Ares V e Ares I: il lavoro continua

Un rapido aggiornamento per quanto riguarda Ares I prima di passare alle importanti novità riguardanti il futuro lanciatore super-heavy.
Si è appena conclusa la PDR (Preliminary Design Review) in cui sono stati varati alcuni cambiamenti minori sorti da definizioni e analisi approfondite in alcune parti.
Il progetto della MLP (Mobile Launch Platform) è stato leggermente rivisto dopo che alcune analisi avevano evidenziato il rischio che gli scarichi del primo stadio investissero in maniera eccessiva la rampa e le sue strutture al lancio.
Il team ingegneristico che si occupano del primo stadio ha inoltre dichiarato che sarà possibile accorciare l’avionic bay di 20cm per l’ottimizzazione degli spazi e dei volumi interni attuati in questi mesi.
Per la questione delle oscillazioni sono stati messi in previsione 200kg circa in più sulla capsula Orion per l’inserimento di smorzatori sui sedili e sulla strumentazione più delicata.
Attualmente il rischio di “Loss of Mission” (LOM) è calcolato a 1:441, e il “Loss of Crew” (LOC) a 1:1563. L’obiettivo per il LOM è 1:500 e il minimo accettabile per il LOC è 1:1000 con l’obiettivo di 1:2000.
Un altro obiettivo importante è il passaggio completo al termine di questa PDR per tutto il programma da sistema Imperiale a SI (Sistema Internazionale) per tutte le unità di misura.
Solo la prima versione del lanciatore, destinata alla ISS, per questioni di interfacciamento con il Programma della ISS avrà ancora una piccola parte dei sistemi che non utilizzeranno il SI.
L’obiettivo è quello di arrivare alle missioni Lunari con tutti i sistemi e i team che utilizzeranno il SI. A questo proposito ci sono comunque ancora dubbi in quanto potrebbe essere considerato un fattore di rischio risultando forse inaccettabile.

Passando ad Ares V sono alcune le novità importanti sorte negli ultimi mesi.
La precedente versione del lanciatore prevedeva un diametro della sezione centrale di 10m e propulso da 5 RS-68 accoppiati da due SRB identici a quelli di Ares I a 5 segmenti. Con l’upper stage che è passato da alcuni mesi da 8.4m a 10m come il resto del lanciatore.
La precedente versione però soffriva di una mancanza di potenza non riuscendo a raggiungere il requisito delle 75.1ton in TLI richieste, arrivando solamente a 64.6ton.
La nuova e più potente configurazione, denominata “LV 51.00.48”, non raggiungendo ancora completamente l’obiettivo ultimo si avvicina sensibilmente rispetto alla vecchia, arrivando a 71.1ton in TLI.
I SRB sono passati da 5 segmenti a 5.5, con un aumento del 38%, un ISP di 275.5sec. e un tempo di accensione di 116sec. (8 secondi in meno degli attuali SRB shuttle).
Il propellente solido utilizzato sarà strettamente derivato dall’attuale Shuttle ma non identico e rinominato “333-07 Trace” con una possibile ulteriore evoluzione, se i futuri test saranno positivi ad una miscela nuova nominata HTPB.
Per poter agganciare i nuovi SRB allungati, il primo stadio, e in particolare il serbatoio dell’idrogeno è stato allungato di quasi 5m con un proporzionale allungamento anche del serbatoio dell’ossigeno.
Il lanciatore ha ora raggiunto l’altezza complessiva di 116m, 6m più della configurazione precedente.
Per ottenere un ulteriore guadagno in prestazioni, diminuendone il peso è stato deciso che tutte le strutture non pressurizzate del primo stadio saranno realizzate in compositi (IM7) anzichè le tradizionali leghe in alluminio-litio.
Il primo stadio sarà inoltre equipaggiato con 6 RS-68 contro i precedenti 5 con una spinta al 108% (spinta nominale per tutta la fase di propulsione) di 318.4ton ciascuno con ISP di 365sec. a quota 0 e 361ton e ISP di 414sec. nel vuoto.
L’accensione del primo stadio durerà 303sec. con accelerazione massima di 4.17G.
L’Earth Departure Stage sarà inoltre realizzato quasi interamente in compositi.
Il J-2X del EDS viaggerà al 100% di spinta per il raggiungimento dell’orbita e l’81% per la TLI in modo da ottimizzare l’ISP e le prestazioni con un’orbita di inserimento circolare alzata da 120nmi a 131.5nmi.
Il peso totale di rollout, quindi comprendendo MLP e crawler sarà di 8164ton eccedendo le 7620ton massime sopportabili dall’attuale crawlerway, obbligando quindi ad alcune modifiche a terra.
La possibilità che il lanciatore possa superare il budget attualmente preventivato è di 4x4 sulla matrice 5x5 di rischio.

il "Loss of Crew" (LOC) a 1:1563

Questo è importante ed è MOLTO migliore dello Shuttle…
Purtroppo per lo Shuttle…

L'obiettivo è quello di arrivare alle missioni Lunari con tutti i sistemi e i team che utilizzeranno il SI.

Alleluia!

Per ottenere un ulteriore guadagno in prestazioni, diminuendone il peso è stato deciso che tutte le strutture non pressurizzate del primo stadio saranno realizzate in compositi (IM7) anzichè le tradizionali leghe in alluminio-litio.

Ma uno dei motivi dell’abbandono del VentureStar non è stata l’impossibilità di costruire serbatoi in composito?

La possibilità che il lanciatore possa superare il budget attualmente preventivato è di 4x4 sulla matrice 5x5 di rischio.

Non era più semplice dire 64%? :wink:

Parti non pressurizzate :wink:
Comunque i compositi negli ultimi 10 anni hanno fatto passi enormi, magari non sarà questo il caso ma credo che in futuro l’obiettivo si potrà certamente raggiungere.

La possibilità che il lanciatore possa superare il budget attualmente preventivato è di 4x4 sulla matrice 5x5 di rischio.

Non era più semplice dire 64%? :wink:

Uhmm non ho capito… la matrice è 5x5, con rischiosità e probabilità per righe e colonne… 64%?

Parti non pressurizzate

Me ne sono perso un pezzo… :flushed:

Uhmm non ho capito... la matrice è 5x5, con rischiosità e probabilità per righe e colonne... 64%?

Se hai 4x4 di rischio su 5x5, corrisponde a 16 probabilità su 25.
16/25=64%

Monzi ha tramutato la matrice (che è un indice bidimensionale non troppo intuitivo) in una unidimensionale cifra probabilistica.
5x5= 25 > 25x4 = 100%
4x4= 16 > 14x4 = 64%

64% abbastanza alta :disappointed:, purtroppo un eventualità frequente in astronautica.

editato: :flushed:, abbiamo postato in contemporanea.

Uhmm… boh… si potrebbe anche funzionare come indice… però non ne ho mai sentito parlare in questi termini… anche perchè dire 5x2 o 2x5 è ben diverso… non so… si perdono informazioni…

75.1 tonnellate metriche o imperiali?

Fantastico! Non vedo l’ora di vedere volare i nuovi vettori!
Ottima anche la diminuzione del rischio per l’equipaggio!!!
Per quanto riguarda il crawler, quali modifiche si pensa di approntargli per sopportare le tonnellate eccedenti?

Se ho capito bene non è il crawler ad avere problemi, ma la strada…

Metriche

Però l’HTPB non può essere considerato proprio nuovo come miscela di propellente solido… :thinking:

Beh rispetto all’attuale, nuovo in senso non derivato da quello utilizzato fino ad ora.

Considerando che il buon vecchio Saturn V aveva un payload in TLI di circa 47 tonnellate, direi che le 75 del Constellation (quando ci si arriverà) sono un ottimo risultato, anche alla luce del fatto che il doppio lancio Ares I/V costerà molto meno di un singolo Saturn.
Da notare poi che con le ultime modifiche l’Ares V supererà in altezza lo stesso Saturn. Non vedo l’ora di vederlo! :star_struck:

E sentirlo.

Paolo Amoroso

Spettacolo!! sarà davvero un bel bestione da vedere…addirittura più grande del già mitico Saturn V…non vedo l’ora di poter seguire tutte le fasi che porteranno Ares V dalle schermate dei pc dei progettisti alla rampa di lancio…

per quanto riguarda l’adozione (finalmente) del sistema internazionale, no comment!! Ma come si dice? Meglio tardi che mai!!

Credo che sia stato fatto un calcolo così per fare. E’ anche vero che si perdono informazioni, per questo preferisco anche io se continueresti ad utilizzare la matrice :wink:

Uhmm… credo fosse già nella versione precedente più alto del Saturn V.
Saturn V 102m
Ares V (vecchio) 109m
Ares V 116m

Secondo Wikipedia il Saturn V è alto 110,6 m.

Paolo Amoroso

Mi associo in tutto! :smile:

Per l’esattezza 110,64 mt (363 ft)! :wink:
Di cui di questi, 24,99 mt rappresentati dall’adattatore SLA, dal CSM e dal LES (in tutto 82 ft)!