Stele verzi – pe umerii atomului: naveta nucleară (2)

Radiatie

Eixsta insa o problema, care a impactat designul RNS-ului si a modulelor sale: radiatia. Vedeti voi, dupa cum stim, un motor NERVA poate emite radiatie in patru scenarii diferite, la diferite nivele:

1. motor nepornit: radiatie practic inexistenta. Uraniul e inert, si se descompune natural, nefiind mai radioactiv decat in starea sa de metal greu.
2. motor in timpul arderii: aici este varful radiatie, cu un mix intens de radiatie neutronica si raze gamma.
3. motor imediat dupa ardere: el nu mai produce radiatie neutronica intensa, insa razele gamma se pastreaza; in aceasta etapa, materialele radioactive cu durata de injumatatire scurta se descompun
4. motor la interval de ore/zile dupa ardere: inca emite radiatie gamma intensa, chiar daca la un nivel de sute de ori mai mic decat in timpul arderii. Produsii de fisiune care se descompun rapid dispar, insa dureaza decenii pentru cei cu viata medie sa dispara. Rata de scadere a radioactivitatii scade pe masura ce elementele active principale devin cele cu varsta medie, cum ar fi strontiu-90 sau cesiu-137. Pentru disparitia lor, se estimeaza ca timpul ar fi de 10 ori durata de injumatatire, adica cam 300 de ani. Motorul va fi radioactiv si apoi, multumita elementelor transuranice produse in timpul functionarii, dar genul lor de radiatie predominanta, adica descompunere alpha si beta, e mult mai usor de ecranat.

Un alt aspect ce trebuie reamintit din articole precedente este faptul ca numai o parte marunta din cantitatea de material fisionabil este folosita in timpul arderii. Procentele variaza in functie de gradul de imbogatire, dar putem estima ca daca pornim cu un motor ce foloseste 90% U-235 (Adica aproape de nivelul unei arme atomice) la finalul a 15 arderi, va fi folosit cam 5-10% din el.
De ce asa putin? Pentru ca multe dintre produsii de fisiune ai reactiei (asa-numita “cenusa atomica”) sunt otravuri neutronice, care inabusa reactia nucleara. Asadar, chiar daca mai o groaza de combustibil, nu o poti folosi.

Teoretic, poti lua motorul (extrem de radioactiv) sa extragi combustibilul din el, si sa-l reprocesezi. Asta se intampla pe Pamant pentru reactoarele franceze, care isi trimit combustibilul folosit la Le Hague. Acolo, comubstibilul este topit, si produsii de fisiune impreuna cu elementele transuranice sunt extrasi, ramanand numai uraniul nefolosit. Produsii de fisiune pot fi apoi stocati, iar elementele transuranice refolosite (multe dintre ele sunt ele insele fisionabile).

E…. un proces complicat, care necesita practic o uzina de reprocesare pe orbita. Procedeele folosite in Franta sunt de tip “apoase” (aqueous, in engleza) si sunt aceleasi folosite ca si pentru armele atomice. Dar asta e fiindca La Hague are scop dual, civil si militar. Exista procedee precum electrorafinarea si piroprocesarea care ar ieftini procesul (obtinand material mai putin pur, inadecvat armelor dar perfect utilizabil in reactoare sau motoare).

Totusi… o rafinarie in orbita nu e ceva ieftin, si nu exista multe indicii ca NASA a cochetat foarte mult cu ideea. In schimb, odata ce modulele de propulsie erau imbacsite de produsi de fisiune si nu mai porneau, ele urmau sa fie puse pe orbite moarte, departe de alti sateliti, unde urmau sa… stea, la fel ca satelitii scosi din uz.

Nus tiu de voi, dar gandul ca ai avea sateliti plini de zeci de kilograme de metale radioactive nu e incantator. Desi nu e cine stie ce pericol pentru planeta, radiatia poate praji din greseala un satelit care se apropie prea mult. Spatiul e deja extrem de radioactiv, asa ca sateltii de inaltimi mari sunt deja ecranati, dar chiar si asa, ecologistii chiar si in anii 70 s-ar fi simtit… stingheri.

Putem specula ca agentia ar fi folosit bazele lunare si orbitale pentru a cosntrui, la un moment dat o uzina mica de reprocesare, daca nu din alt motiv, macar fiindca ar fi insemnat ca puteau folosi uraniul deja lansat, fara a fi nevoita sa importa cantitati mari de pe Pamant din nou. O idee care sprijina principiile modulare si de infrastructura orbitala a IPP. Dar asta ar fi fost intr-un viitor relativ indepartat, dupa multe cercetari.

Dincolo de dificultatile tehnice pentru sfarsitul vietii acestor module era faptul ca erau terbil de radioactive in timpul functionarii si imediat dupa. In spatiu nu ai atmosfera asadar radiatia nu e diminuata decat de distanta. Motorul NERVa prevedea un scut anti-radiatie care sa umbreasca partea frontala a navei, unde urmau sa stea astronautii:

 

Problema e ca a te apropia de RNS din laterala devine o propunere extrem de riscanta. Practic, fara atmosfera, zona de excluziune e de ordinul kilometrilor, in functie de puterea motorului. Asta e problematic daca doresti sa andochezi la o statie spatiala, alt vehicul sau pur si simplu sa transferi incarcatura cargo.

Cele doua mari nume in domeniu sunt Holmes F. Crouch, care a scris lucrarea “Nuclear Space Propulsion” in 1965, in care a calculat fluxul de radiatie pentru un motor NERVA obisnuit.

Diagramele de radiatie un jurul unui motor NERVA. Multumim domnului Crouch si site-ului Atomic Rockets

 

Problema radiatiilor nu era simpla de rezolvat, daca tinem cont ca, fiind vehicule orbitale, ele trebuies sa fie cat mai usoare. Asadar, sa inglobezi motorul in plumb nu era o idee castigatoare. Chiar si scutul-umbrela, cu arcul sau redus, era greu de 1.5 tone.

Inginerii de casa ai firmelor au adoptat solutii interesenta pentu a incerca sa contracareze efectele motorului. Astfel se explica de ce vehiculele tind sa fie lunguiete, si sa puna rezervorul intre sarcina utila si motor. Masa de reactie putea, astfel, sa joace rol de masa de ecranare.

Problema era ca masa de reactie se termina pe parcursul arderii, iar la final ramane foarte putina in rezervor. Asta explica si de ce partea anterioara a conceptelor au forma naterioara de tip trunchi de con. Mai mult, unele design-uri aveau rezervoare secundar inauntru, pentru a se asigura ca va fi o masa de combustibil intre sarcina si motor pana in ultimele secunde ale arderii. Uneori vorbim de rezervoare in forma de coloana, alteori in forma de butoiase secundare interne.

Design pentru RNS Clasa 1, cu coloana centrala (denumita standdpipe) Ea era ultima parte din rezervor care se golea minimizand dozajul primit de echipaj.

 

Chiar si asa, RNS a fost aspur crtiticata pentru nivelul de radiatie pe care-l primeau echipajele. Intr-un raport al NASA contractat companiei Bellcomm, D. J. Osias a criticat complicatiile provocate de radiatia nucleara a motorului, spunand ca analizele erau bazate pe scenarii optimiste de functionare.

Osias a calculat, folosind graficele lui Crouch, ca doza maxima de radiatie pe care ar trebui sa o primeasca un astronaut s-ar situa intre 0.1 si 0.25 de Sievert per an. In schimba, astronautii ar primi 0.1 Sievert de fiecare data cand RNS ar realiza o ardere. Dansul a recomandat ca un alt vehicul sa nu se apropie mai mult de 100 de mile (!!!) lateral de o nava in functiune atata timp cat motorul era in functiune. La o distanta de 16 km, un astronaut ar resimti 0.25 – 0.3 Sievert per ora de la un motor in functiune.

Mai rau e ca RNS-ul orbita Luna la o inatime de 100 de km, ceea ce ar fi insemna ca astronautii trebuiau sa se adposteasca cand trecea deasupra.

Astazi, limita anuala pentru astronauti este de 3 Sievert, cu o limita de cariera de 4 Sievert. Ceea ce inseamna ca dupa 10 arderi complete, astronautul nu ar mai avea voie sa zboare (coincidenta face ca motorul NERVA sa fie inabusit tot dupa 10 arderi complete).
 

Va urma.
 

Marian Dumitriu (Checkmate)

Surse:
1. http://www.projectrho.com/public_html/rocket/realdesigns4.php#id–Reusable_Nuclear_Shuttle_Class_1
2. https://www.wired.com/2012/09/nuclear-flight-system-definition-studies-1971/
3. http://www.projectrho.com/public_html/rocket/spacetug.php#spacetug
4. Pre-Phase A Study for Analysis of a nuclear space tug vol 4 : https://ntrs.nasa.gov/citations/19710011980
5. Pre-Phase A Study for Analysis of a nuclear space tug vol 5 : https://ntrs.nasa.gov/citations/19710011981
6. https://theconquestofspace.com/?p=361
7. https://web.archive.org/web/20120505171808/http://www.energyfromthorium.com/NuclearShipPropulsion.html

The post Stele verzi – pe umerii atomului: naveta nucleară (2) appeared first on Romania Military.

Articol original

Stele verzi – pe umerii atomului: Boeing IMIS

IMIS – Boeing

Punctul culminant al unui deceniu de studii despre misiuni interplanetare cu echipaj uman, sistemul IMIS era cea mai avansata si performanta arhitectura propusa in timpul epocii de aur a NASA. Utilizand cinci trepte modulare cu propulsie nucleara, misiunea era gandita sa asigure accesul unui echipaj uman pe suprafata planetei Marte in orice profil orbital, de la conjunctie si opozitie, cu asistenta gravitationala de la Venus sau fara ea..

IMIS este o abreviere de la Integrated Manned Interplanetary Spacecraft, in traducere nava spatiala interplanetara integrata cu echipaj uman. Raportul care a caracterizat sistemul a fost, la fel ca cele de dinainte, publicat in 4 volume, dintre care primul si ultimul (continand definitia sistemului) sunt disponibile pentru curiosi aici si aici. Primul raport a fost publicat in Ianuarie 1968, in plin avant al misiunilor Apollo, la capatul a 14 lunii de studiu, sub contract cu NASA Langley (numarul constractului fiind N68-19238).

Spre deosebire de majoritatea misiunilor precedente, IMIS lua in calcul descoperirile facute de Mariner 4 referitoare la atmosfera martiana (Venus este inclusa printre posibilele destinatii, dar numai ca survoluri orbitale, din motive de ostilitate extrema a suprafetei).

Capabilitatile acestea extraordinare nu erau lipsite de dezvavantaje: nava in sine era gigantica, si promitea sa fie extrem de scumpa. De altfel, studiul de referinta face un calcul al costurilor pe care le-ar fi presupus un program ipotetic centrat pe aceasta arhitectura, rezultatul fiind o cifra de 30 de miliarde de dolari pentru primele doua misiuni. Dolari ai anilor 60, adica aproximativ cu 50% mai mult decat Apollo (echivalentul modern ar fi undeva in jur de 220 miliarde).

Profilul de misiune preferat era unul dezvoltat de catre NASA Lewis in 1959-1961 si era aplicabil pentru perioada 1975-1990, prima aterizare fiind preconizata in 1985-86, cu un program de dezvoltare de 10 ani, similar cu Apollo.

 

Arhitectura sistemului

Vehiculul era organizat in felul urmator:

Imagine realizata dupa o schema din raportul initial. Adnotatii si cod de culori realizat prin amabilitatea lui Winchel Chung, autorul projectrho

ROZ BOMBON: Motoarele primare – NERVA cu miez solid si cu hidrogen pe post de masa de reactie;
BLEU: Motoare secundare – FLOX/metan, pentru schimbari/ajustari de curs;
ROSU: Modul de propulsie 1 (PM-1). Trei ansambluri NERVA+ rezervor (~5,100 m/s)
ORANJ: Modul de propulsie 2. Un singur ansamblu NERVA+rezervor. Treapta folosita pentru a frana pe orbita martiana (~5,300 m/s)
GALBEN: Modul de propulsie 3. Un singur ansamblu NERVA+rezervor. Treapta folosita pentru plecarea de pe orbita martiana (~5,800 m/s)
VERDE: Incarcatura utila. Modulul de misiune (modulul habitat), Modul de Excursii Martiene (Lander martian), Sarcina utila experimentala, Modul de reintrare terestra (vehicul de aterizare)

Raportul foloseste o exprimare specifica: sarcina utila este denumita “nava spatiala” (spacecraft), cele 5 module nucleare poarta numele de “sistem de acceleratie spatiala” (space acceleration system) si intregul ansamblu poarta numele de “vehiculul spatial” (space vehicle). Asta va fi terminologia pe care o vom folosi si noi.
 

Profilul misiunii

Raportul propune si analizeaza mai multe configuratii posibile de misiuni, impartite pe categorii cum ar fi “misiuni de conjunctie / opozitie”, survoluri rapide sau cu insertie orbitala si sedere de durata pentru Venus si Marte. In total, raportul analizeaza 20 de scenarii diferite, diferentele majore fiind date de masele variabile ale vehiculului, necesitatea incluziunii, dupa caz, a vehiculului de aterizare, s. a. . Duratele acestor misiuni varia intre 460 si 1060 de zile.

Profilul clasic de misiune era pentru un zbor outbound de 200 de zile, o sedere pe suprafata planetei de 30 de zile, si un zbor de intoarcere de 230 de zile, rezultand o durata totala de 460 de zile. Ea se desfasura astfel:

• vehiculul este intai asamblat pe orbita. Asamblarea se realizeaza folosind o varianta de Saturn V, denumita Saturn V-25(S)U. Acest lansator adauga 4 motoare cu combustibil solid de 156 de inch primei trepte, inlocuia motorul J-2 al treptei a treia cu un motor NERVA nuclear, si adauga o cochilie aerodinamica mult marita, pentru a acomoda rezervoarele treptelor modulare cu un diametru de 10 metri. Ar fi avut inaltimea de 153 metrii (comparativ cu cei 112 metrii ai Saturn C-5), masa la decolare de 6440 tone (comparativ cu 2970 tone pentru C-5) si putea ridica o sarcina utila de 249 tone pe LEO (dubla fata de C-5).


Desi nu s-a realizat o diagrama a lansatorului propriu-zis, el ar fi fost similar cu modelul central din diagrama de mai sus, doar cu lungimea ceva mai mare. Saturn C-5-ul folosit de Apollo este cel din extrema stanga

• odata asamblat, vehiculul incepe arderea de insertie pe traiectoria trans-martiana. Scutul de meteoriti este ejectat, pentru a reduce din masa. Delta-V-ul arderii este intre 3645 m/s si 3989 m/s. La sfarsitul arderii, toate cele trei motoare impreuna cu rezervoarele lor aferente sunt ejectate. Traseul de ejectare este ales in asa fel incat sa minimizeze radiatia emisa catre echipaj si pe un traiect menit a nu intalni planeta Marte sau Luna. Treapta aruncata este astfel inscrisa pe o traiectorie heliocentrica (si poate constitui un pericol de radiatie, dar, in fine…).
• In timpul tranzitului catre Marte, treapta a doua (PM-2) realizeaza trei corectii de traseu folosind sistemul sau de propulsie FLOX-metan. FLOX este un amestec hipergolic de fluor lichid si oxigen lichid pe post de oxidanti, cu metanul pe post de combustibil. Aspectul hipergolic face ca aprinderile de motor sa se poata realiza cu certitudine, chiar daca amestecul in sine este extrem de exploziv. Prima ardere se realizeaza la 5 zile dupa plecare, urmatoarea la 25 de zile si ultima cu 20 de zile inainte de inscrierea pe orbita martiana.
• In timpul apropierii de Marte, sistemul secundar de propulsie si scutul de meteoriti sunt ejectate. Treapta a doua, PM-2, realizeaza arderea de captura cu un delta-v cuprins intre 2568 m/s si 2947 m/s, inscriindu-se pe o orbita inalta martiana. Apoi PM-2 este aruncat.
• Motoarele FLOX-metan al treptei PM-3 reduc orbita navei pana la o altitudine de 1000 km, punand astfel si distanta intre ea si treapta a doua radioactiva.
• Echipajul petrece urmatoarele 5 zile cautand un posibil loc de amartizare, facand experimente si observatii orbitale, si pregatind MEM-ul pentru amartizare.
• 3 dintre cei 6 membrii ai echipajului sunt imbarcati pe MEM si amartizeaza la locul pre-decis, sau in apropierea lui daca se dovedeste a fi necorespunzator.
• Echipajul planetar exploreaza planeta vreme de 30 de zile, in vreme ce echipajul orbital continua experimentele si monitorizeaza operatiunile planetare. Tot atunci se realizeaza eventuale reparatii a vehiculului.
• La sfarsitul celor 30 de zile, MEM-ul decoleaza din nou si este andocat cu vehiculul orbital. Echipajul si cele 5 tone de mostre adunate sunt tranferate, iar, la final, MEM-ul este si el aruncat.
• Scutul de meteoriti si sistemul de propulsie al PM-3 este ejectat, si se initiaza arderea motorului NERVA, inscriind vehiculul pe orbit trans-terestra, cu un delta-v cuprins intre 4969 m/s si 5811 m/s. La sfarsitul arderii, PM-3 este si el aruncat.
• In timpul voiajului spre casa, motoarele FLOX-metan ale modulului de misiune realizeaza si ele trei arderi.
• Cu o zi inainte de sosire, echipajul si mostrele martiene sunt mutate in modulul de reintrare atmosferica. Modulul de misiune este parasit, realizand o ultima ardere pentru a se da la o parte din calea EEM-ulul.
• EEM-ul foloseste franare prin frecare atmosferica pentru a-si reduce viteza si a ateriza.

Timpul total al misiunii era cuprins intre 460 si 540 de zile, cu un delta-v total intre 11,400 m/s si 12,400 m/s.

Reprezentare schematica a etapelor misiunii

 

Modulul de propulsie

Caracteristici tehnice ale modulului:

• Tip motor: NERVA Alpha
• Lungime motor: 12.2 m
• Diametrul duzei la evacuare: 4.12 m
• Masa de reactie: LH
• Diametrul rezervorului: 10.6 m
• Lungimea rezervorului: 35 m
• Masa de reactie: 175 t
• Volum masa de reactie: 2590 m^3
• Masa totala: 227 t

Caracteristici tehnice ale motorului:

• Masa motor: 11585 kg
• Masa scut de radiatie: 880 kg
• Masa cadrului cu zabrele: 476 kg
• Viteza de evacuare: 8338 m/sec
• Tractiune: 868,000 N
• Putere reactor: 4000 MW
• Debit: 108.41 kg/sec

In urmatorul articol intentionez sa acopar un sistem NASA denumit “naveta nucleara reutilizabila”. Ei bine, configuratia acelui sistem era foarte similara cu cea a unui astfel de modul. In esenta, un astfel de modul era alcatuit dintr-un motor NERVA si un rezervor de hidrogen lichid.

Pe componente:

• rezevorul avea o componenta interna (care era insasi structura de depozitare a hidrogenului) si o cochilie externa. Aceasta din urma era folosita ca si structura de rezistenta in timpul lansarii, dar si ca scut pentru micrometeoriti. Era alcatuita din 4 sectiuni circulare legate prin fasii. Aceste fasii erau ejectate inainte de prima ardere, permitand astfel scutului de meteoriti / cochiliei sa se desprinda. Ramanea numai rezervorul intern pe durata arderii.
• motorul era de tip NERVA Alpha, o configuratie bazata pe XE-PRIME cu cateva modificari pentru siguranta. Motorul era si el inconjurat de o cochilie/ treapta intermediara cu doua straturi. Stratul exterior era, din nou, cu rol de protectie contra micrometeoritilor si pentru rezistenta la sarcini in timpul decolarii de pe Pamant. Stratul interior era tot pentru sarcini, insa numai in timpul arderii propulsive.

Modulul avea si o linie de alimentare cu diametrul de 20 de cm, pentru a fi conectata cu alte module in timpul misiunii. Astfel, devenea posibil transferul de hidrogen dintr-un modul in altul. Ele prezentau, de asemenea, sisteme de andocare care putea fi de tip mama sau tata, permitand modulelor sa fie conectate ca piesele de Lego.

Rezervorul avea o structura interna cu grinzi cu zabrele, la fel ca sus-mentionata naveta nucleara. Rezervorul, grinzile si suportul motorului erau construite din aluminiu (usor si care nu se fisureaza la temperaturile hidrogenului lichid). Rezervorul era astfel dimensionat pentru a incapea pe un lansator Saturn V (atat ca masa, cat si ca diametru).

Motorul era asezat pe aceasta structura, intr-o incastrare articulata (permitandu-i sa-si schimbe orientarea in timpul arderii).

SUS: Diagrama unui modul de propulsie; JOS: Diagrama motorului NERVA folosit pe modulul de propulsie

Referitor la radiatie, raportul a considerat ca cea mai buna protectie pentru echipaj este hidrogenul aflata in PM-3. Acesta ar fi umbrit habitatul in timpul arderii (care, de altfel, nu ar fi durat decat 27 de minute).

Probleme ar fi aparut in timpul arderii PM-3: pe masura ce nivelul de hidrogen scadea, nivelul de protectie scadea si el. Aici, studiul propune si dezbate doua modalitati posibile de mitigare a problemei: un scut de radiatie format din apa, situat in jurul axului central al puntii a treia din modul, si un strat de oxid de beriliu ca ar fi actionat ca un scut-umbra, situat deasupra motorului. Se dezbat argumentele pro si contra dar, in final, nu s-a reliefat o propunere concreta, configuratia ramanand la latitudinea NASA (cei curiosi pot vedea argumentele la paginile 194-199 in raportul final, aici).
 

Modulul de misiune

Modulul de misiune era partea din nava care ar fi servit drept habitaclu pentru echipaj pe durata misiunii. Nava era preconizata a folosi gravitatie simulata centrifugala, prin modelul “porumbelului in tumba”, similar cu conceptul EMPIRE GD Astfel, in timp ce nava accelera prin arderea motoarelor, directia de inainte ar fi fost inspre podea, iar forta gravitationala ar fi actionat inspre tavan. In timpul voiajului, cand nava incepea sa simuleze gravitatie, directia jos s-ar fi schimbat. Nu se specifica in raport cum s-ar fi imprimat miscarea de rotatie, dar putem presupune ca s-ar folosi propulsoarele auxiliare cu FLOX/CH4 (ele insele fiind articulate). E de mentionat ca rotatia ar fi trebuit oprita ori de cate ori era nevoie de o ardere a motoarelor principale.

MM-ului ii era atasat Modulul de Excursie Martiana (MEM) care ar fi purtat astronautii pe suprafata planetei si inapoi. De asemenea, inspre motoare, era atasat si modulul de reintrare in atmosfera terestra.

MM-ul era impartit in compartimentul echipajului (CC) si sistemele auxiliare. CC-ul insusi avea patru punti, si era de forma cilindrica, cu o lungime de 12.1 m si un diametru de 6.7 m . La fel ca si alte componente ale navei, el avea propriul sau scut pentru micrometeoriti, si avea pereti despartitori semisferici la capete. Volumul total era de 347 m^3, volumul presurizat de 283 m^3, cu un volum liber de 153 m^3, adica 25.5 m^3 per astronaut. Suprafata totala a puntilor ar fi fost de 112 m^2, cu inaltimea tavanului de 2.1 m.

Impartirea CC-ului pe punti era considerata vitala pentru a separa diferite tipuri de activitati pe categorii (spre ex, navigatie, relaxare, igiena, etc) Aranjamentul era de asa natura incat sa minimizeze interfata / distanta intre doua operatiuni de aceeasi natura.

Diferitele dulapuri si cabinete situate pe pereti erau fixate si nu exista posibilitatea de a le scoate pentru a efectua reparatii peretilor exteriori. Acest neajuns a fost, insa, considerat acceptabil dat fiind scutul exterior pentru micrometeoriti (desi raportul mentioneaza ca experimentele realizate pe Manned Orbital Laboratory aratau ca se putea economisi masa renuntand la cochilia-scut si folosind mecanisme cu balamele pentru acces la reparatii).

Diagrama schematica a navei spatiale

Puntea I:
-era menita a fi folosita pentru activitati relativ silentioase. Aici sunt situate cabinele de somn, dispensarul si facilitatile de ingrijire personala. Fiecare membru al echipajului are proria sa cabina, precum si facilitati de depozitare. Cabinele ofera liniste si intimitate echipajului si permit unui membru sa fie izolat daca e necesar. Volumul unei cabine este de aproximativ de 3.1 m^3.
-dispensarul include si facilitati de monitorizare fiziologica si psihologica, echipament medical/dentar si echipament sportiv pentru antrenamente scheleto-musculare si cardio-vasculare.
-de asemenea, sunt incluse un dus pentru gravitatie 0 si toaleta (amuzant denumita “sistem de management al deseurilor”). Langa toaleta este si sistemul de recuperare a apei din urina. Dupa ce este procesata, aceasta este transferata in niste rezervoare de depozitare situate pe Puntea II.
-in portiunea superioara a Puntii I este un chepeg care duce catre EEM (vehiculul de reintrare atmosferica). In centrul podelei, exista un chepeg cu diametrul de 0.91 m, care duce catre Puntea II.

SUS: Diagrama Puntii I; JOS: Diagrama Puntii II

Puntea II:
-cuprinde activitati de mare intensitate: centrul de comanda si control, stocarea si prepararea hranei si zonele de recreere.
-centrul de comanda si control urma a fi ocupat constant, pentru monitorizarea parametrilor navei si traiectoriei
-facilitatile pentru hrana includ provizii pentru apa fierbinte, un frigider/congelator si provizii de hrana pentru 500 de zile. Este inclusa si o zona de cinare.
-alta sectiune a puntii contine si o unitate pentru apa menajera / condensare. Apa pentru consumul echipajului provine din facilitatile de reprocesare a apei de pe Puntea I si din rezervele de apa de pe Puntea III.
-tot pe Puntea II se afla si zone libere pentru recreere, spatii de intalnire si stocare a pieselor de schimb.
-intre zona de recreere si zona de preparare a hranei se afla un bloc electronic, cu o serie de componente incluzand si giroscoapele de control a momentului (CMG).
-in centrul podelei este un chepeg presurizat care da inspre adapostul de radiatie de pe Puntea III, si sas-uri non-presurizate care permit accesul catre zonele de depozitare a echipamentelor de pe Puntea III.

Puntea III:
-inaltimea acestui compartiment este de 3.1 m in loc de 2.1 m din cauza prezentei adapostului de radiatie.
-adapostul de radiatie este format dintr-un compartiment interior cu un diametru de 3.1 m si inalt de 2.1 m. El serveste si pe post de adapost de urgenta in caz de depresurizare pentru perioade scurte de timp. Volumul total este de 17 m^3 cu aproximativ 1.7 m^3 disponibile per membru al echipajului. El urma sa fie folosit in caz de trecere prin centurile Van Allen, in cazul unei furtuni solare sau in timpul aprinderii motorului din treapta PM-3. Pentru ca adapostul putea fi ocupat pentru perioade lungi de timp si in timpul aprinderilor, era necesar ca adapostul sa aibe rezerve de urgenta de mancare, apa si igiena personala, precum si rezerve separate de aer si circuite de control atmosferic. Fiecare membru al echipajului are propriul sau compartiment de stocare cu provizii si costume presurizate (astfel ca membrii ai echipajului pot iesi si repara defectiunile).
-Ecranarea de radiatie este asigurata de un ecran de 0.5 cm de apa care serveste si pe post de depozitare a deseurilor si a hranei. Majoritatea proviziilor initiale de hrana pentru cele 500 de zile sunt si ele stocate aici, cu o densitate de 137 kg/m^2. Panourile podelei pot fi indepartate pentru a ajunge la rezervele de hrana din depozitul de echipamente.
-depozitul de echipamente de pe aceasta punte include o zona care se extinde 0.6 m, dinspre interior spre exterior si in jurul periferiei. In aceasta zona de depozitare sunt trei containere de apa cu diametrul de 0.6 m, precum si spatii libere ce pot fi utilizate in cazul unor misiuni care depasesc durata de 1000 zile. Tot aici sunt situate si echipamentele de control a mediului, unitati de control a atmosferei si reactoare Bosch pentru purificare atmosferica

Puntea IV
-cuprinde laboratoarele asociate programului experimental, echipamentele de control a parametrilor experimentali si instalatiile de procesare si stocare a datelor.
-in total sunt 5 laboratoare, respectiv pentru optica, geofizica, electronica, biostiinte si informatii stiintifice. De la laboratorul de optica se extinde o ecluza cu diametrul de 30 de inch pentru recuperarea si schimbarea rolelor de film de pe exteriorul navei.
-localizata central pe aceasta punte sunt sas-urile care duc inspre adapostul de radiatie, si, pe partea opusa, ecluzele care duc inspre MEM, vehiculele logistice, si sas-urile pentru ectivitati extra-vehiculare.
-sub podeaua acestei punti sunt localizate unitatile de manevrare extra-vehiculare folosite in combinatie cu costumele spatiale pentru a realiza operatiuni in afara navei.

SUS: Diagrama Puntii III; JOS: Diagrama Puntii IV

 

Modulul de Excursie Martiana

Sincer ar fi foaaarte multe de spus despre acest sistem. Atat de multe incat nu am sa-l prezint decat succint aici, in speranta ca voi ajunge sa public un articol separat despre el (desi la ce backlog am, nu cred ca va fi foarte curand, motiv pentru care imi cer scuze de pe-acum). Pentru curiosii care vor sa afle mai mult pana atunci, le recomand pagina dedicata de pe projectrho.

In esenta acest sistem nu era proiectat de catre Boeing ci adaptat de la un concept realizat de North American Rockwell. Acesta este un trend pe care il regasim si in ziua de astazi, diferite studii refolosind componente de hardware care au fost deja definite in alte studii de referinta (un alt exemplu mai modern ar fi nave de transport martian care folosesc module gonflabile Transhab, ele avand deja parametrii definiti).Astfel se realizeaza o economie de timp de proiectare.

Conceptul insusi a aparut ca urmare a dezvaluirilor sondei Mariner 4 referitoare la atmosfera martiana (mai precis, ca aceasta are o densitate medie a atmosferei de numai 6 hPa, fata de cele 10-12 crezute pana atunci). Aceasta revelatie a facut multe dintre landerele generice precedente (cum ar fi landerul Lockheed si Aeronutronic MEM) sa fie perimate. Ele nu ar fi functionat.

Ca atare, Rockewell a fost contractata sa realizeze un nou proiect de vehicul de amartizare. Acestia au facut o treaba excelenta, realizand un vehicul modular, cu doua trepte, similar modulului Apollo. Modularitatea sa ii permitea sa fie reproiectat in functie de fiecare arhitectura de misiune in parte. Spre exemplu, modulul generic avea masa de 49 de tone si putea transporta intre 2 si 4 oameni, dar pentru IMIS, Boeing a ales o configuratie pentru 3 oameni si 30 de zile sedere, de 43 de tone.

Treapta inferioara folosea combustibil solid (si inca unul inedit, si anume beriliu, care putea dubla si ca scut neutronic in spatiu in caz de urgenta) pentru aterizare. O buna parte din viteza ar fi fost pierduta prin franare aerodinamica, motiv pentru care nava refolosea forma de lacrima a capsulelor spatiale standard, asigurrand astfel o enorma stabilitate in timpul amartizarii.

La finalul celor 30 de zile, treapta superioara s-ar fi desprinz de “baza” si ar fi purtat astronautii si cele 5 tone de mostre pe orbita, pentru a fi transferate in nava aflata in asteptare.

Rockewell MEM, in configuratia IMIS

 

Concluziile autorului

Off, draga Boeing… ce-ai fost si ce-ai ajuns…

Studiul de mai sus este cel mai bine inchegat din era eroica a explorarii spatiale. Nivelul de detaliere este mult superior celor din studiile UMPIRE si EMPIRE (si, imi este teama ca nu-i pot face suficienta dreptate intr-un singur articol). Este primul studiu care abordeaza concret teme sensibile care au fost relativ putin explorate anterior, precum nivelul de radiatie primit de la motoare, de la raze cosmice sau de la centurile Van Allen, sistemele de mentinere a vietii, proviziile, si singurul care prezinta o abordare concreta (chiar daca usor periculoasa) pentru a realiza o amartizare si o sedere decenta pe suprafata planetei rosii. Are de toate!

Din pacate pentru noi, la momentul sau, nu a avut un lucru crucial: bani. Istoricii spatiali au denumit proiectul IMIS “batalia de la Waterloo” a NASA, in sensul ca, desi este extrem de bine pus la punct, el reprezinta momentul maxim de disjunctie intre ceea ce NASA credea ca ar trebui sa primeasca si ceea ce a primit in realitate.

Poate suna ciudat sa spunem asta, dat fiind ca rapoartele au fost publicate in ajunul primei aselenizari. Pentru cei ce se indoiesc, trebuie sa clarific: Apollo a fost un accident al istoriei. Era, in primul rand, un semnal catre sovietici si catre inreaga lume. Ca sa-l citez pe Phil Metzger: “I think governments in the Cold War got the idea that the purpose of space is primarily geopolitical signaling both to allies and to adversaries, so they want big flashy programs rather than long term incremental progress toward some goal that they don’t understand” (o sesizare la fel de adevarata si in ziua de astazi, din pacate).
Multi istorici cred ca Apollo ar fi fost probabil anulat prin preajma anului 1967 daca Kennedy ar fi trait si ar fi prins un al doilea mandat. De altfel, data de 1967 era cea initial inaintata pentru prima aselenizare (un termen de 7 ani; mult prea optimist). Deja, in 1965, era evident ca rusii ramaneau in urma si ca pericolul umilirii geopolitice trecuse (la urma urmei, exploziile gigantice ale rachetei N-1 erau dovada clara ca programul spatial sovietic era in degringolada la acel moment).

Dar iata ca istoria a jucat o festa interesant, curmandu-i viata presedintelui american si aducand la putere un vicepresedinte fara program de guvernare propriu, aprinzand, in acelasi timp, un val imens de simpatie si sprijin politic care a permis agentiei spatiale (la acea vreme condusa efectiv de ingineri si vizionari ambitiosi si indrazneti) sa-si duca pana la capat misiunea initiala, pe fondul unor critici mult diminuate.

Cu Apollo 9 urmand sa intre in palmares, si cu IMIS pe hartie, NASA spera sa-si cumpere un viitor luminos. La urma urmei, spre deosebire de conceptele prezentate in cadrul EMPIRE, motorul nuclear al IMIS nu era unul de hartie, ci unul cat se poate de real. NERVA XE, prototipul motorului Alpha ce urma a fi folosit de IMIS era in curs de asamblare si urma sa-si inceapa in acelasi an campania de teste. Rover se dovedise un succes, si NASA nu trebuia decat sa incerce sa mentina inertia momentului.

Din pacate, alegerile pentru Congres si viata politica au respins categoric planurile NASA. Respingerea a fost atat de puternica incat in decada 1970-1980 nu vom mai gasi nici un studiu pentru misiuni martiene cu echipaj uman. Pur si simplu, nici unul nu a mai fost contractat. Nevoia se evaporase, odata cu ambitia agentiei care s-a vazut fortata sa se intoarca pe dos si sa incerce, chinuit, sa obtina un avion orbital (viitoarea Space Shuttle).

Dar impactul studiului IMIS s-a propagat in timp. Maturitatea conceptului si faptul ca era ultima arhitectura studiata a facut ca, in anii 80, cand gustul pentru misiuni martiene a capatat din nou amploare, el sa fie folosit ca si referinta de baza pentru viitoarele arhitecturi (cel mai pregnant in Raportul de 90 de zile prezentat Congresului in 1989).

Tehnologic vorbind, IMIS era o solutie de forta bruta, urmarind performante maxime credibile cu pretul unui cost final greu de inghitit. Comparativ cu arhitecturile moderne, care mai toate folosesc resurse matiene indigene (ISRU, adica productie de combustibil pe Marte folosind atmosfera martiana ca sursa de materii prime), e non optim. O arhitectura bazata pe un stil Apollo, cu o nava non-reutilizabila care se imputineaza pe masura ce-si realizeaza misiunea, abandonand si trepte foarte scumpe (si care iti bronzeaza organele interne daca te apropii prea mult de ele odata ce au fost folosite). De asemenea, comparativ cu vehicule moderne (cum ar fi Starship) IMIS nu poate fi realimentata pe orbita, iar munca de dezvoltare necesara pentru a realiza rezervoare care sa nu piarda hidrogen e probabil mult subestimata.

Dar, la vremea cand a aparut, a fost prima arhitectura de misiune cu adevarat plauzibila, si felxibilitatea sa extraordinara dpdv al maselor, experimentelor si orbitelor ma face sa inclin catre ideea ca, daca NASA nu ar fi fost gatuita, acestea sau un concept foarte similar ar fi fost arhitectura de baza utilizata pentru explorarea martiana.

In final, va voi lasa niste date tehnica si ilustrate dragute. Sa ne auzim cu bine!

Propulsie: nuclear-termica
Franare martiana: propulsiva
Tip de misiune: opozitie/conjunctie/swingby
Tip de transport: integrat / all-up (adica o singura nava purta tot echipamentul misiunii)
An lansare: 1985
Echipaj: 6
Incarcatura utila martiana: 5 t
Timp de zbor inspre Marte: 200 zile
Timp de sedere pe suprafata: 30 zile
Timp de intoarcere: 230 zile
Timp total misiune: 460 zile
Masa orbitala: 1226 tone standard
Lungime: 177 metrii standard
Raport masic: 0.71 (adica 71% din masa vehiculului era masa de reactie)
Masa per membru de echipaj: 204 tone
Sarcina utila necesara lansatorului: 249 tone
Numar de lansari necesare asamblarii orbitale: 6
Vehicul de lansare: Saturn V-25(S)U
Cost: $30 miliarde (1968)
Delta-V: 13,400 m/sec

Artist: Robert McCall, imagini adunate de James Vaughan

Marian Dumitriu (Checkmate)

Surse:
1. https://spaceflighthistory.blogspot.com/2015/06/empire-building-ford-aeronutronics-1963.html
2. http://www.projectrho.com/public_html/rocket/realdesigns.php#id–EMPIRE_(Aeronutronic)
3. https://history.nasa.gov/monograph21.pdf
4. https://archive.org/details/nasa_techdoc_19640000998
5. http://www.astronautix.com/e/empireaeronutronic.html

6. http://www.astronautix.com/i/imis1968.html
7. http://www.astronautix.com/n/nerva-1.html
8. http://www.astronautix.com/n/nervaalphaengine.html
9. http://www.astronautix.com/n/nervagammaengine.html
10. http://www.projectrho.com/public_html/rocket/realdesigns.php#id–Boeing_IMIS
11. http://www.projectrho.com/public_html/rocket/excursion.php#rockwellmem
12. https://ntrs.nasa.gov/search.jsp?R=19680009769
13. https://ntrs.nasa.gov/citations/19680009779

The post Stele verzi – pe umerii atomului: Boeing IMIS appeared first on Romania Military.

Articol original

Stele verzi – pe umerii atomului: EMPIRE GD

EMPIRE – General Dynamics

Acesta este studiul produs de catre General Dynamics in timpul programului de cercetare EMPIRE. Dupa cum am mentionat anterior, GD primise sarcina de a studia misiuni exclusiv orbitale, fara traiectorii de survol si asistente multiple.

Studiul GD este, comparativ cu partenerii sai de la Lockheed si Aeronutronic, mult mai exhaustiv. De fapt, este mai mare decat ambele la un loc, si asta datorita sprijinului si entuziasmului echipei de la GD, in special a directorului de departament Krafft Ehricke, unul dintre colaboratorii apropiati ai lui W. Von Braum si un mare proponent al zborurilor cu echipaj uman.

Fereastra de lansare pe care se bazeaza raportul este intervalul 1973-1975. Echipajul era de 8 oameni, iar durata de sedere pe orbita era intre 30 si 50 de zile (considerata a fi suficienta pentru a permite o explorare limitata a zonei initiale din jurul punctului de amartizare). Durata totala a misiunii era de 400-450 zile incluzand perioada de captura orbitala in jurul lui Marte.
 

Configuratii

In fapt, trebuie sa mentionam ca raportul ultra-detaliat explora nu una, ci patru configuratii diferite de nava, ele insele fiind cernute dintr-o multime mai larga de 30 de design-uri initiale. Aceasta analiza preliminara a dus la concluzia ca masa totala la plecare se situa in intervalul 1200-1400 tone, cu o sarcina utila in timpul misiunii de 45 de tone (aici includem practic echipamentele autonome care urmau sa amartizeze).

Cele patru configuratii erau, in fapt, menite a realiza aceeasi misiune, diferenta dintre misiuni fiind tipul de motor NTR disponibil (motoare KIWI/RIFT vs motoare avansate preconizate/NERVA) si vehiculul de lansare (Saturn C-5 vs Nova). Pe scurt:

C-22: lunga de 106 metri, si asamblata pe orbita folosind componente lansate cu rachete super-grele Nova. Nava ar fi necesitat doua lansari de cate 450 tone (practic un vehicul de lansare absolut gigantic). Putea folosi atat motoare RIFT cat si motoarele preconizate NERVA.
Date tehnice:

• Lungime: 106 m
• Diametru: 21 m
• Tractiune: 1780000 N
• Masa totala: 900 tone

C-23: lunga de 95 de metri, asamblata folosind componente lansate cu Nova. Diametrul era de 23 de metri, si folosea motoare nucleo-termice avansate. Daca era lansata folosind Saturn V, ar fi necesitat opt lansari de cate 120 de tone.

• Lungime: 95 m
• Diametru: 23 m
• Tractiune: 1780000 N
• Masa totala: 960 tone

C-26: lunga de 162 metri, asamblata folosind exclusiv componente lansate cu Saturn V. Prezentata in raport in doua variante. Diametrul era de 10 metri, si folosea motoare RIFT sau NERVA. Masa variabila in functie de misiune.

• Lungime: 162 m
• Diametru: 10 m
• Tractiune: 1820000 N (NERVA) / 550000 N (KIWI/RIFT)

C-28: ultima configuratie. La fel ca si C-26, era gandita cu doua posibilitati de design. Lansatorul era, din nou, Saturn V, si masa era, iarasi, variabila in functie de profilul misiunii. Motoarele erau NERVA avansate.

• Lungime: 174 m
• Diametru: 10 m
• Tractiune: 1820000 N

Componenta propulsiva a navelor, in functie de varianta folosita. Abrevierea C (C-22, C-23, etc) vine de la “Class” (Clasa). Ambele variante de C-28 sunt prezente. Absente sunt variantele clasei C- 26

 

Profilul misiunii

Comparativ cu misiunile propuse in aceiasi ani, conceptul General Dynamics avea cateva particularitati:

• omisiunea ar fi constat din DOUA vehicule cu mase relativ echivalente. Teoretic, ambele vehicule ar fi apartinut aceleiasi clase (ambele C-28, C-22, etc), dar, studiul mentioneaza ca este posbila folosirea unor arhitecturi diferite pentru vehicule.
• explorarea martiana s-ar fi realizat de pe orbita, folosind vehicule teleghidate robotice amartizate controlate de echipajul de pe nava.

Asadar, ideea de a imparti masa unei misiuni intre doua sau mai multe vehicule nu este ceva caracteristic planurilor din ani 90, ci a reprezentat un concept mult mai vechi (si chiar a fost unul dintre conceptele propuse initial pentru programul Apollo). Diferenta majora este ca, acolo unde arhitecturile DRM si Mars Direct trimiteau cele doua vehicule sacadat, in doua ferestre consecutive, General Dynamics propunea trimiterea lor ca si convoi, in aceeasi fereastra orbitala. Pe rand, avem:
Nava cu echipaj (Crew Mission Vehicle), cu rol de:

• transport echipaj
• navigatie
• procesarea si stocarea datelor
• comunicatii
• control pentru vehicule auxiliare
• tranportarea Vehiculului de Reintrare Terestra (Earth Entry Vehicle – EEM)

Nava cargo, care avea misiunea de a:

• transporta vehiculele auxiliare
• transporta componente de rezerva
• transporta combustibil suplimentar
• asistenta navigationala
• transport auxiliar de rezerva pentru echipaj
• transporta un EEM suplimentar

Nava de echipaj cuprindea, printre altele, si un vehicul de dimensiuni mici folosit pentru transportul de la o nava la alta (vehiculele fiind relativ imobile unul fata de celalalt pe parcursul zborului in convoi; aceeasi traiectorie, aceeasi fereastra, acelasi delta-V).

Sistemele de mentinere a vietii au fost principalul punct focal al studiului, nu numai pentru ca trebuiau sa indeplineasca sarcina dificila de a tine 8 oameni in viata timp de 450 de zile, ci si fiindca configuratia folosita avea un impact asupra vehiculului. Astfel, trebuia asigurat un anumit nivel de gravitatie artificiala (centrifugala). Spre deosebire de conceptele LM si Aeronutronic, GD a decis ca este mai oportuna folosirea designului de tip “tumbling pidgeon ” (in traducere aproximativa, “porumbel in rostogolire”). Adica, in locul folosirii unei centrifuge pe brate extensibile care sa fie atasata de fuselajul navei, habitatul va fi fix si intreaga nava se va rostogoli.

Suna ciudata, dar e un concept foarte des intalnit in misiuni de lunga durata, pentru ca nu necesita piese in miscare sau componente de conectare care se pot defecta in timpul misiunii (cu rezultate nefericite pentru oasele echipajului). De asemenea, daca este bine implementat, o nava de tip “porumbel” poate fi mai usoara decat una cu centrifuga.

In cazul de fata, GD a argumentat ca utilizarea unor motoare nucleare implica folosirea inevitabila a unui scut de radiatie. Si ca pentru a proteja echipajul de radiatia neutronica emisa in timpul functionarii (si a cele gamma emise dupa ardere) era preferabil ca habitatul sa fie situat cat mai departe de motor. De asemenea, conul de umbra al scutului de radiatie putea fi cu atat mai subtire cu cat habitatul era mai departe, permitand folosirea unui scut de diametru mai mic, si deci, mai usor.

Rezulta, asadar, o nava lunguiata, cu motoarele la un capat, habitatul la celalalt capat si rezervoarele de masa de reactie intre cele doua capete. Ori, o astfel de nava se preteaza la generare de gravitatie centrifugala prin tumbe.

Imagine schematica ilustrand functionarea scutului de radiatie. Desi nu este din studiul GD, nava era similara ca si forma.

 

Componentele navei – Modulul de comanda

Are un diametru de 10 metri si doua punti etajate. Puntea superioara cuprinde Statia de Comanda, cu trei statii de lucru pentru echipaj. Puntea inferioara cuprinde spatiul de dormit.
Modulul are protectie suplimentara, actiunand astfel ca si adapost pentru furtuni solare. In podeaua puntii inferioare este si chepegul de andocare pentru EEM, iar plafonul puntii superioare este unde se realizeaza conexiunea cu restul habitatului.

Ecranarea suplimentara era prevazuta initial sa fie formata dintr-un strat de apa, dar studiul a relevat ca era imposibila transportarea unei cantitati atat de mari (cand vorbim de protectie, ne referim la reducerea dozei de radiatie pana la 0.01 Gray/zi).

Pentru a rezolva aceasta problema, apa era suplimentata cu polietilena borificata sau hidrazina monometilica (MMH). Intr-un final,MMH era solutia recomandata pentru ca era mai usor de ejectat in cazul unei urgenta si pentru ca putea fi folosita si pe post de combustibil suplimentar (cu difluorura de oxigen pe post de oxidant; OF2). Ba chiar, are si un impuls specific foarte bun (405 secunde, corespunzand unei viteze de evacuare de 4000 m/secunda) si e hipergolic, eliminand problemele de aprindere ale motoarelor. Astfel, putea fi folosita pentru vehiculele auxiliare, si, suplimentar, putea actiona ca masa de reactie.

Pentru ca, la o nava spatiala, conteaza fiecare gram.

Marea hiba era ca OF2 este o substanta ingrozitor de coroziva. Atat de coroziva incat poate oxida si xenonul! Realizarea unui rezervor care sa o poata inmagazina in siguranta nu e o sarcina usoara.

Diagrama modulului de comanda

 

Componentele navei – Modulul habitat

Are masa totala de 39, 700 kg. In figura prezentata, prova navei este inspre directia “jos” a astronautilor, iar pupa sus, inspre motoare. Asta din cauza rotatiei necesare pentru efectul centrifugal. Gravitatia este de 0.25 G (un sfert din gravitatia terestra).

Partea centrala a habitatului contine EEM-ul, Modulul de Comanda si Modulul Intern de Misiune (IMM). Acesta din urma cuprinde sistemul de mentinere a vietii [notat cu A], stocurile de hrana [B] si atelierul de reparatii [C].

De asemenea, in jurul acestei coloane centrale sunt atasate patru module externe de misiune, cu o incarcatura care depinde de specificul misiunii.

Fiindca adiacent motoarelor nucleare era si un reactor SNAP-8 (pe care l-am intalnit si la conceptul Aeronutronic) coloana trebuia sa fie relativ inalta pentru a asigura distanta fata de acesta. In cazul de fata, inaltimea era de 23 metri.

Studiul dezbate (din nou….) doua posibilitati de realizare a habitatului: Integrat si Modular. Arhitectura modulara ar avea o masa mai mare, insa era mult mai flexibila. Spre exemplu, un design integrat nu poate fi adus la zi prin inlocuirea unor module si nu ar permite ejectarea modulelor in caz de urgenta. Asadar, arhitectura aleasa a fost cea modulara.

Modulul de habitat A se observa “taxiurile spatiale” menite a fi folosite pentru reparatii si lucrari exterioare in timpul tranzitului, cat si pentru a asigura legatura intre cele doua nave din convoi. Un aspect interesant este ca diagrama de mai sus inverseaza pozitia dormitorului cu cea a centrului de comanda. Nu stim daca este o diagrama mai timpurie sau o greseala din partea autorilor.

 

Componentele navei – EEM

Foarte similar cu capsula de reintrare Apollo, putea fi folosita ca si centru secundar de comanda. Spre deosebire de acesta, volumul interior era mai mare, pentru a acomoda cei opt astronauti. Propulsia era asigurata de un motor LH/LOX.

Studiul mentioneaza o posibilitate interesanta (si usor tulburatoare): teoretic, dupa terminarea misiunii, sistemul de mentinere a vietii cu bucla ecologica inchisa putea fi ejectat, iar EEM se putea conecta direct la restul navei. Asta ar fi redus mult spatiul locuibil (vorbim de opt oameni care trebuie sa traiasca jumatate de an intr-un spatiu de marimea unei sufragerii.

Banuiala mea este ca autorii o ofereau ca si posibilitate numai in cazul unei urgente. De asemenea, sa nu uitam ca, teoretic, aveau o a doua nava la dispozitie.

Vedere in diagrama a EEM-ului

 

Componentele navei – Sistemul de amartizare

Dupa cum am mentionat, echipajul ramanea pe orbita, iar explorarea se realiza prin tele-robotica. Astfel, sarcina utila a misiunii ar fi constat dintr-un Lander Martian (bazat pe arhitectura sondei Surveyor de la JPL, si cuprinzand un sistem de reintoarcere cu mostre martiene), sonde de impact (bazate pe arhitectura sondelor Ranger) pentru investigarea satelitilor Deimos si Phobos si un orbiter pentru masuratori de mediu.

Una dintre sugestii era de modificare a Landerului prin inlocuirea sistemului de intoarcere a mostrelor cu unul cu echipaj uman. Acesta ar fi putut transporta doi astronauti, care ar fi putut petrece o saptamana pe suprafata planetei Marte.

Dar asta era o idee oarecum nefericita, din cauza lander-ului. Vedeti, in 1962, se estima ca presiunea atmosferica a planetei marte era cam 25% din cea terestra. Ca atare, landerul era preconizat a folosi un tip de parasuta semi-rigida anulara pentru a incetini.

In clipa in care altitudinea se micsora, parasuta se desprindea, iar landerul ateriza propulsiv.

O a doua mare problema esta ca naveta ar fi folosit dimetil-hidrazina nesimetrica (UDMH) si triflourura de clor ca si combustibili. UDMH-ul este denumit si “cancer exploziv”, pentru ca este extrem de volatil, toxic si instabil.

Mai rau e ca si triflourura era incredibil de periculoasa, fiind extrem de coroziva pentru orice fel de fibra, lemn, nisip, azbest si oameni. De asemenea, exista un risc major de explozie in cazul rezervoarelor metalice (care pot forma un strat protector la suprafata, dar nu si in cazul unei decompresii explozive).

Date tehnice:

• Impuls specific: 300 secunde
• Combustibil: UDMH
• Oxidant: Triflourura de clor
• Suprafata parasutei: 836 metri patrati
• Masa combustibil: 1630 kg
• Masa oxidant: 4940 kg
• Masa amartizare: 9980 kg
• Masa decolare: 8840 kg
• Sarcina utila la intoarcere pe orbita: 1360 kg
• Masa abandonata pe Marte: 1540 kg

Vehiculul in timpul amartizarii (sus) si decolarii (jos)

 

Opinia autorului

Studiul de la General Dynamics este cel mai lung dintre cele trei studii EMPIRE, dar asta nu inseamna ca este enorm de detaliat. Mai degraba, as spune ca, spre depsebire de Lockheed si Aeronutronic, echipa lui Krafft Ehricke a profitat de ocazia studiului pentru a se lansa intr-un fel de dezbatere referitoare la configuratia navei.

Desi arhitecturile de misiune propuse foloseau propulsia nucleara, aceasta nu era extrem de detaliata, ci doar folosea solutii off-the-shelf. Similar, desi misiunea ar fi avut ocazia sa propuna o traiectorie anume, raportul lasa vag tipul exact de traiectorie necesara. Mai rau, este ca nu prezinta valori pentru delta-V-ul necesar atingerii obiectivelor misiunii.

E dificil de spus daca echipa a ales sa faca asta pentru simplul motiv ca pana atunci nu se mai cerusera vreodata rapoarte de genul acesta (desi teoreticieni individuali, cum a fost Von Braum, propusesera deja arhitecturi de misiune, acestea erau doar eforturi de popularizare si munca voluntara a unui grup restrans de oameni, nu un proiect formalizat printr-un contract guvernamental cum era EMPIRE). Chiar si asa, efortul GD pare sa fi pierdut din vedere scopul studiului (care era de a prezenta plaja operationala a motoarelor, nu de a prezenta modul in care se ajunge la arhitectura unei nave).

In mod interesant, GD a participat si la un studiu din 1964, denumit UMPIRE. Aici, insa, a preferat sa incredinteze proiectul unei alte echipe, condusa de R.D. Austin. Studiul acela a fost, spre deosebire de EMPIRE, un succes, si s-a lasat cu un concept de nava foarte interesant (dar pe care nu intentionez sa-l prezint prea curand, fiindca arhitectura e destul de generica si similara cu Boeing IMS-ul din articolele viitoare). Daca Ehricke dorea sa sublinieze vreun aspect anume al procesului de studiere a sistemelor spatiale, trebuie sa spun ca, oricare ar fi fost acest aspect (si poate era usor de realizat pentru oamenii timpului) el e total pierdut pentru mine, personal, ca si cititor, 58 de ani mai tarziu.

Daca este, totusi, sa judecam drept, studiul prezenta si niste particularitati interesante. Spre exemplu, ideea de a realiza explorarea la distanta, de pe orbita, prin roboti teleghidati, era inedita la acea vreme, si, dupa cunostiintele mele, nu a mai fost propusa la alte misiuni similare. Pentru noi, suna ciudat sa calatoresti pana in pragul planetei Marte, dar sa nu pasesti pe suprafata. Insa, noi astazi putem realiza vehicule cu multa autonomie pentru explorare. La acea vreme, robotica autonoma era un domeniu extrem de primitiv, si atunici folosirea oamenilor pentru comanda si control are sens. Mai ales ca distanta Pamant-Marte face ca orice incercare de control direct de la NASA sa fie lipsita de sens (latenta datorata luminii fiind intre 8 minute si o ora).

Landerul in sine era extrem de putin detaliat (desi apare destul de proeminent in imaginile folosite de NASA) si, dupa cum am mentionat, nu ar fi functionat. Estimarile initiale pentru presiunea atmosferica a planetei erau mult eronate (25% vs 0.7% in realitate) iar sisteme de franare bazate pe parasute sau dispozitive aerodinamice nu ar fi functionat. Asta explica si raportul maselor extrem de optimist (o atmosfera mai densa iti permite sa economisesti combustibil la franare).

Ideea combustibililor hipergolici e nastrusnica, dar pare a fi, la fel ca si restul landerului, mai degraba un gand de pe urma. Mi-i se pare extrem de indoielnic ca NASA ar fi fost de acord cu inmagazinarea unei cantitati mari de substante ultra-volatile langa habitatul astronautilor, vreme de 15 luni.

Motoarele NTR erau, la fel ca si in cazul Aeronutronic, cu performante optimiste (tractiune enorma pentru greutate prea mica). Meritul GD este, totusi, ca nu s-a bazat exclusiv pe ele, ci a propus si arhitecturi de misiuni bazate pe reactoarele RIFT (adica KIWI). Desi, trebuie spus ca folosirea acestora limita mult capacitatile vehiculelor.

Daca vi se par inspaimantator de mari aceste nave comaprativ cu misiunile moderne, ei bine, e fiindca misiunile moderne folosesc resurse in-situ (adica la fata locului, concept abreviat ISRU) pentru a produce oxigen si a combustibil. Asta le permite sa planifice misiuni martiene cu masa orbitala de numai 200-300 tone. Fara ISRU, navele de explorare seamana mai degraba cu cele din EMPIRE: lungi de zeci de metrii, si grele de 900-1400 tone.

Sus: cele patru configuratii finale de nave; Jos: Ilustrarea sistemului tip convoi

In mod incredibil, istoricul aerospatiala Scott Lowther a reusit sa descopere prin FOA, unele dintre schitele tehnice din proiect

Spuneti ce doriti despre proiect, dar GD nu a precupetit cu angajarea artistilor conceptuali

  

 

Sa ne vedem anul acesta cu multa voiosie!

Marian Dumitriu (Checkmate)

Surse:
1. https://spaceflighthistory.blogspot.com/2015/06/empire-building-ford-aeronutronics-1963.html
2. http://www.projectrho.com/public_html/rocket/realdesigns.php#id–EMPIRE_(Aeronutronic)
3. https://history.nasa.gov/monograph21.pdf
4. https://archive.org/details/nasa_techdoc_19640000998
5. http://www.astronautix.com/e/empireaeronutronic.html

The post Stele verzi – pe umerii atomului: EMPIRE GD appeared first on Romania Military.

Articol original

Stele verzi – pe umerii atomului: EMPIRE

Prolog – Imperiul lui Von Braun

La al 7-lea Congres International al Astronauticii, tinut la Roma in septembrie 1956, pionierul spatial si aeronautic Gaetano Crocco descrie o traiectorie orbitala inedita: un survol al planetei Marte folosind o manevra de tip asistenta gravitationala oferita de catre Venus. Astfel, ipotetica nava spatiala putea survola planeta rosie, apoi folosi gravitatia planetei Venus, printr-o trecere la distanta mica, pentru a-si schimba traiectoria catre Pamant, si, la un an de la parasirea initiala a orbitei terestre, sa se intoarca pentru ca echipajul sa-si tina rundele de parade si osanale. Practic, nou-definita traiectorie nu folosea combustibil dupa ce parasea orbita Pamantului.

6 ani mai tarziu, suntem in anul de gratie 1962. Cu un an inainte, presedintele John F. Kennedy stabilise obiectivul NASA: aselenizarea. Nou-infiintata agentie spatiala trebuia sa il indeplineasca in mai putin de un deceniu (desi, se spera ca misiunea avea sa aterizeze in 1967, in timpul celui de-al doilea mandat al lui Kennedy la Casa Alba).

Pentru ca efortul programului Apollo era atat de mare (si pentru ca congresmenii cereau tot timpul fonduri pentru statele lor), diferite parti ale sistemelor erau elaborate in diferite laboratoare. Dintre acestea, cel mai important era Marshall Space Flight Center (MSFC), situat in Huntsville, Alabama.

De ce era atat de important? Pentru ca componenta cea mai critica a unui vehicul aerospatial de orice fel sunt motoarele. Iar MSFC era centrul de dezvoltare al motoarelor, la conducerea sa aflandu-se legendarul Wernher von Braun, unul dintre marii proponenti ai misiunilor pilotate catre Luna si Marte, si unul dintre marii populizatori al conceptelor de zbor cosmic in anii premergatori cursei spatiale.

Sub ploaia de fonduri si influxul masiv de talent din intreaga tara, Von Braun si-a creeat o adevarata armata de savanti si ingineri capabili sa creeze, testeze si sa construiasca motoare spatiale. Erau cruciali pentru programul Apollo, in speta pentru lansatoarele de mare greutate (>100 tone pe orbita joasa) care erau necesare programului lunar.

Insa, inginerii de la MSFC avea ambitii chiar mai mari de atat. Ei isi doreau sa continue devoltarea de lansatoare grele si in epoca post-Apollo. Iar von Braun stia, ca, in lipsa unui program de misiuni ulterioare, centrul si-ar pierde repede scopul si talentul tehnic.

Asadar, pe langa seria de lansatoare Jupiter (redenumite apoi Saturn, cel mai faimos model fiind Saturn V, care a purtat misiunile Apollo pe Luna), echipele de la MSFC s-au concentrat pe dezvoltarea unor modele de vehicule spatiale super-grele ulterioare. Ele purtau numele de Nova si Supernova, si urmau sa foloseasca inclusiv motoare nucleare pentru treptele superioare.

Pentru testarea acestor concepte, s-a formulat ideea folosirii unuia dintre aceste modele timpurii de Saturn pentru o serie de lansari, avand incorporat un motor din seria KIWI in treapta superioara. Lansarile nu urmau sa ajunga pe orbita, ci doar sa demonstreze si sa studieze conceptul. Acest mini-program a fost dezvoltat impreuna cu NRDS, si a purtat numele de Reactor In-Flight Test – RIFT. Il vom mentiona in trecere la finalul seriei, insa, conceptul nu a fost foarte temeinic explorat, el fiind considerat de la bun inceput, riscant geopolitic (“lansam un reactor nuclear pe o racheta uriasa, si-l lasam sa cada in mijlocul oceanului….doar ca test” nu e genul de scuza care sa-i linisteasca pe rusi….).

O alta dezvoltare ulterioara a fost un model de racheta Saturn V cu o treapta superioara nucleara. Acest concept purta numele de Saturn C-5N, si era, la fel ca Nova, un succesor al propulsorului post- Apollo.

Dar, pentru a asigura continuitatea imperiului sau stiintific, Von Braun si MSFC trebuiau sa propuna si misiuni spatiale care sa aibe nevoie de asemenea lansatoare super-grele.Mai pe romaneste, rachetele lor dragi erau solutii, si trebuiau sa propuna niste probleme pentru acele solutii.

Astfel, in 1962, Oficiul pentru Proiecte de Viitor din cadrul MSFC a acordat contracte de studiu pentru trei tipuri de misiuni spatiale post-lunare unor companii din mediul privat. General Dynamics a primit sarcina de a studia misiuni orbitale martiene, Lockheed a primit portofoliul pentru survoluri (fara a intra pe orbita) iar Aeroneutronic (divizie a Ford) a primit sarcina de a investiga survoluri duale Venus-Marte. Intregul program de studiu a primit acronimul (usor fortat) de Early Manned Planetary-Interplanetary Roundtrip Expeditions – EMPIRE.

Comparatie intre Saturn I, Saturn V si preconizata Nova – Saturn V, in centru, e inalta de 110 metrii si cantareste 2970 tone

 

EMPIRE – Aeroneutronic

Studiul intreprins de catre compania Aeroneutronic, finalizat in 1962. Misiunea ar fi folosit o singura nava spatiala all-inclusive, cu masa de 170 de tone, lansat pe robita folosind un singur vehicul de tip Nova.

Misiunea era de tip fly-by, adica survolare, asadar vehiculul spatial nu includea si un vehicul de amartizare/decolare sau habitat de suprafata. Usor dezamagitor, dar misiunea folosea sus-numita orbita Crocco, permitandu-i sa realizeze si un survol scurt al planetei Venus (la acea vreme, o bila de culoare bej, cu o compozitie atmosferica necunoscuta, si suprafata ascunsa sub pacla densa de nori).

O regula de aur este ca reintoarcerea pe Pamant necesita la fel de multa energie cinetica precum plecarea de pe orbita terestra (13.5 km/sec), insa, spre deosebire de alte planete, Pamantul are atmsofera, si, cum s-a facut si in cazul misiunilor Apollo, o capsula de reintoarcere poate folosi atmosfera pentru a a frana, fara sa consume masa de reactie. Crocco descoperise ca era posibila o traiectorie care sa aduca nava spatiala in orbita terestra la exact un an dupa plecare (chiar aceeasi zi). Aceasta traiectorie, precum si excluderea echipamentelor si a vehiculelor de suprafata, permitea folosirea unui vehicul minimalist. Denumirea tehnica este Traiectorie Neperturbata Non-Simetrica.

Durata misiunii cu acest tip de traiectorie era de 396 de zile. Insa, s-a dovedit a fi problematica arhitectura initiala, deoarece necesita o viteza totala de 11.95 km/s. Vehiculul necesar pentru o asemenea misiune ar fi cantarit in jur de 1100 tone. Asadar, s-a folosit un tip de traiectorie deriavata din cea Crocco, denumita Traiectorie Neperturbata Simetrica.

In felul acesta se realiza o economie majora, in speta pentru ca noua traiectorie permitea realizarea misiunii cu un delta-V de numai 5.3 km/sec. Cat de majora? Noua configuratie a navei spatiale cantarea numai 17% din cea veche. 170 de tone la pornirea in misiune.

Comparatie intre configuratiile celor doua tipuri de nave

Noua configuratie promitea sa faca vehiculul mult mai usor si, deci, ieftin de lansat, necesitand o singura lansare cu preconizata racheta Nova (sarcina utila de 220 tone vs 120 la Saturn V). Din pacate, ca de obicei in mecanica orbitala, exista un compromis: misiunea ar fi durat 611 zile, adica proximativ 21 de luni.

Urmatoare fereastra orbitala pentru respectiva misiunea era pe 19 Iulie 1970. Odata lansat vehiculul, el ar fi fost despachetat si re-asamblat pe orbita.

Impulsul initial de 5.3 km/sec se realiza intr-o singura ardere folosind un singur motor NTR, cu o durata de aprindere de 48 de minute. Unul dintre punctele interesante ale raportului este ca aceasta durata de ardere este aproape de durata de viata maxima a unui motor asa cum se preconiza in acel moment (1962 – motor KIWI avansat).

Motorul era preconizat ca avand un impuls specific de 800 secunde (deci viteza de evacuare de 7.85 km/sec), si o tractiune de 182 de tone.

Configuratie vehicul – Imagine disponibila prin amabilitatea projectrho

Legenda:

• ROZ BOMBON: motor NTR NERVA
• ROSU : Rezervoare de hidrogen periferice inconjurand un rezervor central. Treapta I
• ORANJ: Rezervoare de hidrogen secundare. Treapta II
• VIOLET: Reactoare SNAP-8 pentru energie electrica (vom discuta despre ele mai incolo, he, he)
• BLEU INCHIS: Antene de comunicatie
• GALBEN: Rezervoare pentru combustibil de corectie a traiectoriei in timpul zborului
• BLEU DESCHIS: Platforma stabila pentru verificarea traiectoriei
• ACVAMARIN: Vehicul de reintrare in atmosfera terestra la intoarcere

 

Profilul misiunii

Prima treapta este alcatuita dintr-un motor NERVA, un rezervor central si 6 rezervoare periferice in jurul celui central. Injectia pe traiectorie consuma 56.2 tone de masa de reactie. Dupa terminarea acestei arderi, rezervoarele periferice sunt aruncate (masa 3.3 tone). Rezervorul central si motorul sunt pastrate, cu rol structural in cazul rezervorului.

Masa navei scade de la 170.1 tone la 119.1 tone, iar durata arderii este de 1000 secunde.

Configuratia navei inainte de prima ardere

A doua treapta este formata din NERVA, rezervorul gol, si 8 rezervoare in jurul modului de habitat. A doua ardere consuma 34.7 tone de masa de reactie.

In urma ei, motorul NERVA si rezervorul central sunt aruncate (11.9 tone). Cele 8 rezervoare golite sunt pastrate ca si protectie suplimentara impotriva meteoritilor si radiatiei.

Masa navei ajunge la 69.1 tone si nu mai necesita un motor (fiind in bratele Sfantului Kepler).

Configuratia navei inante de ce-a de-a doua ardere

Configuratia orbitala este cea in care isi va petrece nava majoritatea timpului dupa plecarea de pe orbita terestra. Cele doua habitacluri sunt detasate de corpul central, la capetele unor brate telescopice. De fiecare dintre ele sunt legate antene de telecopmunicatie de 16 metrii diametru, tintite spre Terra.

Unul dintre reactoarele SNAP-8 isi desface radiatorul de caldura si incepe sa produca curent electric. Bugetul de putere al navei este de 300 kW.

Un aspect interesant este ca ei denumesc SNAP-8 ca fiind un generator electric cu radio-izotopi. Ori, din datele publice, SNAP-8 era un reactor nuclear-electric prototip. Un generator cu radioizotopi nu prea produce mai mult de 1-2 kW. Daca aceasta confuzie era datorita unei nomenclaturi diferite la momentul respectiv, sau daca doreau sa induca in eroare potentialii adversari ….geostrategici…. e cam in aer. Cert este ca, de obicei, astfel de generatoare necesita ori ecranare buna, ori sunt situate la oarecare distanta de habitacluri si senzori (spre, ex, la capetele unor brate, dupa cum vom vedea in viitor).

Zona centrala a corpului navei contine un adapost de furtuna cu rol dublu de centru de comanda. Protectia in fata unor furtuni solare cu protoni se realiza folosind circa 50 de centimetrii de polietilena.

Langa acest centru de comanda era situata si platforma navigationala stabilizata, un compartiment pentru experimente in gravitatie zero, rezervoare suplimentare continand 10.9 tone de combustibil chimic pentru eventuale modificari de traiectorie (dispuse in jurul centrului pentru protectie suplimentara) si vehiculul de reintrare atmosferica atasat de un pachet de retro-propulsie.

Modulele de habitat ofera 126 m^3 de spatiu de locuit, care, la echipajul preconizat de 6 oameni, ar oferi 21 m^3 per persoana (comparativ cu valoarea minima a NASA, de 17 m^3). Din pacate, centrul de comanda cu rol de adapost nu ofera decat 1.4 m^3, dar nu era gandit sa fie ocupat de catre tot echipajul mai multe de cateva ore.

Sus: Nava in configuratie orbitala, cu bratele intinse

Jos: Vedere detaliata a zonei centrale

Etapa de reintrare: nava nu incetineste pentru a intra pe orbita la intoarcere. In schimb, echipajul se muta in vehiculul de reintrare.

Acesta are configuratia unui „lifting body”, configuratie care era considerata futuristica la momentul raportului (si acum este, dar este si scumpa, si netestata la asemenea viteze). folosind grupul de retropropulsoare, vehiculul se separa de restul navei (care, neincetinind, este abandonata in spatiu, devening un deseu orbital pe o orbita heliocentrica) si incepe manevrele de aterizare.

Reintrand in atmosfera cu viteza de 13.5 km/sec, echipajul (la fel ca pe Apollo) este supus unei decceleratii masive de 10 G, pana cand viteza scade suficient cat sa permita deschiderea parasutelor. Teoretic, vehiculul poate ateriza pe un aeroport, sau pe apa, ca o capsula (desi, in acest caz, ne-am putea intreba de ce nu au folosit chiar o capsula…. in fine).

Eroii sunt recuperati, iar NASA cere repejor o crestere de buget.

Sus: Imagina artistica a vehicului de reintrare

Jos: Detalii tehnice pe scurt a vehiculului

Vedere schematica a procedurilor de franare si detasarea de grupul propulsor (vehiculul in sine nu are propria sa propulsie)

 

Detalii tehnice

• An de conceptie: 1962
• Companie: Ford Aeroneutronic (da, acel Ford)
• IMLEO: 170.1 tone
• Echipaj: 6 persoane
• Lungime: 47 m
• Durata misiunii: 21 luni/630 zile
• Data preconizata pentru lansare: Iulie, 1970
• Motor: Nucleo-termic
• Forta propulsiva: 182 tone
• Vehicul de lansare: Nova MM-1B

Observatii personale: dintre vehiculele studiate in cadrul studiului EMPIRE, propunerea Aeroneutronic este cea mai conservatoare. Masa orbitala de 170 de tone este surprinzator de mica, chiar si comparativ cu arhitecturile moderne de lansare (Mars Direct – 2 lansari a 100 tone fiecare).

Parte din aceasta caracteristica este si faptul ca misiunea era un simplu survol, fara aterizare (sau macar inscriere pe orbita martiana). durata de observare stiintifica a planetei este de 40 de zile din 630, ceea ce e… nu foarte grozav. O situatie similara gasim si in timpul survolului venusian, numai ca acolo, durata poate fi extinsa, fiindca distanta in timpul manevrei nu se schimba la fel de mult.

Totusi, aspectul e facut ceva mai acceptabil de faptul ca nava utiliza gravitatie centrifugala. Astfel, chiar si la cei 0.3-0.4 G preconizati, echipajul ar fi suferit pierdei mai reduse de masa osoasa si musculara. Partea neplacuta este impactul psihologic al claustrarii, dar raportul include si o lista de sarcini pentru echipaj pe parcursul zborului pentru a le ocupa atentia (lista care, la prima vedere, pare a fi inspirata de programul de lucru al marinarilor submarini).

Multi veti sugera, pertinent, ca un simplu survol se poate realiza cu o sonda automata. Just, dar in 1962 trecusera numai patru ani de la Sputnik, el insusi o biata baliza radio orbitala. La vremea aia, daca voiai sa faci explorare, iti trebuiau oameni (de altfel, asa se explica necesitatea prezentei puntii stabilizate pentru observatii; calculatorul Apollo, el insusi foarte primitiv, era la 5 ani distanta, si tot iti trebuiau oameni ca sa obtii date navigationale, avand in vedere ca „soft de pilotare” era un termen SF).

De asemenea, ne putem intreba, dupa cum am mentionat, de ce nu au folosit o simpla capsula in locul unui vehicul aerodinamic. Ei bine, partea de aterizare din raport era cea mai putin detaliata, pentru ca importanta ei, in acel moment, era secundara. Aeroneutronic a propus cel mai „hip” sistem de la acea vreme pentru puncte de „Wow”, dar, daca s-ar fi facut, probabil s-ar fi refolosit componente de Apollo.

Faptul ca nava se… dezintegreaza in timp ce zboara e usor suparator. Faptul ca unul dintre componentele aruncate este un NTR incins, extrem de radioactiv, e si mai suparator (chiar daca orbita ar fi heliocentrica, fara sanse de a lovi Pamantul). Data fiind arhitectura zborului, eu unul stau si ma intreb de ce arunca motorul si rezervorul central dupa a doua ardere. La urma urmei, nu e necesar, totul e deja accelerat, si singura explicatie la care m-as putea gandi e ca nu doreau sa iradieze echipajul…. prea mult. 630 de zile cu un reactor fierbinte in spinare ar fi discutabil.

De asemenea, este posibil ca ei sa fi dorit o amplasare optima a SNAP-8 si a radiatorului sau aferent (care, intre noi fie vorba, pare relativ redus ca dimensiuni).

Este evident ca ei nu cunosteau la acel moment caracteristicile unui NTR. Estimarile erau mult prea optimiste (11.9 tone pentru motorul ipotetic, vs 18.9 tone pentru XE-PRIME-ul de la NERVA; tractiunea de 182 tone vs 2.4 tone pentru PRIME). Ca atare, misiunea poate fi categorisita ca fiind „fantezista”.

Dar, e un punct de plecare util pentru genul de misiuni studiate in acest program (care erau tehnic mai plauzibile, dar cu mase orbitale muuult mai mari).

Profil misiune

Grafica de prezentare

Echipaj

Orbita

  

 

Marian Dumitriu (Checkmate)

Surse:
1. https://spaceflighthistory.blogspot.com/2015/06/empire-building-ford-aeronutronics-1963.html
2. http://www.projectrho.com/public_html/rocket/realdesigns.php#id–EMPIRE_(Aeronutronic)
3. https://history.nasa.gov/monograph21.pdf
4. https://archive.org/details/nasa_techdoc_19640000998
5. http://www.astronautix.com/e/empireaeronutronic.html

The post Stele verzi – pe umerii atomului: EMPIRE appeared first on Romania Military.

Articol original