Suppongo che l’idea migliore rimanga quella di posizionare i retrorazzi in cima alla moonship per evitare il sandblast. Oltretutto, i retrorazzi di una moonship non sono quelli del modulo LEM…rischierebbero di causare danni ingenti a qualsiasi oggetto,dispositivo e sigh, umano nei dintorni. Ma penso che ci sia ancora tempo per pensarci a quest’evenienza…suggerirei basi sotterranee in prossimità dei siti di lancio/atterraggio.o all’interno di crateri con l’orlo alto, piccoli crateri si intende, in modo che tutto ciò che sta fuori rimanga protetto. Ma sono cose alle quali sicuramente avranno già pensato ,l’assenza di atmosfera e 1/6 di gravità impongono studi approfonditi sull’argomento…sicuramente ne sapremo di più dopo i prossimi allunaggi, che ad oggi non abbiamo ancora ben chiaro come avverranno e con quale veicolo.
Giusto per dare qualche riferimeno sul problema del sandblast:
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le particelle piu’ piccole possono acquisire una velocita’ non lontana da quella degli esausti del motore a razzo usato, quindi anche nell’ordine dei km al secondo
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alcune particelle addirittura potrebbero superare la velocita’ orbitale (che sulla Luna e’ piu’ bassa)
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questo significa che potrebbero addirittura ricadere ad alta velocita’ e colpire infrastrutture, veicoli e astronauti e dall’altra parte della Luna o in orbita
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in pratica si generano piogge di micrometeoriti artificiali, o una specie di Kessler syndrome
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Mettere i razzi ad altezza maggiore mitiga grandemente il problema. La quantita’ di moto e di energia trasmesse ad una particella di regolite dalle molecole di esausti possono ridursi notevolmente allontanando i razzi dal suolo, magari utilizzando ugelli che disperdono maggiormente il plume con una perdita di efficienza ragionevole. Invento, questi parametri potrebbero forse ridursi con il quadrato della distanza come altri fenomeni simili. Ridurre molto la velocita’ delle particelle sparate in giro significa rendere il problema molto piu’ limitato e soprattutto locale. Potrebbe bastare schermare o progettare adeguatamente solo le infrastrutture nei dintorni della zona di atterraggio. Nota bene: alcune di queste sono osservazioni mie, da verificare
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la Nasa ha ben presente il problema, quindi non penso che verra’ preso sottogamba. Probabilmente Musk vorrebbe prendere una scorciatoia per evitare motori “speciali” almeno per i primi prototipi e i lander che soddisfino il primo contratto stipulato con Nasa… Pero’ e’ evidente che i futuri lander per rendere l’atterraggio di routine sulla luna dovranno gestire il problema.
Altra fonte di info sull’argomento
Ricordo in proposito che sn8, sul pad di lancio e con il suolo ricoperto da un materiale che serve proprio a resistere a queste sollecitazioni, è riuscito a romperlo e a subire danni da un detrito con uno static fire.
Figuriamoci se non possa essere un problema in assenza di pad e semplicemente sulle gambe di atterraggio, come sarà su Marte e sulla Luna.
Evidentemente il team di space x ha una soluzione o ne proverà una se musk dice che dimostreranno alla nasa di non aver bisogno dell’anello di razzi in alto.
La butto la: e se lasciassero cadere un certo quantitativo di acqua nebulizzata immediatamente prima dell’allunaggio?
Da test fatti dalla NASA l’acqua con la regolite forma un ottimo cemento a presa rapida…
Sembra assurdo lo so, ma potrebbe fornire una superficie relativamente compatta e senza troppa polvere al momento del contatto.
Ma dici proprio nel momento immediatamente precedente all’allunaggio?quindi con degli appositi ugelli che la sparano nell’area circostante? Altrimenti, dopo il primo allunaggio io suggerirei di costruire delle piattaforme, tali e quali a quelle degli elicotteri sulla terra o dei vettori di SpaceX. Questo farebbe sì che nessun pulviscolo verrebbe eiettato in tutte le direzioni
Io pensavo prima del primo allunaggio, considerando il payload notevole di LS, il trasporto di in certo quantitativo di acqua andrebbe ad incidere in maniera relativa.
Io pensavo ad una soluzione completamente diversa: trovare una zona di atterraggio opportuna, ad esempio una superficie di roccia piatta naturalmente senza regolite. Temo pero’ che non ne esistano molte, la roccia di solito puo’ essere nuda dove la pendenza e’ maggiore dell’angolo di attrito degli inerti in questione.
Altra idea, atterrando sul fondo di un piccolo cratere e’ verosimile che gran parte delle particelle espulse impattino con i bordi dello stesso. Penso che si possano fare dei calcoli in proposito. Comunque sarebbe come avere delle barriere di protezione naturali.
Ricordiamoci comunque che al contrario di quello che succedeva ai tempi dell’Apollo il punto di atterraggio potra’ essere analizzato e misurato in ogni minimo dettaglio in anticipo. Non vedremo mai piu’ un lander che deve cercare un punto piatto per atterrare mentre il propellente sta finendo, quell’episodio restera’ negli annali di un’epoca eroica che non torna piu’.
Si potrebbe anche passare ad un sistema di propulsione meno efficiente per l’atterraggio in modo da avere una velocità dei gas esausti minore. Di nuovo, sistema permesso dagli ingenti margini offerti da Starship
Però potrebbe anche essere che le particelle che impattano sui bordi del cratere creino un problema di ejecta diretti verso il lander.
Inoltre non elimina il problema delle particelle meno radenti che potrebbero intersecare orbite di satelliti o ricadere lontanissimo.
Questa e’ una bella idea, se gli ultimi 50-100 metri li fai con una Vex < 1000 m/s (che corrisponde a un isp di circa 100 ). Anche questo richiede l’utilizzo di motori speciali, quindi ha gli stessi problemi dei motori in alto o di superfici preparate. Potrebbe essere sviluppato per risolvere anche il problema del throttling: per evitare il suicide burn e’ necessario ridurre notevolmente la spinta dei motori nell’ultima fase dell’atterraggio. Magari fare una miscela molto oxygen rich o fuel rich nell’ultimissima fase… Comunque stiamo tirando a indovinare i razzi non sono lego e i motori a razzo lo sono ancora di meno.
Comunque dato che vogliono tornare sulla Luna non ho il dubbio che trovino il modo, accettando un po’ di sporcizia per i primi atterraggi e poi se veramente si tornera’ li per restare sviluppando una soluzione piu’ definitiva.
L’articolo suggerisce una soluzione
Un’altra opzione è quella di utilizzare microonde o altri strumenti riscaldati per fondere il suolo lunare in una superficie piana, ma ciò richiede l’uso di tecnologia sperimentale.
Laser e maser non son proprio fantascienza
Tecnicamente fattibile sì, ma politicamente? Questo “stampatore di piazzole d’atterraggio” somiglierebbe troppo ad un arma… (e la Cina starebbe già pensando ad una grande fonte spaziale di energia… peccato che sia così poco occidente friendly)
C’è una soluzione ancora più semplice: rilassarsi e aspettare la soluzione degli ingegneri di SpaceX.
anche perché che la posizione rialzata sia meno dannosa va provato sul campo. senza aria se spari un getto da 1 metro o da 20 metri l’energia all’impatto è simile, soprattutto nei motori a razzo dove lo scarico è ben direzionale e poco caotico
Qui stiamo parlando di quello che ha gia’ fatto trapelare SpaceX, non e’ original work. Ed e’ anche fisica relativamente semplice.
Un ugello puo’ essere progettato per diffondere il getto, anzi, di solito la cosa difficile e’ tenerlo concentrato per migliorare l’efficienza propulsiva. E’ una semplificazione ma tendenzialmente la forza totale esercitata dal getto su una superficie infinita e’ costante a qualunque distanza ma la pressione dinamica (ovvero la forza per unita’ di superficie) e’ inversamente proporzionale all’ampiezza della superficie irradiata (a sua volta proporzionale al quadrato della distanza, come nelle leggi collegate alla legge di Gauss)
Anche con un angolo solido relativamente ampio la componente assiale di velocita’ degli esausti non si riduce molto, quindi non si perde molta efficienza, ma disperdendo il getto su una superficie ampia il problema del sandblast si puo’ mitigare parecchio.
E’ quello che malamente cercavo di descrivere qui.
Comunque la posizione rialzata e’ presente nei progetti fatti trapelare e a cui ora EM vorrebbe fare a meno. Se non cerchiamo di capirne le motivazioni fisiche secondo me impoveriamo la discussione. Se ci sono inesattezze meglio indicarle e argomentare.
Il GAO pubblica la relazione completa (76 pagine) riguardo la decisione di respingere i ricorsi di Blue Origin e Dynetics.
Da questo trafiletto del documento, si può intuire l’architettura per una missione lunare con Starship:
16 lanci totali di cui:
1 lancio di un mezzo redatto, probabilmente un starship versione “stazione di rifornimento”
14 lanci della versione “tanker” per il rifornimento della stazione
1 lancio della versione HLS Lunar Lander
Assumendo pero la completa riutilizzabilità, potrebbero essere necessari anche solo un Super Heavy e una Starship per ogni tipologia.
Comunque dal documento è chiaro che né Blue né Dynetics avevano alcuna chance nel ribaltare il contratto. A tratti escono dettagli impietosi sia per l’una che l’altra azienda, ecco alcuni esempi:
Per Blue, per quanto riguarda i problemi dei link di comunicazione la NASA ha spiegato che mentre anche SpaceX aveva dei problemi essi hanno progettato il sistema considerando i vari disturbi e con delle modifiche i problemi potranno essere risolti, Blue Origin non ha considerato i disturbi liquidandoli come “lavoro futuro”. Ovviamente la NASA ha assegnato un punteggio più basso a Blue per questo, punteggio contestato da Blue non tanto spiegando il motivo, ma semplicemente giudicando il giudizio “ingiusto”.
a pagina 45 e 46
Blue Origin does not materially contest the contracting officer’s explanation or
conclusion for why the agency believes that the necessary work to resolve SpaceX’s
communications issues would not be as difficult to resolve as Blue Origin’s
communications issues, other than to assert, without further elaboration, that the
agency’s assessment is “untrue.”
Per Dynetics, il GAO li ha effettivamente blastati per quanto riguarda il problema di massa negativa, linkandogli il sito della NASA per i “principi dei razzi” e spiegando che per sollevarsi da terra la spinta deve essere maggiore della massa del razzo, dando ragione alla NASA per il basso punteggio assegnato a causa di questo problema:
a Pagina 51
Dynetics challenges two significant weaknesses assigned to its technical proposal
relying in large part on extra-proposal information. As noted above, however, the
protester’s contentions relying on extra-proposal information are meritless. These
contentions manifest in many of Dynetics’s challenges to the agency’s evaluation. First,
Dynetics protests the agency’s assignment of a significant weakness for the proposal’s
failure to reasonably substantiate the claimed mass reduction opportunities necessary
to close the deficit between the mass estimate for Dynetics’s proposed integrated
descent/ascent element (DAE) and the current flight dynamic mass allocation. In order
to enable a rocket to lift off from a launch pad, the action or thrust of the rocket must be
greater than the mass of the rocket it is lifting. See “Rocket Principles,” NASA, available
at https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/rocket/TRCRocket/ rocket_principles.html (last
visited July 25, 2021). In this regard, overweight vehicles may not be able to execute
the mission and could incur significant cost and schedule impacts associated with
necessary redesigns. See AR, Tab 56, Dynetics Proposal, Vol. IV, attach. 33, Risk
Reports, at 14044.
Leggendo, sembra proprio che il progetto di SpaceX sia proprio più maturo, ecco un altro esempio per quanto riguarda l’evaporazione dei propellenti e la loro conservazione, dove mentre SpaceX ha presentato un sacco di documentazione, Dynetics ha presentato una breve, conclusoria e da determinare discussione:
A pagine 60 e 61
Dynetics also alleges that NASA engaged in a disparate evaluation of SpaceX’s
proposal because the awardee’s proposal allegedly suffered from the same lack of
detail as the protester’s proposal. We find no basis to object to NASA’s evaluation. As
an initial matter, we note that NASA and SpaceX point to numerous areas of the
awardee’s proposal that include significantly more detailed and nuanced analyses of the
boil-off problem, methodology for calculating and budgeting for boil-off, mitigation
approaches, and areas of further analysis. The most compelling evidence highlighted
by the agency and intervenor are the significantly detailed aspects of SpaceX’s ISPA,
which stand in stark contrast to the limited discussion in Dynetics’s ISPA and DHLS
TAP.
SpaceX’s ISPA incorporated a nearly 90-page “Thermal Analysis” that the awardee
used to drive overall vehicle architecture, active and passive thermal control system
design, material selections, and component designs. AR (B-419783.2), Tab 139,
SpaceX Proposal, Vol. IV, attach. 38, ISPA, at 24456. The thermal analysis was
organized by [DELETED]. See generally id. at 24454.
SpaceX’s ISPA also included a 57-page “Thermal Protection System Analysis” that the
awardee used to present thermal protection systems analysis results to date for HLS
and its methodology and approach for ongoing efforts. Id. at 24546. This analysis
followed the same detailed format as the thermal analysis. Id. at 24544-24598.
Relevant here, the thermal protection analysis included a detailed discussion of
Page 61 B-419783 et al.
SpaceX’s current analysis of [DELETED], including the basis for SpaceX’s propellant
heating and boil-off estimates. Id. at 24560-24561
Additionally, SpaceX’s ISPA included a several hundred page “Propulsion System and
Performance Analysis” setting forth the intervenor’s analysis of its starship propulsion
system, including the propellant inventory and final performance margins. Id. at 25061.
This analysis included a slightly different format than the above-described analyses,
specifically organized to address: [DELETED]. Id. at 25059.
The analysis also directly demonstrated how the values addressed in the analysis were
used as inputs in SpaceX’s propellant inventory and performance calculations, including
boil-off estimates that were presented in the accompanying propulsion system analysis
excel spreadsheet. Id. at 25061. Relevant here, the analysis summarizes the
applicable requirements relating to boil-off, addresses the impact of natural and induced
thermal environments on heat rates, the methodology used to account for boil-off, and
addresses propellant usage breakdowns, including accounting for boil-off. See id.
at 25069, 25073, 25095, and 25108-109.
In addition to the foregoing, the propulsion analysis incorporated as a subsection a
nearly 50-page “Propellant Heat Rates” analysis addressing boil-off, in terms of the
methodology for accounting for boil-off losses, as well as specific mitigation and
management approaches. As with the thermal and thermal protection system analyses,
the propellant heat rates analysis was organized by [DELETED]. See generally id.
at 25160-25209. On this record, we cannot conclude that NASA erred in finding that
SpaceX’s detailed proposal focus on boil-off warranted the same assessed risk as
Dynetics’s brief, conclusory and “to be determined” discussion in its proposal.
Purtroppo non riesco a tradurre tutto, però se qualcuno avesse dubbi non fatevi problemi a chiedere
Sono curioso di capire perché si leggono così tanti [DELETED] sarebbero cose coperte da segreto aziendale ? O i motivi saranno altri ? (Spesso sembra si riferisca ad una versione specifica di starship, diversa da tanker e hls)
E poi sono davvero necessari ben 14 lanci per una singola missione verso la luna o i 14 lanci sono per riempire la starship che fa da stazione di rifornimento e avere quindi propellente in orbita da raggiungere facilmente anche per altre missioni ?
A questo punto varrebbe quasi la pena creare una stazione di rifornimento orbitale vera e propria
I [DELETED] sono quasi sicuramente frutto di NDA (accordi di non divulgazione) atti a proteggere la proprietà intellettuale dei contraenti, incluso il reale stato di avanzamento dello sviluppo di lanciatori, metodologie di analisi e architettura di insieme.
Sono informazioni sensibili che potrebbero dare un vantaggio ad altri contraenti in altri contesti e che non è necessario divulgare per sostenere le tesi del rigetto al ricorso.
È scritto chiaro nel documento e nella traduzione: servono a riempire la stazione di rifornimento.
fare una stazione di rifornimento piccola o grande che sia a pari veicolo che porta il propellente da Terra richiede sempre lo stesso numero di lanci a pari massa di propellente. Se si volesse stoccare un quantitativo doppio in orbita servirebbero il doppio dei lanci. andrebbe però usato in fretta perché col tempo evapora. senza uno scopo reale ha poco senso