[Space] NASA - Crew Exploration Vehicle

[+Benito+]

Originariamente inviato da Octane

Chissà cosa decideranno mai..

p.s.
nel secondo artwork il vettore non sembra un po' "basso"? (è forse una versione solo per LEO/ISS con modulo di servizio minimale?)

mi sembra proprio scalato, dovrebbe essere MOLTO più grande

[Erythraeum]

Originariamente inviato da Octane

p.s.
nel secondo artwork il vettore non sembra un po' "basso"? (è forse una versione solo per LEO/ISS con modulo di servizio minimale?)

sì è la versione cargo senza secondo stadio per l'inserimento in traiettoria translunare

[Rand]

Originariamente inviato da Octane

Chissà cosa decideranno mai..

E' un ottima domanda... è praticamente possibile di tutto, da un architettura basata sui soli EELV, Ares/EELV, DIRECT, qualche altra via di mezzo o che Ares alla fine è la scelta migliore nonostante i problemi.

p.s. nel secondo artwork il vettore non sembra un po' "basso"? (è forse una versione solo per LEO/ISS con modulo di servizio minimale?)

Si, è un Jupiter 130 che in sostanza è la versione dedicata alla ISS (o comunque alle missioni in LEO).

Originariamente inviato da +Benito+

mi sembra proprio scalato, dovrebbe essere MOLTO più grande

Attenzione che non è un Ares V (che è decisamente più grosso).

[Rand]

Spiego meglio cosa propone DIRECT. L'architettura è basata su "2" razzi (il perché delle virgolette lo spiego dopo*):

- Jupiter 130

Massa verso la ISS: circa 67 tonnelate.
Massa verso LEO: 77.8 tonnellate.

Un External Tank dello stesso diametro di quello dello Shuttle modificato per l'uso "in linea" spinto da 3 SSME e abbinato agli SRB a 4 segmenti (gli stessi dello Shuttle), senza nessun secondo stadio.

- Jupiter 246

Massa verso la ISS: 91.3 tonnelate.
Massa verso LEO: circa 100 tonnellate.

Il primo stadio è lo stesso del Jupiter 130 (con 4 SSME invece che 3), con l'aggiunta di un secondo stadio spinto da 6 RL-10B-2.

- Missioni

- Per le missioni verso la ISS basta un Jupiter 130. Grazie alla potenza in eccesso è eventualmente possibile portare carichi insieme ad Orion verso la ISS o sfruttarla per migliorare la sicurezza (un idea piuttosto semplice è un grosso serbatoio d'acqua che faccia da scudo in caso di problemi catastrofici al razzo)
- Per una missione lunare vengono lanciati 2 Jupiter 246 (uno porta Orion e Altair, l'altro viaggia "vuoto" per poter usare il secondo stadio come EDS per spingere Altair e Orion verso la Luna). Massa utile in TLI 79.1 tonnellate.


* i due modelli sono essenzialmente lo stesso razzo senza e con il secondo stadio (il primo stadio è sovradimensionato nel caso del 130, ma visto l'eccesso di capacità questo non incide in maniera rilevante sulle sue prestazioni).

Questo video descrive ben la cosa.

[Rand]

http://www.launchcomplexmodels.com/D...deg_090606.jpg
http://www.launchcomplexmodels.com/D...CLV_090606.jpg
http://www.launchcomplexmodels.com/D...EDS_090606.jpg

[Rand]

Interessante approfondimento sullo sviluppo dei seggiolini di Orion

[Rand]

Prosegue il lavoro della commissione. DIRECT fa parte delle opzioni che verranno/stanno venendo studiate nel dettaglio:

I actually managed to take a whole day off last Sunday, which if you know me, you would actually be quite shocked to hear!

Since then, the effort on this has just been at fever-pitch and isn't likely to slow down for a while, so I won't be around here much -- sorry.

I'd like to start just by saying thank-you to everyone who has e-mailed me or PM'd me recently. I have not been able to get back to everyone yet, but I have been keeping up-to-date with all the contacts and I thank everyone for their comments, suggestions, notifications and assistance so far and I look forward to more.

I note a few people have asked about our contacts with the committee. Obviously, I can't really talk about any details, but a little while ago we got confirmation that DIRECT was accepted as one of the options to be studied in detail. We are currently working on supplying technical information to the analysis, which will culminate in myself and Steve flying out to California at the end of next week to answer detailed questions in-person. In short: We're in and we're doing what needs to be done. That's all I'm going to say about that.

On a slightly different subject, I've spoken with John Shannon. He told me that before the hearing on the 17th June he was unaware of the DIRECT concept. I have made sure he is now a lot more familiar with it and more familiar with the NLS concept which it is based upon too. I'm continuing to follow-up and hope to meet with him again soon.

John Shannon (direttore del programma Shuttle) ha presentato questo alla commissione.

Qui ci sono i video di tutte le presentazioni iniziali.

[Rand]

In his 17 June 2009 presentation to the Review of U.S. Human Space Flight Plans Committee (aka the Augustine Committee) Shuttle Program manager John Shannon presented the Shuttle-derived or "Sidemount" Heavy Launch Vehicle concept. Since that time additional information on this concept has emerged. Due to its commonality with existing Space Shuttle systems (a prime selling point) use of existing payload carriers (MPLMs, external carriers) and other ISS program hardware (ESA's ATV) has been considered as a possible use in addition to its use for moon mission hardware. Indeed, done properly, one single flight of the sidemount HLV could probably supply the ISS for a year. Two concepts are shown. One (above) uses an ATV and two MPLMs or a mixture of MPLMs and external payload carriers. The other "barge" concept (below) uses a propulsion module and a mixture of MPLM and external payload pallets.

[Octane]

Originariamente inviato da Rand

il "sidemount Heavy Launch Vehicle" sarebbe in sostanza lo Shuttle-C?

http://www.astronautix.com/lvs/shuttle.htm#Shuttle%20C
http://en.wikipedia.org/wiki/Shuttle_C

[Rand]

Originariamente inviato da Octane

il "sidemount Heavy Launch Vehicle" sarebbe in sostanza lo Shuttle-C?

http://www.astronautix.com/lvs/shuttle.htm#Shuttle%20C
http://en.wikipedia.org/wiki/Shuttle_C

No, anche se sembrano simili ci sono importanti differenze:

- Shuttle-C usa 2 SSME, l'SD-HLLV 3.
- Shuttle-C prevede un intero equivalente della payload bay, l'SD-HLLV ha solo un fairing.
- Shuttle-C ha molti sistemi tipici dello Shuttle (OMS, sistema RCS a poppa) di cui l'SD-HLLV non ha bisogno.
- Shuttle-C, escludendo gli SRB arriva fino in orbita, l'SD-HLLV usa un qualche tipo di secondo stadio.

In generale Shuttle-C era stato ideato per completare lo Shuttle ed essere lanciato in "contemporanea" a livello di programmi. L'SD-HLLV è invece un sostituto.

[Rand]

Continuano gli incontri con i team dietro le varie proposte. Svolto quello di DIRECT:

We have completed the meeting with Aerospace Corp. It lasted nearly 4 hours. The meeting went very well, with the questioning being very thourough. These guys had clearly done their homework and knew what they were doing. I was also impressed by their level handed treatment of the data and their clearly neutral stance on the subject matter. We made our presentation and they asked their questions, which led to other places in the presentation, which led to other questions, etc, etc. We spent a lot of time comparing notes to clarify what our baseline actually is. We felt like we were participating in a professional problem solving meeting. Steve did a stirling job with the presentation, while he, Ross and I fielded questions as they arose. It actually felt like we were participating in a well run TIM.

We have been advocating for 3 1/2 years for an independant assessment on a level playing field. All 3 of us believe we actually got that today.

The 3 of us are going to go get a bite to eat, get a little rest and then begin to make our long way home. We are all extremely tired so you probably wont see us posting for a couple of days.
Cheers

anche qualche contatto non ufficiale:

John Shannon just contacted me and asked for another copy of my book from lulu.com. Apparently Wayne Hale "borrowed" the copy I sent Mr. Shannon. I need to make sure I re-read the STS-37 short-landing story. Wayne was the flight director and could have done thing differently. But, Wayne was probably the best flight director ever and I need to make sure I say this in my book.

Anyway, John agreed getting the crew on the top of the ET is the way to go (yeah!!), but he told me he wasn't sure NASA can afford it. Unlike Griffin, Horowitz, and Ivins in 2005, Mr. Shannon knows that an archticture that can be built within the budget will go down in flames.

This tells me team Direct needs to convince NASA they can afford Direct. Maybe a story on delta dollars to put the crew on top and the engines on the bottom. On the plus side, the abort system for on top is probably cheaper to design. You need to include changes to support systems to go inline. John mentioned to me this was a concern of his.

He is also very concerned about flight software development. While Direct will need more changes to flight software than side mount will, I think the team can sell Direct as being able to use "current" software. John's concern isn't so much things like changing gains in the autopilot because the engines have been moved, but more the timing issues of the software interface with the hardware. He has a vision of minimum change in this area. Team Direct can look at this as well. Maybe a software emulator of the GPCs running in a modern computer. I think the Orion computers and/or the computers designed for Shuttle Cockpit Avionics Upgrade can run an emulator to run GPC software.

I am going to bounce the idea off of Charlie Bolden for him to talk to team Direct. He may think it would be showing favor, but we can see.

Danny Deger

[Rand]

PWR Offers Shuttle Engine Alternative

Pratt & Whitney Rocketdyne (PWR) says it could rapidly stand up an expendable space shuttle main engine (SSME) if the Obama administration decides to use a shuttle-derived throwaway heavy lifter as an alternative to the Ares I crew launch vehicle.

The company has told a White House panel reviewing human spaceflight options that it could have a sufficient number of SSMEs ready within a year using a combination of leftovers from the shuttle program and newly-built engines. It has also proposed developing a modified, lower-cost SSME as a follow-on, PWR President Jim Maser said July 14 at a Space Foundation roundtable in Washington.

Maser stressed that PWR is not advocating any particular launch vehicle architecture to the study panel, which is headed by former Lockheed Martin CEO Norman Augustine. "We're assuming any solution they choose would have some liquid propulsion in it ... We're ready to support any architecture they recommend," he says.

The idea of using an expendable shuttle-derived lifter was raised by shuttle program manager John Shannon at a public meeting of the Augustine commission last month (Aerospace DAILY, June 19). Maser says that if that option were selected, PWR will have 14 leftover SSMEs that are completely flight worthy. "Those 14 are already paid for, so for future budgets they're free," he says. Another engine that has been fully assembled but not tested, plus spare parts, could raise the total to 17.

The company also would manufacture additional engines using the existing SSME design while beginning work on a modified design that incorporates advances in the construction of nozzles and combustion chambers. That would be ready to go into production within 3-4 years. Maser estimates the modified SSME would cost two-thirds to four-fifths of the original model - depending on the number ordered - and would be "a little more expensive" than the company's RS-68 engine "but in that ballpark."

Maser says Rocketdyne also has briefed the Augustine panel on the status of its J-2X upper stage engine, which completed a critical design review last November and remains on schedule. "We could be going even faster, but because of funding restrictions and [other] priorities we've been asked to slow down a little bit and stretch our program out," he says. PWR is recommending that J-2X development continue, but has also told the Augustine panel that it could develop a different-sized upper-stage engine if needed.

The Augustine panel is scheduled to deliver its recommendations by late August. Maser says any hope of getting a boost in funding for human spaceflight rests with the White House, which would have to lead the charge. But he is not optimistic that will happen. "All the indications we're getting from the executive branch is that funding is going to be pretty tight," he says.

But even if that is the case, the Obama administration can help by implementing a long-term space road map that is consistent and predictable so companies can plan for hiring and R&D investments, Maser says. He notes that a push-out of the massive Ares V cargo launch vehicle would open a development gap that will make it difficult for propulsion companies to retain skilled workers and capabilities. "Maintaining the critical skills to continue these developments through peaks and valleys is a real challenge for the industry," he says.

4chr

[Rand]

Se un SRB esplode tra 30 e 60 secondi dopo il lancio, l'abort rischia di essere non sopravvivibile (se la capsula rimane nell'area dei frammenti ad alta temperatura questi fonderebbero i paracaduti):

USAF 45th Space Wing Study: Capsule~100%-Fratricide Environments (Implications for NASA's Ares-1 and Crew)

Estimate of Secondary Effects of the Solid Rocket Booster (SRB) Destruct Debris Environment on the Constellation Capsule

(Illustrated with the Titan IV-A20 Destruct of Comparable SRBs, Propellant Mass, and comparable MET of ~40 sec)

UNCLASSIFIED

Sean P. Stapf
Air Force Ejection Seat & Rocketry Analyst
45th Space Wing
Patrick Air Force Base, Florida

QUICK SUMMARY of RESULTS:

A) FRAG VELOCITY DISTRIBUTION. Propellant fragments expand...

- as a spherical "shell" (i.e. of comparable velocity magnitudes - leaving little distribution of propellant fragments within, or beyond, the "shell")

- At fairly "tight" ranges, from approximately 300-500 fps (some outliers, each side), with betas from ~20-700 lbm/sqft.

- Mass and count distributions comparable to the "FRAG" program, generated from studies such as the joint NASA/DOE/INSRP Explosion Working Group on the Titan 34D-9 and Challenger 51L.

B) CAPSULE ~100% FRATRICIDE by SECONDARY RADIATIVE WILTING of NYLON CHUTES The capsule will not survive an abort between MET's of ~30 and 60 seconds - as the capsule is engulfed until water-impact by solid propellant fragments radiating heat from 4,000F toward the nylon parachute material (with a melt-temperature of ~400F).

PURPOSE:

a) Re-Confirm Codes. Re-confirm predictive codes & values for solid propellant motor fragmentation, comparing results of the late-1980's joint NASA/DOE/INSRP Explosion Working Group (and related) analyses of solid propellant rocket debris (particularly applied to the Titan and NASA SRB's), and verifying that code accuracy continues into the later 1998 Titan A20 destruct at MET=40s.

b) Illustrate Capsule Abort Environment. Illustrate the effect of this solid propellant debris on the Constellation Capsule (particularly the thermalradiative temperature environment of ~4000F while attempting to recover the capsule by deployment of 400F-tolerant nylon parachutes - showing the "probability of hit" is not an indicator of fratricide. A Ph>0 indicates capsule has failed to egress the debris cloud, then thermal induces the Loss of Crew).

c) Velocity Distribution. Suggest values for a "distribution" of predicted uncertainty in debris velocities. Suggest the "credibility" of using velocity variability to justify capsule survival by the variability's "off-max" lowering of a probability of hit (Ph).

CONCLUSIONS:

* The 45th-Space Wing has reasonable assessments for solid propellant debris fragment masses, velocities, etc.

* The Ares-1 capsule, with an LAS, will 25 not survive an abort between MET's of ~30-60 seconds.

(High-Q is a risk from ~20-75 sec)

Il problema dovrebbe riguardare tutti i veicoli che fanno uso di SRB e in generale di propellenti solidi, non solo Ares I.

(NOTA. Questa news non vuol dire che non esistano soluzioni in grado di mitigare il rischio se implementate/sviluppate)

[guyver]

Originariamente inviato da Rand

Se un SRB esplode tra 30 e 60 secondi dopo il lancio, l'abort rischia di essere non sopravvivibile (se la capsula rimane nell'area dei frammenti ad alta temperatura questi fonderebbero i paracaduti):



Il problema dovrebbe riguardare tutti i veicoli che fanno uso di SRB e in generale di propellenti solidi, non solo Ares I.

(NOTA. Questa news non vuol dire che non esistano soluzioni in grado di mitigare il rischio se implementate/sviluppate)

Mi pare che per la loro natura l' esplosione di una razzo a propellente solido sia un fatto raro o sbaglio... nell incidente del challenger quando esplose, i due SRB continuarono la loro corsa indisturbati

[Rand]

Originariamente inviato da guyver

Mi pare che per la loro natura l' esplosione di una razzo a propellente solido sia un fatto raro o sbaglio... nell incidente del challenger quando esplose, i due SRB continuarono la loro corsa indisturbati

Nel caso del Challenger non c'è stata nessuna esplosione: si è distrutto a causa delle forze aerodinamiche quando è andato fuori assetto a causa del fallimento strutturale dell'ET. La nuvola che si vede è il propellente criogenico che si è sparso.

Comunque si: dovrebbe essere un evento raro, anche se visto che il LAS è un sistema di emergenza mi sembra comunque giusto preoccuparsene

[jumpjack]

Originariamente inviato da Rand

Nel caso del Challenger non c'è stata nessuna esplosione: si è distrutto a causa delle forze aerodinamiche quando è andato fuori assetto a causa del fallimento strutturale dell'ET. La nuvola che si vede è il propellente criogenico che si è sparso.

Comunque si: dovrebbe essere un evento raro, anche se visto che il LAS è un sistema di emergenza mi sembra comunque giusto preoccuparsene

ho letto e riletto il risultato delle indagini e visto e rivisto il filmato... ma a me proprio non sembra che la navetta si sbricioli per via dell'aria, si vede chiaramente che diventa piu' "luminosa" man mano che "esplode" (?), e che tutto inizia da una "luce" sotto la pancia!

boh.

[Rand]

Originariamente inviato da jumpjack

ho letto e riletto il risultato delle indagini e visto e rivisto il filmato... ma a me proprio non sembra che la navetta si sbricioli per via dell'aria, si vede chiaramente che diventa piu' "luminosa" man mano che "esplode" (?), e che tutto inizia da una "luce" sotto la pancia!

boh.

Quella sotto la pancia dello Shuttle dovrebbe (vado a memoria) essere la zona dell'intertank dell'ET che cede, mentre le altre combustioni locali del propellente.

Come prova della non esplosione c'è il fatto che se si fosse trattato di un esplosione la "cabina" dello Shuttle sarebbe stata ridotta in pezzi (uccidendo istantaneamente l'equipaggio), mentre invece è rimasta integra fino all'impatto con l'acqua.

[+Benito+]

Originariamente inviato da Rand

Quella sotto la pancia dello Shuttle dovrebbe (vado a memoria) essere la zona dell'intertank dell'ET che cede, mentre le altre combustioni locali del propellente.

Come prova della non esplosione c'è il fatto che se si fosse trattato di un esplosione la "cabina" dello Shuttle sarebbe stata ridotta in pezzi (uccidendo istantaneamente l'equipaggio), mentre invece è rimasta integra fino all'impatto con l'acqua.

Quindi si è trattato di una combustione violenta a seguito della disponibilità di combustibile e comburente liberi in atmosfera (si è rotto l'ET) e non una esplosione? Cioè, posto che la causa primaria del fallimento è stata la fuoriuscita di gas caldi dall'SRB, il fallimento della missione c'è stato non perchè è esploso l'et in seguito all'effetto di questa cosa, ma perchè l'ET si è aperto distruggendo buona parte dell'orbiter e POI ha preso fuoco?
Anche a me sembra che l'orbiter sia stato distrutto dall' onda d'urto dovuta al repentino incendiarsi del propellente e non dall'azione delle forze aerodinamiche.

[Rand]

Originariamente inviato da +Benito+

Quindi si è trattato di una combustione violenta a seguito della disponibilità di combustibile e comburente liberi in atmosfera (si è rotto l'ET) e non una esplosione?

Si.

Cioè, posto che la causa primaria del fallimento è stata la fuoriuscita di gas caldi dall'SRB, il fallimento della missione c'è stato non perchè è esploso l'et in seguito all'effetto di questa cosa, ma perchè l'ET si è aperto distruggendo buona parte dell'orbiter e POI ha preso fuoco?
Anche a me sembra che l'orbiter sia stato distrutto dall' onda d'urto dovuta al repentino incendiarsi del propellente e non dall'azione delle forze aerodinamiche.

La distruzione dell'orbiter non è stata causata direttamente dalla distruzione dell'ET; ma dalla perdita di assetto (provocata dal fallimento strutturale dell'ET e dalla grossisima disparità di spinta dovuta al fatto che un SRB si è messo a ruotare/staccato) che ha generato dei carichi aerodinamici non sopportabili dalla sua struttura.

In particolare la sequenza è:

- Decollo: fumo nero da uno degli o-ring dell'SRB di destra. Il fumo è segno che la "guarnizione" sono erosi/si stanno erodendo.
- A 37 secondi lo Shuttle incontra il vento in quota più forte dall'inizio del programma Shuttle. Gli stress dovuti a questi venti e alle necessarie correzioni mettono ulteriormente "sotto sforzo" l'o-ring.
- A 57 secondi inizia ad essere visibile un getto incandescente dall'SRB di destra.
- Il getto di propellente incandescente che esce dall'o-ring si infrange sull'ET.
- A 64 secondi è visibile il danneggiamento dell'ET che perde visibilmente idrogeno liquido.
- A 72 secondi il collegamento basso SRB destro-ET si rompe/sgancia dall'indebolito serbatoio dell'idrogeno liquido dell'ET.
- Venendo a mancare il collegamento inferiore l'SRB di destra ruota intorno a quello superiore.
- Fallimento strutturale del serbatoio dell'idrogeno liquido: la base dello stesso in pratica si stacca.
- La forza risultante dall'enorme rilascio di gas liquido spinge la parte rimante del serbatoio dell'idrogeno nella struttura dell'intertank, che è contemporaneamente colpita dall'SRB destro in rotazione (che danneggia anche la parte bassa del serbatoio dell'ossigeno).
- I gas rilasciati vaporizzano e bruciano in modo violento, ma non esplosivo.
- L'orbiter a causa dei carichi aerodinamici molto superiori a quelli di progetto va in pezzi.

[Rand]

Il team di DIRECT sta pensando ad una soluzione per il problema dei "detriti fiammeggianti":

Jesse,
Essentially what it does is pitch the Orion 'up' -- like a horse rider bringing up a horse to halt it more quickly -- instead of pitching it down in order to get it as far down range as possible.

What that does is allows all of the flaming debris to continue downrange while the Orion virtually 'stops' its horizontal movement.

The result seems to put at least 1,000ft between the CM and the nearest of the debris field while only requiring the standard Ares LAS hardware.

I'm not yet certain that 1,000ft would be enough clearance, but it looks like a potential solution. Of course, this is still only a very tentative result and Danny is working to refine his model even more right now, so we will see what happens then.

The worst possible case scenario is that we need an additional sustainer engine incorporated into the LAS to ensure the Orion goes as far downrange as necessary to always avoid the debris field. It might mass 1 or 2 or even 5 tons more, but we have plenty of spare performance margin available so it is still quite feasible.

E' solo un analisi del primo ordine con un modello non troppo raffinato e quindi non c'è niente di certo, ma è un idea interessante.