Ti ricordi bene (ho controllato su Wiki) si trattava proprio del lago Tengiz, mi ero confuso io!
Giusto per aggiungere ancora un pò di pepe alla discussione posto un disegno, di fonte russa, in cui sono comparate (in maniera adimensionale dato che in realtà l’Apollo è più grande) le due configurazioni di Soyuz (SA - Spusskaienny Apparat) ed Apollo CM (Command Module).
Sembrerebbe dal disegno che la curvatura dei due scudi termici sia la stessa. E’ un illusione (dovuta al fatto che le due cpsule non sono inscala) o è una cosa vera?
La seconda che hai detto, determinata dal fatto di aver portato artificiosamente il diametro dell’Apollo CM (3,9 m) allo stesso della Soyuz SA (2,17 m).
Quindi è una illusione dovuta alla riscalatura dell’Apollo?
Si anche perché la forma (e quindi anche la superficie) dei due scudi termici è diversa.
In allegato un mio disegno con le due capsule in relazione alle loro reali dimensioni.
Si anche perché la forma (e quindi anche la superficie) dei due scudi termici è diversa.
Nel disegno che hai postato sopra dice che per entrambe le capsule il raggio di curvatura dello scudo termico è circa pari al diametro della capsula stessa… e quindi per apollo il raggio di curvatura è maggiore rispetto alla Soyuz
Nel disegno che hai postato sopra dice che per entrambe le capsule il raggio di curvatura dello scudo termico è circa pari al diametro della capsula stessa… e quindi per apollo il raggio di curvatura è maggiore rispetto alla Soyuz
Si è così, solo che in quel disegno la cosa non era immediatamente evidente dato che i due diametri erano stati imposti come uguali (e come sappiamo in realtà non lo sono).
Non sono convinto che le ragioni progettuali che hanno spinto Korolev a dare alla Soyuz SA la forma che ha siano quelle di ridurre semplicemente il diametro, non dimentichiamoci che i russi erano (e sono) dei grandi esperti di aerodinamica (anche ipersonica).
Non sono assolutamente sicuro che il dimensionamento del diametro massimo della Soyuz sia dovuto esclusivamente al diametro del core del lanciatore, posso però immaginare che un diametro maggiore avrebbe sicuramente comportato una maggiore resistenza per la sezione maggiore e di conseguenza la necessità di più potenza in fase di lancio e soprattutto in fase di escape con il LAS… come detto però sono considerazioni personali, per la Soyuz non avrei altri dati…
In realtà il diametro della Soyuz SA è ben aldisotto delle caratteristiche di lancio dell’R-7 (intese in termini di fairing clearance) come è possibile evincere dal disegno in allegato.
Come ho già scritto prima nemmeno io sono completamente sicuro di tutte le considerazioni fatte da Korolev e dal suo team nel design della Soyuz SA ma sono abbastanza convinto che siano prevalse altre istanze (magari di natura aerodinamica, oltre che di layout generale della Soyuz) rispetto a questa.
Il tutto però sempre e rigorosamente IMHO.
Grazie a tutti per gli interessantissimi contributi.
Mi pare comunque di capire che le leggi che regolano la bontà del design Soyuz siano ancora ben custodite…
C’è una cosa però che ha colpito la mia attenzione nella citazione di albyz85:
Cycle 3 reduced the sidewall angles even further to 20 deg in an effort to achieve monostability on Earth entry. The sidewall angle increased the volume further. Because the increases in volume were also increasing the vehicle mass, the height of the vehicle was reduced by 0.4 m, reducing the height-to-width aspect ratio. This configuration showed the most promise in the quest for monostability..........
Che cosa si intende per Monostability? Da quanto scritto sembrerebbe una feature desiderata di cui è funzionale la riduzione dell’angolo di conicità.
Grazie
Renato
Un’altra considerazione: la scelta di Korolev di scomporre la Soyuz inizialmente in quattro distinti moduli (modulo orbitale + modulo di rientro + modulo di servizio + modulo toroidale elettronica) era dovuta al tentativo di ridurre al massimo possibile il volume al rientro. Il grande progettista era conscio che il vero discriminante, in termini di TPS, di un veicolo spaziale al rientro era il volume e non la massa. Ovvero a parità di massa di due veicoli, quello avente maggiore volume richiedeva comunque un maggiore effort in termini di TPS e quindi anche di peso a vuoto (considerando il TPS come parte integrante della massa strutturale).
Da qui la necessità di scomporre il volume pressurizzato in due parti: una a perdere (quella del modulo orbitale) ed una destinata ad ospitare l’equipaggio durante il lancio ed il rientro (quella del modulo di servizio).
In particolare quest’ultima doveva essere piccola ma comunque abbastanza grande da ospitare tra cosmonauti, lasciando loro spazio a sufficienza per potersi muovere (sia pure uno alla volta).
Ora se analizziamo il disegno russo che mette a confronto la forma della Soyuz SA con quella di Apollo CM scopriamo che, a parità di diametro, la forma “a campana” della Soyuz garantiva un volume utile nettamente superiore rispetto a quella tronco-conica (con le pareti inclinate a 32,5°) dell’Apollo.
A mio avviso è questa la vera chiave di lettura della scelta operata da Korolev e dal suo team di progettazione: da un lato la necessità di ridurre al massimo possibile il volume al rientro, dall’altra la consapevolezza di dover lasciare all’equipaggio un volume ragionevole per potergli consentire un minimo di mobilità (comunque necessaria per passare da un modulo all’altro).
Quindi uno sferoide garantiva un volume utile superiore ad un tronco di cono, aventi ovviamente lo stesso diametro di base.
In ogni caso il sacrificio in termini aerodinamici non è stato poi così drastico, basti pensare che la Soyuz SA ha comunque un rapporto L/D in regime ipersonico pari a circa 0,3, inferiore a quello dell’Apollo CM ma comunque dello stesso ordine di grandezza.
Che cosa si intende per Monostability? Da quanto scritto sembrerebbe una feature desiderata di cui è funzionale la riduzione dell’angolo di conicità.
Sempre dall’ESAS c’è la definizione, credo sia abbastanza “semplice” e divulgativa:
The desire for a simple abort technique led to a goal of producing a vehicle that was monosta- ble. This term implies that the vehicle has only one stable trim angle-of-attack in atmosphericflight. Given enough time, this would guarantee that the vehicle reaches its desired heatshield-forward attitude passively, without assistance from the RCS. The Apollo capsule wasnot able to achieve monostability due to the inability to place the CG close enough to theheat shield. Conversely, the Soyuz vehicle is monostable, with claims that it is able to achieveits desired trim attitude and a successful reentry with initial tumble rates of up to 2 deg/sec.
riguardo alla “monostability” se la Apollo non lo era, come si riusciva a garantire che posizionasse correttamente con lo scudo in direzione opportuna, opposta la moto?
la Orion, come anche Dragon, hanno i thrusters che dovrebbero poter servire a controllare l’assetto della capsula anche nelle fasi di rientro all’interno dell’atmosfera, o almeno io credo sia possibile per Dragon se, nel video pubblicato da SpaceX per presentare la riusabilità del sistema Falcon 9 + Dragon (nella versione senza il sottofondo musicale dei Muse), si sente chiaramente, durante la fase di caduta della capsula a velocità ipersonica, l’intervento dei thrusters.
Un’altra considerazione…
Direi che tutto quello che scrivi ha senso. In effetti pensandoci la differenza tra Apollo e Soyuz nelll’utilizzo della capsula nelle varie fasi di missione è sostanziale, e in pratica i due sistemi avevano due requisiti diametralmente opposti: uno doveva minimizzare il volume della capsula, l’altro doveva massimizzarlo…
riguardo alla “monostability” se la Apollo non lo era, come si riusciva a garantire che posizionasse correttamente con lo scudo in direzione opportuna, opposta la moto?
Anche l’Apollo CM aveva una generosa batteria di thrusters necessari a controllare la stabilità della capsula al rientro.
Credo che il concetto di “monostabilità” (magari Albyz mi corregge se sbaglio…) riguarda la possibilità di raggiungere il corretto assetto in maniera autonoma, ossia senza alcun intervento dei thrusters ma solo sfruttando le naturali caratteristiche dinamiche della capsula (posizione del Cm , posizione del Cp ecc.).
Probabilmente l’Apollo CM, in caso di abort (che comunque non si è mai operativamente verificato, al contrario della Soyuz) avrebbe avuto la necessità di attivare i thrusters durante la fase di ingnizione del LES (ed anche dopo) per guadagnare il giusto assetto.
Direi che tutto quello che scrivi ha senso. In effetti pensandoci la differenza tra Apollo e Soyuz nelll’utilizzo della capsula nelle varie fasi di missione è sostanziale, e in pratica i due sistemi avevano due requisiti diametralmente opposti: uno doveva minimizzare il volume della capsula, l’altro doveva massimizzarlo…
Esatto, e questa è un’altra differenza sostanziale nell’approccio progettuale russo rispetto a quello americano.
I primi puntavano ad un design pienamente modulare (concetto già introdotto comunque con la serie Vostok/Voskhod) mentre i secondi avevano un design di tipo “integrato” (ossia tutto dentro) in pratica tutto il volume pressurizzato utile veniva portato su e giù all’interno delle stessa capsula (in questo conto il volume pressurizzato dell’LM non conta dato che era troppo “mission oriented” mentre l’Apollo CSM è stato utilizzato diverse volte “da solo”).
Solo con la Gemini gli americani avevano conseguito un design di tipo modulare ma mai sulla sezione pressurizzata però.
La filosofia americana del design integrato continua con la serie Orion/Dragon dove, aldilà delle oggettive differenze progettuali, le due capsule condividono questa caratteristica di fondo.
Giusto per dare un pò di “sostanza” al discorso un confronto “all’americana” tra Soyuz STMA (ovvero la versione attualmente in uso per la ISS) e l’Apollo Block 2 (ossia la versione operativa della capsula Apollo utilizzata in tutti i voli con equipaggio).
Insomma, i russi prediligono in fase di rientro che la capsula si orienti da sola con lo scudo in direzione del moto, mentre i veicoli USA dovevano e devono essere pilotati.
Ovviamente la Soyuz può essere pilotata in fase di rientro, ma, vuoi un’emergenzo o altro, lo fà anche senza “il manico”.
Le prime capsule russe erano sfere. Allungando la sfera verso il basso hanno ottenuto più spazio, merito comunque di uno scudo termico più efficiente.
Gli USa hanno da subito puntato sulla manovrabilità e le loro capsule si ponevano in cima la vettore senza protezioni aerodinamiche di alcun genere, e quindi anche questo fattore dev’essere stato importante. con tanta potenza a disposizione potrei mandare su un vettore con un’ogiva piatta o appena convessa, ma immagino le vibrazioni paurose di un simile profilo aerodinamico. L’Apollo non era da meno. Anche lei era l’ogiva del Saturn. Protetta da uno scudo conico su cui era installato il razzo d’emergenza. Però se non ho capito male, i profili conici dovrebbero essere più “maneggevoli” rispetto al profilo della Soyuz.
Infine, se ci fosse stata l’Apollo al posto del LM e viceversa, con un Saturn dall’ogiva carenata come per lo Skylab, non sarebbe stato più comodo?
La filosofia americana del design integrato continua con la serie Orion/Dragon dove, aldilà delle oggettive differenze progettuali, le due capsule condividono questa caratteristica di fondo.
E in Space-X invece che direzione hanno preso? Se tutto il nostro discorso finora ha senso, vista la forma della loro capsula signficherebbe che hanno implementato una soluzione più simile a soyuz… è così?