Aggiornamento ai requisiti per SLS e Orion

Il documento che elenca e definisce i requisiti massimali dell’Exploration System, ovvero il sistema formato da SLS e capsula Orion, è stato revisionato a inizio anno aggiungendone due ulteriori a quelli già riportati nelle revisioni precedenti.
Benchè non esista ancora un progetto di missione definito per il sistema di esplorazione, il documento ha lo scopo di dettagliare i requisiti di massima che SLS, Orion e il segmento di terra devono rispettare in fase di progettazione ed è stato redatto sulla base dei numerosi mission concept ipotizzati e redatti nelle fasi iniziali del programma.
Per tutte e tre le macro-componenti esistono poi documenti analoghi molto più specifici per la definizione dei requisiti di dettaglio di ciascun sistema e sottositema.
Nonostante la genericità di tali requisiti (a volte a prima vista “banali”) è interessate la loro analisi per poter dedurre la direzione di massima, espressa al livello decisionale più alto, per quanto riguarda l’intero programma di esplorazione oltre l’orbita bassa terrestre, al momento l’unico con un livello di dettaglio definito e non rimasto a livello di studio o analisi.
Vediamo quindi nel dettaglio tutti i requisiti elencati da tale documento:

1) Velocità di rientro del MPCV: la massima velocità di rientro sostenibile non deve essere inferiore a 11200 m/s nella prima versione del progetto, definita come “Tactical” e non inferiore a 11500 m/s nella versione evoluta, definita come “Strategic”. Il primo requisito è definito dalla capacità di sostenere un rientro da missione lunare, mentre il secondo è per missioni oltre il sistema “Terra-Luna”. Attualmente il limite tecnologico è indicato essere intorno agli 11500m/s.

2) Equipaggio: Il sistema deve poter supportare missioni con due, tre o quattro astronauti e dimostrare di poter essere evoluto fino ad un massimo di sei astronauti a bordo della capsula Orion.
Un equipaggio di quattro astronauti è ritenuto vantaggioso soprattutto per missioni di lunga durata e per l’effettuazione di EVA ripetute durante la missione, in modo da poter differenziare la “specializzazione” e l’addestramento delle persone a bordo in modo da ridurre i carichi di lavoro individuali. Quattro persone permetterebbero inoltre collaborazioni internazionali più agevoli potendo comporre l’equipaggio con astronauti provenienti da diverse agenzie e/o partner commerciali differenti.
Il requisito di equipaggio con 2 o 3 astronauti invece è dettato dalla eventuale necessità di poter aumentare la massa a bordo per brevi missioni, permettendo alla capsula di essere pilotata da un equipaggio ridotto di soli 2 astronauti.
Un equipaggio di 0 astronauti non è definito come requisito dal momento che attualmente non ci sono missioni ipotizzate che non abbiano equipaggio, tale capacità è comunque raggiungibile senza un’eccessiva difficoltà. L’equipaggio di 6 è invece richiesto per una missione di riferimento che preveda lo sbarco sul suolo di Marte.

3) Delta-V della capsula Orion: il Delta-V della capsula Orion, ovvero l’autonomia di manovra in volo libero, per la capacità iniziale è definita in 1340 m/s. Tale valore è massimo per due delle missioni potenziali analizzate, quella con inserzione in orbita lunare alta e ri-accensione per il ritorno sulla Terra, e quella con inserzione e ripartenza nel punto L2 del sistema Terra-Luna.

4) Durata massima di missione: la capsula MPCV deve poter sostenere per un periodo non inferiore a 21 giorni un equipaggio di 4 persone. In questo caso la missione più impegnativa è quella con atterraggio sulla superficie lunare perché il tempo minimo di missione, comprendendo un periodo di attesa in orbita bassa terrestre e una manovra di rientro dall’orbita lunare, è quello indicato dal requisito. Tutti gli altri profili di missione hanno durate inferiori anche in caso di emergenze.

5) Massa di Orion: la capsula deve avere una massa al decollo non superiore a 33.340kg per il requisito iniziale.
Il valore deve comprendere il modulo abitativo, il modulo di servizio, l’adattatore con il vettore e il sistema di fuga, tutti completamente riforniti ed equipaggiati. Il requisito per la capacità “strategica” verrà definito quando il profilo di missione richiesto sarà anch’esso definito.

6) Capacità di recupero dell’equipaggio nominale: in caso di missione nominale il tempo per raggiungere e recuperare l’equipaggio al termine della missione non deve essere superiore alle due ore.
Il requisito è dimensionante per quanto riguarda la precisione di atterraggio richiesta e la capacità dei sistemi di raffreddamento dopo l’atterraggio all’interno della capsula. Tale requisito si traduce in una distanza massima delle navi di recupero rispetto al sito di ammaraggio di 20km. Per dimensionare i sistemi della capsula l’equipaggio è previsto rimanga all’interno della capsula vestito e con i visori sollevati, e sarà proibita la rimozione di guanti e caschi.

7) Sopravvivenza post-atterraggio: in caso di emergenza l’equipaggio deve poter sopravvivere all’interno della capsula con il portello chiuso e sigillato per almeno 24h.
Il requisito è considerato sufficiente per poter raggiungere la capsula a seguito di atterraggio di emergenza nella maggior parte dei siti possibili nel mondo. Non è richiesto il condizionamento della capsula per l’intero periodo ma sono richiesti ventilazione, comunicazioni e supporto vitale.

8) Capacità di ritorno di carichi a terra: tale requisito è applicabile solo alla capacità “strategica”, ovvero quella evoluta. I valori indicati non comprendono le attrezzature già a bordo alla partenza ma indicano i valori di massa aggiuntiva imbarcabile e trasportabile a Terra in missioni sulla superficie di altri corpi.
Per missioni di 2 o 3 astronauti di equipaggio il valore minimo è 250kg, mentre per un equipaggio di 4 il valore minimo scende a 100kg.

9) Modulo di servizio di Orion: il modulo di servizio deve poter eseguire manovre orbitali in maniera autonoma. Questa capacità non è richiesta nel livello di sviluppo iniziale.
Il modulo di servizio deve poter sostenere, come modulo propulsivo, missioni autonome con l’installazione di kit specifici che incorporino l’avionica necessaria e precedentemente studiata per essere installata nel modulo di comando.

10) Human rating: tutta l’architettura deve essere Human rated, ovvero certificata per l’utilizzo in missioni con equipaggio.
Essendo il sistema progettato per il supporto di persone a bordo, non solo i sistemi principali che già sono progettati per essere “human rated”, ma anche tutti quelli secondari e non direttamente legati al supporto vitale (come ad esempio i sistemi ombelicali sul pad di lancio o le infrastrutture di Terra in generale…) devono rispettare i requisiti definiti nei documenti specifici approvati.

11) Capacità di lancio del SLS: la capacità iniziale, o “Tactical”, è di 70ton di payload in LEO mentre quella “Strategic” minima del sistema evoluto è di 105ton. L’orbita di riferimento per la definizione di tali valori è quella di inserzione, ovvero -87 x 241 km a 28,5° di inclinazione.
Deve essere inoltre dimostrabile la possibilità di una successiva evoluzione almeno fino a 130ton con gli stessi parametri.

12) Dimensioni del payload di SLS: Il volume interno minimo iniziale per il fairing del SLS in versione cargo deve essere di 1291 mc, con un diametro minimo di 7,5m. L’evoluzione deve poter arrivare a 1651 mc con diametro di 9,1m. L’altezza deve inoltre rispettare i requisiti dettati dalle infrastrutture di assemblaggio a terra.

13) Precisione di inserimento orbitale: con un’orbita di riferimento di -87 x 241 km a 28,5° di inclinazione l’errore massimo deve essere il seguente:
+/- 18,5 km per il semiasse maggiore
+/- 14,8 km per l’apogeo
+/- 0,10° per il piano dell’orbita

14) Utilizzo del sistema come metodo alternativo di supporto alla ISS: nel caso altri sistemi non possano essere utilizzati per il supporto alla ISS, sia cargo che di equipaggio, il sistema deve essere in grado di farlo.
Questa non è intesa come capacità dimensionante in fase di progettazione, ma deve essere tenuta da conto come ipotesi di missione secondaria per il sistema.

15) Rateo di lanci: il sistema deve poter supportare un rateo iniziale, come requisito “Tactical”, di almeno un lancio ogni due anni, e un requisito evoluto di almeno 3 lanci ogni anno.
Il requisito massimo di 3 lanci per anno non è comunque richiesto come rateo sostenibile o come rateo di produzione, ma come capacità massima nel caso di necessità contingente oppure come requisito di missione specifica, avendo a disposizione solamente 120 giorni fa due lanci per le infrastrutture di terra.

16) Probabilità di perdita dell’equipaggio: il valore di Loss of Crew (LOC) minimo richiesto è allocato sia per MPCV sia per SLS con un valore statistico minimo ciascuno.
Per MPCV il valore deve essere di almeno 1 probabilità su 1400 in fase di lancio e ascesa.
Per SLS il valore deve essere di almeno 1 probabilità su 1550 sempre in fase di lancio e ascesa.
Per MPCV il valore per il resto della missione, compreso rientro e recupero, deve essere di almeno 1 probabilità su 1650.

17) Trasmissioni audio e video: il sistema deve essere in grado di trasmettere a terra comunicazioni audio e video.
Il Columbia Accident Investigation Board ha rivelato che la disponibilità di immagini e comunicazioni era fondamentale per un’analisi approfondita post-incidente.
Inoltre l’architettura deve poter trasmettere audio e video per motivi di ricerca tecnologica o scientifica, per motivi medici, per divulgazione ecc. Il sistema dovrà quindi comprendere immagini real-time esterne e interne, immagini “near-real-time” interne ed esterne e streaming disponibili.

Infine i seguenti sono i due requisiti aggiunti in quest’ultima revisione del documento, pubblicata a inizio 2014:

18) Payload secondari per SLS: il vettore dovrà essere in grado di trasportare e rilasciare almeno 154kg di payload secondari all’interno dell’adattatore di Orion. I singoli payload avranno una massa massima di 14kg ciascuno.

19) Payload secondari di MPCV: la capsula dovrà poter trasportare all’interno del modulo di servizio almeno 382kg di payload secondari. Gli specifici limiti di massa e volume per ciascun carico secondario saranno valutati sulla base della singola missione cui saranno destinati, considerando anche telemetria, potenza elettrica e interfacce necessarie.

Fonte: NASA