Un’ipotetica missione verso la Luna utilizzante l’architettura è sviluppata in due fasi parallele. La prima riguarda il trasferimento di tutti i moduli non fondamentali all’equipaggio durante il trasferimento, la seconda del modulo contenente gli astronauti e del modulo propulsivo necessario per le manovre.
Il riferimento temporale rispetto al quale si è ipotizzato lo svolgimento di questa missione è circa il 2030. Facendo riferimento alle tempistiche presentate nel capitolo 2, per quella data potrebbe essere in costruzione una base sulla superficie lunare. Si quindi scelto di creare una piattaforma costituita da:
un modulo di discesa pesante, al cui interno sia trasportato un esploratore di superficie,
un modulo polifunzionale a parete rigida capace di fornire ulteriore capacità cargo,
un modulo ausiliario capace di produrre l’energia elettrica necessaria al funzionamento dei sottosistemi del modulo cargo,
155 Questa configurazione è rappresentata in figura 90. La massa complessiva è di 39 ton, comprensive di 3,6 ton di Xeno per la propulsione elettrica, il grafico di figura 91 rappresenta l’ordine di grandezza della massa dei vari moduli costituenti la piattaforma. Si noti come il 70% della massa sia costituita dall’insieme del modulo di discesa pesante e dal polifunzionale a parete rigida. Per quest’ultimo è stata considerata la variante priva del sistema di supporto vitale, quindi la massa considerata è di 12 tonnellate in cui è considerato anche il carico utile del modulo.
Figura 90 – Rappresentazione grafica della piattaforma cargo per una missione lunare costituita da un modulo di discesa pesante, un polifunzionale a parete rigida e SEP da 100 kW
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Figura 91 – Grafico rappresentante la massa complessiva della piattaforma cargo per la missione lunare
La seconda parte della missione è quella destinata al trasferimento dell’equipaggio ad un’orbita bassa attorno alla Luna. Questa fase può essere svolta utilizzando moduli diversi in base alle necessità. Nel caso sia necessario trasferire solamente un equipaggio ridotto (trasferimento di equipaggio una volta che la base lunare opera a pieno regime) può essere utilizzato l’habitat piccolo, che è in grado di trasportare fino a 3 astronauti; se invece fosse necessario inviare sulla Luna un equipaggio di dimensioni maggiori (ad esempio per un primo trasferimento verso la base lunare o durante le fasi costruttive della stessa) sarebbe d’obbligo utilizzare il modulo polifunzionale a parete rigida. Nel primo caso essendo l’habitat piccolo dotato di propulsione autonoma esso può viaggiare in maniera indipendente, nel secondo caso è necessario dotare il polifunzionale di un propulsore, in questo caso si è scelto il SEP da 300 kW per ridurre i tempi di volo. Questa scelta consente inoltre di non fornire il modulo abitabile del suo modulo ausiliario per la generazione di potenza elettrica, poiché può usare il surplus generato dal modulo SEP. L’assemblaggio fra le varie parti dell’architettura è rappresentato in figura 92. Raggiunta l’orbita lunare, la piattaforma abitabile potrebbe eseguire un aggancio automatico con il modulo di discesa pesante, che garantisce la possibilità dell’allunaggio.
10% 33% 2% 37% 9% 9% SEP 100 kW Polifunzionale rigido Ausiliario collegamento Discesa Pesante Esploratore di superficie Propellente per EP
157 Figura 92 – Rappresentazione grafica della piattaforma per trasporto dell’equipaggio durante la missione lunare, è costituito da un modulo polifunzionale a parete rigida e da un SEP da 300 kW
La massa totale della piattaforma è di 42 ton, comprensive di 5,5 ton di Xeno per la propulsione elettrica. Una rappresentazione grafica della suddivisione della massa fra i diversi moduli è data dal grafico di figura 93.
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Figura 93 – Grafico rappresentante la massa complessiva della piattaforma abitabile per la missione lunare
Si vuole ora determinare il tempo di trasferimento secondo l’analisi di missione presentata nel capitolo 4. Va ricordato che due trasferimenti richiedono lo stesso tempo di missione se utilizzano la stessa portata di massa di propellente e presentano la stessa accelerazione iniziale. In questo caso l’accelerazione iniziale per il caso cargo è di m/s2,
mentre è m/s2
per la piattaforma abitabile, dove si sono rispettivamente considerate le spinte di 2,5 N per il 100 kW SEP e di 5 N per il 300 kW SEP. L’analisi di missione del capitolo 4 fornisce il numero di giorni impiegati per il trasferimento in funzione dell’impulso specifico e della portata di massa. Quest’ultimo valore è stato considerato costante anche nei casi ora in esame, è necessario quindi trovare un valore di impulso specifico che produca un’accelerazione iniziale pari a quella della missione ipotizzata e paragonarlo con gli impulsi tipici di una data tecnologia propulsiva elettrica. Utilizzando l’equazione (2) del capitolo 4 si ottiene la seguente espressione dell’impulso specifico di paragone ̃ :
̃ ̇ (8) 68% 19% 13% Polifunzionale Gonfiabile SEP 300 kW Propellente per EP
159 La massa indica la massa utilizzata durante le simulazioni, l’accelerazione è l’accelerazione iniziale per la missione ipotizzata,
mentre a denominatore si considera la portata di massa di propellente che è pari a 50 mg/s per il 100 kW SEP e di 100 mg/s per il 300 kW SEP.
L’applicazione dell’equazione (8) fornisce un impulso specifico di paragone di 1305 s per il caso cargo e di 1223 s per il caso abitabile, inserendo questi valori nella figura 94, che riporta i dati dell’analisi di missione per il caso lunare e le portate considerate, si ottengono i tempi di trasferimento di circa 680 giorni per il cargo e di 270 giorni per il caso abitabile.
Figura 94 – Grafico rappresentante i tempi di trasferimento per missioni lunari con interpolazione dei valori di impulso specifico di paragone di 1305 s (linea azzurra) e di 1223 s (linea rossa) rispettivamente per il caso cargo e per il caso con equipaggio Il tempo di trasferimento per la missione con equipaggio può apparire lungo rispetto a quello che si sarebbe potuto ottenere tramite la propulsione chimica, cioè 5÷10 giorni; tuttavia questa missione può essere considerata come il dimostratore tecnologico dei sottosistemi di supporto vitale per una eventuale missione verso Marte, che secondo le stime previste dovrebbe avvenire attorno al 2040. La missione descritta avrebbe un periodo di permanenza in orbita paragonabile, avendo però il vantaggio di rimanere in
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ambiente cis-lunare e in caso di eventuali problematiche raggiungere la ISS o lo spazio-porto in E-M L1 sarebbe notevolmente più facile.