Sarebbe interessante vedere se e come le modifiche apportate in seguito all’Apollo 13 si ritrovano nel design dell’Orion, considerando che un modulo lunare ancora non c’è.
Scusate, aggiungo una fonte di quanto stavo dicendo.
L’articolo è tutto molto interessante e consiglio di leggerlo integralmente, comunque l’episodio di Apollo 13 si trova a fine pagina 12 e a pagina 13.
Scusate, piccola domanda: non sono mai stato a conoscenza di rtg come fonte di energia primaria del LEM, ho sempre pensato che usassero batteria a reagenti
Dove erano allocate?
L’RTG serviva per alimentare gli strumenti scientifici lasciati sulla Luna, non per i sistemi del LEM.
Grazie, questo spiega molte cose 
Da come lo avevo letto non mi ero capito molto.
Il LM era alimentato da 6 batterie, 4 più grandi nel modulo di discesa e 2 di minore capacità nell’ascent module, per garantire l’alimentazione dal decollo lunare in poi.
Mi sembra un pò pessimistico, tenendo conto che avevano ancora il launch escape sistem. Si hanno dei dati sull’affidabilità di questi?
L’argomento mi appassiona e dall’alto della mia esperienza come giocatore di KSP (scherzo ovviamente), mi chiedevo: in caso estremo, se i motori del LEM non si fossero accesi e se quello del CSM non si fosse potuto usare per evitare guai peggiori, si potevano usare i propulsori RCS del CSM o del LEM per effettuare le manovre orbitali?
Non so quanta Delta-V avessero, né quanto sarebbero potuti essere utili in quelle circostanze, ma a mali estremi…
Non mi ricordo il dato preciso, ma il SM-RCS system era in grado di deorbitare da solo il CSM a pieno carico, quindi sicuramente poco più di 190/200 m/s li aveva, le accensioni del DPS di Apollo 13 sono state rispettivamente di 21 m/s, 245,5m/s e circa 110 m/s per l’ultima (non sono certo su quest’ultima perché è quella “fatta a mano” quindi non è possibile avere un valore sicuro).
Non mi ricordo il dato preciso, ma il SM-RCS system era in grado di deorbitare da solo il CSM a pieno carico, quindi sicuramente poco più di 190/200 m/s li aveva, le accensioni del DPS di Apollo 13 sono state rispettivamente di 21 m/s, 245,5m/s e circa 110 m/s per l'ultima (non sono certo su quest'ultima perché è quella "fatta a mano" quindi non è possibile avere un valore sicuro).
Scusa l’ignoranza, ma il DPS cosa è?
Descent propulsione system, in soldoni il motore del modulo di discesa 
Il Descent Propulsion System, cioè il motore principale del LM.
Grazie a tutti e due!
Veramente il launch escape system non lo avevano più, era stato eiettato durante la separazione del secondo stadio e l’evento di cui parlavo è avvenuto qualche minuto dopo.
Più precisamente la torre è stata espulsa a t+3:21, il motore è stato spento a t+5:30.64, 132.6 secondi prima. A quel punto del volo la modalità di aborto era la numero II: separazione del CSM dal Saturn con un’accensione dello SPS per raggiungere la distanza di sicurezza, attivazione delle batterie del modulo di comando, separazione CM/SM e rientro (+/-) nominale. Il tutto in 24 secondi dal comando di separazione al raggiungimento della distanza di sicurezza e un ulteriore minuto e 16 secondi perché il cm sia in assetto per il rientro.
Grazie per queste info, molto precise.
Sai per caso se questo sistema di aborto avrebbe potuto salvare l’equipaggio anche dalla possibile esplosione del motore? Intendo se la separazione del CSM sarebbe potuta avvenire con la necessaria rapidità?
Il secondo e terzo stadio non sarebbero “esplosi” poiché la miscela LH2/LOX non produce una reazione così distruttiva, a differenza dell’RP-1 usato nel primo stadio… Per me avremo avuto uno scenario simile al disastro del challenger dove abbiamo avuto la combustione istantanea dei propellenti e la sopravvivenza della cabina dell’orbiter e dei due SRB (le masse di carburante sono confrontabili: 700t per l’ET, 400t per l’S-II), senza alcuna esplosione. Contando che durante l’accensione dell’S-II ormai siamo nella parte più rarefatta dell’atmosfera quindi le forze aerodinamiche non sono più un problema (queste ultime avevano distrutto l’orbiter) e l’apollo, in particolare la capsula, era molto più resistente. Consideriamo anche che la cabina dell’orbiter (che ha resistito) era a pochi metri dalla rottura, mentre il CM si sarebbe trovato ad una trentina di metri…
In sintesi non so quanto erano comprimibili quei 24 s ma imho un danno grave al secondo stadio non avrebbe ucciso gli astronauti.
PS il controllo missione poteva far guadagnare secondi preziosi chiamando l’abbandono primadel danno, avendo a disposizione dati più completi rispetto all’equipaggio.
Il secondo e terzo stadio non sarebbero "esplosi" poiché la miscela LH2/LOX non produce una reazione così distruttiva
… eh? 
Ops, forse mi sono espresso male: intendevo che essendo la temperatura di ebollizione dei propellenti intorno ai -250º e poiché ci troviamo in condizioni di vuoto non abbiamo una vera e propria ‘esplosione’:
Un'esplosione è un improvviso e violento rilascio di [b]energia termica[/b] e meccanica a partire un accumulo di pressione, energia chimica, energia elettrica o nucleare, [b]generalmente accompagnato dalla produzione ed espansione di gas ad altissima temperatura[/b].
Ops, forse mi sono espresso male: intendevo che essendo la temperatura di ebollizione dei propellenti intorno ai -250º e poiché ci troviamo in condizioni di vuoto non abbiamo una vera e propria 'esplosione':Un'esplosione è un improvviso e violento rilascio di [b]energia termica[/b] e meccanica a partire un accumulo di pressione, energia chimica, energia elettrica o nucleare, [b]generalmente accompagnato dalla produzione ed espansione di gas ad altissima temperatura[/b].
e secondo te ossigeno e idrogeno, liquidi o gassosi che siano, in presenza di motori roventi e lamiere che si strappano non si accendono immediatamente con una palla di fuoco? Restano lì a guardare?