Progetto: NOVA HLV

Ho preparato questo spaccato dove si vedono: la disposizione degli organi interni, il vano interno delle ogive per il carico utile e i serbatoi.
- in rosso idrogeno liquido (LH2)
- in verde metano liquido (LCH4, abbreviato anche LNG, Liquified Natural Gas)
- in blu ossigeno liquido (LOX)



Se aprite l'immagine in una scheda a parte, potete visualizzarla ad alta risoluzione.
Tutto è stato calcolato con la massima precisione di cui sono stato capace al mio attuale livello di conoscenze tecniche.

Sto ridisegnando un piccolo dettaglio: i connettori tra razzo e rampa di lancio, sbirciando e in parte copiando quelli del Saturn V e di Starship. Qui un esempio.



Per dare un tocco di colore, ho usato gli esatti RAL della normativa gas tecnici e medicali (ho lavorato per molti anni in ospedale). Rosso e azzurro indicano infiammabili e ossidanti, quindi carico/scarico propellente (ossigeno liquido e, a seconda del caso, idrogeno liquido o metano liquido); verde indica gli inerti, quindi in questo caso l'ho usato per designare il condotto di condizionamento/carico azoto che viene pompato nei vari intertank per evitare la formazione di atmosfere esplosive e per tenere l'interno del razzo a temperatura controllata; giallo indica l'aspirazione (vuoto) e qui l'ho alternato al rosso per indicare il condotto di allontanamento del venting del combustibile, necessario soprattutto nel caso dell'idrogeno: l'accumulo del gas attorno al razzo può essere molto pericoloso. Il diametro dei connettori principali (una ventina di centimetri) non è casuale ma ragionato prendendo alcune misure di massima sugli schemi della rampa di lancio del Saturn V. Gli altri connettori secondari non li ho "battezzati" e devo ancora decidere se e come farlo, ma non vorrei andare a complicarmi eccessivamente la vita.

Puntando, un po' come Blue Origin o ULA, sul concetto del riutilizzo dello stadio superiore in un contesto lunare, ho notato che, utilizzando la versione più potente del razzo per trasportare in orbita lunare un payload delle dimensioni tipiche dei MPLM della ISS (14.000 kg circa), senza sfruttare tutta la capacità (che è di circa 74.000 kg in orbita lunare bassa), all'upper stage resterebbe sufficiente delta V per intraprendere il viaggio di ritorno e ricollocarsi in orbita terrestre, dove potrebbe essere rifornito e riutilizzato per ripetere la tratta, come una sorta di space tug tipo quelli immaginati dalla NASA negli anni Settanta (che però erano a propulsione nucleare). Per far ciò deve essere previsto che lo stadio superiore possa essere implementato con un pacchetto che gli consenta di mantenersi in funzione a lungo, che dovrà comprendere: pannelli solari con pacco batterie, isolamento termico potenziato, set aggiuntivo di RCS, porta docking e di rifornimento. Visti i carichi minori, uno o più motori potrebbero essere rimossi, risparmiando peso.
Utilizzando lo stesso razzo per trasportare solo Antares in orbita lunare, allo stadio superiore resterebbe comunque il delta-V necessario a tornare indietro verso la Terra (senza ricollocarsi in orbita di parcheggio) in una traiettoria distruttiva contro l'atmosfera, utile a rimuoverlo in modo pulito (insieme ad eventuali waste) anziché lanciarlo in orbita solare o farlo deorbitare sulla superficie lunare (dove potrebbe causare danni, visto che è stato provato che i detriti di un impatto possono ricadere a migliaia di chilometri o addirittura sul lato opposto della Luna).

Utilizzo questo spazio per appuntarmi considerazioni come questa, per non scordarmele. Non fateci molto caso.

Volevo segnalare che, nella mia continua ricerca di documentazione per il mio progetto, oltre ad alcuni inestimabili siti su Apollo come heroirelics.org e apollomaniacs.com, vere miniere d'oro di dettagli, schemi tecnici, bellissimi disegni originali, nonché ai manuali di volo completi in pdf del Saturn V e del Saturn I (volo SA-5), che se volete posso condividere, ho trovato anche questo bel sito in lingua francese completo di molte cose. In particolare molto curata la pagina sul lanciatore Ariane 5, completa di molti begli schemi tecnici dettagliati e un paio di rendering 3D ben fatti.
http://www.capcomespace.net/dossiers/espace_europeen/ariane/ariane5/caracteristiques.htm

Pronto, ufficio complicazione affari semplici?

Andrew ha scritto:

Pronto, ufficio complicazione affari semplici?  

Valvole di venting.

Per festeggiare il primo lancio di Starship, ho prodotto questo rendering ad alta risoluzione del mio razzo in versione completa (Nova B). Non è potente quanto Starship, ma si difende bene...



Per vederlo in piena risoluzione 3840x2400 pixel è necessario prima andare sul link, poi premere sulla lente d'ingrandimento e infine - col tasto destro - selezionare "Apri l'immagine in una nuova scheda".

Se a qualcuno interessa può farmi domande o soprattutto lasciarmi suggerimenti su come proseguire lo sviluppo di questo veicolo.

Proseguo il lavoro solitario dietro le quinte ;-)

Il motore per lo stadio superiore (e per il futuro lander lunare se riuscirò a farlo almeno come mesh) è denominato SELENE ed esiste ora in due versioni. Ho modellato forma e prestazioni ispirandomi soprattutto al motore VINCI europeo, al RL-10 americano e al YF-79 cinese.




Le due versioni differiscono per la parte in grigio scuro, che vedete ha dimensioni e forma diverse.

La versione SELENE A (a sinistra) è quella per il razzo. Il motore è un Lox/LH2 a ciclo espanso chiuso, rapporto di espansione di 215:1 (misurabile direttamente sulla mesh!), peso di 600 kg, spinta di 267 kN nel vuoto (corrispondenti a circa 27200 kg), rapporto spinta/peso di 45,36, dimensioni di 3,77x1,92 metri. Questa versione privilegia la spinta (che si avvicina alla massima possibile per i motori a ciclo espanso, pari a circa 300 kN), a discapito dell'Isp che, seppur alto, si attesta "solo" intorno ai 455 secondi (dato soggetto a revisione).

Per il futuro lander (se riuscirò a farlo) c'è la versione SELENE B (a destra) sostanzialmente identica ma con ugello allungato e allargato per un Isp migliorato fino a 465 secondi. Sempre Lox/LH2 a ciclo espanso chiuso, rapporto di espansione salito a 271:1 (sempre misurabile sulla mesh), spinta ridotta a un più conservativo valore di di 178 kN nel vuoto (corrispondenti a circa 18150 kg, più che sufficienti in ambiente lunare), rapporto spinta/peso sceso a 28,35, peso salito a 640 kg, dimensioni salite a 4,3x2,15 metri, a causa della campana del motore ingrandita. Questa versione privilegia l'efficienza (Isp) e l'affidabilità dovendo essere usato come singolo motore sia per la discesa, sia per la risalita dalla superficie (il mio lander è previsto sia in singolo stadio e riusabile a differenza del vecchio Arcturus che stavamo sviluppando).

Un piccolo dettaglio aggiunto allo stadio superiore HES-5 (evidenziato in rosso). Cos'è? Nel vuoto, dove questo stadio deve entrare in funzione, non essendovi un flusso d'aria che "spinge" lontano il calore degli scarichi, lo stesso calore viene emesso in tutte le direzioni per irraggiamento, anche indietro verso lo stadio stesso; pertanto viene applicato uno scudo termico che serve a evitare il surriscaldamento della base dello stadio e soprattutto del motore centrale che, vista la sua posizione, non può dissipare tale calore lateralmente. Se avete familiarità col design del Saturn V ritroverete questo particolare nel secondo stadio chiamato S-II. E' presente anche nello stadio S-IV del Saturn I e in numerosi altri design, spesso e volentieri quando si presenta una configurazione multimotore. Lo heatshield è "tagliato" lungo il perimetro per consentire il gimbal dei motori esterni (che non verrà simulato).

Spulciando nella documentazione del progetto BOLE (Booster Obsolescence and Life Extension) che prevede boosters di nuova generazione per i voli avanzati del razzo SLS di NASA, ho notato che hanno previsto di modificare gli attacchi posteriori rispetto a quelli attuali mutuati dalla famiglia Titan e dallo Shuttle. Ho quindi previsto di modificare a mia volta gli attacchi dei boosters nella stessa maniera. In alto la versione attuale con due barre dritte e una trasversale di irrigidimento; in basso quella nuova. L'attacco centrale supporta la spinta del boosters in collaborazione con l'attacco anteriore, mentre i due attacchi laterali obliqui gestiscono le oscillazioni trasversali.

Se può servire questi sono i motori del Titan Gemini fotografati 10 giorni fa al Kennedy Space Center

Mi vuoi fare invidia!
Ti ringrazio molto, ne terrò conto nel caso volessi affinare il design dei motori!

Pete Conrad ha scritto:

Se può servire questi sono i motori del Titan Gemini fotografati 10 giorni fa al Kennedy Space Center

La cosa interessante che mi sono dimenticato di specificare commentando questa bella foto è che i motori del primo stadio del Titan II GLV (come degli altri Titan)... erano in realtà... un motore solo. Solamente invece di una sola camera di combustione e un solo ugello, ce ne sono due, ma il motore è di fatto un blocco unico. E' la stessa filosofia adottata dai russi nella loro famiglia di motori RD-170 (quelli del razzo Energia). Splittare gli ugelli era un modo per aggirare i problemi incontrati dagli americani col motore F-1 che adottava un'unica enorme camera di combustione con tutte le difficoltà tecniche del caso.

Ho provato a ridisegnare il motore dello stadio superiore seguendo meglio i diagrammi previsti per il sistema di combustione a ciclo espanso. Qui un disegno annotato. Non è ancora completamente realistico e fedele ma gli elementi fondamentali ci sono. Vista la necessità di maggiore spinta, non ottenibile con un normale ciclo espanso chiuso, lo stesso è stato modificato in un ciclo espanso aperto come nella famiglia di motori giapponesi LE-5 e LE-9, dove i gas caldi dopo aver mosso le turbine vengono scaricati nel cono del motore (parte in giallo). Si ottiene più pressione in turbina e in camera di combustione (superando quindi i limiti di spinta insiti nel design a ciclo chiuso) ma a prezzo di un po' di efficienza.




La versione del motore per il previsto lander rimane a ciclo espanso chiuso.

Ciao ragazzi! Il lavoro non si è interrotto: ho passato i mesi a cavallo delle vacanze a rifinire un po' di cose e a ridisegnare le versioni intermedie della famiglia, di cui ho considerato tre tipi diversi tra i quali poi ne ho scelto uno che utilizza una versione accorciata del core, dando all'insieme un aspetto simile al vecchio Energia M. Ho fatto qualche prova su Orbiter e dovrebbe funzionare. Notate anche una versione sidemount che sfrutta gli attacchi boosters già presenti per un pod destinato ai carichi particolarmente ingombranti.

Qui un ritratto di famiglia aggiornato:



Ora passerò a modificare la rampa di lancio. Se tutto andrà bene poi potrò iniziare a colorare!

Un'immagine in trasparenza per mostrare in parte l'organizzazione dei serbatoi interni dei due diversi core stage.



Quello a destra, che ho ribattezzato XCS (eXploration Core Stage), è il core standard con quattro motori. Simile al core del razzo SLS ma un po' più piccolo. Quello a sinistra l'ho chiamato LCCS (Low Cost Core Stage). I due stadi condividono il novanta percento dei componenti: il serbatoio di ossigeno dello stadio grande è usato come serbatoio di idrogeno in quello piccolo; con alcune modificazioni, l'interstadio, il foward skirt e l'aft skirt sono identici, come sono identici gli attacchi dei boosters e logicamente viene usato lo stesso motore, che nel LCCS è uno solo anziché quattro.
L'unico elemento aggiuntivo presente solo nel LCCS e non nel XCS è la corona superiore, che ho chiamato scherzosamente "Teodolinda" ricordandomi della famosa Corona Ferrea. Il modulo, pesante circa 2500 kg, serve essenzialmente a ospitare due grossi gruppi RCS col relativo propellente, che servono a gestire il rollio del razzo, impossibile da gestire altrimenti dopo il distacco dei bosters, avendo il core un solo motore (per gestire il rollio ne servono almeno due), oltre ad aiutare in beccheggio e imbardata. Eccolo qui sotto.



La soluzione di una versione intermedia che utilizza un core accorciato, ma con stesso diametro e attacchi di quello più grande consente di utilizzare la stessa rampa per tutte le versioni del razzo, esclusa la più piccola (Nova M) che utilizzerà una rampa a parte semplificata.

Se qualcuno che ancora circola qui si ricorda del vecchio razzo Quasar, forse ricorderà la sua prima incarnazione, la "471", che utilizzava una configurazione sidemount. Dal confronto con il Nova F che sto realizzando, si nota quanto fosse realmente mastodontica.

Un Saturn V ci sta sempre bene. Qui a confronto con la versione più potente della famiglia, il Nova B.



Nonostante sia di dimensioni comparabili o leggermente inferiori al Saturn, il Nova B ha una capacità di payload maggiore del 40-50%. Merito di motori che si rifanno a una tecnologia più attuale, nonché a propellenti più efficienti (metano anziché cherosene).

Ultimo regalino della giornata, una "radiografia" del razzo in versione intermedia Nova G.

Un reminder del perché ho chiamato le varie versioni non con lettere progressive A, B, C eccetera, ma con lettere apparentemente a caso. Beh, ho voluto usare semplicemente la fantasia: mi sono rifatto alla classificazione spettrale delle stelle.



Le stelle di classe M sono le più piccole e fredde, e così via. Per cui le versioni del razzo sono, in scala crescente di potenza e capacità di carico: M, K, G, F, A, B. Esisterebbe una classe O ma non l'ho usata perché non mi piaceva come suonava

Una nuova "radiografia", stavolta del Nova A/B

Un po' di lavoro di dettaglio "tecnico".
Questo veicolo di lancio è prettamente tradizionale, ma per esso ho mutuato un paio di idee nuove, una da Space X e Rocket Lab e l'altra da ULA.

La prima delle due riguarda il sistema di staging. Nella figura 1, evidenziati in giallo ci sono i pistoncini del sistema pneumatico che serve ad allontanare meccanicamente primo e secondo stadio (come su Falcon 9). I pistoncini si inseriscono in un alloggiamento sullo stadio superiore e al momento della separazione si allungano allontanando i due stadi tra di loro. Il sistema (che sarà presente a livello di mesh, ma non animato per ovvi motivi) permette di fare a meno di retromotori e motori di ullage, consentendo di risparmiare complessità e peso soprattutto nello stadio superiore, che è quello più importante ai fini del payload.

Tre pistoncini per lo stadio Hes-2, mentre sul molto più grosso Hes-5, l'ho comunque accompagnato a due motori di ullage tradizionali (figura 2).





Sempre nella figura 1, si vedono tuttavia (evidenziati in rosso) due retrorazzi, ma questi non sono presenti per lo staging ma invece per assistere il recupero dello stadio inferiore. Infatti è previsto (anche se non simulato) che gli stadi inferiori siano recuperati con un sistema di paracadute e galleggianti (simile ai booster dello Shuttle) e questi retrorazzi servono per la frenata finale prima dell'impatto  con l'oceano. A differenza dello Shuttle, qui lo stadio ammara appeso per la parte posteriore, coi motori "in alto" in modo da tenere ben fuori dall'acqua questa parte più delicata. Un sistema non avveniristico come quello di Space X (che non sono in grado di simulare non sapendo programmare) e più laborioso, ma evita di dover conservare un po' di propellente per il rientro, massimizzando quindi il carico utile.

Il secondo dispositivo che vorrò implementare nelle mesh è il IVF (Integrated Vehicle Fluids) di ULA. Ho letto molte pubblicazioni a riguardo e sto continuando a documentarmi. In pratica si tratta di equipaggiare lo stadio superiore di un piccolo motore a combustione interna che funziona bruciando il boil-off di idrogeno e ossigeno dai serbatoi principali. Questo sistema consente:

a) di produrre energia e ricaricare le batterie come su un'automobile, consentendo di tenere attivo lo stadio molto più a lungo;

b) di coadiuvare la ripressurizzazione dei serbatoi. Il sistema di ULA rimpiazza completamente le tradizionali bottiglie di elio per la ripressurizzazione; io userò un sistema ibrido (non per altro ma perché le bottiglie di elio con le loro linee e i loro supporti le ho già modellate e non voglio buttarle), dove il motore a combustione funziona come l'H2/O2 burner dello stadio Saturn S-IVB, e cioè riscaldando l'elio delle bottiglie per poi ributtarlo nei serbatoi per la pressurizzazione;

c) di fornire un po' di spinta di ullage tramite lo scarico del motore a combustione interna;

d) di alimentare gli RCS principali usando l'idrogeno e ossigeno gassificati, facendo a meno di pesanti serbatoi di idrazina e aumentando tantissimo la capacità manovriera dello stadio (in pratica finché c'è propellente nei serbatoi principali, lo stadio rimane in funzione).

Presto inizierò a modellare questo interessante elemento. Sto andando veramente tanto nel dettaglio in alcuni particolari (il nuovo stadio HES-5 sta diventando davvero un oggetto complicatissimo) ma è molto divertente e soprattutto interessante perché mi consente di impararare tante nuove cose che prima ignoravo.