Tutti i sistemi presi in esame (Soyuz, Apollo, Gemini,) sono “a perdere”, quidi che i moduli siano 2,3 o 7, non cambia nulla;
tra l’altro,l’esperienza dell STS ha insegnato che la maggior parte delle volte è economicamente più conveniente avere sistemi “a perdere” o parzialmente recuperabili (vedi TKS-VA) che completamente recuperabili, causa gli ingenti costi di manutanzione.
Innanzi tutto, la Soyuz per raggiungere l’orbita della ISS impiega, se non sbaglio, 2 giorni;
immaginati incapsulato per 48 in una bara a forma di campana con altre due persone (in tuta per di più)!!
Inoltre la Soyuz (e tutti i sistemi dalla Merkury in poi), come detto sopra era stata intesa in un ottica multo purpose e non per raggiungere la ISS (che non esisteva ancora), doveva quindi:
fungere da sistema di trasporto LEO
da sistema di trasporto extra LEO (missioni lunari)
da mini stazione orbitante
Il modulo abitativo poteva comunque non essere montato, permettendo missioni circumlunari con equipaggio composto da singolo componente (7K L1) o come intercettore di satelliti spia (PPK).
Anche se non è che dentro l’Apollo si stesse un gran che più larghi, visto che c’erano 6.3 mq divisi per tre persone (e per i sistemi di bordo), che fa 2 mq a persona… praticamente un box doccia!
Dal momento che si sta magnificando un veicolo come Gemini, dove l’equipaggio stava inchiodato ai seggiolini non per 48 ore ma per due settimane, la cosa non mi sembra tanto disagevole…
Scherzi a parte, io col mio intervento intendevo semplicemente dire che non vedo perché una capsula debba essere per forza a perdere. L’evoluzione naturale dovrebbe essere di avere almeno il modulo di comando riusabile (cosa che si sta cercando di fare con Orion). In questa prospettiva, avere 1 modulo riusabile su 2 è molto meglio di averne 1 su 3…
Ti sembra sensato non equipaggiare la soyuz di modulo abitativo proprio laddove servirebbe? Missioni prolungate BEO? In queste configurazioni il modulo abitativo non era previsto probabilmente solo per questioni di peso (il Proton non è certo il Saturn).
No, no, nessuno sta “magnificando” niente;
stiamo (almeno io) solo cercando di imbastire una discussione, quanto più possibile rigorosa e approfondita, dalla quale tutti possano cogliere interessanti informazioni e spunti…
E’ la direzione verso la quale si stà andando con la nuova generazione di veicoli che stanno (speriamo) sviluppando le varie agenzie spaziali…
sappi comunque che un veicolo di rientro recuperabile “all inclusive” e quindi più grande e pesante è più costoso da costruire e gestire, meno sicuro, meno afffidabile e meno flessibile rispetto a un veicolo di rientro “puro”…
Con un equipaggio ridotto a un solo componente, lo spazio abitabile fornito dal solo veicolo di rientro della Soyuz è pari a circa 3mq, 1 mq in più rispetto al CM Apollo per componente;
quindi sì, mi pare sensato togliere il MA per tali missioni… a parte il peso minore del sistema, non serviva proprio!
Mah, non è affatto detto. Penso che con l’evoluzione tecnologica e dei materiali il gap tra le due tipologie sia destinato ad assottigliarsi sempre più.
e quindi l’ Apollo con un solo componente avrebbe avuto 6.3 mq abitabili, non è assolutamente per questo dettaglio ma neanche io riesco logicamente a convicermi che Gemini fosse più modulare, avanzata o vantaggiosa.
Non ritirarla… ricordavo male io, erano le prime Soyuz ad avere un solo componente di equipaggio…
In effetti l’equipaggio nel 7K L1 era di due componenti con il volume interno del RM aumentato sensibilmente grazie alla rimozione di alcuni “orpelli” interni tra i quali il paracadute di riserva (…);
Quindi lo spazio interno per componente era pari a quello del CM Apollo e visto che il veicolo doveva solo circumnavigare la luna… non serviva il MA.
Comunque siamo O.T.
La Gemini 2 fu lanciata una prima volta il 19 Gennaio del 1965 con un normale scudo termico nell’ambito del programma di test del programma.
La seconda volta, la missione a cui ti riferisci tu, fu lanciata il 3 Novembre 1966.
La Gemini 2A aveva uno scudo termico modificato, non propriamente col buco , ma con un portello che avrebbe permesso il passaggio attraverso di esso. Lo scopo della missione era proprio quello di testare tale scudo termico modificato e, per questo, fu effettuato un volo, si suborbitale, ma effettuato in modo da ottenere il massimo carico termico al rientro.
Quindi non era un volo “per lo più suborbitale” ma un vero e proprio test effettuato con successo portando al massimo carico termico
la soluzione e dimostrandone la sua validità
Per evitare “non credo” e " non ritengo" cito le fonti:
Beh non c’era bisogno di un volo orbitale per portare al massimo carico lo scudo termico durante il rientro-
Ed è questo il punto in discussione:
lo scudo termico “col buco ” fu testato in condizioni operative reali non se il volo fosse o non fosse suborbitale.
Di questo non sono sicuro: la velocità di un volo suborbitale, proprio perhcé suborbitale, è di gran lunga inferiore rispetto a un volo orbitale, quindi è anche minore la velocità di rientro. Presumo quindi che le temperature di esercizio dello scudo siano inferiori…
Stavo cercando di capire anche io la stessa cosa, così ad occhio non capisco come sia possibile raggiungere un rientro con velocità orbitale compiendo un volo sub-orbitale con un altro stadio dello stesso lancio che entra successivamente in orbita… non sono un espertissimo di meccanica orbitale ma almeno la cosa mi sembra “particolare”.
Onestamente però non riesco a trovare info dettagliate sul profilo di lancio…
l’unico modo è un’accensione in direzione prograda durante la discesa, in modo da accelerare il veicolo…
EDIT
però forse anche la forma della parabola può influire: una parabola più “appuntita”, quindi con un’angolazione di rientro più alta, potrebbe sviluppare temperature più elevate e utili per il collaudo. Scusate l’OT.
, ma con un portello che avrebbe permesso il passaggio attraverso di esso. Lo scopo della missione era proprio quello di testare tale scudo termico modificato e, per questo, fu effettuato un volo, si suborbitale, ma effettuato in modo da ottenere il massimo carico termico al rientro.
” fu testato in condizioni operative reali non se il volo fosse o non fosse suborbitale. 