Ares V e Altair dettagli sullo sviluppo

Anche se non ancora nella fase di dettaglio (inizierà nel 2011) prosegue in parallelo ad Ares I e CEV, lo sviluppo di Ares V e Altair.
Per Ares V il primo test in volo, Ares V-Y, rimane programmato per il 2018 e consisterà nel test completo del vettore (escluso Altair).
Attualmente le caratteristiche del vettore, permettono di avere come previsto un lander di 45ton, 20.1ton di CEV e un margine in TLI di 6ton con 4 giorni di permanenza in LEO.
La fase di studio terminerà il prossimo anno, quando si passerà a quella di definizione che si protrarrà fino al 2014, nel 2016 è prevista la fase di sviluppo e nel 2018 quella operativa.
Attualmente con la configurazione di fairing prevista è disponibile un volume di circa 860m3 per il payload con un diametro massimo di 8,8m e 17m circa di altezza.
Grazie a queste capacità e' previsto un utilizzo speciale del vettore non solo nel programma Constelletion ma anche per scopi scientifici e di Sicurezza Nazionale.
Per quanto riguarda la permanenza in orbita, limitata a 4 giorni per i noti problemi di boil-off (evaporazione dei propellenti criogenici) l'EDS (Earth Departure Stage) sarà in grado di fornire 1.5kW per il mantenimento di LSAM prima dell'arrivo di Orion utilizzando dei pannelli solari montati su una copertura che verrà sganciata prima dell'accensione per l'immissione in orbita di trasferimento.
I due SRB a 5.5 segmenti avranno da subito le modifiche che ottimizzano la spinta per il profilo di volo del lanciatore pesante e consisteranno in una nuova elettronica e in una gola dell'ugello maggiorata.
Sono ugualmente allo studio versioni più leggere dei SRB realizzate anzichè in leghe metalliche in materiali compositi.
Lo scorso giugno è stata completata la Mission Concept Review per Ares V mentre questo mese è stata effettuata la System Definition Review.

Per quanto riguarda Altair sono stati focalizzati i punti che richiedono una fase di studio specifica perchè considerati sistemi chiave nella realizzazione del lander, fra questi: propulsore affidabile a modulazione di spinta, gestione dei propellenti criogenici con sistemi "zero boil-off", propulsore LO2/LCH4, sistema di allunaggio con ricerca automatica di pericoli, sistemi di protezione dalle radiazioni, celle a combustibile di nuova generazione, batterie per lo stadio di ascesa ecc.
I requisiti tecnici principali sono: permanenza sulla superfie lunare in missioni "sortie" di 7 giorni e per missioni verso un avamposto di 210 giorni, 4 persone di equipaggio, capacità di copertura globale, airlock, stadio di discesa LH2/LOX e di risalita LOX/LCH4 o ipergolico.
Anche per Altair, come per Orion (dopo le difficoltà avute in precedenza con diversi approcci), si è preferito utilizzare una filosofia di progettazione "Zero Base Vehicle", ovvero si comincia a progettare un modello (LDAC-1, Lander Design Analysis Cycle), del tutto fittizio del lander che preveda esclusivamente i sistemi necessari per il compimento della missione e null'altro, niente sistemi ridondanti, sistemi di sicurezza, sistemi di "comfort" ecc.
Dopo questa fase, che si è avuta a cavallo fra 2007 e 2008 si è passati alla messa in sicurezza del veicolo (LDAC-2), ovvero all'aggiunta di tutti i sistemi di sicurezza e di ridondanza necessari per l'equipaggio, con l'upgrade precedente alla nuova versione derivata dall'utilizzo del fairing di Ares V da 10m.
Si sta ora passando all'ultima fase di integrazione progettuale (LDAC-3) dove al veicolo vengono aggiunti ulteriori sistemi di sicurezza, tutti i sistemi non strettamente necessari, tutte le ridondanze per l'aumento di affidabilità e la capacità di copertura globale della Luna. Da metà del prossimo anno si passerà infine a rivedere il progetto per rientrare nelle specifiche richieste in fase di commissione (LDAC-4).
Nel disegno allegato si può vedere l'evoluzione che fino ad ora ha ricevuto Altair nel corso delle due fasi fino ad ora incontrate.
Il lander utilizzerà per l'approvigionamento energetico celle a combustibile di nuova generazione (PEM) e per lo stadio di ascesa batterie. Il payload sarà di 500kg in discesa e 100kg in ascesa per la versione manned con 4 astronauti e 14,5ton in discesa per la versione cargo.
Sono poi previste 3 differenti configurazioni base, una per le missioni di esplorazione che prevede il modulo di risalita e l'airlock, una per il supporto alla base permanente senza airlock e una tutto cargo automatizzata.
Infine per la definizione del profilo di missione è stato definitivamente scelto di utilizzare il propulsore del lander per la LOI (Lunar Orbit Insertion) in quanto l'utilizzo di un propulsore diverso avrebbe richiesto un terzo stadio sul lanciatore con un aggravio dei costi di circa 1 miliardo di dollari in fase di progettazione e 150 milioni di dollari di costo in più per ogni singola missione, con l'unico beneficio di 500kg disponibili in più in TLI.
La progettazione sembra attualmente procedere come previsto e fino ad ora non si sono incontrati grossi problemi come è invece in parte avvenuto con Ares I/Orion.
Viene comunque specificato che il design che si vede nelle raffigurazioni non sarà obbligatoriamente quello che si sceglierà ma tutto verrà valutato in base ai requisiti e alle necessità del programma.