Certo,bisogna tener presente che nel caso dell’Apollo si sta parlando dei primi anni 60,di materiali e tecnologie molto differenti.
Forse all’epoca la cosa era ancora prematura.
Vedremo.
P.S. ma un bel portello nello scudo termico stile Gemini-B?
Posso supporre che dovesse essere usato solo per il primo assemblaggio del convoglio, onde evitare la manovra di rotazione del CSM… ma vediamo cosa ci dice peppe!
Ci avevo pensato anche io;
ma sarebbe necessario riprogettare la sezione orbitale includendovi i motori di manovra e relativi serbatoi di carburante e i sistemi di supporto per l’equipaggio (FGB like), oppure dotare il veicolo di rientro di un sistema di docking all’apice (riprogettando e appesantendo il veicolo di rientro).
Credo che i giapponesi vogliano invece utilizzare parti già esistenti o progettati…
In questo video della NASA, datato 1963 (quindi agli albori della scelta LOR nel programma Apollo), si vede bene il sistema meccanico ipotizzato dai progettisti per congiungere il CSM con LM (in maniera assolutamente analoga a quanto ipotizzato dai giapponesi).
Grazie del video, non lo conoscevo, si sa perchè è stato poi scartato?
Se dovessi ipotizzare, direi dato che comunque un sistema di docking più o meno manuale era necessario per il ritorno dalla Luna… tanto valeva utilizzare sempre questo sistema da subito dal momento che fare la stessa cosa due volte con due sistemi diversi non è sicuramente vantaggioso.
In questo caso però il docking sarebbe esclusivamente uno fra quei moduli per cui il problema è diverso…
E’ quello che ho pensato anche io, il guadagno non valeva l’aggravio di peso.
Quello che è interessante del video è che si vedono alcune cose inedite:
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L’originaria configurazione dell’Apollo CSM Block 1, con i tre oblò circolari e la camera di decompressione posta nel tunnel di collegamento tra CSM ed LM.
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L’originaria configurazione del LM a stadio singolo (così come lo LK russo), in cui il “cestello” inferiore serve solo a portare le zampe d’allunaggio (stile Surveyor) nonché come base per il modulo di risalita.
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L’originaria configurazione del Saturn C5 senza le alette laterali del primo stadio.
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Le tute utilizzate sembrano essere un mix tra quelle Mercury e quelle Gemini.
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Al termine della missione l’Apollo CSM atterra e non ammara (come in realtà avveniva).
A me non si apre. 
Quindi, avevo immaginato giusto…
Video veramente interessante, anche da un punto di vista “archeoastronautico”).
Credo che i Giapponesi dovranno seriamente valutare entrambe le opzioni per il riposizionamento.
Probabilmente lo hanno già fatto a questo stadio.
In se’ l’idea non ha nulla di sbagliato.
Bisogna solo fare un accurato trade-off per determinare se l’aggravio di peso del sistema è più o meno rispetto al sistema di docking ed il carburante necessario alla manovra.
In presenza di docking ripetuti, come il caso dell’Apollo CSM-LM, il sistema non risulta conveniente dal momento che può essere “speso” una sola volta.
Per i giapponesi, invece, potrebbe risultare utile proprio perché è prevista un’unica manovra del genere.
Personalmente non ritengo questo sistema particolarmente interessante dato la delicatezza intrinseca di un meccanismo del genere.
Risulta comunque pesante e poco flessibile dato che può, comunque, essere utilizzato una ed una sola volta.
In effetti, il sistema meccanico ha senso solo se utilizzato “one shot” per il primo assemblaggio.
Per utilizzi multi rendez vous, sarebbe comunque necessario un docking con il “riposizionetore” e quindi quest’ultimo sarebbe “di troppo”…
Beh oltre a costi di progettazione, costi di realizzazione, affidabilità ecc…
In presenza di docking ripetuti, come il caso dell'Apollo CSM-LM, il sistema non risulta conveniente dal momento che può essere "speso" una sola volta. Per i giapponesi, invece, potrebbe risultare utile proprio perché è prevista un'unica manovra del genere.
Esattamente
Risulta comunque pesante e poco flessibile dato che può, comunque, essere utilizzato una ed una sola volta.
Beh pesante non ci giurerei, in fondo sono pochi elementi e realizzabili in materiali anche compositi credo, non essendo soggetti a particolari sforzi.
Per la limitazione nell’utilizzo è vera… però “l’alternativa” sarebbe un aggancio permanente e non mobile (come quello della Soyuz con gli elementi che non possono essere ricombinati in orbita) per cui per il profilo di missione scelto non è un grosso problema.
Credo che i Giap. abbiano scelto questa configurazione per avere un “escape system” leggero e affidabile, con la capsula “on top” stile Apollo e simili.
Questa configurazione consente probabilmente di risparmiare anche sul peso degli “adapter” di protezione al lancio (?)
Posizionando l’OM (che ha quanto capisco è piuttosto massiccio) permanentemente in configurazione Soyuz like, si avrebbe, analogamente a quest’ultima, un “escape system” molto più pesante… almeno questo è quanto rilevo da calcoli “spannometrici”.
Credo anch’io che abbiano fatto un calcolo del genere: ci pesa e “costa” di meno un sistema meccanico del genere che un sistema di salvataggio adeguato al peso del complesso generale! 