cosa non darei per stare già nel 2020 o 2030 per vedere se Orion ha riportato l’ uomo sulla Luna.
Fabio, forse dovresti cambiare l’avatar e metterci Bart Simpson 
Come non quotare? Io comunque sono fiducioso… Obama permettendo!
diciamo che vorrei esserlo anche io. d’ accordo per tutte le dettagliatissime e motivatissime discussioni tecniche delle opposte correnti di pensiero di cui sopra però si dovrebbe anche sperare di non dover far i conti con i politici U.S.A. dei prossimi decenni, nel senso che possano ripensarci su ed annullare il tutto.
E’ da parecchio che seguo le vicende pro/contro Orion e mi associo a chi spera che comunque sia capace di portare qualcuno sulla Luna. Però devo dire che mi sembra più concreto e realistico l’approccio di Albyz, visto che già da studente in ingegneria prima e da progettista dopo (anche se di impianti mooooooolto meno complicati di un veicolo spaziale) il percorso che segue la realizzazione di quasivoglia progetto passa sempre per ottimizzazioni (talvolta drastiche) con vincoli quasi mai di natura tecnica ma dettati da finanziamenti, scelte politiche etc…: insomma vince sempre il “real world”. L’Apollo infatti ha goduto di straordinarie condizioni politiche per potersi realiazzare con il solo vincolo di andare sulla Luna in dieci anni e tutte le scelte tecniche hanno ruotato intorno a questo. Oggi la Nasa non ha più la “carta bianca” di quei tempi e sono convinto che sta facendo quanto di meglio sia possibile nelle attuali condizioni. Per qulcuno pu essere “triste” ma è l’unica realtà. Speriamo solo che Orion venga portato a termine e che funzioni.
P.S. comunque W i thread in cui si discute animatamente ma senza scadere nell’insulto. 
:-({|=
Quoto franz!
Devo dire che ho seguito con molta attenzione la discussione (decisamnete inflazionata sul forum) ma sempre interessante. Come dice lem c’è sempre da imparare! In ogni caso credo che il rispetto delle opinioni degli altri sia sacro (parlando in generale, cercando anche di evitare ironie o provocazioni), quindi poichè c’è già in queste discussioni adoperiamoci perchè rimanga così! vista la qualità del forum, se lo merita alla grande. 
Chiudo l’OT…
Invito accorato dell’Admin: se prendessimo gli innumerevoli threads nati su questo argomento, e ne scorporassimo tutte queste discussioni “generiche”, cosa resterebbe?
Non fraintendetemi: sacra è la vostra totale libertà di parola e discussione, tuttavia, visto che qui gli americani imho non fanno altro che cucire con la stoffa che hanno (poca), non sarebbe stato interessante approfondire discorsi più tecnici? Esempio: atterraggio vs ammaraggio, approfondimenti sull’avionica, o delle possibili risoluzione per il problema delle vibrazioni (con commenti che non siano che Ares è da buttare), da cosa sono causate e perchè sono pericolose?
Cose non troppo discusse, visto che in genere si ritorna a discorsi legittimi ma molto generici già dopo pochi posts, si ha l’ennesimo thread fotocopia e tutto “muore sul nascere”.
E’ una piccola sfida, proviamoci ragazzi.
Raccolgo l’invito del nostro buon Admin e vorrei spendere due parole sul discorso dell’atterraggio.
Inizialmente uno dei requisiti dell’ESAS era l’atterraggio (una premiere per gli Stati Uniti) sul territorio americano, per la precisione nel deserto del Nevada.
La decisione era senz’altro sensata sia da un punto di vista economico (minor costo delle squadre di recupero: pochi elicotteri vs un’intera flotta composta da almeno 1 portaerei più relative navi di appoggio - cacciamine, cacciatorpediniere ed almeno un paio di sottomarini d’attacco a propulsione nucleare), e da un punto di vista tecnico (considerando la recuperabilità della capsula che non è compatibile con un contatto con il corrosivo ambiente marino).
A tal scopo la capsula Orion era, ed è tuttora, equipaggiata con una serie di airbag (così come la capsula Mercury in passato).
Inizialmente si era anche considerato di rallentare la capsula a mezzo di razzi frenanti (così come i russi fanno - da sempre - con le Voskhod, Soyuz e TKS, nonché i cinesi con le Shenzhou).
A quanto pare, ultimamente, la NASA ha riveduto (almeno in parte) questa, a mio avviso saggia, decisione.
I motivi sono, a mio avviso duplici:
- Una motivazione di aerotermodinamica, dovuta al fatto che la traiettoria che consente un rientro sul territorio americano (rispetto alla vastità dell’Oceano Pacifico) è molto più “stretta” del dovuto, ossia si dispone di un corridoio di rientro dalla Luna eccessivamente esiguo.
- Il peso aggiuntivo dovuto ai retrorazzi è incompatibile con l’attuale decisione della NASA di ridurre, al massimo possibile, il peso dell’Orion.
Il problema va ricercato, evidentemente, non tanto nella capsula in sé quanto nel suo lanciatore.
Il fatto è che l’Ares 1, ancora sulla carta, sta dimostrando un rateo di crescita (nel senso di capacità di lancio del payload) basso, questo si traduce nella necessità di far pesare il meno possibile il suo carico, in questo caso rappresentato proprio (ed unicamente) dall’Orion.
Premesso che non possiamo “buttare” l’Ares 1 (invero ancora non nato) è chiaro che l’Orion ne paga le conseguenze in termini di design (vedere la rimozione delle pannellature protettive e lo spostamento dei pannelli solari nel modulo di servizio) e prestazioni (rinuncia all’atterraggio).
Cosa si può fare?? In una situazione del genere ben poco, ossia siamo di fronte a due sistemi (Ares 1 ed Orion) progettati senz’altro in parallelo ed interconnessi tra loro. Da un lato il team di Ares preme affiché la capsula pesi il meno possibile e dall’altro il team di Orion sta, senz’altro, lottando per cercare di svilire al minimo possibile le prestazioni del proprio mezzo.
In origine, aldilà della configurazione “simil-Apollo” (da me sempre contestata), l’Orion sembrava offrire degli spunti innovativi rispetto ai precedenti progetti di capsule della NASA, proviamo a riassumerli:
- un equipaggio di 4/6 astronauti
- riutilizzabilità del modulo di comando
- avionica avanzata (ereditata dal Boeing 787)
- capacità di autodocking (come Soyuz, Progress e ATV)
- capacità di permanenza prolungata in orbita lunare
- capacità di autonomia di volo rispetto all’equipaggio (ossia possibilità di effettuare missioni completamente automatiche)
- atterraggio vs ammaraggio
- numero di g contenuti sia al rientro che all’atterraggio
Quanti di questi requisiti saranno ancora soddisfatti?
Difficile dirlo.
Se “vince” il team dell’Ares 1 allora l’Orion nascerà sicuramente con delle prestazioni “decurtate” rispetto a quanto richiesto dall’ESAS. Viceversa se “vince” il team dell’Orion, allora si dovrà riprogettare l’Ares 1 per venire incontro alla esigenze progettuali, oppure (caso improbabile) mettere mano ad un vettore commerciale opportunamente modificato (che ancora non c’è).
Quindi il peso è senz’altro l’elemento “chiave” del progetto Orion, e questo è un fatto oggettivo ed incontrovertibile.
Credo che il post qui sopra di Archipeppe sia da prendere come esempio per la chiarezza espositiva e la (onerosa? ) imparzialità. Un articolo divulgativo e non troppo impegnativo da assimilare per quelli non del settore. Credo proprio fosse questo che l’admin intendeva con discorsi più “in topic” e tecnici. Grande! Continuate così,noi lettori ve ne siamo grati.
Solo una puntualizzazione per quanto riguarda l’avionica, prima del “suggerimento” di Griffin erano in ballo le due proposte di Honeywell:
Il 787 monta avionica Rockwell Collins che è diversa e che è stata scartata per i motivi citati nella news sopra riportata già da qualche tempo.
Attualmente credo rimangano in ballo le proposte di Honeywell o qualche cosa di non COTS sviluppato internamente.
Per quanto riguarda le possibili “decurtazioni” non credo vadano ricercate in quella selezione che hai fatto ma piuttosto credo che eventuali “tagli” rientrino in sistemi e funzionalità minori di cui magari non si conoscono nemmeno ora le specifiche, intendo cose piccole, non visibili da subito: meno o più piccoli accumulatori nell’impianto idraulico, serbatoi più ridotti per le varie utenze, accessori nella cabina di pilotaggio magari utili ma non indispensabili, comodità varie, revisione della struttura magari meno rigida ecc. (sono cose “sparate” tanto per comprendere la caratura di quello che sto parlando) comportando eventualmente una “spartanizzazione” della capsula ma non una perdita degli obiettivi primari, ogni punto dell’elenco che hai fatto è troppo importante per una qualsiasi missione per essere completamente cancellato e il peso risparmiato direi non molto in rapporto alla perdita che comporterebbe… tutto il resto è condivisibile.
Io non credo che gli obiettivi dell’ESAS saranno completamente cancellati ma in qualche modo rivisti questo si, ed è (purtroppo) inevitabile. Già il semplice fatto di aver abbandonato (o quasi) l’atterraggio comporta una variazione non da poco: la probabile perdita della riutilizzabilità del modulo di comando che era, appunto, uno dei requisiti di base.
Che ci sia stata una certa evoluzione, dettata soprattutto dal desiderio di ridurre al minimo possibile i pesi ritoccando la configurazione generale (e quindi non solo i sottosistemi), è un fatto innegabile come ben evidenziato dall’evoluzione dell’originario Orion Model 600 fino all’attuale 606 e passando per tutta una serie di configurazioni intermedie.
E non è detto che il 606 sia proprio l’ultimissima versione dell’Orion (così come, ad esempio, il passaggio dall’Apollo Block 1 al Block 2).
Certo la configurazione è cambiata ma nessuno dei “grandi” requisiti è mai stato messo in discussione passando fra le varie evoluzioni che si sono viste, anzi come è ben visibile sono stati ottimizzati diversi sistemi ma nessuno ha perso funzionalità importanti tanto da precludere i requisiti iniziali dell’ESAS (che erano e rimangono comunque molto molto generici appositamente).
Come già detto evoluzione non significa perdita di capacità, almeno macroscopicamente, certo i cambiamenti ci sono stati, e indiscutibilmente sono comportati dalla necessità di ridurre i pesi ( e meno male che ci sono). Ma questo fino ad ora non ha mai comportato nessuna cancellazione per quanto riguarda gli obiettivi o i requisiti iniziali (per il riutilizzo dopo un ammaraggio potrebbe essere comunque possibile grazie ai passi avanti fatti sui trattamenti superficiali di protezione, la decisione non è ancora stata presa) e questo è importante da sottolineare perchè con tutto quello che si dice e nelle varie discussioni sulle problematiche incontrate spesso non ci si accorge che benchè ci siano problemi da risolvere o cose da rivedere nulla di quello che era stato programmato o delle capacità richieste alla partenza è stato cancellato o ridotto, modificando obiettivi e profili di missione per ovviare ai problemi di peso o di lanciatore. Questo vorrei fosse ben chiaro anche per focalizzare i punti dove si sta intervenendo appositamente per mantenere intatte le capacità previste che ad ora rimangono quelle proposte dall’ESAS.
infatti è importante questo particolare visto che secondo i primissimi progetti il velivolo sarebbe dovuto essere riutilizzabile o almeno in parte.
Si parla molto di decurtare le prestazioni dell’Orion. Ma qualcuno conosce le prestazioni dell’Ares? Quale spinta dovrebbe sviluppare per rispettare le specifiche iniziali e soprattutto in base a cosa si è stabilito che non la potrà raggiunge (hanno fatto prove su prototipi, simulazioni etc.)?
Grazie
Per un lanciatore è difficile capire per noi non addetti ai lavori quale sia la linea di demarcazione fra il buono e il cattivo. Nel senso che non c’è un valore di spinta che è sufficiente per essere al sicuro o uno di potenza simile.
Il vettore è composto di diversi stadi più la capsula con relativo modulo di servizio che in questo caso, ma anche con lo shuttle e con altri mezzi funziona come da “upper stage”. Quindi è possibile variare i rapporti e le spinte fra questi elementi, ma non solo, è possibile variare anche il profilo di lancio, le sollecitazioni di lancio ecc. Ad esempio si può aumentare il tempo di spinta del primo stadio e accorciare quello del secondo (variando quindi i pesi e i propellenti rispettivi), oppure viceversa, oppure scegliere un’ascesa più diretta ma più “sollecitante” per l’equipaggio piuttosto che una più dolce, oppure scegliere di separare la capsula ad una certa quota piuttosto che un’altra e trasferire più combustibile nel modulo di servizio con l’ultima parte più o meno lunga destinata alla capsula… e così via con altre decine di variabili più o meno significative…
insomma ci sono veramente molti parametri che insieme danno un altra serie di requisiti o dati che devono essere soddisfatti. Il “gioco” è cercare di far rientrare tutti questi nei valori cercati conseguendo l’obiettivo della missione.
Tuti questi fattori una volta definiti come “ottimo”, portano ad un valore massimo di peso del payload necessario per conseguire l’obiettivo della missione, e questo è il peso che si sta cercando di mantenere nelle varie evoluzioni dell’Orion.
Mi associo a quello che scrive Albyz, al momento è difficile dire quello che fa o non fa, o meglio dire farà, Ares 1.
Siamo certi di due cose:
- Che il primo stadio, essendo direttamente derivato dagli SRB usati dallo Shuttle, avrà la stessa spinta (più o meno) di un SRB con un tempo di funzionamento maggiore, dovuto all’introduzione di un quinto segmento (attualmente non presente su quelli in uso dallo Shuttle).
- Che il secondo stadio con il suo J2X è, senz’altro, l’elemento più critico del sistema essendo quello maggiormente modificabile.
Da qui si evince che, probabilmente, molti dei problemi evidenziati dallo sviluppo di Ares 1 (stabilità a parte) sono insiti più nel secondo stadio che non nel primo (contrariamente a quello che si potrebbe pensare). Nel senso che il primo stadio è diretta derivazione di uno esistente (seppur modificato) ed è quindi alquanto “congelato” in termini di prestazioni.
Il secondo stadio, pur avendo qualche vaga similitudine con l’S-IVB utilizzato dai Saturno, rappresenta un elemento completamente nuovo e quindi maggiore fonte di incognite (sia da un punto di vista progettuale che prestazionale).
L’obiettivo dell’Ares 1, almeno sulla carta, è quello di portare in LEO 25.000 Kg, mentre l’Orion dovrebbe pesare circa 12.000 kg (8.500 Kg di modulo di comando e 3.500 kg di modulo di servizio).
In teoria l’Ares 1 dovrebbe essere in grado di portare tranquillamente in orbita l’Orion, e allora il problema dove sta??
I casi sono due:
- In sede di simulazione ci si è resi conto, calcoli alla mano, che l’Ares 1 è meno “performante” del previsto.
- In realtà la causa della “cura dimagrante” dell’Orion non è da ricercarsi tanto nell’Ares 1, quanto nell’Ares 5.
Non dimentichiamoci che il profilo di missione lunare dell’Orion è del tipo EOR (Earth Orbit Rendez-vous), cioé l’Orion incontra in LEO l’Altair (ossia il modulo lunare) più l’upper stage di Ares 5 che deve spingere il complesso in TLI (Trans Lunar Injection).
Ora, nessuno sta spendendo più di una parola (oramai da molto) né su Altair né tantomeno sul suo upper stage, viene da pensare (legittimamente) che si stiano manifestando dei problemi, delle due l’una:
- Altair pesa molto più del previsto e, quindi, per ristabilire la situazione Orion deve “dimagrire”.
- L’upper stage (di cui non si sa quasi nulla) non è “performante” come previsto costringendo Altair e Orion a “dimagrire”.
Orion dovrebbe pesare 22-23ton in totale, credo che nei numeri che hai messo manchi un “1” davanti al peso del SM (piuttosto leggero con 3,5ton ) e manca il peso della LAS
I casi sono due: Non dimentichiamoci che il profilo di missione lunare dell'Orion è del tipo EOR (Earth Orbit Rendez-vous), cioé l'Orion incontra in LEO l'Altair (ossia il modulo lunare) più l'upper stage di Ares 5 che deve spingere il complesso in TLI (Trans Lunar Injection). Ora, nessuno sta spendendo più di una parola (oramai da molto) né su Altair né tantomeno sul suo upper stage, viene da pensare (legittimamente) che si stiano manifestando dei problemi, delle due l'una:
- Altair pesa molto più del previsto e, quindi, per ristabilire la situazione Orion deve “dimagrire”.
- L’upper stage (di cui non si sa quasi nulla) non è “performante” come previsto costringendo Altair e Orion a “dimagrire”.
Qui non ti seguo…
Altair non è neanche stato definito, non è ancora iniziata neanche la fase di progettazione per cui non si sa nemmeno quanto peserà. Per ora si sta ancora valutando la configurazione che non è stata scelta fra tutte quelle che verranno proposte, improbabile che si sia arrivati ad un livello di dettaglio così preciso da aver qualche dubbio sul peso su un mezzo che non è neanche definito. La progettazione inizierà solo fra 2-3 anni quando si libereranno i fondi ora destinati allo Shuttle.
Non ti seguo in particolare sul discorso dell’upper stage di Ares I in relazione ad Altair e all’upper stage di Ares V (se ho capito bene) 
Oops…ci hai ragione… mi sono “mangiato” un “1” (maledetta golosità!!!), in ogni caso (considerando anche il peso del LAS) Ares 1 dovrebbe essere in grado di portare in LEO l’Orion, come ho appunto scritto.
Cerco di spiegarmi un pò meglio, in uno scenario complesso come quello del Constellation i veicoli sono un pò tutti “concatenati” fra loro, ossia devono essere compatibili (in termini tecnologici e funzionali) fra loro ma soprattutto devono essere compatibili in termini di peso.
Non sono proprio sicuro che Altair e Ares 5 (sopratutto quest’ultimo) non siano entrati in una fase di progettazione che non sia solo quella di fattibilità.
Tutti i componenti del sistema Constellation devono per forza procedere, progettualmente parlando, in “parallelo” questo per evitare di avere (ad esempio) un Orion in sovrappeso e quindi incompatibile con le prestazioni dell’Ares 5 o dell’Alteir.
Dunque cerchiamo di fare chiarezza: se, ora come ora, la NASA da il via ad Orion e Ares 1 senza aver affrontato minimamente la progettazione di Altair e Ares 5 come fanno ad essere sicuri che Altair rispetterà i pesi necessari per essere compatibile con le prestazioni di Ares 5??
Come si fa ad essere sicuri che l’accoppiata Altair+Orion non pesi troppo per l’upper stage (ossia lo stadio superiore) di Ares 5 che deve metterli in traiettoria translunare??
Bada bene che questi sono problemi progettuali REALI, cioé non è possibile che il team Constellation non stia prendendo in considerazione questi aspetti.
Quindi il mio intervento di prima aveva lo scopo di chiedere (dal momento che la risposta non cel’ho) se l’Orion non fosse stato fatto “dimagrire” anche per venire incontro alle necessità operative del vettore Ares 5, e dell’Altair ovvero per non dover ridurre troppo il peso di quest’ultimo.
Ridurre il peso di Altair significherebbe, anche solo in questa fase progettuale, dover rinunciare a qualcosa (o più di qualcosa) in termini di prestazioni una volta sulla Luna (minor tempo di permanenza, minor equipaggio, minor payload ecc. ecc.).
Quindi la domanda era: “non è che alla NASA stanno cercando di ridimensionare Orion ora per non avere troppi problemi con Altair dopo??”.
Bada bene che è solo una domanda, e stavolta (giuro) non c’è alcun intento polemico.
Giusto per paragone, la progettazione di Apollo, LM, Saturno 1 (e derivati) e Saturno 5 è proceduta in parallelo praticamente dal momento che fu scelto il LOR come profilo di missione, se la progettazione dell’LM fosse partita diciamo due/tre anni dopo l’Apollo (così come fu “congelato” dalla NASA e progettato dalla North American) gli americani non sarebbero mai arrivati sulla Luna nel 1969.
Ma anche la progettazione di Ares V non è iniziata, quando partiranno entrambe, andranno ovviamente a “braccetto” per poter rispondere ognuno ai requisiti dell’altro, esattamente come avviene ora fra CEV e Ares I, no?
Come si fa ad essere sicuri che l'accoppiata Altair+Orion non pesi troppo per l'upper stage (ossia lo stadio superiore) di Ares 5 che deve metterli in traiettoria translunare??
Beh ci saranno dei requisiti minimi di prestazione alla base dello sviluppo dell’upper stage di Ares V, ma non essendo iniziato neanche lo sviluppo di Altair questi rimangono per ora abbastanza indefiniti e solo con la definizione di entrambi i “pezzi” del treno lunare si definirà anche la potenza richiesta dal lanciatore.
Quindi la domanda era: "non è che alla NASA stanno cercando di ridimensionare Orion ora per non avere troppi problemi con Altair dopo??". Bada bene che è solo una domanda, e stavolta (giuro) non c'è alcun intento polemico.
Secondo me no, (e anche da parte mia non c’è alcun intento polemico) in quanto problemi di questo genere sorgono in fasi più avanzate di quella attuale di Altair, proprio come stiamo osservando ora con Ares I.
Per il LM non si conosce nemmeno quale sarà la configurazione scelta, chi sarà il costruttore e quali le prestazioni precise.
Il passo più recente a riguardo è stata l’assegnazioni di studi di fattibilità per un primo avanprogetto principalmente orientato al design per il futuro lander. In pratica la situazione è ancora molto antecedente alla vera progettazione ed è abbastanza presto per parlare di qualsiasi requisito con precisione sufficiente a modificare quelli dell’altra “metà” del treno.
Giusto per paragone, la progettazione di Apollo, LM, Saturno 1 (e derivati) e Saturno 5 è proceduta in parallelo praticamente dal momento che fu scelto il LOR come profilo di missione, se la progettazione dell'LM fosse partita diciamo due/tre anni dopo l'Apollo (così come fu "congelato" dalla NASA e progettato dalla North American) gli americani non sarebbero mai arrivati sulla Luna nel 1969.
Questo è vero ma non credo siano direttamente confrontabili i due percorsi, sia per la differente architettura di missione, si per le tempistiche, per le risorse e per l’utilizzo del CEV in LEO prima della Luna.