Il team di lancio sta dando un buon esempio su come si esegue una procedura di lancio, letteralmente passo per passo.
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Ne approffitto per chiedere. Leggevo l’altro giorno il thread su Starliner e l’incidente occorso durante OFT-1. Mi chiedo (e ricordo che era stato detto qualcosa) come non sia stato possibile impostare il MET se è una procedura che viene effettuata “a mano” (o almeno dal tuo commento, capisco come sia una procedura da considerare “standard”).
I gas di scarico si fanno evanescenti con il diminuire della pressione atmosferica, e la rampa resta ormai vuota.
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Diretta conclusa.
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Uno dei lanci non falliti più veloci della storia 
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Quando ha sterzato appena sopra il pad l’ho vista male, invece era nominal.
Edit: LOL
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Nominal come per l’ICBM Peacekeeper dal quale è ricavato:
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Questo lancio dimostra molto chiaramente la flessibilità offerta dai lanciatori a combustibile solido:
- estrema resilienza ai ritardi e agli imprevisti
- niente problematiche di gestione dei propellenti criogenici
- niente necessità di svuotare i serbatoi in caso di scrub con tutti i ritardi e perdite di tempo che ne conseguono
- …
Ovviamente ci sono anche grossi svantaggi legati ai propellenti solidi (impossibilità di gestirne l’erogazione di potenza o di spegnerli facilmente, per nominarne due), ma è interessante secondo me notare queste differenze rispetto ai lancatori a propellenti liquidi cui ormai siamo abituati.
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Spettacolare l’accelerazione. Giustamente essendo un ICBM in vesti pacifiche era prevedibile.
Un lancio breve ma intenso 
Complimenti a NGIS
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Video del lancio per i posteri.
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Carico piazzato in orbita.
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Con un primo stadio a combustibile solido come gestiscono il passaggio a MaxQ? Immagino sia complicato sagomate il combustibile per avere un calo di spinta a cavallo del punto…
La geometria dei propellenti solidi mi ha sempre affascinato (anche se non so bene perchè 
).
In questa pagina NASA:
https://science.ksc.nasa.gov/shuttle/technology/sts-newsref/srb.html
viene descritta la forma del propellente per gli SRB dello Shuttle, che aveva la stessa necessità di ridurre la spinta complessiva durante il periodo MaxQ:
The propellant is an 11-point star- shaped perforation in the forward motor segment and a double- truncated- cone perforation in each of the aft segments and aft closure. This configuration provides high thrust at ignition and then reduces the thrust by approximately a third 50 seconds after lift-off to prevent overstressing the vehicle during maximum dynamic pressure.
In pratica vengono adottate forme differenti per il propellente nelle sezioni anteriore e posteriore del razzo, allo scopo di ottenere una spinta complessiva che diminuisce al momento voluto e torna ad aumentare superato il MaxQ.
Ovviamente non ho idea se sia la stessa soluzione adottata per gli ICBM e Minotaur derivati.
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Il Minotaur rompe il muro del suono…
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Foto ufficiali.
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Il lancio come l’avremmo visto noi.
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Nuovo articolo di Luca Frigerio pubblicato su AstronautiNEWS.it
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