[Anim8or] Problemi e progettazione lanciatore pesante

Nella mia ignoranza penso che molto probabilmente essendo un lanciatore "cargo" non aveva particolari necessità di manovra, e quindi invece di esserci 4 gruppi (come nell'Apollo) ce ne fossero solo 2 contrapposti (lato destro e lato sinistro, per esemplificare), per un totale appunto di 8 motori. Io almeno la vedo così.

Ma siamo sicuri che il terzo stadio non sia solo un piccolo modulo di servizio utile solo a correggere l'orbita, e che l'energia necessaria ad entrare in orbita sia fornita solamente dai primi due stadi? perchè ho notato che il tempo di accensione del terzo stadio è 8100 secondi
Secondo me non è parte del razzo, ma un modulo di servizio .. il razzo vero è proprio è formato dai primi due stadi e dai fairing.. ma ora faccio un paio di calcoli per vedere se ho ragione

è esattamente quanto ipotizzavo io qualche pagina addietro, Fausto!
Oltretutto ho provato a fare un lancio del vettore (con le mie prime mesh di prova, tanto non m'interessava), utilizzando tutti i dati riportati nella scheda, e sono entrato tranquillamente in orbita solo coi primi due stadi (con una certa riserva di combustibile). Vabbè che non avevo alcun payload ma... penso che questo confermi la nostra teoria. Il terzo stadio E' un modulo di servizio!

Si potrebbe ipotizzarne magari una versione "nostra" di questo modulo, con motori diversi, utile per lanciare carichi su orbite alte o in traiettoria di fuga lunare/interplanetaria...

Pete Conrad ha scritto:

Nella mia ignoranza penso che molto probabilmente essendo un lanciatore "cargo" non aveva particolari necessità di manovra, e quindi invece di esserci 4 gruppi (come nell'Apollo) ce ne fossero solo 2 contrapposti (lato destro e lato sinistro, per esemplificare), per un totale appunto di 8 motori. Io almeno la vedo così.

Togliendo due gruppi di motori vernieri, perdi libertà di manovra su uno dei tre assi: nella fattispecie, eliminando il gruppo "sopra" e quello "sotto" e tenendoli solo ai lati, perdi mobilità sull'asse di beccheggio, quindi per picchiare o cabrare, devi prima compiere una rollata di 90° e poi imbardare.
Comunque per me si può fare.

Questo di cosa sia il tempo di accensione, il Delta V e cose simili le devo imparare. Me lo sapete un sito che spieghi in maniera semplice come funzioni la base dei lanci spaziali? Grazie!

Andrew ha scritto:

Togliendo due gruppi di motori vernieri, perdi libertà di manovra su uno dei tre assi: nella fattispecie, eliminando il gruppo "sopra" e quello "sotto" e tenendoli solo ai lati, perdi mobilità sull'asse di beccheggio, quindi per picchiare o cabrare, devi prima compiere una rollata di 90° e poi imbardare.

Vero. Però devi considerare che è un cargo, guidato da terra, e che a parte correzioni d'orbita altro non deve fare. Sicuramente non deve fare dietrofront per dockarsi col LEM

Se però ipotizzi che debba dockarsi con un deltaglider che aspetta in orbita, le cose si complicano, ehehe... anche se effettivamente sarebbe la navicella "parte attiva" della manovra.

Quanto al Delta-V, si tratta della massima "variazione di velocità" che può essere impressa da un propulsore, e che si calcola con l'Equazione di Tsiolkowsky:

http://it.wikipedia.org/wiki/Equazione_del_razzo_di_Ciolkovskij
Non farti spaventare dalle formule: è semplice. Ho fatto pure un file di excel per calcolarla in automatico, fornendo i dati appropriati. ;-)

Comunque se fai qualche ricerca, puoi trovare tutto quel che ti serve... erano stati postati anche qui un po' di links...

Allora, dopo un paio di calcoli è venuto fuori che se mettessimo in cima la razzo un carico utile di 38000 kg come indicato dalla tabella, il delta V dei degli stadi sarebbero:

STADIO 1= ISP*ln[r] = 2982*ln[3.90] = 4058 m/s

STADIO 2 = ISP*ln[r] = 4169*ln[2,73] = 4186 m/s

DELTA-V TOTALE = 8244 M/S

Dato che il delta v necessario per entrare in orbita deve essere almeno di 9400 m/s è evidente che il terzo stadio ha un ruolo attivo nell'inserimento in orbita del carico utile.. quindi questo benedetto terzo stadio, comunque sia fatto, ci serve eccome..

http://www.projectrho.com/rocket/index.html

Se volete imparare la fisica di base dietro al volo dei razzi, guardate il sito qui sopra.. è in inglese ma per me è stato come un corso parauniversitario (limitatamente ad orbiter ovviamente )

A me vengono dei DeltaV leggermente diversi... perché?

STADIO 1= 4304,54 m/s
STADIO 2 = 4519,83 m/s
DELTA-V TOTALE = 8824,37 m/s

Comunque non orbitali. Anche se in Orbiter ero riuscito a entrare in orbita, strano... Bisogna forse tenere conto del surplus dato dalla rotazione terrestre.

Ad ogni modo, se questo terzo stadio è effettivamente propulsivo, proporrei un minimo redesign...

Be il fatto che non hai carico utile incide parecchio.. comunque io stavo facendo anche un abbozzo di terzo stadio.. non rispettiamo qundi il progetto originale?

Ma io ho provato anche con payload massimo... mah, poi provo a rivedermi i calcoli.
Ma scusa, la velocità orbitale (LEO) non è circa di 27400 km/h e quindi 7600 m/s? non 9400...

si ma la velocità orbitale è una cosa..l'energia per raggiungere l'orbita è un altra.. quando un missile sale, deve vincere anche due forze che si chiamano gap atmosferico e gap gravitazionale.. ciò aumenta il dV da 7600 a 9400 m/s.. se vai su wikipedia in inglese dovrebbe spiegarti qualcosa..
Per calcolare il delta V degli stadi come hai fatto?

Hai ragione, non avevo tenuto conto di questi due fattori. Per il DeltaV ho fatto una paginetta in Excel dove ho inserito la formula del razzo di Tsiolkowsky... e ti fa il calcolo in automatico inserendo i vari pesi e impulsi specifici... se vuoi te la posso passare.

----

In merito allo stage 3 sono comunque aperto ai suggerimenti... se il terzo stadio ha anche fini propulsivi, è evidente che quei motori sono del tutto inadeguati, specie con payload massimo... molto meglio a questo punto un paio di motori Centaur (RL-10):

http://en.wikipedia.org/wiki/RL10

... ma sono aperto al dibattito.

Si.. però mi piacerebbe chiedere a chi ha fatto quel progetto cosa aveva in mente.. evidentemente ignoriamo qualcosa..
Per l'RL10 ok.. possiamo usare anche l'R-4 per l'assetto dato che li ho fatti e sistemati nella mesh.. 8 gruppi, dai stasera ti passo quello che ho fatto finora..
Dovremo modificare anche la parte superiore del secondo stadio e renderla simile al primo.. dovremo ricalcolare un po le dimensioni del terzo stadio.. tutta roba fattibile!!

Non dico che parlate arabo, ma insomma...

Comunque vedendo il disegno su Astronautix si denota che il 3° stadio è poco più di un anello chiuso. Siete sicuri che avete impostato i pesi corretti per i 3 stadi?

Pete Conrad ha scritto:

Non dico che parlate arabo, ma insomma...

Beh guarda conrad, se ti può consolare, per me è ancora arabo Anim8or... avrei proprio voluto fare qualche "pezzo" io ma non ne sono ancora in grado... mi spiace perché ho la sensazione di sfruttare il lavoro altrui...

Perlomeno con le mesh che mi passerà Fabio potrò rimettermi al lavoro seriamente sulle textures... forse fin lì ci arrivo, eheheh...

Pete Conrad ha scritto:

Comunque vedendo il disegno su Astronautix si denota che il 3° stadio è poco più di un anello chiuso. Siete sicuri che avete impostato i pesi corretti per i 3 stadi?

Il terzo stadio viene dato come un clindro di 5,2 m x 3m e pesa (pieno) 13400 kg... mi sembra un peso onesto. Comunque ho rifatto adesso i conti. Se ho fatto tutto giusto, col terzo stadio si arriva (a payload massimo di 38 t) a un DeltaV di 9709 m/s, che è appena sufficiente per la velocità orbitale (senza un gran margine di sicurezza!). Non usandolo per la propulsione (e quindi computandolo nel payload), il deltaV è inferiore a 9000 m/s quindi insufficiente per raggiungere l'orbita. Quindi anche il terzo stadio serve per la propulsione.

E' possibile che il vettore propriamente detto sia costituito dai primi due stadi e che il terzo potesse cambiare a seconda delle esigenze. Alla fin fine si tratta di un progetto che non ha mai volato.

Le soluzioni sono queste:
- si elimina del tutto questo terzo stadio (con una perdita in payload)
- si tiene com'è ma a questo punto il suo utilizzo diventa ostico a causa della spinta esigua
- si tiene e si modifica leggermente secondo logica.

In rete si trova pochissima documentazione su questo progetto. Ho trovato un articolo che dice quanto segue:


Hughes Jarvis launcher would use technology from Saturn, Shuttle
Smith, B. A.
Aviation Week and Space Technology (ISSN 0005-2175), vol. 125, Aug. 4, 1986, p. 34-36.

The proposed Jarvis medium launch vehicle (MLV) would incorporate Saturn propulsion system features and structures and STS electronic systems. The MLV would be 205 ft tall, 27.5 ft in diam, and would be capable of placing 85,000 lb into LEO or 17,500 lb into GEO. The all-liquid fueled booster could place up to six GPS satellites simultaneously or carry two GPS satellites into LEO and two communications spacecraft into GEO on the same launch. The first and second stages, built with tooling for the External Tank, would be powered by Saturn F-1 and J-2 engines, respectively. The kerosene/oxygen fuel burns would provide 3 M1b thrust. Fully-redundant avionics systems would be completely tested on the launch pad, which could be located at Vandenburg, Cape Canaveral, or Johnston Island in the Pacific Ocean. Development of the MLV is dependent on Air Force procurement of the capability.

Come vedete, si riferisce solo ai primi due stadi...

Vittorio questo non è Arabo.. è Ostrogoto
Allora è chiaro che questo benedetto Jarvis è stato progettato per un payload di 12-13 tonnellate massimo se contiamo solo i due stadi.. prova a calcolare quanto delta hai con quel payload e vedrai che ho ragione..
Il terzo stadio quindi è tutto da rifare secondo me.. ora mi metto alla calcolatrice e faccio la mia proposta!
Allora Vittorio dato che hai fatto un ottimo lavoro con gli F1 e J2 riusciresti a fare anche l'R10?
Adesso carico da qualche parte il lavoro che ho fatto finora!

uhm... no... penso che 12/13 tonnellate sia un target davvero troppo basso per un progetto che ha una spinta al decollo di quasi metà di un Saturn V (payload: 118 t). Dopotutto 'sto missile fu pensato per l'USAF che voleva per i suoi lanci un vettore più capace rispetto ai Titan IV e agli Shuttle, che sono entrambi limitati a 20/25 t. Quindi il payload dichiarato di 38 t (ribadito dall'articolo che ho postato, che parla di 85.000 libbre), penso che sia quello corretto. Se dobbiamo ripensare il terzo stadio, io resterei su quel target...

Allora prima di darvi ciò che ho fatto io in 3d, vi presento il mio progetto di terzo stadio con motore RL10:

Altezza: 1.24 m
diametro: 8.38 m
massa a vuoto: 1792 kg
massa carburante: 14000 kg
delta-V : 1256 m/s

Se non siamo sulle 38 ton di payload ci andiamo vicino! Però se vogliamo una spinta adeguata ci vogliono 4 motori RL10, per avere una accelerazione iniziale di 4,9 ms^2 che mi sembra buona per un terzo stadio..

Commenti?

1 metro e 20 di altezza? più che uno stadio, è un disco volante, eheheeh...
Uno stadio così piatto sarebbe da renderizzare come un "anello" con i serbatoi (sferici) a vista. Controproposta: tenere l'altezza originale di 3 metri? Sarebbe il doppio più pesante (e quindi servirebbero i quattro RL-10) ma dovrebbe spuntare un deltaV migliore.

A proposito del RL-10, queste sono le versioni attualmente utilizzate:

Engine Model: RL-10A-4-2. Designer: Pratt and Whitney. Propellants: Lox/LH2. Thrust(vac): 99.100 kN (22,279 lbf). Isp: 451 sec. Burn time: 740 sec. Mass Engine: 167 kg (368 lb). Diameter: 1.53 m (5.00 ft). Chambers: 1. Chamber Pressure: 39.00 bar. Area Ratio: 84.00. Thrust to Weight Ratio: 60.53. Country: USA. Status: In production. First Flight: 2002. Last Flight: 2006. Flown: 16.

Engine Model: RL-10B-2. Designer: Pratt and Whitney. Propellants: Lox/LH2. Thrust(vac): 110.000 kN (24,720 lbf). Isp: 462 sec. Burn time: 700 sec. Diameter: 2.13 m (6.98 ft). Chambers: 1. Area Ratio: 250.00. Country: USA. Status: In production. First Flight: 1998. Last Flight: 2006. Flown: 10.


Magari con queste specifiche ne sono sufficienti due, o tre... che ne dici?