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.