Chi c'ha il RAZZO piccolo

Tempo fa avevo sentito una teoria, secondo cui i vari moduli Apollo, a partire dal Saturn V fino ai due moduli LEM, avrebbero potuto contenere una quantità di carburante insufficiente a produrre l'energia necessaria a compiere il viaggio in questione.
In particolare, il modulo di ascesa del LEM, aveva il serbatoio principale abbastanza grande ? Si può ricavare il suo diametro, quindi il volume di carburante il cui potere calorifico è noto.
Essendo noti anche la massa e più o meno l'orbita finale, dovrebbe essere possibile calcolare l'energia richiesta e fare questa verifica.
Anche il modulo CSM (Command and Service Module) aveva una notevole velocità al rientro. Il CM finale è stato quindi frenato dal CSM prima o ha frenato da solo al rientro nell'atmosfera ?
Qualcuno che abbia buone conoscenze di astrodinamica e doti matematiche, ha già fatto questa ricerca o conosce delle ricerche in merito ?
grazie in anticipo ! :question:

Nel frattempo ho trovato questa discussione ma non ho gli strumenti per dire se sia valida o meno.
heiwaco.tripod.com/moontravel1.htm

Il LEM è stato quindi frenato dal CSM prima o ha frenato da solo al rientro nell'atmosfera ?

Il LM non rientra mai nell'atmosfera, ma rimane in orbita attorno alla Luna. O intendevi dire qualcos'altro?

Chiedo scusa, il CM (command module) non LEM. Grazie Khalid per la correzione.
Correggo il post introduttivo

Ok, quindi la tua domanda era:

Il CM è stato quindi frenato dal CSM prima o ha frenato da solo al rientro nell'atmosfera?

Il CSM azionava il proprio motore solo per uscire dall'orbita intorno alla Luna e per eventuali correzioni di rotta durante il viaggio di ritorno; non veniva usato per nessuna azione di frenaggio. Dopo la separazione dal SM il CM frenava unicamente per effetto del rientro nell'atmosfera, visto che possedeva soltanto piccoli razzi di controllo dell'assetto. In questo modo si otteneva un grosso risparmio di carburante e dunque di peso.

Un paio di anni fa mi contattò un professore di fisica, il quale aveva fatto dei calcoli, stabilendo proprio che la quantità di carburante contenuta nei serbatoi del LEM non era sufficiente a farlo accelerare fino ai 6.000 Km/h necessari a ricongiungersi al CSM in orbita lunare.

Mi aveva detto che mi avrebbe mandato i suoi calcoli, ma poi non si è più fatto vivo.

Purtroppo non ho più il suo contatto

Grazie Khalid.
Come pensavo quindi il piccolo CM poteva contare solo sull'attrito con l'atmosfera per rallentare.
Tu saresti in grado di dare una stima della velocità di arrivo del CM all'entrata in atmosfera terrestre ?
Perché il tizio dell'articolo la stima in circa 11 Km/s il che mi pare notevole.
Anche perché a una certa distanza dalla Terra, la gravità iniziava a farsi sentire e tirava quindi verso il centro della Terra mentre loro dovevano entrare in atmosfera con un angolo ben preciso.
Davvero sono passati da 11 Km/s (39'600 Km/h) a poter aprire i paracaduti (poche centinaia di Km/h) solo grazie all'atmosfera ?
Scusate l'ignoranza io so veramente poco di astrodinamica ma non riesco nemmeno a capire come fecero ad azionare il razzo del CSM per esempio all'uscita dell'orbita lunare, per arrivare nella direzione, distanza e velocità voluta rispetto la Terra. Mi paiono calcoli senz'altro fattibili ma molto complessi, che richiedevano di sapere la posizione esatta dove si trovava la capsula in quel momento. Cioè se si accorgevano, vicino la Terra che la velocità era un po' troppo alta o bassa, dovevano compensare spegnendo risp. prima o dopo il razzo. E se questa velocità doveva essere nuovamente compensata?

Thread interessante...ri-posto qui un messaggio che ti avevo indirizzato nei commenti ad "american Moon" in tema con l'argomento:

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DanieleSpace:

Anche le sonde americane trasmettevano via radio le foto, dato che non facevano certo ritorno sulla Terra, anzi, erano progettate per schiantarsi sulla Luna, mandando foto sino a poco prima dello schianto.

Questa delle sonde automatiche è una questione che mi ha sempre interessato, ed è anche forse il primo motivo che mi ha fatto dubitare delle missioni Apollo. Per esempio guardando questa simpatica lista it.wikipedia.org/wiki/Lista_degli_oggett...tificiali_sulla_Luna saltano subito all'occhio alcune stranezze: la prima sonda automatica che atterra senza schiantarsi sulla luna è la sovietica Luna 9, il 3 febbraio 1966 (se è per questo i sovietici hanno pure il primato della prima sonda che si sfracella sulla luna). La prima sonda americana a replicare l'atterraggio è il Surveyor 1, siamo a giugno '66. Quindi fino a tre anni prima di A11 i sovietici avevano quattro mesi di vantaggio nell'esplorazione lunare.

Da notare anche la differenza di peso delle due sonde:1580 kg quella sovietica e 270 quella statunitense, quindi il vantaggio non era solo in termini di tempo, perchè fare atterrare sulla luna oggetti del peso di un'automobile o di una motocicletta non è esattamente uguale. Sempre del '66 e sempre dell'URSS è la prima sonda ad inserirsi in orbita lunare, Luna 10, seguita -manco a farlo apposta- 4 mesi dopo dall'americana Lunar Orbiter 1. Infine è del 12 settembre 1970 la prima sonda automatica in grado di tornare con campioni verso la terra, ma a quel punto il primato non aveva più valore per via delle missioni Apollo.

Missioni Apollo che nella lista di cui sopra rappresentano un evidente intruso: appena due anni dopo il primo Lunar Orbiter (per la cronaca: peso circa 400 kg) già c'erano tre astronauti americani che orbitavano intorno alla luna su una nave Apollo (sempre per la cronaca: peso circa 30 tonnellate). Poi terminato il programma Apollo questo enorme vantaggio tecnico degli americani, accumulato tutto nel biennio 1967-68, così come era arrivato svanisce di nuovo, tanto che pur nella dissoluzione della fine degli anni '80 fu comunque l'URSS la prima nazione ad assemblare una stazione spaziale permanente, la mitica MIR. E pure ai giorni nostri chi vuole andare nello spazio deve farlo a bordo di una Soyuz...

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Aggiungo qualche considerazione. A mio parere ci sono da nutrire forti dubbi che lo stesso razzo Saturn 5 fosse in grado di portare in orbita lunare le navi Apollo, considerati anche i fallimenti dell'omologo vettore sovietico, l' N1 . Anche in questo caso, come nella cronologia dell'esplorazione lunare, il Saturn 5 è l'eccezione in una serie praticamente ininterrotta di record che danno in vantaggio la tecnologia missilistica sovietica sulla controparte occidentale. Fate ad esempio attenzione alla strana storia dei motori del razzo N1, cito dal link a wikipedia:

La storia di tutti i tentativi di lancio rimase infine, fino a metà degli anni ottanta, coperta dal segreto di stato e nulla venne reso pubblico. Ciò avvenne al fine di evitare di far conoscere all'opinione pubblica russa la completa sconfitta nella gara tra le due superpotenze per la conquista della Luna. Per quanto invece riguarda i vettori in fase di costruzione, questi vennero tutti demoliti ed alcune parti di essi abbandonate o usate come ricoveri di fortuna per attrezzature nei dintorni del cosmodromo di Bajkonur. Fortunatamente però i motori NK-33 non furono demoliti, così 36 di questi furono venduti dopo oltre vent'anni al prezzo di 1,1 milioni di dollari l'uno alla Aerojet che li ha ridenominati AJ-26 impiegandoli sul lanciatore Antares.

La sottolineatura finale è mia. Dunque i russi nascosero alla loro opinione pubblica la loro completa sconfitta nella corsa alla luna, tuttavia i motori sovietici progettati negli anni '60 per l'N1 quarant'anni dopo garantivano ad un'azienda americana di vincere un appalto per un lanciatore della NASA. NASA che ricordiamo avrebbe dovuto avere un vantaggio tecnologico abissale già in origine su quegli stessi motori. La storia prosegue: il lanciatore in questione si chiama Antares , accade che in uno dei primi voli il razzo esplode quasi subito (fortunatamente è usato per missioni cargo) a causa di un problema a un motore, si decide allora di sostituire i motori derivati dal vettore russo N1 degli anni '60-'70 con qualcosa di più moderno. Cosa scelgono? Un motore sovietico degli anni '80!!!

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Mi paiono calcoli senz'altro fattibili ma molto complessi, che richiedevano di sapere la posizione esatta dove si trovava la capsula in quel momento. Cioè se si accorgevano, vicino la Terra che la velocità era un po' troppo alta o bassa, dovevano compensare spegnendo risp. prima o dopo il razzo. E se questa velocità doveva essere nuovamente compensata?

Non capisco bene il tuo dubbio: il razzo viene acceso per breve tempo in orbita lunare, per immettersi nella giusta traiettoria di rientro. Ovviamente come dici tu occorre conoscere con precisione posizione e velocità iniziale, cosa peraltro non complicata visto che si trovano in orbita (lunare). Poi se devono fare correzioni in genere il momento migliore è quello di transizione fra campo gravitazionale lunare e terrestre, infine vicini alla terra possono correggere l'angolo d'inserimento in atmosfera. Con un po' di pazienza e qualche approssimazione sono calcoli che si possono fare anche a mano, non erano certo un problema per i calcolatori degli anni '60. Pensa ad esempio alle missioni Voyager che hanno fatto il giro turistico di tutto il sistema solare esterno, lì sì che hanno avuto il loro bel da fare per calcolare le traiettorie.!

@DanieleSpace:

Tu saresti in grado di dare una stima della velocità di arrivo del CM all'entrata in atmosfera terrestre?
Perché il tizio dell'articolo la stima in circa 11 Km/s il che mi pare notevole.
Anche perché a una certa distanza dalla Terra, la gravità iniziava a farsi sentire e tirava quindi verso il centro della Terra mentre loro dovevano entrare in atmosfera con un angolo ben preciso.
Davvero sono passati da 11 Km/s (39'600 Km/h) a poter aprire i paracaduti (poche centinaia di Km/h) solo grazie all'atmosfera?

La velocità era effettivamente di 11 km/s, il dato è giusto. All’inizio la decelerazione cresceva rapidamente fino a toccare un picco di oltre 6 g; poi diminuiva, ma veniva mantenuta a 4 g fino ad abbattere la velocità sotto i 7,8 km/s, cioè sotto la velocità orbitale, in modo da assicurarsi che il CM non tornasse nello spazio senza possibilità di rientro. A 4 g (cioè a 39,2 m/s²), senza considerare il picco iniziale, si passerebbe da 11 a 7,8 km/s in 82 secondi circa, quindi in un tempo molto esiguo. La domanda cruciale è se a quelle velocità e data la densità dell’atmosfera a quelle quote si può raggiungere quella decelerazione; purtroppo questi calcoli vanno al di là delle mie limitate capacità. Posso solo dire che a occhio mi sembra tutto realistico.

Scusate l'ignoranza io so veramente poco di astrodinamica ma non riesco nemmeno a capire come fecero ad azionare il razzo del CSM per esempio all'uscita dell'orbita lunare, per arrivare nella direzione, distanza e velocità voluta rispetto la Terra. Mi paiono calcoli senz'altro fattibili ma molto complessi, che richiedevano di sapere la posizione esatta dove si trovava la capsula in quel momento. Cioè se si accorgevano, vicino la Terra che la velocità era un po' troppo alta o bassa, dovevano compensare spegnendo risp. prima o dopo il razzo. E se questa velocità doveva essere nuovamente compensata?

I calcoli venivano effettuati a terra e inviati all’Apollo (a ogni rivoluzione attorno alla Luna, per poter partire nel caso di missione abortita). Chiaramente comprendevano anche il momento esatto in cui azionare il motore. La traiettoria comunque era relativamente semplice: un'ellisse di Hohmann. Il problema di conoscere esattamente la posizione e la velocità della navicella veniva risolto a terra ricorrendo all’effetto doppler e al ritardo delle trasmissioni (a causa del limite della velocità della luce), e a bordo dell’Apollo con l’uso di un sestante speciale (il cui inventore, Charles S. Draper del MIT, aveva voluto rafforzare la fiducia dei committenti candidandosi a diventare astronauta…), di un mirino e di un sistema di guida inerziale. Eventuali correzioni venivano effettuate durante il ritorno azionando di nuovo il motore principale o i razzi di assetto.

@Franzeta

Sì mi ricordo del tuo messaggio.
Interessante la tua ricostruzione storica. Wikipedia ogni tanto sorprende...

Allora, io procederei a modo mio nel calcolare, come detto, il volume del serbatoio principale di carburante del LM (modulo di ascesa).
Così nel frattempo commentate ed evt. correggete ed avremo una sorta di peer review pseudo seria :wink: ...

Per prima cosa cerco qualche informazione dettagliata del sistema di propulsione del LEM.
Questo interessante documento permette di avere una visione d'insieme dell'impianto d'alimentazione del razzo di ascesa: ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20090016298.pdf
Da cui estraggo questo schema di principio.


Da qui vediamo chiaramente come sia il carburante che il comburente vengano spinti fuori dai loro serbatoi, non con una turbopompa ma con una sovrappressione di elio e da lì mandati verso la camera di combustione.
Vediamo inoltre che il carburante è aerozina-50, una miscela 50% di idrazina e 50% di dimetilidrazina asimmetrica .
Il comburente è invece tetrossido di azoto.



Ora devo trovare innanzitutto lo schema meccanico del LEM da dove posso estrarre le dimensioni dei vari componenti.
Dopo una discreta ricerca posso affermare che la NASA (o la Grunman) abbia fatto un certo sforzo per evitare di pubblicare i progetti con le quote dei vari elementi.
Ad ogni modo ho trovato quello che mi serve:

da cui l'ingrandimento:

Ora devo trovare la miglior foto possibile che ritragga il serbatoio del LEM... e non sarà facile.

Per ora ho trovato queste due:



Questa seconda foto ritrae un modello in scala reale o comunque un prototipo del LEM e non è quello vero.
Non so bene se usare questa foto per fare le mie misure, la prima mostra il vero LEM ma col serbatoio coperto da protezioni termiche.
Misurare la seconda invece vorrebbe dire non misurare il vero LEM ma un modello 1:1 ...che dovrebbe dare lo stesso risultato ma concettualmente non mi piace.

come si chiamava?
Sempre se il suo nome non rientra in un file "Confidenziale" o "top secret"
:hammer:

Un paio di anni fa mi contattò un professore di fisica, il quale aveva fatto dei calcoli, stabilendo proprio che la quantità di carburante contenuta nei serbatoi del LEM non era sufficiente a farlo accelerare fino ai 6.000 Km/h necessari a ricongiungersi al CSM in orbita lunare.

Mi aveva detto che mi avrebbe mandato i suoi calcoli, ma poi non si è più fatto vivo.

Purtroppo non ho più il suo contatto


***

come si chiama(va)?
sempre che il suo nome non rientra in un file "top secret" o "confidenziale"

:blush: :hammer:


ps. il messaggio simile a questo l'ho fatto con "risposta rapida"... errore mio, cancellatelo pure, essendo un doppione (nato male) di questo.
:peace:

E' possibile fare una stima della dimensione del serbatoio facendo una semplice proporzione con la dimensione degli uomini presenti nella foto.
Sempre che il modello del LEM sia scala 1:1.

ps. sono uomini di razza "asiatica".

MARCO M5S
Di più
02/01/2018 12:20 #11966
MARCO M5S RE: Chi c'ha il RAZZO piccolo
come si chiamava?
Sempre se il suo nome non rientra in un file "Confidenziale" o "top secret"
:hammer:


!!!!!!
Oh, le scrivi anche per me!
Intenderai il chè quando lo porterò sul pentagramma.

Marco ... sto cercando di fare una ricerca pseudo-seria quindi ti chiedo PF di astenerti di fare commenti ad-minchiam almeno che non siano pertinenti. :ok:
Per inciso, gli "uomini " sul LEM sono manichini.
Non serve fare la proporzione con loro in quanto le dimensioni sono note dallo schema tecnico di cui sopra. Userò lo spigolo verticale del descent module per fare la proporzione.
Grazie

Procedo intanto a misurare il serbatoio del modello, finchè non troverò una foto migliore. Tanto per avere un'idea...

DanieleSpace
02/01/2018 12:35 #11970
Marco ...

02/01/2018 12:4 6 #11970
sto cercando di fare una ricerca pseudo-seria quindi ti chiedo PF di astenerti di fare commenti ad-minchiam almeno che non siano pertinenti. :ok:


>|
e lo scorrere del tempo si portò via amore e spirito dalla ricerca pseudo-seria che avevo letto poc'anzi.

Dai Pavillon ci ameremo tutti insieme appassionatamente DOPO

Misuro quindi lo spigolo del LEM indicato nella foto, che misura 1749 mm (facciamo 1750) e nella mia immagine corrisponde a 318 pixel.
Il diametro esterno della sfera del serbatoio corrisponde invece a 196 pixel.
Faccio quindi la proporzione aritmetica : 318(pixel):1750(millimetri) =196(pixel): X(millimetri) --> X=196*1750 / 318 --> X = 1078 millimetri
Il diametro esterno della sfera vale dunque 1078 millimetri.
Dato che sarà molto difficile risalire allo spessore del materiale, dovrò fissare io temporaneamente uno spessore arbitrario, per esempio 4 millimetri.
Dunque il diametro interno diventa 1070 millimetri e il raggio 535 mm.
Il volume massimo interno è quindi 0,641 m3 ovvero 641 litri.
Questo valore è da prendere un po' con le pinze dato che per fare le misure ho usato una copia del LEM e la distorsione prospettica della foto fa apparire la sfera leggermente più piccola della realtà .
Resta da vedere se la Grunman progettava di stoccare del carburante anche in parte dei collettori usati prima di arrivare alla camera di combustione ma dubito fosse una procedura sicura...

Ora cerco il dato del potere calorifico della miscela di carburante...

Il volume massimo interno è quindi 0,641 m3 ovvero 641 litri.
Questo valore è da prendere un po' con le pinze

*****
Con le pinze? E perchè mai?
Una stima direi accettabile che potrà far capire o meno se il carburante era sufficente ad arrivare dove è arrivato il LEM.

ps. che sono manichini lo so ora visto che ho dato una occhiata non superiore a 5 secondi alla foto del clone del LEM.

ps. e ogni tanto fattela 'na risata!

Ciao Marco hai un messaggio privato ;o)

Ringrazio Kamiokande che mi ha inviato qualche schema in più, onde poter misurare con maggior precisione la dimensione del serbatoio.


Da notare come la NASA e la Grunman non pubblichino alcuna quota riguardo le misure fisiche del loro gioiellino. Sarà un caso...

Dall'immagine precedente, il dettaglio:


Scelgo nuovamente lo spessore del materiale in modo arbitrario (4 millimetri), dato che non riesco a trovare questo dato.
Il diametro interno è quindi di 1301 mm da cui il volume di 1,15 m3 o 1150 litri.
Curioso come sul modello, il serbatoio principale sembri nettamente più piccolo...misteri della fede.

Ora, da questo documento ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19740005391.pdf
estraggo questa interessante schermata:

Molto interessante è il rapporto di miscela ed il consumo istantaneo...