Se qualche amico di Forumastronautico ci segue anche su Forum Orbiter Italia, sarà al corrente dei nostri progetti in corso. Dopo aver realizzato e rilasciato la capsula “Antares”, stiamo lavorando alla navetta italiana “Eridanus” e presto metteremo mano alla stazione spaziale italiana che abbiamo chiamato “Gaia”. Tra qualche mese, si spera, completeremo Antares con un proprio lander lunare… mentre gli amici Vittorio e Fausto si scervellano su lavori più concreti, io mi sono autoincaricato ( ) di iniziare a buttare giù qualche schizzo sulla configurazione che potrebbe avere questo lander. Ho prima provato il classico stack “verticale” che mi è stato discretamente bocciato e pertanto ora sto mettendo assieme qualche povero poligono in configurazione “orizzontale”. Inutile dire che mi sta uscendo fuori qualcosa di moooolto simile ad una versione in scala leggermente maggiorata dell’EAGLE di Archipeppe.
Ho spulciato un po’ le caratteristiche di EAGLE sulle varie slides del buon peppe, e mi ha colpito il valore di DeltaV di 3598 m/s che mi sembra insufficiente a effettuare discesa+risalita in orbita, che se non sbaglio dovrebbe richiedere, alla minima, sui 3800/4000 m/s (il LEM apollo disponeva, secondo Wikipedia, di 4690 m/s come sommatoria del descent stage + ascent stage). Viene rifornito in qualche modo in superficie? Ho sbagliato i calcoli? Mi sono perso qualcosa?
Inoltre come propellente nelle slides viene indicata la classica combinazione di ipergolici ma poi nelle tabelle il motore di riferimento è l’RD-8 che è a ossigeno/cherosene…
Potete chiarirmi questi dubbi? Mi sarebbe d’aiuto per dimensionare alcuni aspetti del veicolo che sto disegnando, primo fra tutti i serbatoi, in modo che sia qualcosa di credibile. Graziee
un altro quesito… EAGLE è privo di capacità di abort durante la discesa (come invece il LM e il LSAM/Altair), vista la sua configurazione monoblocco, dico bene? Questa mancanza è stata considerata in fase di progetto? E’ considerato un problema? E’ stata adottata qualche soluzione?
Spero che Archipeppe o qualcun altro mi rispondano…
alla seconda provo a risponderti con una supposizione e confronto:
l’eagle se ben ricordo è pensato per esser riutilizzabile.
pertanto un sistema bistadio avrebbe poco senso… in pratica ci troviamo di fronte allo shuttle versione lunare dove si va contro dei compromessi.
lo shuttle ha rinunciato ad un sistema di escape puntanto sulla presunta affidabilità.
quel che posso consigliarti per il vostro progetto è magari un sistema un po rozzo ma magari funzionale:
ipotiziamo un guato ad uno dei motori, immediatamente l’altro dovrebbe andare in blocco per evitare il rollio
gli astronauti azionan l’abort e le gondole con motori e serbatoi si sganciano, lasciando solo il modulo pressurizzato in caduta
ottenuto cosi un notevole alleggerimento, attraverso l’rcs si punta il muso in alto e una batteria di razzi a combustibile solido ( per via della stivabilità -conservamento ), riportano il modulo in un orbita di sicurezza ( ad esempio quella minima 15x15km ), la propulsione a punto fisso viene pilotata sempre tramite l’rcs.
da li , qualcuno dovra andar a recuperare gli astronauti o se il modulo mantiere qualche possibilita di manovra, potrà tornare alla stazione loop ( che magari per l’occasione abbasserà l’orbita ).
Allora scusate il ritardo nella risposta, ma ho dovuto rispolverare un pò di cose risalenti ad anni (ed anni) fa, tenendo presente che attualmente sono impegnato in ben altre cose…
Se non ricordo male quel valore di 3,5 e passa Km/s di delta-v era stato calcolato, e verificato dall’allora Alcatel Alenia Space di Torino (attualmente Thales Alenia Space) sulla base di operazioni congiunte con la stazione lunare LOOP. Ora come ora (e sono passati 7 anni) non ricordo bene il dettaglio dei calcoli. In ogni caso si pensava ad un orbita lunare circolare a 180 Km di quota (1,6 Km/s di velocità orbitale) più un certo margine.
Quanto al sistema di salvataggio, il Grumman LM originale disponeva di un backup solo per la discesa ma non per la risalita lo stesso per Altair. Nel caso di EAGLE con la sua configurazione “bimotore” la soluzione di backup era intrinseca, in caso di cedimento di uno dei due motori durante il decollo o l’allunaggio era possibile (anche grazie al “cross-feed” dei serbatoi) prolungare il tempo di spinta del motore restante per garantire un ritorno sicuro in un’orbita bassa lunare (circa 50 Km di quota).
La proposta di Unknown (carino lo sketch) è senz’altro interessante ma poco fattibile nel senso che i thrusters posteriori, da soli, non avrebbero potuto garantire quel tipo di profilo. Sarebbe stato necessario pensare ad almeno un paio di motori posteriori “ad hoc” il che avrebbe fatto incrementare non poco il peso con molta massa “inerte” durante le operazioni nominali con pesanti implicazioni in termini di riduzione del payload trasportato.
In ogni caso vi ringrazio per aver “risvegliato” il progetto Moonlight dal suo lungo sonno…
Grazie a te (e a tutti) per le cortesi risposte! Mi conservo gelosamente le slides del progetto Aries e Moonlight e sono costantemente oggetto di ispirazione e di confronto! Un grazie anche a Unknow con la sua ipotesi interessante e illustrata in modo molto simpatico
Una ultima domanda, se puoi. Tu a un certo punto dici: “Nel caso di EAGLE con la sua configurazione “bimotore” la soluzione di backup era intrinseca, in caso di cedimento di uno dei due motori durante il decollo o l’allunaggio era possibile (anche grazie al “cross-feed” dei serbatoi) prolungare il tempo di spinta del motore restante per garantire un ritorno sicuro in un’orbita bassa lunare (circa 50 Km di quota).”
Però i motori di Eagle sono molto a sbalzo rispetto alla struttura centrale. Quindi venendo a mancare uno dei due, l’altro si troverebbe parecchio fuori baricentro. Per collimare di nuovo il centro di massa del veicolo con un solo motore, questo dovrebbe essere pertanto ruotabile di un angolo pazzesco… forse di oltre 45 o 50° . E’ così?
No, nel caso specifico (sempre tenendo presente che si trattava di una situazione di emergenza ed “off-nominal”) si sarebbe sopperito alla inevitabile asimmetria di spinta con un’azione continua e coordinata dei thrusters volti a ripristinare in maniera “dinamica” l’assetto corretto durante il periodo di accensione “asimmetrica”. Naturalmente il tutto non sarebbe stato certo fatto “manualmente” ma coordinato dal sistema esperto di bordo (attraverso sequenze precalcolate e verificate).
) di iniziare a buttare giù qualche schizzo sulla configurazione che potrebbe avere questo lander. Ho prima provato il classico stack “verticale” che mi è stato discretamente bocciato 
