# Estimated mass based on March 2007 loads, environments, and interfaces:
# PDR (20% WGA) = 291 lbs (metallics) + 1149 lbs (composites) = 1441 lbs total
# CDR (12% WGA) = 386 lbs (metallics) + 944 lbs (composites) = 1330 lbs total
# MR (~4 % WGA) = 459 lbs (metallics) + 1005 lbs (composites) = 1464 lbs total
# Note: at MR - margins were increased in metallics to push test article failures to composites
Cosa significano PDR/CDR/MR?
Vedendo la discussione sul J2-X potrebbero stare per Preliminary Design Review/Critical Design Review/? (per MR non ne ho idea ), però non so se si parli effettivamente di quello o siano solo sigle simili…
Il programma continua e completato il prototipo strutturale sono iniziati i test.
Per chi non fosse “addentro” alla tipologia di test è possibile vedere i cablaggi degli estensimetri applicati alla struttura lungo “tracce” considerate significative per l’analisi del comportamento strutturale. E’ molto probabile che si tratti di test con cicli di pressurizzazione/depressurizzazione atti ad analizzare il comportamento dei compositi anche nei punti critici (i classici sono ad esempio tutte le aperture sulla struttura, è infatti possibile vedere le serie di estensimentri applicati nelle zone più critiche intorno ad essi, fig.3).
In effetti lo schema della disposizione dei sensori riflette la classica discretizzazione ad “elementi finiti” che consente di calcolare gli sforzi (statici e dinamici) per forme anche complesse come quelle in uso nel settore aerospaziale.
Come detto da Albyz all’inizio, l’impiego dei compositi nei veicoli spaziali è tanto entusiasmante quanto era prevedibile e scontato.
Mi sorge però una domanda:
visto che, per ora, l’applicazione di questa tecnologia ai veicoli/moduli di rientro incontra inevitabilmente delle problematiche tecniche, legate soprattutto alla resistenza al forte calore nella fase di rientro, non si potrebbe applicare i compositi alle parti dei veicoli che non rientrano, tipo moduli orbitali, di servizio ecc. ?
Si avrebbe comunque una sensibile riduzione di peso del sistema e una minore spesa nella costruzione di questi ultimi e maggiori prestazioni.
Giusto per esempio, si pensi a una Soyuz con modulo orbitale e modulo di servizio in compositi (modulo di rientro standard);
Fermo restando il dato di riduzione d peso del 20%, si passerebbe da 8,3t a circa 7,5t (800 Kg in meno!) sul peso totale… (?)
Beh sarà probabilmente il passo futuro, non è comunque un passo immediato, solo oggi cominciano a comparire le prime strutture primarie aeronautiche completamente in compositi, lo spazio è un ambiente per certi versi più favorevole ad esempio negli sforzi strutturali ma molto più complesso ad esempio per le temperature di impiego…
Per fare un esempio il modulo abitativo di Altair sarebbe in compositi, la direzione è questa ma non è ancora una cosa immediata. Sarebbe interessante capire oggi, si dovesse partire da zero a progettare un modulo abitativo, quanto verrebbe presa in considerazione l’ipotesi di realizzarlo in compositi o se si opterebbe ancora per le leghe metalliche.
La grossa incognita potrebbe essere anche un’altra, sono poche le industrie specializzate nella costruzione di strutture tradizionali in questo settore che avrebbero anche il know how per realizzare le stesse riconvertendosi ai compositi, è un metodo di lavoro e gestione radicalmente diverso che comporta grossi sforzi industriali per il passaggio, e forse la scelta sarebbe ancora fra un fornitore “abituale” che punterebbe alle leghe metalliche vs un fornitore nuovo, ma con grande conoscenza dei compositi. Sono scelte ingegneristiche mai facili e da valutare in ogni più piccola sfaccettatura.
Considerando che, il peso al lancio di un veicolo influenza pesantemente i costi di un progetto e, conseguentemente di ogni singola missione (i lanciatori costano), in un contesto si progettazione “da zero” credo che il passo sia inevitabile…
Certo è che, per l’attuale Orion o anche per altri sistemi esistenti (Soyuz, shenzou, Excalibur ecc…) la conversione ai compositi, per li moduli “a perdere” avrebbe un impatto relativo.
Dove lavoro si stanno sperimentando elementi strutturali in fibra di carbonio, è la novità sta nel fatto che saremmo i primi a livello mondiale a farne uso per macchina operatrici un po’ particolari. Proprio per questo, le prove di laboratorio e le prove all’interno del capannone R&D volte agli sforzi ciclici (gli ingegneri del team hanno piazzato decine di estensimetri per verificare i calcoli FEM) stanno durando da quasi due anni.
Quindi confermo che la faccenda non è così immediata, ma sul lungo termine… sicuramente si farà.
), però non so se si parli effettivamente di quello o siano solo sigle simili…
