Propulsione elettrico solare (SEP) e il PPE primo modulo del Gateway


#1

L’analisi che segue si basa al 99% su documenti NASA e comunicati stampa dei singoli produttori. Non metterò molti link ma i documenti potranno essere trovati facilmente usando la sigla del componente o a richiesta li posto.

Lanciati nel 2000 i pannelli solari dell’ISS pesano oltre 500 kg per ogni kW di potenza. Con la tecnologia attuale il progresso è stato enorme, infatti, ora siamo a meno di 10 kg per ogni kW (non solo generato ma anche usato con i motori a ioni). E con i progressi in corso potremmo tra pochi anni potremmo essere a 5 kg/kW

PROPULSIONE ELETTRICO SOLARE (SEP, sigla del relativo programma NASA)
Premessa
I propulsori ionici, ad effetto Hall, sono usati da decenni nei satelliti di piccole-medie dimensioni. Perché consentono alte velocità con poco carburante, la sonda della NASA Dawn, con pannelli solari da 10 kW ha generato variazioni di delta-v per circa 10 km/s. Un anno fa l’EUTELSAT 172b, un satellite europeo totalmente elettrico di 3550 kg, ha cambiato orbita da GTO a GEO nel tempo record di 4 mesi e consumando un sesto rispetto ai propellenti chimici. Il satellite, dotato di pannelli solari da 13 kW, è spinto da 2 motori PPS 5000 collocati in 2 braci molto mobili, ognuno da 5 kW, dotato di una spinta di 135 mN, di un isp di 2300 s ed un’efficienza del 50%.

SEP IL PROGRAMMA DELLA NASA
Anche per la spinta di Obama per le missioni nello spazio profondo, la NASA avvia ad inizio del decennio un nuovo programma di ricerca per lo studio dei motori a ioni alimentati ad energia solare, il SEP.

SEZIONE MOTORI
La NASA dopo anni di studi assegna tra il 2015 ed il 2016 alla Aerojet Rocketdyne (AR) 3 contratti per lo sviluppo di 3 diverse classi di motori (semplificando per sonde, gateway e cargo). Allo sviluppo partecipano oltre alla AR i laboratori della NASA JPL e Glenn (dove tra l’altro avvengono i test) e l’università del Michigan.

1 motori per sonde (interplanetarie)
Questo è dei tre il progetto più avanzato avendo ad inizio anno concluso la fase della revisione finale (critical design review CDR) con il motore Next-A. Nel 2021 la versione commerciale (NEXT-C, C sta proprio per commerciale) spingerà la sonda DART con una potenza di 7 kW e ben 4100s. Ma le prime 2 unita pronte al volo saranno consegnate alla NASA già nei primi mesi del 2019.

2 motore per piccole stazioni spaziali (Gateway)
Il motore AEPS, più grosso del precedente, è di circa 6 mesi più indietro nello sviluppo, infatti, la fase di revisione finale del progetto (CDR) dovrebbe concludersi a fine anno. Per il 2019 la NASA si attende la consegna di 5 motori pronti per il volo. (idea personale che non compare nei requisiti minimi del PPE, la consegna di 5 motori è la recente indicazione di pannelli per 50-70 kW mi fa ipotizzare che nel PPE ci possano essere 5 AEPS. nel terzo messaggio allego i calcoli) Le caratteristiche del motore sono: 13,3 kW in entrata e 12,5 kW in uscita, spinta da 589 mN, Isp di 2800 s, efficienza 57%, peso 50 kg (in altre fonti 4 motori per 100 kg).

Alcuni dei requisiti minimi coincidono con le caratteristiche tecniche dell’AEPS, il minimo di motori potenzialmente attivi con stazione completa ed alimentata elettricamente (ma non abitata) è di due unità.

3 motore per i cargo e missioni per l’orbita marziana
Il terzo tipo di motore in corso di sviluppo dalla AR è chiamato NextSTEP (il motore di prova si chiama X3 NHT, che sarà commercializzato probabilmente come XS-100). L’X3 sta già funzionando con regolarità con una potenza di 80 kW e per brevi periodi a 100 kW. A fine anno, con un funzionamento continuo di 100 ore a 100 kW, è previsto il raggiungimento di una prontezza tecnologica al livello 5 (TRL=5).

Nei documenti sulla propulsione ionica che ho analizzato questo è l’unico riferimento che ho trovato al TRL, ho trovato molti piu riferimenti alla revisione del design.

L’X3 NHT (motore hall nidificato) è basato su un brevetto AR ed esteriormente è diverso dagli altri che ho visto per la presenza di più cerchi concentrici. Quando è usato a 100 kW,ha un Isp di 2580 e 5,03 N ed un efficienza del 66%. In base al progetto può teoricamente operare anche a 200 kW, potenza non ancora testata, e visto che pesa 250 kg avrà un efficienza pari a 1,25 Kg/kW. Nei documenti si cita una potenza finale del progetto NextSTEP di 250 kW.

Questa categoria di motori è pensata per il deep space transport (DST) sia per cargo merci che potenzialmente per il trasporto umano. Il risparmio di carburante previsto è pari al 90% rispetto all’uso di propellenti chimici. Questo sistema è modulare fin dall’inizio e può produrre motori che vanno da 2 a 200 kW. Il fine ultimo di tali studi è facilitare la missione su Marte dove secondo la NASA servono potenze tra i 200 ed i 400 kW.

ENERGIA SOLARE
Il programma spaziale SEP abbina la propulsione ionica con la produzione elettrica solare. In questo campo i progressi sono molto impressionanti.
Nell’anno 2000 è stato mandato all’ISS il primo pacchetto di pannelli solari che pesava 15900 kg, altri 3 ne sono seguiti per un peso totale arrivato a quasi 68t. La potenza dei pannelli è di 84 - 120 kW, con un’efficienza di 2 w/kg o 500 kg/kW

I documenti del bando del PPE parlano di un requisito minimo di 100 W/kg e di oltre 40 kW/m3. Sono ben 4 i produttori di pannelli flessibili hanno prodotti in grado di soddisfare questi requisiti, i 2 più citati dalla NASA sono:

  • il megaflex della ATK è una sorta di ombrello gigante (di 9 metri genera 50 kW, di 15 metri genera circa 100 kW). La versione ridotta, ultraflex, da oltre 2 metri equipaggia sia le navette cignus (150 w/kg) che il lander che sta per arrivare su Marte.
  • il ROSA della DSS è stato testato nello spazio un anno fa, trasportato da una navetta dragon è stato agganciato dal braccio robotico della ISS. Il dispiegamento avviene senza motori e si comporta come una “molla” a rilascio rallentato. La forma iniziale assomiglia vagamente ad un grosso tubo che si srotola fino a formare un rettangolo gigante (vi consiglio di vedervi il video). Il confronto rispetto ai pannelli solari ISS è impressionante, un sistema ROSA da 120 KW, non dispiegato occupa sei componenti “standard” da 20 kW, per un totale di circa 2,5 m3 ed un peso di 500 kg. Il ROSA ha un’efficienza pari a 250 W/kg e 50 kW/m3, il 20 kW dispiegato è pari 6m X 13,7m. Questo modello è stato scelto per la sonda DART, per i satelliti militari dal DoD e per quelli commerciali dalla SSL.

La Nasa ha ricevuto ad agosto gli elaborati progettuali sul PPE di 5 diversi associazioni di imprese (in Italia sarebbero degli ATI). Insieme ad altre aziende uno dei progetti (quello della Sierra Nevada è durato 120 giorni) è stato presentato dalla DSS e dalla SSL, ed un altro progetto dalla ATK (i 2 ombrelli sono subito riconoscibili).


#2

LA STAZIONE CISLUNARE O GATEWAY (ex LOP-G e DSG)
Le agenzie spaziali che hanno creato l’ISS hanno deciso di avviare la costruzione di una nuova stazione spaziale. (manca ancora l’approvazione del Canada). Ed a partire dal 2017 per la Nasa e dal 2018 per l’ESA sono stati assegnati i primi contratti preliminari con fondi prelevati dal bilancio delle 2 agenzie. L’anno prossimo è attesa l’approvazione dal parlamento americano della proposta di bilancio che assegna al Gateway 500 ml di $ per il primo anno e 2,7 mld per il quinquennio. Sempre per il 2019 è attesa l’approvazione finale del Gateway da parte dell’ESA tramite il consiglio dei ministri (si aspetta l’approvazione anche del lander che deve collegare il Gateway con la superficie lunare). Solo quando arriveranno i finanziamenti effettivi potranno partire i contratti piu sostanziosi. Per adesso la NASA ha già ricevuto i risultati di due bandi con il quale sono stati sviluppati 6 concetti di habitat e 5 concetti di PPE.

NUOVA FILOSOFIA NASA
La NASA si sta sempre più affidando ad i privati e la costruzione del PPE ne è la prova (ma lo stesso vale per esempio per le missioni lunari). Nello specifico si è deciso di dare solo i requisiti minimi da soddisfare, ed il modulo sarà acquisito dalla NASA solo nel momento che sarà nell’orbita prevista per il Gateway. L’unico parametro dimensionale del modulo nella sua interezza è che non può superare gli 8 t nel momento della sua presa in carico. Durante il trasferimento nell’orbita di consegna deve avere una massa tra 6 e 39 t, ed una volta arrivato deve consentire il mantenimento della stazione prevista da 6 a 66 t (a seconda dei moduli collegati)

Spaceflight Demonstration of a Power and Propulsion Element (PPE)
Il PPE si dovrà occupare principalmente dell’alimentazione elettrica di tutta la stazione, il suo spostamento anche orbitale e le comunicazioni (compito che condividerà con ESPRIT). La cosa piu peculiare è che, oltre a mettere a frutto le tecnologie sviluppate con il programma SEP (propulsione elettrico solare), potrà essere rifornito in volo di propellenti e inoltre, aspetto già previsto, potrà essere integrato con altri moduli propulsivi (fino a 300 KW) per testare una ipotetica missione marziana.

Il PPE è oggetto di un bando da parte della NASA che prevede a novembre la formulazione delle proposte dei concorrenti ed a marzo 2019 la scelta del costruttore (quindi dopo l’approvazione del nuovo bilancio). Il modulo dovrà essere lanciato entro il 2022 e consegnato/accettato dalla NASA entro il 2023, nell’orbita lunare NRHO.

Negli ultimi documenti la NASA indica per il PPE una potenza di 50-70 kW.
Questi sono i requisiti tecnici previsti dal bando del PPE:

  • l’orbita NRHO deve essere raggiunta entro un anno (richiede meno di 10 m/s per il suo mantenimento)
  • 15 anni è durata prevista del modulo
  • Il sistema di batterie dovrà erogare 12 kW, piu l’energia per il proprio mantenimento. (un altro punto specifica che per via della sua orbita particolare sono previste 17 eclissi all’anno della durata di 90 minuti ad evento, ed il PPE dovrà essere in grado di erogare agli altri moduli 8 kW(h?)).
  • capacità di orientare i motori in ogni direzione indipendentemente dall’orientamento dei pannelli solari
  • i pannelli solari devono avere un efficienza di 100 W/kg e 40 kW/m3
  • energia minima che il PPE deve garantire è poco piu di 50 kW, ed è cosi ripartita: 24 kW agli altri moduli, 26,6 kW ai propulsori (pari a 2 propulsori AEPS), energia richiesta dal PPE stesso.
  • quando la stazione è abitata il PPE dovrà fornire 32 kW
  • il peso massimo del modulo al momento della presa in carico è di 8000 kg, con un minimo di 1050 kg di xeno e 800 kg di propellenti RCS (il più famoso è l’Idrazina). non sono ammessi rifornimenti per raggiungere questi quantitativi iniziali.
  • capacità minima del singolo serbatoio di xeno è di 2000 kg, per una capacità complessiva minima di 5000 kg, la capacità di rifornimento minima è di 2000 kg
  • capacità complessiva di RCS deve essere almeno di 2000 kg e la capacità di rifornimento minima deve essere pari a 800 kg
  • caratteristiche motore: impulso specifico 2300 s, 43-52 mN/kW

Non ho indicato tutti i parametri ma solo quelli che a me sembravano più interessanti, altri requisiti riguardano comunicazioni, rendezvous e docking, software, ecc


#3

Posso chiedere il motivo? Sarebbe stato utile fin da subito…

Posso chiedere la fonte (con link) di questa affermazione?


#4

CALCOLI

ho provato a fare 2 calcoli me li potete confermare?

Massa minima richiesta dal PPE, nel momento del raggiungimento dell’orbita richiesta, se dotato di 5 AEPS
250 kg motori
300 kg per 70 kW di potenza con pannelli ROSA
350 kg per 15 kW di batterie (calcolato in proporzione con l’efficienza ed il peso di quelle che stanno per essere installate nella ISS)
1050 kg di Xeno
800 kg per RCS
2750 kg peso minimo in base ai requisiti. A tale valore va aggiunto tutto il resto del modulo ma che sicuramente pesa meno di 8 tonnellate che è il massimo indicato dal bando della NASA.

dati motore
Isp 2800
forza 0,589 N
potenza ingresso 13,3
potenza uscita 12,5

ipotizzando di avere un PPE a destinazione al suo massimo (8t) per avere un trasferimento dall’orbita bassa terrestre al NRHO con l’ausilio di solo i motori AEPS (non richiesto dal bando) serve un delta-v di 8 km/s(dato preso dal wiki inglese: Budjet delta-v) che si ottiene con 3 t di xeno di propellente

ve = Isp * g0 = 2800 * 9,3 = 26000 m/s
delta-v = ve * ln (massa iniziale / massa finale) = 26000* ln (11000/8000) = 8290 m /s

Propellente usato in un giorno dal motore, dai miei calcolo circa 2 kg al giorno.
Non ho trovato il dato per cui alla fine ho usato la formula dell’accelerazione pari a forza diviso massa

0,589 N / 26000 m/s = 22,65 mg al secondo che diventano 1,96 kg al giorno

per cui tenendo in funzione i miei 5 motori al giorno consumo 10 kg al giorno e quindi consumo le 3 tonnellate previste dalla formula del delta-v in 300 giorno (spero che in un anno ci siano 300 giorni di insolazione, visto che devo arrivare in un orbita che ha 364 giorni di insolazione)

Le formule sono corrette?

scusate la lunghezza dei messaggi

Modificato


#5

questa è la pagina NASA sul Gateway … non cita mai il LOP-G se non nell’ultima riga ma è un TAG (ma potrei aver anche interpretato male)

questo è tra i documenti dettagliati della NASA l’analisi piu recente sulla propulsione ionica, qui si cita il LOP-G ma è di agosto
https://www.ntrs.nasa.gov/search.jsp?R=20180003521&hterms=AEPS&qs=Nm%3D123|Collection|NASA%20STI%26Ntx%3Dmode%2Bmatchall%26Ntk%3DAll%26Ns%3DPublication-Date|1%26N%3D0%26Ntt%3DAEPS

questo è il riferimento al Canada

Link sui motori
pagina nasa per trovare documenti (su ho postato il più recente)
https://www.ntrs.nasa.gov/search.jsp?Nm=123|Collection|NASA%20STI&Ntx=mode+matchall&Ntk=All&Ns=Publication-Date|1&N=0&Ntt=AEPS

se cambiate le ultime 4 lettere AEPS potete fare altre ricerche tra i progetti della NASA

Aerojet Rocketdyne il costruttore
studio per il PPE fatto con la Sierra Nevada
http://www.rocket.com/article/aerojet-rocketdyne-completes-nextstep-appendix-c-study
generico
http://www.rocket.com/article/aerojet-rocketdyne-advocates-solar-electric-propulsion-central-element-deep-space
next-c
http://www.rocket.com/article/next-c-advanced-electric-propulsion-engine-cleared-begin-production
AEPS
http://www.rocket.com/article/aerojet-rocketdyne-successfully-demonstrates-advanced-electric-propulsion-capabilities
NextSTEP
http://www.rocket.com/article/aerojet-rocketdyne-awarded-contract-mature-development-high-powered-nested-hall-thruster

Link dell’università del Michigan
http://pepl.engin.umich.edu/project/x3-nested-channel-hall-thruster/

PPE
Pagina relativa al bando NASA le caratteristiche minime richieste sono elencate nel documento 06_of_19
https://www.fbo.gov/index.php?s=opportunity&mode=form&id=9e8041e42a2a9b7e8057baff7354da4c&tab=core&_cview=1

Video dell’apertura del pannello solare ROSA

ho fatto una carrellata dei link principali avete qualche richiesta in particolare?


#6

Per amor di precisione l’articolo sul blog della Planetary dice solo, in una frase di 5 parole, che gli Stati Uniti tengono serbato un posto al tavolo delle trattative per il Canada, che vorrebbero a bordo.
Sempre per rimanere precisi, gli altri partner non hanno firmato nulla (per ESA poi una cosa del genere è impensabile senza un assenso e un budget esplicitamente assegnato dalla Ministeriale ESA), e sono tutti a trattare sul futuro. (vedi https://www.esa.int/Our_Activities/Human_Spaceflight/Exploration/A_milestone_in_securing_ESA_s_future_role_in_the_global_exploration_of_space)
Che gli attuali partner del progetto ISS collaborino al LOP-G è molto probabile, ma non certo, e senza accordi firmati e budget assegnati il programma LOP-G non va da nessuna parte.


#7

L’ho scritto anch’io che bisogna attendere alcuni mesi per vedere i soldi veri.

Russi ed americani hanno siglato un accordo nel 2017, mi pare ad ottobre. In un articolo ho trovato che il 12 aprile 2018 NASA è ESA hanno firmato un accordo che prevedeva anche altre missioni. Un accordo è stato firmato il giorno ma il titolo è generico, per cui non ci guido (ma è così importante visto il tuo link?) . In ogni caso le 2 agenzie hanno già iniziato a spendere soldi e a coinvolgere le aziende, segno che ci credono.

Di gennaio 2018 è l’intesa con il Giappone

Mancano ancora i soldi veri ma sono molti gli indizi che mi portano ad essere ottimista


Ad una recente dibattito organizzato da Mars Direct un dirigente nasa ha stimato il costo del Gateway in 5-10 miliardi (non ricordo se costo totale o solo americano). Il costo non è dissimile dalla somma dei 2 programmi commerciali che hanno consentito di fare le 2 dragon, la Cygnus, la Starliner. Inoltre, il costo del lanciatore SLS è già previsto da fondi già previsti.

Il costo può essere anche un multiplo ma nulla di impossibile.


#8

Ma i calcoli che ho fatto sono corretti?

Se I calcoli sono corretti, l’idea di avere dei cargo orbitali è già fattibile e con l’XS-100 potrebbe diventare concreta. Considerando che i test per i 100 kW sono già iniziati (già studiate le potenze da 30 e da 80 kW) ed i tempi di sviluppo degli altri 2 motori (next-c e AEPS) forse tra 2-3 anni potremmo avere i motori pronti al volo.

Abbinando il FH ai nuovi motori si potrebbe mandare molto di più in orbita lunare. Se il tempo di consegna rimane intorno all’anno o meno, le missioni dell’Orion potrebbero, trovare in orbita decine di tonnellate e, fare molte più cose.

PS
Per me il Gateway ha senso solo se diventa un gateway con cargo che fanno la spola con l’orbita terrestre ed altri con la superficie lunare (stile HLEPP)


#9

Forse ho capito perché la NASA parla della necessità di avere cargo spinti a motori ionici della potenza di 300 kW


Sono partito dal terzo stadio del saturno V, che aveva una spinta di 1.033.100 N ed operava per 471 secondi generando una forza complessiva di 490.722.500 N

Se si prende un motore AEPS e lo si fa agire per un anno genera una spinta di 18.574.704 N (0,589X3600X24X365). Per eguagliare la spinta del S-IVB servono 26 motori per una potenza complessiva di 325 kW

Se si prende un motore X3 NHT e lo si fa agire per un anno genera una spinta di 158.626.080 N (5.03X3600X24X365). Per eguagliare la spinta del S-IVB servono 3 motori per una potenza complessiva di 300 kW

PS
i miei calcoli sono corretti?


#10


Qui ci si riferisce solo come “The Gateway”


Qui si usano tutti i tre i termini. Se noti alcune pagine sono identiche al primo link, gli è stato cambiato il nome.

I 2 documenti NASA hanno 16 giorni di differenza, penso che la decisione (o quanto meno la revisione delle pagine) sia stata presa in quei giorni


#11

Vorrei chiederti alcuni chiarimenti…

Punto 1- che significa “al prezzo”? Poi, con 15 kW intendevi 15 chilovattora?
Punto 2- g con zero non dovrebbe essere circa 9,8…
Punto 3- cioè? Intendi F=m*a? nel caso non dovrebbe essere accelerazione = forza diviso massa?
Punto 4- qui stai dividendo una forza per una velocità, perché?

A parte questi dettagli, da qualche altra parte ho visto invece che scrivi spesso che un razzo con una spinta di tot newton per una durata di tot secondi “sviluppa una forza complessiva” pari al prodotto di queste due grandezze. Ma da dove salta fuori questa cosa?


#12

Grazie per la risposta

1 - corretto, ho fatto una proporzione con quelle che stanno per essere montate sull’ISS
2 - ho usato il valore che tiene conto della rotazione terrestre, anche per non “pompare” I dati. Ma ripensandoci dovrei aver sbagliato
3 - ops correggo subito.
4 - ho usato la formula inversa dell’accelerazione per calcolare lo xeno espulso ogni secondo dal motore a ioni. L’utilizzo della formula l’avevo trovato in internet e mi aveva colpito perché mi aspettavo qualcosa di molto più complicato.

Serve per fare un confronto reale tra diversi sistemi propulsivi. Uno era studiato per durare 8 minuti massimo mentre, invece, l’XS-100 dovrebbe durare 50.000 ore (circa 6 anni). Se devo trasportare umani va benissimo ridurre i tempi. Ma se devo trasferire delle merci posso impiegare anche un anno per farli arrivare al Gateway in orbita lunare e solo dopo lanciare la Orion.

Esempio
Se è corretto il calcolo con un FH potresti avere in orbita lunare 45t dopo aver consumato 17 tonnellate di carburante. Ma perché a quel punto lasciare fermi i motori? lasci attrezzature ed il serbatoio per l’andata (come magazzino) nel Gateway e ritorni in orbita bassa terrestre. Ti agganci ai serbatoi del successivo FH e riparti. Se col primo lancio ai portato 30t di attrezzature più 15 di cargo e carburante di ritorno. Con i viaggi successivi potresti consegnare circa 40 t, e riportare indietro il serbatoio precedente carico di spazzatura (non puoi bruciarlo nell’atmosfera) e di campioni lunari. In 5 anni al costo di 450 ml di dollari potresti consegnare 110 t in orbita lunare e riportare in LEO tonnellate di campioni lunari. A quel punto scegli se rimanere come centrale elettrica o tornare per cambiare i motori.

Modifica

Questo è uno studio della NASA che analizza l’ipotesi di usare dei lander robotici sulla superficie lunare, sia come uso singolo che come uso multiplo attraverso il Gateway. Lo studio affronta anche la possibilità di usare come fonte di rifornimento sia il Gateway che le risorse lunari.
Il programma nelle linee generali è molto simile a quello HLEPP. Il miglior bilanciamento del delta-v si ha con un lancio diretto verso la luna seguito da collegamenti Gateway - luna.


#13

Per avere il consumo in un secondo è più semplice fare così.

Siccome sappiamo che l’impulso specifico di un motore ci dice quanta spinta produce il nostro motore per ogni unità di massa di propellente utilizzato ogni secondo, basta dividere la spinta per l’impulso specifico.

Questi dati già li hai, la spinta hai detto 0,589N e l’isp 2800.
Prima devi trasformare i newton in kg, 0,589N/9,8=0,060kg
Ora sappiamo che il nostro motore produce una spinta di 60g e dunque consuma ogni secondo 60/2800=0,02142 grammi.

In 24 ore continuative di propulsione avrà consumato 0,02142360024= 1.851 grammi.


#14

CALCOLI
Corretti grazie all’intervento di Aleph

Massa minima richiesta dal PPE, nel momento del raggiungimento dell’orbita richiesta, se dotato di 5 AEPS
250 kg motori
300 kg per 70 kW di potenza con pannelli ROSA
350 kg per 15 kW di batterie*
900 kg massa “core”

1050 kg di Xeno
800 kg per RCS
2750 kg peso minimo in base ai requisiti. A tale valore va aggiunto tutto il resto del modulo ma che sicuramente pesa meno di 8 tonnellate che è il massimo indicato dal bando della NASA.
*(calcolato in proporzione con le batterie che stanno per essere installate nella ISS)

dati motore
Isp 2800
forza 0,589 N
potenza ingresso 13,3 kW
potenza uscita 12,5 kW

ipotizzando di avere un PPE a destinazione al suo massimo (8t) per avere un trasferimento dall’orbita bassa terrestre al NRHO con l’ausilio di solo i motori AEPS (non richiesto dal bando) serve un delta-v di 8 km/s(dato preso dal wiki inglese: Budjet delta-v) che si ottiene con 3 t di xeno di propellente

ve = Isp * g0 = 2800 * 9,8 = 27440 m/s
delta-v = ve * ln (massa iniziale / massa finale) = 27440* ln (11000/8000) = 8738 m /s

oppure se si vuole ottenere il delta-v dei vecchi calcoli si puo rinunciare a 177 kg di xeno
delta-v = ve * ln (massa iniziale / massa finale) = 27440* ln (10823/8000) = 8293 m /s

Propellente usato in un giorno dal motore, dai miei calcolo circa 2 kg al giorno.
Non ho trovato il dato per cui alla fine ho usato la formula dell’accelerazione pari a forza diviso massa

0,589 N / 27.440 m/s = 21,465 mg al secondo che diventano 1.855 g al giorno

per cui tenendo in funzione i miei 5 motori al giorno consumo 9,27 kg al giorno e quindi consumo le 3 tonnellate previste dalla formula del delta-v in 324 giorni (spero che in un anno ci siano 324 giorni di insolazione, visto che devo arrivare in un orbita “eccentrica” che ha in un anno terrestre 364 giorni di insolazione). Che diventano 304 giorni se devo arrivare al delta-v del calcolo precedente, i vecchi calcoli non arrotondati davano 307 giorni, alla fine ho sbagliato di 3-4 giorni. :)))


#15

GRAZIE

Sai il delta-v necessario per entrare nell’orbita NRHO del Gateway?

questo è il documento NASA spedito al parlamento USA e che descrive le decisioni principali che la NASA prenderà nel prossimo futuro, in particolare quelle entro il 2024. Il capitolo piu corposo 8 pagine su 21 è dedicato alla luna con la divisione tra orbita e superficie.

in relazione alle attività in orbita bassa mi ha colpito il primo punto da affrontare per l’anno prossimo, dove si richiedono 150 ml da usare tra l’altro per scegliere se lanciare un modulo commerciale da agganciare all’ISS e/o fare una nuoca stazione commerciale

“2019 Based on results of completed LEO commercialization studies, competitive selection of funding/logistical support for commercial module and/or free-flyer space station development.”


#16

@Baykanur, non so se già hai questo documento

a pagina 6 c’è una tabella con tutti i dati che già hai riportato nei tuoi calcoli più quello che cercavi, ossia il consumo al secondo. lo trovi nella colonna “Mass flow rate, mg/s”.


#17

Ottimo Grazie

L’emissione di Xeno ufficiale al secondo è pari a 22,9 mg, non dissimile rispetto a quello calcolato in precedenza, per cui il consumo giornaliero è pari a quasi 2 kg (1.979 g).
Da ciò deriva che 5 motori consumano 3.000 kg di carburante in 303 giorni (delta-v 8.738 m /s) o 2.823 kg di carburante in 285 giorni (delta-v 8.293 m /s)

CONFRONTO SATURN V CON FALCON HEAVY + MOTORI IONICI AEPS

Sembra un eresia, ma in base ai calcoli affinati grazie a Aleph, il Falcon Heavy che porta in LEO un carico spinto da motori AEPS e pannelli solari ROSA, può portare vicino alla luna lo stesso carico del Saturn V … ecco i dati:

Il Saturn V trasportava 140 t in orbita bassa (LEO) e 48,6 t in traiettoria di inserzione lunare (TLI), consumando come carburante il 65% del peso in LEO. Il delta-V della manovra era pari a 3,05-3,25 km/s ed il peso del terzo stadio era pari a 12 t.

Non avendo trovato il delta v della TLI per i motori ionici, ho usato il delta v necessario per arrivare nel punto 1 di Lagrange (EML-1) che per i motori chimici è pari a 3,77 km/s e per i motori ionici è pari a 7 km/s.

Il Falcon Heavy porta al massimo in orbita bassa 63,8 t ma, se usa 25 motori AEPS, arriva in EML-1 consumando solo 14,4 t e con una massa finale pari a 49,4 t, il propellente usato è pari al 23% del carico utile trasportato in LEO. Il peso della propulsione elettrico solare è di 2.600 kg (motori per 1.250 kg e pannelli solari (ROSA) per 1350 kg) al quale va aggiunto tutto il resto (serbatoi, elettronica, ecc). Il viaggio dura 291 giorni, accettabile se non si porta l’equipaggio.

Con un delta v di 7470 m/s i due sistemi si equivalgono come quantità portata (ovviamente non qualitativamente)

link per i calcoli del delta-v
http://www.strout.net/info/science/delta-v/intro.html

link per il peso dell’ultimo stadio
https://history.nasa.gov/SP-4029/Apollo_18-19_Ground_Ignition_Weights.htm


#18

Utile soprattutto perché fa da raccordo tra la nomenclatura americana del Design Review e la nomenclatura delle fasi ESA (che cercavo digitando banalmente esa abcd)

Questi sono i livelli raggiunti dai vari componenti del SEP:
ELETTRICO SOLARE

  • ROSA fase E avendo già volato sull’ISS
  • Megaflex, la versione maggiorata dell’Ultraflex (fase E) ha già volato oltre 10 volte (v. Cygnus)

PROPULSIONE A IONI
NEXT-C, si trova nella fase D, stanno per essere consegnati i primi 2 motori (ad inizio 2019), la fase C è finita ad aprile 2018
AEPS, sono stati costruiti 3 motori di test, che hanno già funzionato per migliaia di ore, i sottosistemi sono stati integrati e testati, si sta facendo la revisione finale (CRD) che dovrebbe terminare entro l’anno. Per entrare nella fase D l’anno prossimo con la consegna di 5 motori pronti al volo.
X3 NHT, questo progetto molto probabilmente va scisso in 2, con un motore a 100-kW (XS 100) ed uno per potenze più alte essendo progettato per funzionare a 200 kW senza modifiche (ma forse anche 250, l documentazione non da dettagli su questo livello di potenza)
Il motore ha gia testato molte ore di utilizzo dimostrando di poter funzionare a livelli di 30 e 80 kW. Attualmente viene testato a 100 kW e quando farà 100 h ininterrotte sarà dichiarato TRL=5. Penso venga testato complessivamente non come sotto sistemi quindi presumo sia in fase C

Il PPE, secondo me, viene sottovalutato da molti:

  • non è satellite commerciale come ha scritto ieri SPACENEWS.COM, anche se usa il paragone per parlare della nuova filosofia della NASA ma non è un satellite
  • non è un modulo Zvezda con pannelli solari come scrive Anatoly Zak
    Il PPE come scrive la NASA nelle prime 2 parole del bando è un dimostratore di veicolo spaziale (Spaceflight Demonstration of a Power and Propulsion Element) serve per far cambiare orbita al Gateway, e come dimostratore di un “cargo orbitale” da 300 kW (il Deep Space Transport)

Negli ultimi lustri il progresso delle tecnologie SEP è stato enorme, i pannelli di ISS generano 2 W/Kg quelli ROSA 250 W/kg (si dispiegano senza usare motori)

La sonda Dawn lanciata nel 2007 ha svariati record compreso il maggior delta v generato, 11 km/s.
I suoi pannelli solari, a parità di peso, passerebbero da 10 a 50 kW, 5 volte meglio.
La potenza del motore è passata da 2,6 a 12,5 kW, 5 volte meglio con un peso simile 43 kg contro 50 kg. Come forza generata ogni secondo passiamo da 90mN a 589 mN, 6,5 volte meglio
Se invece di fare il paragone con l’AEPS lo si fa con X3 a 100-kW (ma è costruito per andare a 200) le distanze aumentano di molto:
Il peso aumenta di 6 volte (da 43 a 250 kg), la potenza di 40 volte (da 2,6 a 100 kW) e la forza generata di 55 volte (da 90 a 5030 mN)

L’articolo che paragona il PPE ad un satellite commerciale e che spiega la nuova filosofia costruttiva della NASA

La sonda Dawn

PS
la NASA ha talmente tanta fretta di partire che sta facendo una cosa che in Italia sarebbe completamente illegale, infatti, ha indetto un bando con presentazione delle offerte il 15 novembre ossia prima di avere i soldi. Neanche la protezione civile può fare una cosa simile, nella fase iniziale dell’emergenza usa soldi già stanziati preventivamente che poi vengono aumentati tramite l’uso di decreti o leggi speciali.