In tutta sincerità,cosa ne pensate di "Direct" rispetto ad Ares-I e V ?

Si riparla della proposta “Direct”.
Per chi non ha dimestichezza con questa alternativa ai razzi “ARES”,Diremo che “Direct” propone di impiegare un solo vettore,derivato in maniera appunto “diretta” dall’ attuale sistema di lancio STS,per la capsula ORION e per il LSAM e lo stadio “lunare”.

http://www.thespacereview.com/article/1133/1

http://www.thespacereview.com/article/1135/1

Tirando un pò le somme,voi cosa ne pensate?
Si risparmierebbe davvero tempo e denaro,semplificando il percorso verso il programma Orion?
O si tratta solo dell’ennesimo lanciatore di carta?

Altri link:
http://www.directlauncher.com/

http://launchcomplexmodels.com/Direct/media.htm

Ammessa la semplicità di realizzazione (di cui ho fortissimi dubbi), di risparmi (vedi sopra) e di “prontezza” (vedi sopra) a mio modestissimo parere… non è idoneo per i compiti per cui lo si vuole destinare… ne per la ISS (troppo grande) ne per la Luna (troppo piccolo)… e credo infine che oggi la tecnologia per poter separare il cargo dal crew… beh almeno quella grazie al cielo ce l’abbiamo e non utilizzarla mi pare incomprensibile, visto che se lo shuttle poteva avere un senso con una stiva e molti molti sistemi di supporto per svariati compiti… una capsula con sul groppone un qualsiasi cargo mi pare un’inutilità gigante…

Io esprimo il mio poco tecnico parere:

la prima volta che ho visto Ares ho espresso questa perplessità: perchè buttare via tutto
quello che esisteva prima per “impilare” booster e tank dello shuttle???

Infatti la cosa più immediata che poteva venire in mente per riorganizzare
l’hardware esitente (compreso launch complex) sarebbe stato “montare”
Orion sopra ai 2 booster e il tank, uguale ad ora, come con lo shuttle.

Sospetto che ci siano arcane, misteriose e a noi incomprensibili
ragioni per cui invece i tecnici progettisti abbian deciso di centuplicare
gli attuali problemi del vettore!

Possibile analisi:
Boosters
Problema principale di questa configurazione resterebbero i boosters
laterali certamente, con tutte le incognite relative agli stress delle
giunzioni esistenti attualmente. Tuttavia dall’altra parte ci sarebbero
i notevoli problemi di ping-pong oscillations, che rendono “fragile” il complesso

Ultimo stadio
Possibili problemi strutturali: in realtà sembra non sia un problema:
Orion adotterebbe la stessa collocazione dell’ultimo stadio al di
sopra del tank di OH.

Hardware di lancio
In realtà non ci sarebbe bisogno di creare torri alte cento metri
per l’handling di un veicolo: l’aumento in altezza del vettore resterebbe
contenuto: con notevoli vantaggi di tempo e denaro.

Alla luce di questo non posso che quotare il motto del proponente
http://www.directlauncher.com/ “Safer, Simpler, Sooner”.

Perplessità ne ho però: di quanto diminuirebbe la capacità di trasporto
con questa nuova configurazione possibile?

Le due architetture di missione presentano, come è ovvio, pregi e difetti.
La NASA ha sempre sostenuto di voler ricalcare, con il Constellation, le caratteristiche di base del Programma Apollo, in realtà però non è proprio così.

All’epoca dell’Apollo ci furono feroci dibattiti, almeno fino al 1962, su come si dovesse arrivare sulla Luna, i metodi proposti (e possibili) erano (e sono tuttora) tre:

  1. Direct Ascent: ovvero lancio diretto, un supervettore (all’epoca il Nova, oggi lo Jupiter 120) avrebbe lanciato direttamente sulla superficie lunare una capsula Apollo equipaggiata con uno stadio di discesa, dotato di zampe d’allunaggio, che avrebbe consentito all’Apollo di arrivare direttamente sulla superficie lunare e di ripartirne diretta verso terra.

  2. EOR (Earth Orbit Rendezvous): incontro in orbita terrestre (praticamente il profilo scelto da Constellation) dove l’Orbiter (allora l’Apollo oggi l’Orion) incontra il Lander (allora il LEM oggi Altair) in orbita terrestre e da li si dirige in orbita lunare.

  3. LOR (Lunar Orbit Rendezvous): incontro in orbita lunare, in pratica una variante “ibrida” del Direct Ascent, Orbiter (Apollo) e Lander (LM) vengono lanciati “insieme” ed arrivano insieme in orbita lunare dove si separano per effettuare ciascuno la propria missione.

Alla fine vinse il LOR perché era, ed è forse tuttora, il sistema più pratico riducendo il numero di vettori lanciati per missione (da 2 ad 1) ed eliminando la necessità di effettuare un rendezvous e docking in orbita bassa (con tutte le complicazioni del caso dovute a finestre di lancio e/o inconvenienti vari).

In base a quanto è possibile vedere questa proposta di Direct Ascent assomiglia molto più ad un LOR che ad un Ascent “puro”. Sicuramente è molto vantaggiosa da un punto di vista dell’economia di missione e delle infrastrutture presentando gli stessi vantaggi del profilo di missione originale dell’Apollo (che tanto si discosta, invece, da quello di Constellation).

Quoto quanto scrive Jacopo in merito, questo approccio sembra oggi (così come sembrava all’epoca) il migliore ma, il problema è: la NASA farebbe davvero “marcia indietro” (e così tanto) per passare da EOR a LOR, così come fece all’epoca dell’Apollo???

Personalmente ho qualche dubbio in merito…

La mia perplessità maggiore con il sistema a 2 lanci è:
ma se dopo il primo lancio succede una stupidata come il problema dei sensori ECO su STS-122, non saranno spinti a correre dei rischi maggiori pur di non rimetterci tutta la missione?
E comunque non si raddoppia la probabilità che un ritardo qualsiasi comprometta tutto?

Qualcosa di simile è già successo con lo Skylab, ma poi tutto è andato bene.

Paolo Amoroso

Quoto quanto scrive Jacopo in merito, questo approccio sembra oggi (così come sembrava all'epoca) il migliore ma, il problema è: la NASA farebbe davvero "marcia indietro" (e così tanto) per passare da EOR a LOR, così come fece all'epoca dell'Apollo???

Facendosi due conti in tasca sarebbe molto più razionale il LOR.
EOR sembra inutilmente complicato per tutti i dubbi sollevati da Monzi.

Ed è esattamente questo il motivo per cui, 45 anni fa, la NASA decise di appoggiare la proposta di un misconosciuto tecnico dal nome di John C. Houbolt rispetto a quel gigante (in tutti i sensi) di von Braun che sosteneva a spada tratta l’EOR.

Resta da capire perché, nel XXI secolo, la NASA sia tornata sui suoi passi (in generale con il Programma Constellatio, ma di questo ne abbiamo discusso fino alla nausea…) e abbia “ripescato” l’EOR come profilo di missione, scartato (giustamente) all’epoca di Apollo.

Dato che il programma Constellation si è proposto, sin dal primo momento, come “sequel” delle missioni Apollo, copia per copia potevano anche continuare ad usare l’originale profilo LOR.

L’EOR avrebbe pienamente senso solo se si utilizzasse una struttura intermedia, chessò tipo una Stazione Spaziale (toh…guarda caso c’è una ISS giusto giusto in LEO), per eliminare i problemi legati a finestre “strette” ed ottimizzare i cicli di trasporto facendo ricorso ad una flotta di vettori medi piuttosto che grandi.

Su l’opzione EOR/LOR concordo se dovesse essere vantaggiosa in termini energetici, francamente non saprei, ma se fossero uguali tanto vale farla in LEO, benchè i rischi siano minimi, le operazioni critiche conviene farle il più vicino possibile ad una via di fuga.
Non ho capito però (seriamente) quale sia il vantaggio della LOR parlando di rischi di rinvio per problemi vari del secondo lancio, se il secondo ha problemi perchè sarebbe meglio un LOR con un EOR?

Semplicemente perchè LOR è 1 lancio da Terra mentre EOR sono 2 lanci. :wink:

Ah ok… beh a parità di payload ci può stare… però se devo scegliere fra minore payload o un docking in più… beh vado per il secondo…

A quanto mi è parso di capire lo Jupiter 120 non avrebbe meno payload, anzi…

Premetto innanzitutto che ho dato un’occhiata abbastanza veloce al materiale del primo post, e potrebbe essermi sfuggito qualcosa.
Ammesso (e non concesso) che i tempi e le previsioni di spesa siano corretti (e francamente mi sembrano scandalosamente ottimistici) c’è una cosa che non mi torna: in una delle slides del pps di presentazione dello scenario Direct (che riporto in allegato) si vede che il Jupiter 232 lunare avrebbe più capacità di carico del sistema Constellation. Com’è possibile? Ricordiamoci che:

  • Ares I/V usano SRB a 5 segmenti (3 in tutto) e Jupiter a 4 (2 in tutto)
  • Ares V ha 5 RS-68 non man-rated; Jupiter 232 solo 3 man-rated (che sicuramente non ne migliora il rapporto peso/potenza)
  • Nel Constellation l’EDS usa il J2-X, che pur avendo dei costi di sviluppo sarà sicuramente più efficiente del “J2-e-basta” dell’upper stage del Jupiter
  • Nel Constellation alla capsula provvede Ares I fino alla LEO, nel Direct il peso dell’Orion grava sul Jupiter da subito

Non occorre essere Von Braun per accorgersi che qualcosa non torna: o alla Nasa hanno progettato gli Ares usando del piombo invece delle leghe aerospaziali, o i calcoli sul payload per Jupiter 232 sono leggermente troppo ottimistici.
C’è però un’altra possibile interpretazione: sempre nella stessa immagine, i Jupiter 232 in basso a destra sono 2, uno manned e uno cargo: significa forse che le missioni lunari si svolgeranno con 2 vettori anzichè 1? Questa opzione non è neanche lontanamente menzionata in tutto il pps, anche perchè renderebbe il Direct molto meno “direct” e molto più “EOR”, avvicinandolo moltissimo allo scenario del Constellation e vanificando molti dei (presunti) vantaggi. Questa ipotesi sarebbe però consistente coi payload dichiarati, perchè è palese che 2 razzi grandi portano più carico di uno grande e uno piccolo.
Altre inconsistenze del pps:

  • Non si menziona il fatto che si devono comunque apportare delle modifiche alla struttura di servizio del pad
  • Non si menziona il fatto che il J2 è un propulsore degli anni’60, e quindi è migliorabile usando la tecnologia attuale, e l’investimento una volta fatto per Ares I va bene anche per Ares V (anzi, l’investimeno DEVE essere fatto perchè il J2 originale è fuori produzione da un pezzo)
  • Non si tiene conto che l’RS-68 non è man-rated, e anche questa evoluzione ha un costo
  • Non basta impilare stadi uno sopra all’altro per fare un razzo, un ET con sopra un EDS e sotto 3 RS-68 è una cosa completamente diversa dagli ET attuali, e tutti i passaggi ingegneristici che ora si stanno facendo con Ares I e V, si sarebbero dovuti fare anche con Jupiter 120/232

Ho dimenticato qualcosa?

Io ho sempre pensato che il motivo per cui è stato sceto il profilo EOR per Constellation è che il LSAM è molto più grande e pesante del LEM,come la capsula Orion lo è rispetto all’Apollo.
Date le dimensioni di questi due veicoli credo sarebbe impossibili lanciarli verso la luna insieme su un Saturno-V (o su un Ares-V).
Mi sbaglio?

Con un Saturno V sarebbe stato certamente impossibile mandare sulla Luna il complesso Orion-Altair-Lunar Stage.
Per Ares V il discorso è un pò diverso dato che questo è un vettore “nuovo” se, a monte, fosse stata fatta una scelta LOR piuttosto che EOR probabilmente (il condizionale è d’obbligo in questi casi), Ares V sarebbe stato progettato per poter venire incontro allo scenario scelto, esattamente come il Saturno V fu progettato per soddisfare le esigenze del Programma Apollo.

Ovviamente l’Ares V attuale, così com’è, non potrebbe farcela semplicemente perché non è stato progettato per farlo.

Anche alla luce delle (sensatissime) riflessioni di Spock ribadisco il dubbio espresso nel mio primo post di questo thread, non vedo per quali motivi la NASA, oggi, dovrebbe mutare scenario con tutto quello che ne conseguirebbe.

Se la scelta fosse stata fatta a monte, senz’altro io avrei preferito il LOR all’EOR, ma stante così le cose non avrebbe senso tornare indietro.
In caso contrario sarebbe davvero la fine del Programma Constellation e credo che alla NASA nessuno se la senta di assumersi tale responsabilità…

Alcuni commenti che potrebbero far chiarezza sull’argomento:

in generale è piu’ efficiente lanciare direttamente in LTO che lanciare prima in LEO e poi fare successivamente una manovra TLI. Esempio per un Atlas V heavy o Ariane 5-27 con 27 tonns in LEO e 13,4 tonns in LTO:

27 tonns in LEO > 8,4 tonns dopo l’inserzione in Low Lunar Orbit (LLO)
13,4 tonns in LTO > 10,4 tonns dopo l’inserzione in Low Lunar Orbit (LLO)

Poi in ogni analisi di missione si devono considerare tutta una serie di constraints come ad esempio:
l’accessibilità geografica e temporale alla superficie lunare che dipende da se si ha LLO polare, inclinata, o equatoriale
la durata della missione in superficie, la capacità di ritorno (free return transfer, o le finestre di lancio dalla superficie lunare), etc.

Per quanto riguarda la ISS c’e’ il problema dalla grossa inclinazione ed il necessario cambio di piano orbitale (molto dispendioso) per arrivare in LLO. L’inclinazione LEO ottimale sarebbe di circa 29° perchè permetterebbe di lanciare verso la Luna in qualunque data (per tutte le LEO > 29° questo è possibile) minimizzando (o annullando) il cambio orbitale (il piano orbitale della Luna varia tra 18,3° e 28.6° rispetto all’equatore terrestre)

Riguardo al primo post di Archi, vorrei fare una piccola precisazione: lo scenario EOR ipotizzato a suo tempo per l’Apollo non era del tutto simile a quello previsto oggi per il Contellation; lo scopo all’epoca era quello di assemblare in LEO una navicella simile a quella del direct ascent, e poi farla atterrare tutta quanta sulla Luna. Le perplessità dei progettisti infatti si concentravano proprio sulle manovre di rendezvous e docking (sperimentate solo successivamente con le Gemini) e le ritenevano un fattore di rischio troppo grande per il programma. Lo scenario EOR diminuiva questo rischio, perchè compiendo le manovre in LEO, se qualcosa fosse andato storto, gli astronauti potevano agevolmente tornare a terra. Oggi il Constellation combina gli scenari EOR e LOR per ottimizzare le risorse disponibili, usando un sistema capsula/lanciatore unico (con le dovute varianti) per missioni ISS e lunari, e demandando i compiti aggiuntivi (TLI, LOI, cargo) ai componenti trasportati da un lanciatore pesante unmanned.

Dalla slide inserita da Spock è chiaro che il Jupiter 232 è composto anch’esso di 2 lanci e quindi si vanifica tutto il discorso…
Non ha senso lasciar perdere un progetto per sceglierne un altro con gli stessi difetti e che oltretutto deve partire da zero…

Io non so quanto possano essere realistiche le previsioni della mission manifest di Direct, perಠeffettivamente ci sarebbe un buon risparmio di tempo, addirittura il primo attracco alla iss si avrebbe nel 2013 e si andrebbe 2 anni prima sulla Luna. Oltretutto hanno previsto anche una Hubble servicing mission nel 2018 :astonished:.

Mi sembra un programma abbastanza improbabile, oltre che assurdamente veloce…
Magari fosse così semplice!

Comunque andiamo OT: questo Jupiter NON è direct!