Un 'altra tegola per l'SLS

#42

Vedi @SaturnPower ogni rinvio porta in sé delle conseguenze, non solo per i lanci destinati alla ISS.
Ogni cambio comporta il ricalcolo di tutti i parametri orbitali fino alla prossima finestra di lancio per avere le giuste condizioni pure per un semplice lancio in LEO di un satellite.
Immaginate dunque quanto è “stretta” la finestra di lancio di un volo lunare e cosa comporta un suo rinvio.

#43

Non ho dati e formule alla mano per cui dategli il peso che merita (poco)…
Ma per come la capisco io un lancio per un rendezvous in LEO richiede la precisione di lancio maggiore.
Devi inserirti nel giusto piano e ogni errore costa un sacco di delta v

#44

Non ho capito una cosa, a causa delle mie lacune in fisica: si può partire da LEO con un ∆v sufficiente ad entrare in TLI?

#45

Se la tua domanda è generica, la risposta è sì, non ci sono limitazioni fisiche di questo tipo, anzi di solito è una manovra che si fa e lo spreco di carburante rispetto ad andare direttamente in TLI da Terra è irrisorio (se non addirittura nullo).
In questa immagine puoi vedere i conti da fare, visualizzati così sono semplicissimi:


EDIT: da LEO all’orbita della Luna si arriva con un delta-V totale di 4,8 km/s usando solo il trasferimento diretto, senza sfruttare instabilità delle orbite che richiede minore delta V ma maggior tempo di viaggio (mesi o anni).

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#46

@Vespiacic. La domanda nasceva dall’affermazione du Scott Manley circa mandare in LEO solo Orion e, con un volo successivo, attaccare lo stadio criogenico. Più che altro, non ho capito, costa di piú fare due voli con razzi “piccoli” o uno con razzo piú potente?

#47

Tecnicamente se tutti i moduli sono disegnati per lo scopo, si può fare. Orion non lo è. Non è previsto che si attacchi in LEO ad un propulsore mandato successivamente e parta senza rompersi. Durante l’accensione in LEO potrebbero esserci delle forze trasversali che rompono qualcosa. Un po’ come se spingi un’automobile ad occhi chiusi senza nessuno al volante, non hai garanzia che vada dove vuoi. Se invece la usi per come è stata progettata, sai che andrà dove deve andare. Questo è solo uno dei rischi.
Come costi non è detto che due lanci costino più di uno, dipende dai lanci.

#48

Se i due razzi piccoli sono FH e il razzo grosso e’ SLS la risposta e’ ovvia.

Pero’ se per vari motivi non riesci a fare il trasferimento di propellente e/o il docking di booster riforniti e/o il trasferiemento di equipaggio ecc. semplicemente certe missioni non le fai con i due razzi piccoli.

A mio modo di vedere se vogliamo andare nello spazio per restarci ottimizzando i costi, e non per fare un mordi e fuggi come a fine anni ‘60, bisognerebbe pianificare e imparare a fare di routine tutte queste cose, ad avere infrastrutture permanenti nello spazio che diano sicurezza e assistenza. e ad avere fornitori che diano servizi e portino di routine al miglior costo equipaggio, consumabili e payload almeno per la prima parte del viaggio. Costruire un’economia nello spazio e’ quello che ci puo’ far fare il salto, non fare 2 o 3 missioni all’anno anche eclatanti ma che non cambiano strutturalmente il contesto.

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#49

Aggiungo per completezza a Mark che il trasferimento automatizzato di propellente nello spazio non è mai stato effettuato nella storia dell’astronautica. È in fase di test da quest’anno, a gennaio è uscito un articolo di Rudy Bidoggia, non ho seguito gli sviluppi.

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#50

Per essere precisi nell’articolo si parla delle tecnologie occidentali, di trasferimento totalmente automatico e di stoccaggio. Le Progress russe lo fanno da un bel po’ sulla ISS e ai tempi lo faceva anche ATV.

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Trasferimento di propellente nello spazio
#51

vedremo se ci riusciranno…

#52

Il fuoco al c…o ha funzionato? :smile:

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#53

C’è trasferimento di propellente dalla progress alla iss? Non lo sapevo… Mi piacerebbe approfondire, ma siamo off-topic, magari lunedì apro un thread in discussioni tecniche, se nel frattempo hai una fonte (anche in russo va bene) me la studio nel weekend.

#54

Puoi dare un’occhiata qui sul sito ESA

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#55

E per completare il quadro, bisognerebbe ricordare il rifornimento automatico cinese, testato con successo, nel 2017, sulla Tiangong-2

https://www.astronautinews.it/tag/tianzhou-1/

#56

Questa notizia è vera?


Veramente Bridenstine l’ha detto?

#57

Riguardo ad Europa Clipper, al momento FH é l’unico lanciatore che (in versione espandibile+un kickstage aggiuntivo+almeno 1 anno in più considerando i Gravity assist da eseguire) ha una capacità vicina a quella richiesta della missione.

#58

Secondo me é qualche rimasuglio di pesce d’aprile, non é fisicamente possibile lanciare Orion+Modulo criogenico insieme, una possibilità sarebbe un Randevouz in Leo ma anche lì servirebbero 2 FH/D4H (Delta mi sembra avvantaggiato in quanto ha già portato il test di Orion), ma secondo me Orion volerà solo con SLS.

#59

Cmq è stato dichiarato che EM-1 volerà su SLS. Non ci sono altre opzioni per farlo prima (surprise surprise…)

Brindstine ha fatto un discorso in cui citava le varie opzioni prese in considerazione (2 D4H, FH, D4H+ FH…). Nessuna rispondeva ai requisiti tranne una (a malapena per giunta).
Un Falcon Heavy modificato con un ICPS e Orion stack e tutto il resto. Brindstine ha poi detto che questa soluzione non è praticabile nei tempi richiesti a causa di tante ragioni (aereodinamica, launch pad praticamente ex novo, integrazione orizzontale, massa del complesso).
Tuttavia rimane un opzione remota per magari supportare le missioni lunari in futuro.
Ecco qui il link del discorso a riguardo.

Sembra che nella sua visione l’amministratore Brindstine voglia rendere Orion capace di essere lanciata verso la Luna su un altro razzo, con ratei di disponibilità più elevati, e usare la forza bruta di SLS per portare grossi cargo (infatti in questi giorni Brindstine ha spinto tanto per EUS. Lo vuole assolutamente)

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