Continuando l’analisi sui problemi e l’evoluzione del nuovo programma destinato a supportare l’attività umana per i prossimi decenni da parte Americana passiamo in rassegna in maniera più approfondita i problemi e le possibili soluzioni destinate al lanciatore.
Il primo passo operativo del programma di sviluppo di Ares I sarà il lancio-test Ares I-X ovvero la sperimentazione di lancio, attualmente prevista per Aprile 2009, di un SRB a 4 segmenti più un quinto inerte e un upper stage inerte di un simulacro del vettore.
La data annunciata in precedenza attualmente è a forte rischio rinvio a causa dei ritardi con il lancio di STS-125, ultima missione shuttle ad utilizzare la rampa 39B e la High Bay 3 all’interno del VAB.
L’inizio del ricondizionamento di queste due strutture è strettamente legato con lo svolgersi della missione destinata ad Hubble in quanto non potranno essere toccate prima del suo svolgimento.
Oltre a questi problemi è sorta di recente un’ulteriore incognita portata dalla Mobile Launch Platform destinata a questo test, la quale deve essere ricondizionata anch’essa per il nuovo utilizzo.
Il problema è legato alla stabilità del vettore durante il rollout. La piattaforma prevedeva una configurazione di lancio con Ares I-X installato su uno dei due agganci attualmente utilizzati per sorreggere i SRB dello Space Shuttle mentre sull’altro doveva essere costruita la torre di supporto al lanciatore con un ponte di sostegno all’altezza dell’interstage.
Nel frattempo è però cambiato il contractor incaricato di questa modifica alla MLP e il nuovo design prevede dei semplici tiranti installati a 120° l’uno dall’altro sulla piattaforma per proteggere e mantenere stabile il lanciatore durante il rollout.
Visto però che si utilizzerà un simulacro dell’upper stage con peso simile a quello reale il sistema di ritenzione dovrà essere ridefinito portando ad uno slittamento della data di lancio.
Attualmente l’effetto combinato dei ritardi di STS-125 e di questa modifica dovrebbe portare ad un ritardo dalla data prevista di 60-90 giorni.
Analizzando invece il programma nella sua interezza è stato confermato il buco di budget ipotizzato nei mesi scorsi che aveva già portato allo slittamento dei lanci test fino al primo lancio con equipaggio e ritardi che variavano dai 6 ai 12 mesi.
Questo primo ritardo non ha però portato ad un rilassamento delle scadenze, con le date programmate che continuano ad essere piuttosto strette in relazione al budget disponibile per lo sviluppo.
Si parla ora, del primo lancio umano, se il livello dei finanziamenti dovesse mantenersi questo, fra il 2015 e il 2016 con un anno di ritardo per il programma Lunare.
Tornando al lanciatore viene usato solitamente come riferimento la matrice di rischio standard, ovvero una tabella 5x5 con le colonne che definiscono un rischio crescente, con la 3°/4° che indicano un rischio “Severo” mentre le 4°/5° un rischio con “Probabilità Massima”, le righe invece indicano la possibile pericolosità del problema.
Il problema di oscillazione al primo stadio attualmente è considerato 3x4 nella matrice di rischio, il quale comporta la possibilità che le misure di riduzione dell’oscillazione portino a significativi cambiamenti nel design dello stadio.
La dinamica del primo stadio è invece classificata come 3x5, riferita ad una aumentata lunghezza e flessibilità del complesso associata all’interstage con la possibilità che i carichi dinamici possano superare quelli consentiti.
Le oscillazioni nella spinta portano ad un rischio 5x4 sull’upper stage, mentre i rischi vibro-acustici sono ora al 4x4.
Per quanto riguarda le masse e le discussioni sui pesi limite abbiamo ora un upper stage a secco dal peso di 14.299kg mentre l’obiettivo è di portarlo a 12.936kg ma con la possibilità di aumentare il limite massimo fino a 13.978kg e quindi con un attuale riduzione richiesta del 2,2% per rientrare nei valori cercati.
Per quanto riguarda l’interstage il peso attuale è fissato a 3.355kg mentre quello richiesto è 3.297kg con una riduzione mancante del 1,7%.
Per quanto riguarda i propulsori il J2-X attualmente ha un peso previsto di 2.529kg con il requisito dei 2.472kg, ovvero il 2,2% in meno.
Rimanendo in tema di propulsori l’ISP richiesto è di 448sec mentre l’attuale previsto è di 448.2sec.
Per quanto riguarda i test al propulsore dell’upper stage, il J2-X strettamente derivato da quello usato nel programma Apollo è prevista a breve la prima accensione completa.
Attualmente è stata installata al propulsore una turbopompa utilizzata durante i test al propulsore “aerospike” dell’X-33.
Il primo test previsto per 550sec. è stato interrotto a 293sec. a causa di un problema ad una valvola del banco prova e non del propulsore, che già in passato aveva creato parecchi problemi non essendo mai stata sostituita dai tempi gloriosi dell’impianto.
Anche con questo problema si sono comunque ricavati importanti dati sul suo funzionamento, il quale non ha creato problemi anche con le modifiche effettuate.
Il problema con il banco è in corso di risoluzione e un nuovo test con durata sempre di 550sec è previsto a giorni.
Attualmente Ares I ha capacità di immissione in orbita utile per 24.821kg con livello di confidenza del 99,7%, Orion completamente rifornito lo scorso Novembre, prima delle ultime modifiche aveva un peso massimo possibile di 23.618Kg, oggi il peso massimo è diminuito a 23.264kg e attualmente il progetto pesa 23.530kg con una riduzione necessaria del 1,1%.
Tutte queste cifre sono “ante-modifiche” per la risoluzione del problema di vibrazioni.
Grazie Albyz, ottimo articolo, come sempre.
Un piccolo chiarimento: Quando parli dei valori sulla matrice di rischio, il primo numero è quello della riga, o quello della colonna?
Albyz quando parli di Orion completamente rifornito, cosa intendi??
Orion, attualmente, dovrebbe essere al livello di simulacro??
Oppure no??
Ossia, esiste già un “test article” che è più di un simulacro, oppure un vero e proprio primo prototipo??
Credo che anche negli USA si utilizzi righeXcolonne… me lo ero chiesto anche io ieri sera, ma non ho trovato una conferma esplicita, dovrebbe comunque essere così 
No, ovviamente non esiste ancora un modello reale, e in pratica neanche un simulacro.
Per “completamente rifornito si intende” con tutto quello che ci deve essere a bordo per la missione (credo quindi equipaggio compreso), che è in pratica il contrario del peso a vuoto.
I valori sono calcolati in questo modo, quello limite è il peso allocato a quel dato componente, ovvero si prende il peso totale del mezzo e si scende ad albero allocando ad ogni sezione un peso massimo perchè tutto funzioni. Ovviamente questo è un livello molto alto avendo diviso i pesi solo fra upper stage, Orion, interstage e SRB.
Poi però il processo continua ad albero fino ad arrivare ad ogni sottosistema e ad ogni componente che avrà un proprio peso allocato all’interno di un complessivo in modo che tutto rientri nel peso consentito.
Il peso che viene definito attuale non è ovviamente reale, nel senso di misurato complessivamente, ma è quello appunto che si è riusciti ad allocare ad ogni sistema compiendo il processo inverso, ovvero dai componenti più piccoli assemblare sistema dopo sistema (virtualmente o in modo solo parziale fisicamente) tutto il complessivo trovando un peso attuale che è quindi portato non da un complessivo reale ma dalla somma destinata ad ogni più piccola componente del mezzo.
Ovviamente alla fine i due pesi dovrebbero almeno uguagliarsi per poter rientrare nella stima iniziale di utilizzabilità con le prestazioni date.
Ok, grazie Albyz adesso è tutto più chiaro.
A quanto mi pare di capire, con il medoto adottato, dovrebbero aver incluso un certo “margine” (probabilmente assestato tra il 2 ed il 5%), ciò significa che - almeno in teoria - l’Orione “vero” dovrebbe pesare qualcosa in meno del modello matematico…
Tra l’altro sarebbe anche interessante approfondire questo discorso, perchè i metodi di progettazione a questi scopi sono radicalmente cambiati negli ultimi anni con la quasi inutilità nella realizzazione di mockup reali, con relativo grande vantaggio in tempo e denaro.
Fino a pochi anni fa era indispensabile realizzare fisicamente dei modelli, almeno parziali, per realizzare questi calcoli e verificare che tutto realmente funzionasse. Ora invece si realizzano mockup digitali, magari fruibili a centri di sviluppo sparsi in mezzo mondo e aggiornati in tempo reale, i quali permettono di realizzare un modello complessivo reale e assolutamente fedele potendo correggere ancora in fase di sviluppo tutte le questioni legate ad esempio all’ergonomia, all’accesso agli impianti e all’installazione, simulando addirittura tutte le fasi di assemblaggio prima ancora che si stampi una sola lamiera nel reale.
L’esempio più eclatante dell’incredibile evoluzione che si è avuta negli ultimi anni è stato l’ultimo aereo di Dassault, il 7X realizzato completamente utilizzando un mockup digitale e utilizzando il programma Catia (lo stesso utilizzato per Orion mi pare), il quale in parallelo veniva sviluppato dai produttori anch’esso per poter evolvere. Raggiungendo l’incredibile risultato di assemblare per la prima volta nella storia il primo esemplare, a parte in tempi rapidissimi, ma che era già il primo esemplare di serie, saltando completamente qualsiasi prototipo o mockup fisico intermedio con enormi risparmi in termini di tempi di sviluppo e di denaro.
Intendi dalla differenza di payload di Ares I e il peso massimo ora allocato a Orion?
L’ho notato anche io ma vedendo che manca il peso allocato al LAS pensavo fosse destinato ad esso… 
A parte quello, a cui avevo fatto caso pure io, mi riferivo invece allo “scarto” tra il modello matemetico (che dovrebbe, per sua natura, essere più “conservativo”) e quello vero, per cui quest’ultimo dovrebbe pesare, appunto, qualcosa in meno.
Per quanto riguarda il metodo progettuale sono pienamente d’accordo con te, dal punto di vista storico i primi ad implementare tale metodologia progettuale (con un assemblaggio tutto “virtuale”) del velivolo, sono stati gli americani della Boeing con il progetto del 777 prima e del 787 dopo.
Uhmm no, forse allora non mi sono spiegato…
Quello che tu chiami modello matematico è un numero ricavato teoricamente partendo dalle prestazioni del lanciatore e da tutta la sua fase di progettazione identificando un peso massimo ammissibile per ogni macrocomponente del lanciatore.
Questo è l’obiettivo da raggiungere per poter validare tutto il complesso, attualmente il peso raggiunto è quello che tu chiami “vero” che deve quindi scendere per attestarsi al di sotto del massimo consentito.
Quello vero, è invece il numero che salta fuori progettando il mezzo. Ovvero ogni team in base al requisito imposto dal primo deve rientrare in detto parametro. Attualmente tutte le somme per Orion arrivano leggermente oltre il massimo del peso consentito, per cui si dovranno limare i kg di troppo ritornando a cascata a lavorare sui singoli sistemi.
Esatto, per entrambi però, benchè la progettazione fosse avvenuta completamente in digitale si sono comunque continuati a costruire mockup fisici (almeno per il primo) e prototipi che non sono esemplari di produzione e neanche destinati alla vendita. Per Dassault invece, il passo eclatante è stato proprio questo, il primo esemplare era già il primo esemplare definitivo, del tutto uguale a quelli di serie, per cui per la prima volta non è mai esistito un prototipo di questo aereo.
Ma hanno fatto qualche volo di test prima di iniziare la distribuzione ai clienti?
Paolo Amoroso
Si beh certamente, poi la campagna di test è stata quella classica, anche perchè bisognava prima ottenere la certificazione… ad EASA non bastano i calcoli… 
Non so neanche se poi quel primo esemplare sia stato venduto o tenuto da Dassault come banco prova per tutte le successive modifiche.
Il balzo è comunque non avere avuto prototipi nel senso stretto del termine, in quanto solitamente sono sensibilmente diversi dagli esemplari di serie, sono construiti come pezzi unici e non seguendo il processo industriale, la struttura più robusta e complessa è solitamente diversa da quella definitiva, hanno installati (e spesso affogati nella struttura) tutte le migliaia di sensori necessari per i test con le relative apparecchiature di acquisizione, spesso incorporano pezzi provenienti da altri velivoli simili per la non disponibilità immediata di tutte le parti… insomma sono prototipi…
Tornando alla questione “pesi” mi è venuto in mente un esempio che magari è più esplicativo.
Se io sono il program manager all’inizio del programma, (semplificando le cose) dopo tutti gli studi preliminari so che l’ottimo è portato, con certe prestazioni, da una distribuzione definita dei pesi e delle capacità di ogni macrocomponente del progetto (upper stage, interstage, Orion…). Una volta trovati questi numeri innanzitutto so che sono numeri da non superare per ottenere le prestazioni richieste e in secondo luogo si continuerà a cascata a dividere questi pesi allocando ad ogni, sistema, sottosistema, componente un determinato peso disponibile.
Tu che sei progettista hai quindi ricevuto ad esempio il requisito che l’impianto di pressurizzazione non deve pesare più di 100 kg (sparato). Ti metti al lavoro e riesci fino ad ora ad ottenere un impianto che da progetto pesa 105kg.
Il secondo numero è quindi quello che somma tutti questi pesi facendo il percorso inverso che aveva fatto ad esempio il team del program manager, e ottieni un peso totale di progetto attuale.
Questo ora è leggermente sopra il requisito minimo, perchè tu progettista magari non sei stato bravo abbastanza a progettare il tuo sottosistema, per cui dovrà essere riportato entro i limiti richiesti facendo tornare il peso totale nel requisito.
Per quanto riguarda il progettista dell’impianto di pressurizzazione non ha molta scelta… o scende di 5kg o si mette a scongiurare qualcuno che gli ceda una parte della sua “quota-peso” per rientrare nel complesso ad un peso accettabile (quest’ultima è ovviamente una “forzatura” ma neanche tanto, anche se non sempre applicabile, del processo).
Ok, ora è chiaro. Vorrei precisare, per chi non fosse esperto in materia di sicurezza, che si definisce “pericolo” i possibili effetti dannosi dovuti ad un evento, mentre “rischio” è la probabilità che il pericolo diventi realtà.
Ho trovato un’immagine fatta bene della matrice, così anche chi non l’avesse mai vista può visualizzare quello di cui si sta parlando