qualche domanda, quale sarebbe il payload teorico inviabile da vega verso la iss, dai dati cercati in rete non riesco a estrapolare un numero valido. ed eventualmente quale potrebbe essere il payload dell’evoluzione di vega (Lyra).
Quando è previsto il lancio del secondo usv (ftb-2)? ci sono novità?
In un futuro un eventuale Laboratorio USV lanciato da vega o Lyra che carico potrebbe avere (10-100-1000 kg) e per quanto potrebbe restare in orbita (ore, giorni, mesi)?
Che io sappia il VEGA non è in grado di inviare direttamente un carico verso la ISS.
Considerando che le capacità di lancio, in LEO, assommano a 1.500 Kg e supponendo di utilizzare un “kicker” ossia uno stadio aggiuntivo che consenta un cambio di orbita (piano, inclinazione e quota) il cui peso sia intorno ai 5/600 kg, è ipotizzabile un carico, verso la ISS, non superiore agli 8/900 kg.
Bisognerebbe capire perché un VEGA debba lanciare un payload verso la ISS dato che è stato “pensato” per un mercato completamente diverso, ossia quello dei piccoli satelliti o cluster di micro/nanosatelliti.
Di Lyra so molto poco, per il discorso USV-X (ossia la versione orbitale di USV) dovrebbe pesare intorno ai 1.500 kg (quindi il massimo carico di un VEGA) e restare in orbita per 24 ore.
Dato che il programma è in evoluzione questi dati sono da prendere con “le molle”.
Bisognerebbe capire perché un VEGA debba lanciare un payload verso la ISS dato che è stato "pensato" per un mercato completamente diverso, ossia quello dei piccoli satelliti o cluster di micro/nanosatelliti.
Presupposto che chiaramente l’utilizzo di Vega è per il lancio di piccoli satelliti
cercavo di capire i differenti payload al cambiare di quota e inclinazione, ho visto delle curve in cui si citavano come quote 300 500 700 km ma la differenza di payload a parita di inclinazione non era lineare, infatti a 300 km il carico utile è inferiore rispetto ai 500 km.
non capisco le difficolta tecnica a raggiungere un’orbita tipo iss senza “kicker”
La difficoltà sta certamente nel cambio di piano, se si assume un VEGA lanciato da Kourou, praticamente all’equatore, e si punta alla ISS che si trova a 51,6° bisogna predisporre almeno un cambio di piano.
Il problema è che, essendo VEGA un lanciatore “tutto solido” lascia il payload in una determinata orbita, ad una certa quota, al termine della fase di combustione dell’ultimo stadio, senza possibilità di riaccenderlo.
Da qui, la necessità di avere un ulteriore motore che consenta le due/tre accensioni necessarie per inforcare il giusto corridoio orbitale.
Come termine di paragone, consiglio di vedere quali (e quante) manovre effettua uno Shuttle lanciato dal KSC (che si trova a 32°) quando deve raggiungere la ISS. Questo darebbe un’idea della cosa.
Naturalmente la situazione sarebbe radicalmente diversa se il VEGA fosse lanciato dalla base di Tyuratam/Baykonur dato che sarebbe immesso con la giusta inclinazione e quindi potrebbe accedere alla ISS con il payload previsto per una quota di 450 km, in base alle tabelle riportate,
Uhmm solo i primi tre stadi sono solidi, l’upper stage (AVUM) è liquido (UDMH/NTO), e ha le funzioni che hai giustamente citato comprese le riaccensioni.
Non mi si visualizza la prima immagine Sad.
Cosa è il Lyra?
la prima immagine (non so perchè) non si visualizza grande ma è la stessa che trovi nell’allegato.
Il Lyra dovrebbe essere l’evoluzione del Vega con il terzo stadio Zefiro 9 e il quarto stadio avum sostituiti da un unico stadio a liquido LOx LCH4 che dovrebbe aumentare il payload per un’orbita polare a 700 km dai 1500 kg del vega ai 2000 del lyra mantenendo tutto il resto identico (lanciatore e base di lancio)
La difficoltà sta certamente nel cambio di piano, se si assume un VEGA lanciato da Kourou, praticamente all'equatore, e si punta alla ISS che si trova a 51,6° bisogna predisporre almeno un cambio di piano.
Il problema è che, essendo VEGA un lanciatore "tutto solido" lascia il payload in una determinata orbita, ad una certa quota, al termine della fase di combustione dell'ultimo stadio, senza possibilità di riaccenderlo.
scusatemi se sbaglio, ma ritenevo che alla partenza da una base equatoriale verso un’orbita equatoriale (geostazionaria o no) si avesse un vantaggio di Delta-V rispetto ad un lancio da un’altra latitudine. Cambiando angolo di inclinazione dell’orbita puo diminuire il payload, ma nel nostro caso si parte dal payload (1500 kg) di un’orbita polare (90°) quindi a 51,6 mi aspetto che il payload aumenti (Chiaramente altro discorso è avere il Delta-V per avvicinarsi alla ISS dopo un’eventuale immissione nell’orbita corretta alla giusta quota), come dai grafici di cui sopra.
Quello che ancora non mi è chiaro è la caduta di prestazioni sui 300 km?
Uhmm si anche io ho qualche dubbio sulla spiegazione di Peppe, cioè ok la ISS è a 51.6° e il KSC a 32° ma per raggiungere quell’orbita basta lanciare con quella inclinazione da qualsiasi parte si lanci (ovviamente non sopra i 56° di latitudine…) e non bisogna cambiare il piano dell’orbita in volo, le correzioni dello Shuttle sono solo per la circolarizzazione, allo stesso modo, da Kourou si può lanciare teoricamente su qualsiasi piano orbitale (non considerando i corridoi di lancio che devono essere disabitati) senza doverlo cambiare in orbita. Anche perchè cambiare un piano orbitale di oltre 20° francamente penso sia impossibile per masse così grosse in tempi brevi. E questa è una delle ragioni per cui lo Shuttle nella missione verso Hubble non potrà raggiungere la ISS essendo su diversi piani orbitali.
Tant’è vero che da Kourou partirà l’ATV che arriverà sulla ISS con un Ariane 5 mai così carico.
In poche parole non dovrebbe esserci nessun nesso fra la latitudine e il piano di destinazione se non quelli dovuti alla rotazione terrestre in cui è sempre più vantaggioso lanciare vicini all’equatore, perchè l’inclinazione del piano la si da al lancio e non la si modifica più, ma proprio al lancio si può scegliere l’inclinazione che si vuole senza avere vincoli se non quelli dovuti alla forza centrifuga terrestre, infatti è più vantaggioso lanciare comunque da Kourou e non da Baikonur anche se il secondo ha una latitudine più vicina al piano orbitale.
Per il grafico rimango convinto sia un errore di battitura… e non so se è un flashback ma mi sembra che fosse già comparso da qualche parte qui dentro…