula simil-Apollo è stata dettata non da motivi tecnici o di logica o risparmio ma soltanto da motivi di “bei tempi” ovvero il ricordo di quando la NASA portava l’uomo sulla Luna! Le accuse sulla preferenza “nostalgica” o di “bellezza” di un velivolo spaziale alato o LB si possono benissimo ribaltare accusando chi ha scelto la simil-Apollo in una questione semplicemente nostalgica per i gloriosi tempi passati… Parliamo quindi di design tecnico e logico e lasciamo perdere le ragioni futili una volta per tutte. L’approccio del modello Soyuz era forse quello che aveva la maggior possibilità di sviluppo ma è stato “bocciato” nonostante fosse stato presentato da diverse aziende. Perche? Forse la NASA non voleva far vedere che dopo 30 anni di Shuttle era costretta a “ricopiare” il design russo anche se era quello più funzionale? :twisted: Chissa?! Gradirei sentire il parere di qualcuno dei paladini delle scelte NASA su questo argomento…
Grazie.
p.s. so benissimo che ormai è così e nessuno potrà farci niente… ma discuterne fra noi competenti appassionati mi pare molto interessante ed il modo migliore per sviscerare i pro ed i contro di una scelta, quella di Orion e di Ares, con la quale dovremo “convivere” nel bene o nel male per i prossimi trent’anni… Assolutamente nessun intento di polemica… è proprio la passione per l’astronautica che mi fa “disperare” per la scelta della NASA…

E poi avevo detto che non parlavo più di CEV/Orion… ](*,) Scusate ma proprio non ce la faccio…

Anch’io non ne volevo più parlare…
Ma bravo Maxi per la disquisizione!

Ora taccio.

Ovviamente da appassionato di Soyuz,avrei preferito che si fossero ispirati al concetto (nn alla forma) della Soyuz,anche perchè come già detto essa presenta un invidiabile design modulare.Un corpo alato per andare sulla Luna nn ne vedo francamente l’utilità,le ali servirebbero solo nella fase di discesa finale,e considerando anche la velocità di rientro da una missione lunare dovrebbero essere sovradimensionate per resistere agli stress termostrutturali del rientro.Molto interessante il progetto di archipeppe soprattutto per l’Aries base,l’ispirazione è come dichiarato da lui stesso,la Soyuz e sulla carta permette tante cose (nulla vieta di fare aries per la luna senza ali,e versioni con ali per l’acceso in leo).Però credo che un progetto del genere preveda un arco di sviluppo più ampio e con più incognite tecnologiche rispetto alle capsule,se si fosse iniziato a fare progetti simili seriamente già negli anni 90 adesso forse il Cev sarebbe qualcosa del genere.Io se mi devo mettere nei panni di chi deve fare sul serio,nn farei scelte tanto dissimili,fin quando hanno potuto fantasticare l’hanno fatto bene (X 33,è un progetto col quale sono cresciuto!),però avrebbero dovuto avere più senso pratico e capire che ci sono progetti che diventano operativi e ricerche tecnologiche che preparano le tecnologie del domani senza trasformarsi subito in mezzi operativi (aerospike per esempio),e come se dall’X 43 volessero tirare fuori il primo scram jet commerciale al mondo! quello serve come dimostratore tecnologico,poi ci vuole l’aereo sperimentale e poi quello commerciale.Orion comunque ha come missione principale portare uomini sulla luna e rimanerci 6 mesi,e per questo il design apollo va bene,ha la possibilità di portare uomini sulla ISS (e rimanerci attaccato sei mesi) o di fare “scalo” su essa.Vorrei girare la domanda se posso,come mai russi,americani,cinesi,parte dei privati ha deciso di sviluppare capsule invece che altro spostando più in la nel tempo LB e aerospazioplani?

Apprezzo la tua considerazione ma la domanda finale ha forse diverse risposte: per i russi e cinesi vedo soltanto una questione di soldi (i Russi avevano pensato al Kliper ma proprio per una questione di fondi non se ne farò niente… :-() mentre i cinesi all’inizio avevano pensato proprio ad una navetta http://www.astronautix.com/lvs/chaheng1.htm … ma con i fondi messi a disposizione è già stato un miracolo l’aver piazzato uomini in orbita). I privati sono indirizzati verso la capsula (credo tu intenda dire Kristel e SpaceX) per vari motivi… semplicità costruttiva? Costi? Tempi ridotti per avere risultati con i COTS? Però se prendiamo il progetto di Burt Rutan (al momento ricordo è l’unico che ha raggiunto lo SPAZIO sul serio !!) lui ha sposato quello che credo sia il sistema ideale per raggiungere la LEO… ed ha le ali!!!

Bravo Maxi, bella idea che sicuramente coinvolgerà molti di noi!
Sono in linea di massima dello stesso parere di Mac, vorrei però aggiungere che molte delle domande che si è fatto Maxi (come molti altri di noi) sono risposte nell’ESAS, in cui viene spiegato il motivo per cui si è scelto questo design piuttosto che un altro e quali sono i vantaggi che esso porta. Se avete un po’ di pazienza (ora sono un po’ impegnato…) posso cercare di andare a recuperare le parti principali, da cui partire con la discussione…

Burt Rutan però ha realizzato il suo mezzo per voli suborbitali, la SS2 non andrà mai in LEO. Rimango comunque dell’idea che per spingersi al massimo verso la LEO un mezzo LB e/o alato sia la migliore scelta, però questo non è il caso dell’Orion.

Burt Rutan ha affermato che proseguirà sulla stessa strada (se funzionerà [-o<) anche per raggiungere l’orbita… http://en.wikipedia.org/wiki/Scaled_Composites_SpaceShipThree

Se come obiettivo abbiamo raggiungere solo ed unicamente la LEO,pochi dubbi vi sono che LB e spazioplani sono la scelta migliore una volta eliminate le cause di inefficienza che hanno afflitto lo shuttle.Molto cambia se gli scopi sono molteplici.Tra l’altro in altri post ho detto che sono convinto che dai tipi come Burt Rutan usciranno i primi veri aerospazioplani (orbitali) ma anche nel suo caso lo sviluppo di mezzi orbitali è fissato più in là nel tempo.

Secondo me la scelta CEV/Orion modello capsula è frutto dell’analisi di cost budget e schedule del progetto. Un biconico o un alato avrebbero certamente aumentato i costi e i tempi di progettazione e costruzione… Dubito che sia un ritorno alla “gloria” del Programma Apollo, anche perchè la maggioranza degli americani considererà il primo impatto con Orion come un passo indietro rispetto allo Shuttle… Sappiamo tutti quanti anni ci sono voluti dai primi progetti dell’orbiter al primo volo: notando il periodo morto tra la fine dell’era STS e l’inizio dei voli CEV, alternative come biconici o LB avrebbero comportato un aumento di questo periodo. Ovvio che avrei preferito un biconico, o un corpo portante, resta il fatto che NASA avrebbe duvuto pensarci già da una decina di anni… Notando poi due guerre in atto e i tagli al bilancio, non mi sorprende che le scelte siano dettate da un certo conservatorismo, anche se con le tecnologie e i materiali attuali…

Più o meno è quello che penso anch’io.

Scusate Aj e Mac ma avete accuratamente evitato di rispondere perchè la NASA non ha scelto il design Soyuz?

Sicuramente vi sono ragioni anche di prestigio,immagina oltre alla critica di sviluppare una astronave “di 40 anni fa” avrebbero avuto la critica di copiare quello che il nemico aveva fatto al tempo! Una ragione tecnica può essere che il CEV ha un compito marcatamente esplorativo come dice il suo nome in particolare ha il compito di portare uomini sulla Luna,anche la Soyuz aveva quel compito ma fu costruita (saggiamente) per avere molti utilizzi,come detto secondo me la Soyuz è l’archetipo per tutte le astronavi,ciò nn vuol dire che nn ci si possa scostare da essa magari per sviluppare alcune caratteristiche in particolare (un mezzo quindi un po’ più specializzato).Consideriamo poi che l’Orion riprende la filosofia Soyuz almeno nei pannelli solari,e che la LEO potrebbe essere servita dai progetti COTS.
Ad ogni modo,cito dall’ESAS:

Although many of the key features of the architecture are similar to systems and approaches used in the Apollo Program, the selected ESAS architecture offers a number of advantages over that of Apollo, including: • Double the number of crew to the lunar surface; • Four times the number of lunar surface crew-hours for sortie missions; • A Crew Module (CM) with three times the volume of the Apollo Command Module; • Global lunar surface access with anytime return to the Earth; • Enabling a permanent human presence at a lunar outpost; • Demonstrating systems and technologies for human Mars missions; • Making use of in-situ lunar resources; and • Providing significantly higher human safety and mission reliability. In addition to these advantages over the Apollo architecture, the ESAS-selected architecture offers a number of other advantages and features, including: • The Shuttle-derived launch options were found to be more affordable, safe, and reliable than Evolved Expendable Launch Vehicle (EELV) options; • The Shuttle-derived approach provides a relatively smooth transition of existing facilities and workforce to ensure lower schedule, cost, and programmatic risks; • Minimizing the number of launches through development of a heavy-lift Cargo Launch Vehicle (CaLV) improves mission reliability and safety and provides a launcher for future human Mars missions; • Use of a Reusable Solid Rocket Booster (RSRB-) based Crew Launch Vehicle (CLV) with a top-mounted Crew Exploration Vehicle (CEV) and Launch Abort System (LAS) provides an order-of-magnitude improvement in ascent crew safety over the Space Shuttle; • Use of an Apollo-style blunt-body capsule was found to be the safest, most affordable, and fastest approach to CEV development; • Use of the same modular CEV CM and Service Module (SM) for multiple mission applications improves affordability; • Selection of a land-landing, reusable CEV improves affordability; • Use of pressure-fed Liquid Oxygen (LOX)/methane propulsion on the CEV SM and Lunar Surface Access Module (LSAM) ascent stage enables In-Situ Resource Utilization (ISRU) for lunar and Mars applications and improves the safety of the LSAM; and • Selection of the “1.5-launch” Earth Orbit Rendezvous–Lunar Orbit Rendezvous (EOR– LOR) lunar mission mode offers the safest and most affordable option for returning humans to the Moon.

Il design tipo Apollo è stato privilegiato perchè - secondo me - più “americano” rispetto al design “soyuz”, proprio a causa del glorioso passato delle missioni lunari…

Secondo alcuni anche la Soyuz avrebbe un’origine americana.

Paolo Amoroso

La questione del perchè il design simil-Soyuz sia stato rifiutato è molto interessante, e vorrei fare un paio di domande in merito:

• il modulo di rientro della Soyuz (che non saprei come definire: forse tronco-conico arrotondato? ) presenta qualche vantaggio rispetto alla forma puramente conica dell’Apollo/CEV?
• secondo voi, un modulo orbitale come quello della Soyuz che utilità potrebbe avere in una missione lunare?

Interessati domande Spock…
Per quanto riguarda la prima la forma a campana del modulo di rientro Soyuz dovrebbe avere (ma qui ho bisogno dell’aiuto dei più esperti… ) un peggior controllo al rientro rispetto alla forma conica dell’Apollo.
Per quanto riguarda la seconda domanda… avendo a disposizione un modulo orbitale sarebbe qui dove soggiornerebbe l’equipaggio una volta lanciato. In questo modo il modulo di rientro può essere molto più piccolo di una Apollo dato che serve soltanto al lancio ed al rientro (ed ecco spiegato il perchè i cosmonauti sono così “stivati” nell’angusto modulo di rientro). Inoltre essendo molto piccolo il modulo di rientro ha uno scudo termico più piccolo e pesa molto meno di una capsula completa tipo Apollo. Il modulo orbitale, d’altro canto, non dovendo rientrare in atmosfera non ha bisogno di nessuno scudo termico e pertanto può essere anch’esso più leggero e spazioso.

Ottima risposta Maxi!! Per quanto riguarda la forma a campana nn mi risulta che abbia un comportamento peggiore al rientro,ma di queste cose sa di più archipeppe.Certamente lo scudo termico dell’attuale soyuz dovrebbe essere ridimensionato per affrontere un rientro molto più veloce.Assolutamente da leggere questo Topic fantastico http://www.forumastronautico.it/index.php?topic=801.60 sul progetto sovietico di missione lunare,che spiega in dettaglio architettura di missione e astronavi.Per la seconda domanda ha risposto benissimo maxi,aggiungerei che l’apollo (senza LEM) era meno spazioso della Soyuz (6.17 metri cubi contro 9).

Concordo, aggiungerei solo che con un design simil-Soyuz bisognerebbe considerare i costi di un modulo orbitale che sarà ogni volta nuovo e non riutilizzabile facendo aumentare probabilmente i costi. Certo con la Soyuz i costi vengono abbastanza calmierati dalla “spartanità” del modulo di servizio, ma se si volesse realizzare un modulo con equipaggiamenti e apparecchiature per poterci alloggiare qualche cosa di più i costi salirebbero e a fine missione si butterebbe via tutto.

Aggiungo anche la parte dell’ESAS in cui si descrive la parte di design:

5.2.2 Design Approach
The CEV design was approached with the focus on a lunar polar mission. In addition to optimizing the design for exploration missions, the team also assessed the possible means by which the CEV could access the ISS. The lunar design starting point was very important, as a vehicle optimized for the ISS and then adapted for lunar missions may have a very different outcome. Past studies, such as the Orbital Space Plane (OSP) and the Crew Return Vehicle (CRV), designed vehicles to solely go to the ISS and, therefore, did not address transit out of LEO.The biggest difference with this study is that the CEV does not have a 24-hour medical return mission from the ISS coupled with an emergency evacuation mission that required system power-up in 3 minutes. These requirements would drive vehicle system design and landing site selection. Neither the Space Shuttle nor Soyuz were designed to go to the ISS and meet these requirements, and the CEV is modeled after the capabilities that these two vehicles provide to the ISS. The CEV will be the United States’ next human spacecraft for the next 20 to 30 years and should have the flexibility to meet the needs for missions to the Moon, Mars,
and beyond. Vehicle size, layout, and mass were of central importance in this study, because each factors into vital aspects of mission planning considerations. Detailed subsystem definitions were developed and vehicle layouts were completed for a four-crew lunar DRM and a six-crew Mars DRM. The lunar mission was a design driver since it had the most active days with the crew inside. The Mars DRM, which was a short-duration mission of only 1 to 2 days to and from an orbiting Mars Transfer Vehicle (MTV), drove the design to accommodate a crew of six. Ultimately, the CEV CM was sized to be configurable for accommodating six crew members even for an early mission to the ISS.
The different CEV configurations were each assigned a block number to distinguish their
unique functionality. The Block 1 vehicles support the ISS with transfer of crew and cargo.
The Block 1A vehicle transfers crew to and from the ISS. This vehicle can stay at the ISS for 6 months. Varying complements of crew and pressurized cargo can be transported in the Block 1A CM. The Block 1B CM transports pressurized cargo to and from the ISS. The crew accommodations are removed and replaced with secondary structure to support the cargo complement. The relationship between the Block 1A and Block 1B CMs is similar to that of the Russian Soyuz and Progress vehicles. Unpressurized cargo can be transported to the ISS via the CDV. The CDV replaces the CM with a structural “strong back” that supports the cargo being transferred. The CDV uses the same SM as the other blocks and also requires a suite of avionics to perform this mission. The CDV is expended after its delivery mission. The Block 2 CEV is the reference platform sized to transfer crew to the lunar vicinity and back.
Detailed sizing was performed for this configuration and the other blocks were derived from its design. The Block 3 configuration is envisioned as a crewed transfer vehicle to and from an MTV in Earth orbit. The crew complement for this configuration is six. No detailed design requirements were established for this block and detailed mass estimates were never derived.
Design details for each block configuration are discussed in later sections. A mass summary for each block is shown in Figure 5-1. Detailed mass statements were derived for each block and are provided in Appendix 5A, CEV Detailed Mass Breakdowns.
The design and shape of the CEV CM evolved in four design cycles throughout the study, beginning with an Apollo derivative configuration 5 m in diameter and a sidewall angle of 30-deg. This configuration provided an Outer Mold Line (OML) volume of 36.5 m3 and a pressurized volume of 22.3 m3. The CM also included 5 g/cm2 of supplemental radiation protection on the cabin walls for the crew’s protection. Layouts for a crew of six and the associated equipment and stowage were very constrained and left very little habitable volume for the crew.
A larger CEV was considered in Cycle 2, which grew the outer diameter to 5.5 m and reduced the sidewall angles to 25 deg. Both of these changes substantially increased the internal volume. The pressurized volume increased by 75 percent to 39.0 m3 and the net habitable volume increased by over 50 percent to 19.4 m3. The desire in this design cycle was to provide enough interior volume for the crew to be able to stand up in and don/doff lunar EVA suits for the surface direct mission. Most of the system design parameters stayed the same for this cycle including the 5 g/cm2 of supplemental radiation protection.
Cycle 3 reduced the sidewall angles even further to 20 deg in an effort to achieve monostability on Earth entry. The sidewall angle increased the volume further. Because the increases in volume were also increasing the vehicle mass, the height of the vehicle was reduced by 0.4 m, reducing the height-to-width aspect ratio. This configuration showed the most promise in the quest for monostability, but the proper CG was still not achieved. Analysis in this design cycle showed that the supplemental radiation protection could be reduced to 2 g/cm2. Figure 5-2 illustrates the progression of the configurations through Cycle 3 of the study as compared to Apollo and the attached table details the changes in diameter, sidewall angle, and volume.
Cycle 4 was the final CEV design cycle and began after the decision was made to no longer consider the lunar surface direct mission. The design implications to the CEV (i.e., difficulty including an airlock and complex operatives) and the low mass margins surrounding the lunar surface direct mission mode were the primary reasons for taking the mode out of consideration.
The Cycle 4 CEV was sized for a dual-launch Earth Orbit Rendezvous-Lunar Orbit
Rendezvous (EOR–LOR) mission mode where the CEV performs a rendezvous with the Earth Departure Stage (EDS) and LSAM in LEO, stays in lunar orbit while the LSAM descends to the lunar surface, and performs another rendezvous with the LSAM in lunar orbit. No supplemental radiation protection was included in the mass estimates for this design analysis due to results from a radiation study reported in Section 4, Lunar Architecture.
The resulting Cycle 4 CM shape is a geometric scaling of the Apollo Command Module
(Figure 5-3). The vehicle is 5.5 m in diameter and the CM has a sidewall angle of 32.5 deg.
The resulting CM pressurized volume is approximately 25 percent less than the Cycle 3
volume, but has almost three times the internal volume as compared to the Apollo Command Module. The CEV was ultimately designed for the EOR–LOR 1.5-launch solution, and volume reduction helps to reduce mass to that required for the mission. Figure 5-4 depicts how vehicle sidewall angle and diameter affect pressurized volume and the resulting design point for each cycle.

ESAS: pag.222

Una teiera?

Paolo Amoroso