Ma il programma lunare sovietico?

Andrew ha scritto:

OK aspettiamo di vederlo in verdone militare sovietico con le falci e martelli!

FedeX ha scritto:

Sul mio pc con un Pentium non dà alcun tipo di problema!
Comunque ok! Correggo le strozzature e poi passo alle texture (Probabilmente domani )

Guarda che scherzavo sulle prestazioni

Ahahah l' avevo intuito, se rallentava un i7 Quad-core, il mio pc si fondeva

Comunque devo dire che il numero di vertex non è così mostruoso.. certo alcune cose potevano essere fatte con la metà delle facce (ad esempio gli ugelli, infatti ti consiglio di modificare soprattutto quelli) ma alcune finiture sono quasi di pregio! E non sottovalutare la potenza delle texture: alcuni dettagli possono essere ben ricreati con quelle senza pesare sulla fluidità!

Quello delle textures è un ottimo suggerimento e tu ben sai che io mi ci affido molto (anche perché non so modellare con gran finezza!)

Sto abbozzando le posizioni delle texture, partendo dal "verdone militare sovietico" xD per ora sono tinte unite, poi preseguo con le immagini.
Lo so, è molto spartano xD (Mi aiuto con questa immagine)

Ottimo! Continua così! Cerca di scovare in giro in qualche foto di archivio qualche dettaglio in più mi raccomando!

http://www.starbase1.co.uk/n1/images/index_en.html

Qui ci sono diverse gallerie con foto, schemi e informazioni molto ben dettagliate

Grazie! Ma dove le trovi?! xD
Oggi pomeriggio, tornato da scuola, mi metto al lavoro

FedeX ha scritto:

Grazie! Ma dove le trovi?! xD

Sono un maniaco che le cerca su google in almeno 4 lingue diverse


Qui c'e qualcosa di interessante che fa ben vedere la differenza tra il razzo N-1 (block A, block B e block V) e il complesso lunare L3 o L7. Il fatto e' che l'N-1 puo anche essere usato come Lanciatore Pesante, mentre i complessi lunari L-3 o L-7 erano effettivamente il carico che l'N-1 portava in orbita. Questo ottimizza la flessibilita' del razzo stesso rispetto al Saturno-V, perche' il Saturno-V era ottimale solo per missioni lunari. Il fatto e' che se si rimuove il terzo stadio del Saturno-V per mandare un carico in LEO, il razzo con soli 2 stadi non e' piu ottimale. L'ottimizzazione del Saturno-V per orbite LEO richiederebbe infatti il design di un nuovo terzo stadio piu' piccolo dell'S-IVB che abbia abbastanzo carburante da raggiungere solo un orbita LEO. In tal caso si riuscirebbe a portare 135t circa in LEO.

Il link qua' sotto e' in tedesco. puoi usare google translate per tradurre tutta la pagina direttamente nel browser.

http://www.bernd-leitenberger.de/hercules.shtml

Poi ho trovato anche una pagina in Inglese

http://www.boris-lux.de/04_types/61_lv/sp_ru/15_n1l/n1l3.php

e una in russo (non capisco niente di russo ma puoi usare google translate)

http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/energia-50/05.html

Analisi interessante ma che non mi trova molto d'accordo: riducendo il quantitativo di carburante dell'S-IVB si riduce anche il delta-V che questo stadio può fornire: il calcolo matematico è impietoso. Questo è compensato da un miglioramento delle prestazioni degli altri due stadi (per il minor peso al decollo) ma non si arriverà mai, secondo me, a ottenere più payload con uno stadio superiore più piccolo, a meno che non usi motori con un Isp drasticamente migliore. Poi felice di essere smentito eh: si ha sempre da imparare.

Una domanda un po' offtopic: l'immagine che usi come avatar è disponibile anche più grande?

Andrew ha scritto:

Analisi interessante ma che non mi trova molto d'accordo

Mi spiego meglio. Puoi provare da tè usando AMSO o NASSP a mettere in orbita l'apollo11 col pilota automatico. Ti accorgerai che la massa del complesso in orbita è di circa 134t.
Ciò significa quantomeno che il Saturno-V nella sua configurazione storica era in grado di trasportare 134t in LEO e la struttura del razzo aveva la resistenza adatta a compiere tale sforzo. Il fatto è che buona parte delle 134t in LEO erano costituite da carburante che sarebbe successivamente servito per il TLI, mentre il "carico utile" era il CSM + LM.
Questo intendevo con "ottimale per voli lunari"

se si volesse aumentare (in quantità significativa) la massa del payload da mandare in LEO, bisognerebbe rinforzare la struttura del primo e secondo stadio per reggere il peso maggiore.

Quindi credo che la struttura fosse in grado di sostenere le sollecitazioni incontrate durante il lancio di (130t - 150t) verso LEO. Per cui un terzo stadio più piccolo avrebbe ottenuto tali prestazioni portando in LEO un "carico utile" di circa 130t e un carico "inutile" di non più di 10t -15t.
L'N-1 era invece ottimizzato per trasporto verso LEO perchè la struttura permetteva il lancio di 90t circa in LEO le quali erano completamente "carico utile". Che tale carico fosse un satellite gigante o una stazione spaziale o l'L-3 non cambiava le prestazioni del vettore N-1 (Block-A, block-B, Block-V)

Andrew ha scritto:

Una domanda un po' offtopic: l'immagine che usi come avatar è disponibile anche più grande?

Quella l'ho trovata su internet in formato più grande ma non ne ho una copia e non ricordo da quale sito l'ho presa

santy86 ha scritto:

...
se si volesse aumentare (in quantità significativa) la massa del payload da mandare in LEO, bisognerebbe rinforzare la struttura del primo e secondo stadio per reggere il peso maggiore.
...

Io non capirò un piffero di meccanica orbitale, ma su questo non mi trovi d'accordo: se tu hai 50 kg sulla schiena, che siano 50 kg di acqua (50 dm3) o 50 kg di ferro (6,37 dm3, dati da un peso specifico di 7,85) sempre 50 kg sono sulla colonna vertebrale. Al limite puoi dire che hai delle sollecitazioni anomale causate da un possibile bilanciamento per il baricentro alto che si viene a creare (50 dm3 sono ad esempio 40 cm di larghezza per 1,25 di altezza) ma sempre 50 kg sono! Se la tua colonna vertebrale non regge i 50 kg di acqua, non regge nemmeno i 50 di ferro e viceversa.

Infatti.

Il discorso, per come lo capisco io, è questo. Il saturno V poteva portare verso la luna circa 45 tonnellate. Ma ciò che arriva in LEO sono 135 tonnellate, che come hai detto tu, in larga parte sono costituite dal peso del carburante del terzo stadio, che non ho usato per la LEO ma che prosciugherò nel momento della TLI.

Per la LEO, il saturn aveva una capacità di payload di 118 tonnellate. Ciò significa che poteva piazzare quel peso UTILE in orbita, PIU' il peso a vuoto del terzo stadio, che è peso inutile che finisce anche lui in orbita, che sommati fanno sempre le solite 135 tonnellate. Il carburante in questo caso l'ho usato tutto per la LEO. (questo vale per qualsiasi razzo. Anche per lo Shuttle: si dice sempre che ha una capacità di payload di sole 24 tonnellate, che è verissimo, ma in effetti ciò che arriva in orbita è pari a circa 100 tonnellate: payload + lo shuttle).

Quindi QUESTA è la capacità del razzo, e la struttura è dimensionata per QUEL peso, a prescindere da come è composto. Anche se è vero che il saturn aveva un notevole potenziale di crescita (se però avesse usato i motori F-1A e J-2S, che avevano prestazioni significativamente superiori).

Se uso un terzo stadio più piccolo, quindi riducendo la frazione "inutile" di quelle 135 tonnellate di cui si parla, risulterà viceversa un peggioramento delle prestazioni, perché quello stadio più piccolo non riuscirà a fornire la stessa accelerazione del S-IVB. Detto terra-terra: è come agganciare un rimorchio più pesante a una motrice più piccola e meno potente: il peso totale del complesso è uguale, ma andrà più piano. Anche se il peso totale del complsso è uguale.

Andrew ha scritto:

Per la LEO, il saturn aveva una capacità di payload di 118 tonnellate. Ciò significa che poteva piazzare quel peso UTILE in orbita, PIU' il peso a vuoto del terzo stadio, che è peso inutile che finisce anche lui in orbita, che sommati fanno sempre le solite 135 tonnellate.

Questo vuol dire che hai 17t di peso inutile. Se accorci l'S-IVB e ridimensioni i serbatoi per contenere il carburante necessario all'inserimento LEO evitando di portarti quella parte metallica aggiuntiva forse riesci a salvare qualche tonnellata (7 max).
Comunque hai ragione sul fatto che sono poche tonnellate guadagnate e forse non ne vale la pena.

Andrew ha scritto:

quello stadio più piccolo non riuscirà a fornire la stessa accelerazione del S-IVB

L'S-IVB accorciato a cui stavo pensando io utilizzerebbe comunque lo stesso motore J-2 quindi avrebbe lo stesso Isp e la stessa spinta che applicata alle solite 135t genera la stessa accellerazione

A causa di vari impegni di oggi, ho texturizzato (ma lo devo sistemare..) il primo stadio.



Lo so che non è il massimo xD Comunque tra domani e dopo-domani, che ho più tempo, finisco il razzo e passo alla fase di Orbiter, cioè creare il vero e proprio add-on.

Piccola parentesi nella discussione sull'N1 - Saturn V: è da osservare che l'N1 prevedeva nella sua massima configurazione be 5 stadi e questo fu uno dei problemi principali.. la struttura complessiva ne soffriva tremendamente.. infatti nel corso degli anni si è prediletta (anche da parte dei russi) la tendenza a creare lanciatori dotati di meno stadi possibili (al più due con ampio uso dei booster). In poche parole, per aumentare il payload, si deve aggiungere spinta all'inizio del lancio, non alla fine. Questo dovrà pur significare qualcosa..

PS Fede, sta venendo proprio bene! Voglio proprio vedere a che punto arriverai!

Fausto ha scritto:

Piccola parentesi nella discussione sull'N1 - Saturn V: è da osservare che l'N1 prevedeva nella sua massima configurazione be 5 stadi e questo fu uno dei problemi principali..

Su questo sono d'accordo anch'io. Non sto facendo il tifo per l'N-1, è ovvio che il Saturno-V era ed ancora è il razzo perfetto. La mia era solo una osservazione su come ottimizzare al massimo possibile il carico verso LEO.

Ma il problema dei 5 stadi era un problema inferiore rispetto al problema dei 30 motori del primo stadio. Le oscillazioni POGO create da tutti quei motori portarono alla rottura di componenti cruciali delle turbopompe. Il fatto è che i 2 upper-stages block-G e block-D servivano a eseguire il TLI (block-G), eseguire correzioni, LOI e discesca (block-D).
Il lander LK aveva solo un motore per tornare in orbita lunare alla fine dell'EVA e l'orbiter LOK aveva solo carburante per tornare verso la terra.
Quindi gli ultimi 2 stadi sarebbero serviti come al Saturno-V sono serviti i motori del Terzo stadio, dello stadio di discesa dell'LM e del motore del CSM.

Fausto ha scritto:

In poche parole, per aumentare il payload, si deve aggiungere spinta all'inizio del lancio, non alla fine. Questo dovrà pur significare qualcosa..

Anche qui sono d'accordo infatti lo shuttle usa gli SRB durante la prima fase di volo.
Però qui c'è un dettaglio che ti suonerà strano ma il primo stadio dell'N-1 (block-A) produceva più spinta del primo stadio del Saturno-V. Rispettivamente:

50.3 MN e 34.02 MN

santy86 ha scritto:

L'S-IVB accorciato a cui stavo pensando io utilizzerebbe comunque lo stesso motore J-2 quindi avrebbe lo stesso Isp e la stessa spinta che applicata alle solite 135t genera la stessa accellerazione

No: una volta che sei in orbita, il fattore "spinta" è pressoché irrilevante. Quel che conta, oltre all'ISP come tu dici giustamente, è la "frazione di carburante" rispetto al peso totale del veicolo, perché l'accelerazione finale è strettamente correlata al rapporto tra massa iniziale e massa finale (all'inizio ed alla fine dell'accensione per capirci). Se io a parità di ISP ho una frazione di carburante pari a 1, avrò una certa accelerazione; se il rapporto di carburante è di 0,5 (situazione con lo stadio più "piccolo"), l'accelerazione sarà minore. Anche a parità di spinta (o con maggior spinta!)

Andrew ha scritto:

Se io a parità di ISP ho una frazione di carburante pari a 1, avrò una certa accelerazione; se il rapporto di carburante è di 0,5 (situazione con lo stadio più "piccolo"), l'accelerazione sarà minore. Anche a parità di spinta (o con maggior spinta!)

Questa non è l'accellerazione, questo è il Delta-V. (Delta-V è una grandezza scalare)

L'accellerazione A = Forza (spinta) / Massa. (A è una grandezza vettoriale)

Sappiamo che la massa totale iniziale è: 135,000 Kg + carburante dell'S-IVB (anche con lo stadio accorciato)
Mentre la spinta è di 1,001 KN
L'accellerazione al momento dell'accensione del J-2 sarà: A = 1001 KN / (135t + carburante dell'S-IVB)
L'accellerazione appena prima dello spegnimento del J-2 sarà A = 1001 KN / 135t = 7.41m/s^2

E chiaro che L'accellerazione al momento dell'accensione sarà inferiore perchè la massa totale è maggiore.

Il delta-V di cui tu parlavi è l'integrale dall'istante t1 all'istante t2 dell'accellerazione A in dt

http://it.wikipedia.org/wiki/Delta-v

Quà c'è scritto meglio.

In termini matematici l'accorciamento dell'S-IVB non riduce la massa nè iniziale nè finale delle 2 formule precedenti. Però tratta in modo diverso le famose 135t che si possono suddividere in: Massa stadio Vuoto + Massa Carburante + Massa Utile

La mia idea è che accorciando l'S-IVB, la massa stadio vuoto diminuisce di circa 7t.
A questo punto si può aumentare la massa utile di 7t senza dover cambiare le equazioni precedenti che daranno di fatti lo stesso risultato.

santy86 ha scritto:

Questa non è l'accellerazione, questo è il Delta-V. (Delta-V è una grandezza scalare)

Si certo, è chiaro. ho usato questo termine per parlare "semplice", ma è evidente che io ragiono sempre in termini di Delta-V (che poi è ciò che conta).

Il mio discorso di cui al precedente messaggio è comunque verificabile direttamente in Orbiter.

santy86 ha scritto:

Il delta-V di cui tu parlavi è l'integrale dall'istante t1 all'istante t2 dell'accellerazione A in dt

http://it.wikipedia.org/wiki/Delta-v

Quà c'è scritto meglio.

In termini matematici l'accorciamento dell'S-IVB non riduce la massa nè iniziale nè finale delle 2 formule precedenti. Però tratta in modo diverso le famose 135t che si possono suddividere in: Massa stadio Vuoto + Massa Carburante + Massa Utile

La mia idea è che accorciando l'S-IVB, la massa stadio vuoto diminuisce di circa 7t.
A questo punto si può aumentare la massa utile di 7t senza dover cambiare le equazioni precedenti che daranno di fatti lo stesso risultato.

So cos'è il delta v ci ragiono di continuo quando calcolo le prestazioni dei nostri razzi e mi sono fatto anche un foglio di calcolo in Excel per ricavarlo in tempo reale

Accorciando l'S-IVB riduci la massa a vuoto MA ANCHE (se non maggiormente, visto che il volume decresce più velocemente della superficie) la capienza di carburante. Ma soprattutto riduci il rapporto di massa tra quel carburante (che è la tua riserva energetica) e la massa del payload. Quindi il nuovo stadio più leggero, pur con la stessa spinta (o con spinta doppia o tripla o dieci venti cento volte superiore) archivierà SEMPRE un delta-V inferiore all'S-IVB originario, col risultato di perdere capacità di carico (se vuoi arrivare all'orbita).

Andrew è evidente che qui ci stiamo contraddicendo puntando in direzioni diverse

Hai ragione sul fatto che accorciando l'S-IVB riduci il suo Delta-V. Il fatto è che non ti serve tutto il Delta-V dell'S-IVB (normale) per raggiungere LEO.

Diamo per scontato che il massimo carico strutturale per il saturno-V gli permette si trasportare non più di 135t in LEO altrimenti il razzo si danneggia o peggio collassa su se stesso.
135t in LEO si traducono in 165t al momento della separazione tra 2° e 3° stadio. (puoi provare con AMSO a vedere la massa al momento della separazione)
Questo vuol dire che l'S-IVB ha bisogno di 30t di carburante per mettere 135t in orbita.

Quello che si può fare con tale razzo è massimizzare la quantità di massa utile da portare in orbita LEO cercando di ridurre la massa inutile al minimo. NON SI POSSONO ECCEDERE LE 165t AL MOMENTO DELLA SEPARAZIONE TRA 2° E 3° STADIO per motivi strutturali.

Il peso a vuoto dell'S-IVB (standard) è di 15t

Allora abbiamo 2 opzioni per raggiungere LEO:
1° - Usare lo stadio S-IVB standard con solo 30t di carburante (ciò che dicevi tu in un post precedente)
Questo vuol dire che al momento della separazione il tutto (3° stadio + carburante + carico) pesa 165t e arriveranno le solite 135t in orbita:

15t (S-IVB vuoto) +
0 (carburante) +
120t (carico utile) =
----------------------
135t

2° - Usare l'S-IVCorto (che pesa a vuoto circa 8t) e contiene 30t di carburante (pieno)
Ciò significa che al momento della separazione il tutto pesa comunque 165t e arriveranno 135t in LEO. Ma a differenza dell'opzione 1...

8t (S-IVShort vuoto) +
0 (carburante) +
127t (carico utile) =
----------------------------
135t

... il carico utile ammonta adesso a 127t (ne abbiamo guadagnate 7)

Questo intendevo per ottimizzazione.

Se poi tu vuoi portare più di 135t (totali) in LEO, usando l'opzione 1, non basta semplicemente aumentare la quantità di carburante dell'S-IVB, ma dovrai modificare anche gli altri stadi del razzo per supportare un carico maggiore che in tal caso eccederebbe le 165t al momento della separazione tra 2° e 3° stadio.

Spero di essere stato più chiaro in quello che intendo.

L'N-1 usa di default l'opzione 2. Infatti il 3° stadio dell'N-1 sarebbe stato pieno al momento della separazione tra 2° e 3° stadio e sarebbe diventato vuoto al raggiungimento della LEO, lasciando ulteriori manovre nelle mani degli stadi successivi.

Allora adesso mi è chiaro che io sto parlando di meccanica orbitale e tu di limiti strutturali del Saturn. Secondo il mio discorso, che certo condividi, ridurre la capacità di uno stadio per aumentare il payload è un controsenso (dal momento che io do per scontato che si sfrutti tutto il carburante, quindi tutto il Delta-V, per raggiungere la LEO). Tu invece mi stai dicendo che non possiamo sfruttare per la LEO tutta la capacità NOMINALE del S-IVB perché altrimenti si eccederebbero i limiti strutturali dei due stadi sottostanti.

Quindi a questo punto la discriminante è se sia vero o no che il limite strutturale massimo sia di 165 tonnellate. Di questo non sono certo, tant'è che le uniche idee di evoluzione che ho potuto vedere mostravano un S-IVB addirittura ALLUNGATO anziché accorciato. E l'uso dei motori F-1A e J-2S, previsto con il secondo lotto di Saturn poi mai costruito, avrebbe portato ancora più in alto il carico utile. E non ho mai sentito di necessità di rinforzi strutturali ai primi due stadi.

Ma può essere che tu abbia una conoscenza molto più approfondita del Saturn V di quanta ne abbia io.

Bella discussione comunque.

E' comunque evidente (per me) che la condanna dell'N1 sia stato il mancato sviluppo di motori più potenti da parte dei sovietici, parlando proprio di potenza nominale del singolo propulsore. N1 necessitava di 30 motori laddove Saturn V ne impiegava solo 5... la differenza in termini di stress strutturali e di affidabilità è tutta qui. Solo dopo, con Energia, i sovietici sono arrivati a realizzare un motore a kerosene con potenzialità simili all'F-1

Altro problema, sempre relativo ai motori, la necessità di affidarsi al kerosene anche per gli stadi superiori, laddove gli USA hanno sviluppato invece motori ad alta energia (a ossigeno/idrogeno) come il J-2 che hanno consentito di massimizzare il carico utile verso la Luna pur con una spinta complessiva inferiore.

Chissà dove sarebbe arrivato l'N1 se fosse stato comunque sviluppato adeguatamente negli anni successivi anziché annullato.