APPENDICE C

Esempi di Pluristadi Diamo qualche informazione sui pi famosi pluristadi realizzati finora. SATURNO V Quando gli USA nel 1961 presero la decisione di assumere la missione umana sulla Luna come punto focale del loro ampio programma di esplorazione dello Spazio, non esisteva un sistema propulsivo idoneo a tale scopo. Ci fu una sorta di banco di prova per quello che prese il nome di Saturno I che non aveva ancora mai volato. E tali prove misero in evidenza che esso non offriva nessuna speranza di poter spedire un equipaggio di tre persone sulla Luna a meno che non si pensasse di fare una mezza dozzina di lanci con il carico distribuito e puntare su perfette manovre di rendez-vouz che non erano all epoca mai state sperimentate. Questa era la situazione che determin lannuncio del 10 Gennaio 1962 secondo il quale la NASA avrebbe sviluppato un nuovo endoreattore, pi grande di qualsiasi altro allora esistente. Esso si sarebbe basato sul motore F-1 il cui sviluppo era iniziato gi nel 1958 e il motore J-2 il cui sviluppo era iniziato nel 1960. Il Saturno V quindi il pi grande lanciatore nel programma spaziale statunitense progettato e realizzato per uno scopo specifico ma destinato anche ad altre missioni. Il programma Saturno V stato il pi imponente sforzo intrapreso dagli USA nel settore dei propulsori spaziali ed anche il pi costoso. Il costo totale del programma incluso quello di produzione di 15 vettori stato, allepoca, di 7 miliardi di dollari. Descrizione del vettore Nel 1961 i progettisti del Marshall Center guidati da Werner Von Braun, decisero che un tristadio era la migliore configurazione sia per la missione lunare che in generale per altre missioni di esplorazione spaziale. Fu inoltre deciso di utilizzare componenti e tecniche gi collaudate nel programma Saturno I. Cos il terzo stadio del Saturno V (S-IVB) fu una evoluzione del secondo stadio del Saturno I (S-IV). E anche la strumentazione e il sistema di guida furono una evoluzione di quello del Saturno I. Ci per avere prodotti affidabili che portassero ad una riduzione dei costi. I motori usati per il primo e secondo stadio (F-1 e J-2 rispettivamente) furono invece di nuova concezione. Saturno V, inclusa la capsula Apollo misurava 364 feet di altezza. Il suo peso lordo al lancio era di circa 6.1 milioni di libbre. Il primo stadio ha una massa di 300000 libbre, un diametro di 33 feet e un altezza di 138 feet. Esso propulso da 5 motori F-1 che generano una spinta di 7.5 milioni di libbre. Il booster brucia 203000 galloni di RP-1 e 331000 galloni di ossigeno liquido per un tempo di funzionamento di 2.5 minuti. Il secondo stadio propulso da 5 motori J-2 che generano una spinta di un milione di libbre. Esso ha un diametro di 33 feet e un peso di 95000 libbre a secco e pi di un milione di libbre a pieno carico. Esso brucia circa 260000 galloni di idrogeno liquido e 83000 galloni di ossigeno liquido per un tempo di funzionamento pari a 6 minuti. 53

Il terzo stadio propulso da un solo motore J-2. Esso ha un diametro di 21 feet e 8 inches e un altezza di 58 feet e 7 inches. Un diaframma collega il diametro del secondo stadio a quello molto pi piccolo del terzo stadio. Il peso a vuoto del terzo stadio di 34000 libbre mentre il peso comprensivo del propellente di 262000 libbre. Un singolo J-2 sviluppa una spinta di 225000 libbre. Il tempo di funzionamento 2.75 minuti per la prima accensione e 5.2 minuti per linserimento nella traiettoria di trasferimento verso la Luna. I dati citati sono ricapitolati nella Figura VI.6

Figura VI.6 La strumentazione al di sopra del terzo stadio. Lunit pesa 4500 libbre e contiene la scatola elettronica che controlla l accensione e lo spegnimento del motore, il controllo e altri comandi necessari alla missione. Il diametro di questa unit di 21 feet e 8 inches e un altezza di 3 feet.

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Direttamente sopra lunit strumentale collocata la capsula Apollo. Essa consiste di un modulo lunare, un modulo di servizio, un modulo di comando e il sistema di lancio. L altezza totale di circa 80 feet.

Tipica missione di atterraggio lunare

Caricati i propellenti, i tre astronauti prendono posto e effettuano il controllo di tutti gli equipaggiamenti. Alla fine del countdown i 5 motori F-1 del primo stadio vengono accesi e producono la spinta sufficiente a far partire il gigantesco vettore. Ha cos inizio il viaggio verso la Luna. Laccelerazione di 4.5 volte quella di gravit terrestre. Dopo 2.5 minuti sono stati consumati 4.492.000 libbre di propellente e il vettore si trova a 38 miglia di quota. Vengono accesi i 5 J-2 del secondo stadio. La velocit in questo istante di 5330 miglia/ora. Essi funzionano per 6 minuti e portano lApollo ad una quota di circa 115 miglia e ad una velocit di 15300 miglia/ora. Dopo lo spegnimento il secondo stadio viene sganciato e cade nell Atlantico ad ovest dellAfrica. Ora si accende il motore del terzo stadio per la prima volta. Esso rimane acceso per 2.75 minuti e porta la velocit al valore della velocit orbitale di 17500 miglia/ora. Il veicolo, con il terzo stadio attaccato rimane in orbita per un tempo di 12 minuti dal lancio.

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Gli astronauti sono ora in orbita di parcheggio in attesa che si verifichino le condizioni giuste per la successiva fase verso la Luna. Nel preciso momento in cui deciso linizio della traiettoria translunare, viene riacceso il motore J-2. Durante i 5 minuti di funzionamento esso accelera il veicolo dalla velocit di 17500 miglia/ora alla velocit di 24500 miglia seguendo una traiettoria che porta gli astronauti ad orbitare intorno alla Luna. A questo punto gli astronauti fanno ruotare la capsula e la agganciano al modulo lunare. Dopo laggancio il modulo lunare viene eiettato dal terzo stadio che viene quindi abbandonato. Si conclude cos la missione del Saturno V. Il modulo di comando rimane in orbita mentre il modulo lunare effettua la discesa sulla Luna usando propri retrorazzi. La manovra di ritorno avviene mediante aggancio del modulo lunare al modulo di comando, trasferimento degli astronauti nel modulo di comando e abbandono del modulo lunare. Il solo modulo di comando rientra nellorbita terrestre dove ad opera di paracadute ammara nellAtlantico. Il rivestimento della capsula in materiale ablante sopporta limpatto con latmosfera e protegge equipaggio e strumentazioni. La capsula viene recuperata dalla Marina militare.

ARIANE 5

M a in D a ta H e ig h t* D ia m ete r L ifto ff mas s* * P ay lo ad mas s* * *

A ria ne 5 G 4 6 to 5 2 m up to 5 .4 m 7 4 6 to n n es 6 to n n es G TO 9 .5 to n n es S S O

Fin da quando diventato operativo, Ariane 5 stato utilizzato per la messa in orbita di satelliti per comunicazioni, osservazione della Terra e ricerche scientifiche. Affinch Ariane 5 potesse utilizzare il sito di lancio europeo di Kourou nella Guyana francese, ESA ha costruito l nuovi impianti per assemblare i boosters solidi e per produrre sul posto parte dei propellenti solidi da utilizzare. Ariane 5 pu lanciare satelliti in orbita geostazionaria, media e bassa intorno alla Terra e in orbite eliosincrone. 56

Esso, in tutte le versioni essenzialmente costituito da uno stadio principale criogenico (EPC), due boosters a propellente solido (EAP) e uno stadio superiore a propellenti conservabili (EPS). Nel corso degli ultimi anni sono state apportate alcune importanti modifiche alla primitiva versione di Ariane 5 su un numero limitato di lanciatori che hanno preso il nome di Ariane 5 Generic Plus. Le modifiche riguardano: Lintroduzione di un ugello pi leggero sui boosters Una modifica dello stadio superiore (EPS) consistente in un aumento della capacit dei due serbatoi di MMH e una variazione nel rapporto di miscelamento. Modifiche nei materiali utilizzati , nel sistema di separazione degli stadi al fine di ridurre le sollecitazioni che insorgono durante la fase di separazione, e anche nei componenti elettrici. Queste modifiche hanno comportato un incremento di 150 Kg nel carico utile trasferibile in orbita geostazionaria Evoluzioni di Ariane 5 Verso la met degli anni 90 sono state apportate ulteriori modifiche al vettore per aumentarne le capacit di lancio in orbita geostazionaria. Si cos giunti alla definizioni di tre versioni del lanciatore Ariane 5: Ariane 5 GS Ariane 5 ECA Ariane 5 ES ATV

ARIANE 5 GS Main data Height Diameter Liftoff mass * Payload mass ** Ariane 5 GS up to 47 m up to 5.4 750 tonnes 6.7 tonnes

*double launch ** into Geostationary Transfer Orbit (GTO) Ariane 5 GS la versione pi recente del lanciatore prodotta dopo la fine della serie Ariane Generic Plus. Questa versione integra molti elementi recentemente prodotti nellambito dello sviluppo di Ariane 5 ECA e Ariane 5 ES ATV. Essa include: Boosters EAP con pi propellente nel segmento S1 Equipaggiamenti elettrici identici a quelli prodotti per Ariane 5 ECA Lo stadio superiore EPS caricato con 300 Kg di propellente in pi

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Lo stadio principale (EPC) usa un motore Vulcain 1B che fornisce una spinta di 1100 KN E stato prodotto un limitato numero di Ariane 5 GS e saranno lanciati nei prossimi 2 anni. Il primo lancio di Ariane 5 GS stato effettuato con successo l11 Agosto 2005.

Boosters (EAP)

I boosters di Ariane 5 sono i pi grandi razzi a propellenti solidi mai prodotti in Europa Essi hanno una massa strutturale pari a 37 ton e sono alti 31 m con un diametro di 3 m. Ciascun booster (detto EAP dal francese Etage dacceleration poudre) pu contenere 238 ton di propellente. Entrambi danno una spinta di 11000 KN, grosso modo il 92 % della spinta totale al lancio.

Ogni EAP costituito da tre segmenti aventi un involucro di acciaio riempito di propellente, uniti fra loro. Il segmento di testa caricato con 23.5 tonnellate di propellente a Colleferro (Italia) mentre gli altri due segmenti sono caricati di propellente nellimpianto di produzione a Kourou. Il segmento mediano contiene 107.5 tonnellate di propellente ed il terzo ne contiene 107. Sebbene linvolucro sia spesso solo 8 mm, tali razzi possono sopportare pressioni di 64 bar. Dopo larrivo del segmento di testa dallItalia, i boosters sono assemblati e ancorati allo stadio principale criogenico. Alla base di ciascun booster collegato un ugello lungo 3.8 metri. Questo ha la possibilit di ruotare fino a 7 intorno al suo asse mediante un attuatore al fine di variare la direzione della spinta. Il diametro dellugello, a campana, di 3.1 metri. Dopo circa 12 secondi dal lancio, ad una quota di 60 Km, una carica pirotecnica sgancia i boosters e razzi di separazione allontanano Ariane 5 dai boosters che continuano la loro traiettoria per altri 100 Km prima di cadere nell Oceano Atlantico a circa 450 Km dal sito di lancio. Ogni tanto, quando le prestazioni del lanciatore lo permettono, i boosters vengono dotati di paracadute e sono recuperati allo scopo di esaminarli e verificare la corrispondenza del comportamento dello stadio con le previsioni.

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Il ritardo allaccensione del propellente di 50 millisecondi. La velocit di regressione di circa 7.5 mm/s. LImpulso specifico di 262 s, la massima pressione di 64 bar e la spinta di 5400 KN. La portata di gas espulsa di 2 tonnellate al secondo. I propellenti sono costituiti da: Perclorato dammonio come ossidante Polibutadiene come riducente e sostegno Polvere di alluminio come additivo riducente Limpianto di produzione sito nella base di lancio gestito da una societ Italo-francese (REGULUS).

Motore Vulcain Il motore Vulcain il risultato di pi di 30 anni di sviluppo tecnologico nella propulsione liquida criogenica. Esso costituisce un programma grandioso in se stesso e richiede un quarto dellintero investimento fatto per lo sviluppo di Ariane 5. Ben 40 compagnie europee, coordinate dalla francese Snecma Moteurs partecipano al programma. Idrogeno e ossigeno liquidi sono, come noto, la coppia che fornisce il massimo calore di reazione per unit di massa ma hanno un grande problema: il mantenimento del loro stato liquido che si ottiene a circa 20K per lidrogeno e a circa 90K per lossigeno. Quindi necessaria una struttura resistente e materiali speciali. Fino al 2005 le prestazioni del vettore sono cambiate enormemente. Il prototipo Ariane del 1964 sviluppava una spinta di 10 KN mentre la prima versione del motore Vulcain pu sviluppare una spinta di 1150 KN nel vuoto. Lultima versione del Vulcain sviluppa una spinta di 1300 KN. Questo progresso stato ottenuto con limpiego di una potente e compatta turbopompa che permette di realizzare elevate pressioni in camera e che ha la capacit di sopportare temperature molto diverse fra loro; basta pensare che l idrogeno ad una temperatura di circa 20 K mentre a soli 50 cm di distanza c la camera di combustione allinizio della quale c gi una temperatura di 1700 K.

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Il motore Vulcain il componente pi avanzato tecnologicamente del vettore Ariane 5. Esso contribuisce a fornire l8 % della spinta totale al lancio e al 100 % della spinta totale nella fase successiva alla separazione dei boosters e prima dellaccensione dello stadio superiore. Il Vulcain alto 3 m ed ha un diametro di 1.76 m e un peso di 1686 Kg. Esso ha due turbopompe ad elevato numero di giri che sospingono i propellenti criogenici nella camera di combustione con un valore di portata pari a 235 Kg/s. La pompa dellossigeno liquido opera ad una velocit di 13600 giri al minuto ed ha una potenza di 3 MW. Quella dellidrogeno gira ad una velocit di 34000 giri al minuto ed ha una potenza di 12 MW. La portata di idrogeno di 41.2 Kg/s Nella sequenza di lancio il motore Vulcain acceso da tre cariche pirotecniche sulla rampa di lancio. Poi, una volta accertato che il motore funziona bene, 6 secondi dopo laccensione, vengono accesi i boosters a propellenti solidi. In una tipica missione di trasferimento geostazionario, il Vulcain ha un tempo di funzionamento di quasi 10 minuti. Durante la salita, lugello pu essere orientato per controllare la traiettoria di lancio.

ARIANE 5 ECA

Main data Height Diameter Liftoff mass* Payload mass**

Ariane 5 ECA up to 52 m up to 5.4 m 780 tonnes 9.6 tonnes

* Double launch ** Into Geostationary Transfer Orbit (GTO)

Lultima versione di Ariane 5, Ariane 5 ECA progettato per linserimento in orbita geostazionaria di un carico utile fino a 9.6 tonnellate. Pertanto Ariane 5 ECA pu inserire in orbita geo, con un solo lancio, due grandi satelliti. Questa nuova versione di Ariane 5 aiuter lEuropa a mantenere la competitivit nel settore del trasporto spaziale commerciale offrendo al cliente la possibilit di lanciare un pi ampio range di satelliti pi pesanti riducendo cos i costi di produzione del lanciatore.

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ARIANE 5 ECA Nuovi elementi Ariane 5 ECA ha aumentato la capacit di lancio di Ariane 5 GS. Sebbene esso abbia la stessa architettura, alcune modifiche sono state apportate ai motori per aumentarne la spinta e renderlo capace di trasportare maggiori carichi paganti in orbita. Boosters (EAP) Il segmento superiore dei boosters (EAP) di Ariane 5 ECA (noto come segmento S1) trasporta il 10% in pi di propellente, approssimativamente 2.5 tonnellate. Questa massa di propellente in pi comporta in Ariane 5 ECA una spinta di 500 KN in pi nei primi 20 s dopo il distacco. Questo significa che la coppia di boosters sviluppa alla partenza una spinta di 13000 KN, quasi 10 volte il valore di spinta fornito dal motore dello stadio centrale. I boosters sono inoltre forniti di un nuovo ugello che ha minori componenti ed pi facile ed economico da produrre. Stadio principale (EPC) e motore Vulcain 2 Anche il motore Vulcain stato modificato per la versione Ariane 5 ECA. Esso stato modificato in modo da fornire un incremento di spinta pari al 20 % fino ad un valore di 1370 KN. Questa nuova versione chiamata Vulcain 2 e opera con una pressione leggermente pi alta in camera e un rapporto di miscelamento pi ricco di ossigeno del 20% rispetto al Vulcain 1. Per questo cambiamento nella portata di ossigeno fornita si reso necessario utilizzare una nuova turbopompa. Le aumentate prestazioni della turbopompa si riflettono anche sul funzionamento del motore Vulcain 2 alle alte quote e quindi aumentano le capacit di trasferimento in orbita geostazionaria di Ariane 5. Per contenere la aumentata massa di Ossigeno, stata aumentata la capacit del relativo serbatoio di 16 tonnellate. Ci stato realizzato spostando il diaframma di separazione fra il serbatoio dellossigeno e quello dellidrogeno e rinforzando gli elementi strutturali. I nuovi dati relativi allo stadio EPC della versione Ariane 5 ECA sono i seguenti: Massa totale di Ossigeno liquido: 150 tonnellate Massa totale di Idrogeno liquido: 25 tonnellate

Lo stadio EPC opera per circa 540 s. Esso realizza anche il controllo intorno allasse (roll) durante la sua fase propulsa. Alla fine del suo tempo di funzionamento la quota raggiunta di 160 o 210 Km a seconda della traiettoria prevista dalla missione. A tale quota lo stadio EPC viene sganciato e si perde nellAtlantico ARIANE 5 ES ATV La versione ES ATV di Ariane 5 stata progettata per collocare il veicolo ESA ATV (Automated Transfer Vehicle) in un orbita circolare a 260 Km inclinata di 51.6. Da questa orbita, con un proprio sistema propulsivo, pu raggiungere la Stazione Spaziale Internazionale e dare un supporto logistico a questultima.

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Il primo volo di Ariane 5 ES ATV programmato per il 2007 con la prima missione ATV (Giulio Verne) per la ISS. Ariane 5 ES ATV derivato dalle versioni Ariane 5 G plus e Ariane 5 ECA. Esso utilizza gli stessi boosters e lo stesso stadio criogenico di Ariane 5 ECA ma ha un involucro (VEB) contenente uno stadio EPS con propellenti conservabili e riaccendibili e il modulo ATV. L aggiunta di tale stadio incrementa notevolmente le capacit di missione di Ariane 5. La prima accensione di EPS avviene immediatamente dopo la separazione dello stadio criogenico (EPC). Dopo il suo spegnimento, linsieme VEB-EPS-ATV inizia un volo balistico per circa 45 minuti alla fine dei quali si ha una seconda accensione per una breve durata prima che ATV si separi e sia inserito nellorbita della ISS. Una terza ed ultima accensione allora effettuata per permettere al modulo VEB-EPS di rientrare nellatmosfera terrestre dove viene distrutto. Il modulo ATV rifornir la ISS con acqua, aria, azoto, ossigeno e propellente per il controllo dassetto. Esso sar usato anche per rimuovere rifiuti dalla ISS e per rimettere in assetto la ISS compensando le perdite di energia dovute alla resistenza aerodinamica e alle forze di gravit.

Main data Height Diameter Liftoff mass

Ariane 5 ES ATV up to 53 m up to 5.4 m 760 tonnes

Payload mass* up to 21 tonnes *Low Earth orbit (260 x 260 km, 51.6 di inclinazione)

VEGA Sebbene ci sia una crescente tendenza per satelliti sempre pi grandi, c ancora la necessit di piccoli lanciatori per inserire, in modo economico, satelliti dai 300 ai 2000 Kg in orbite polari e in orbite LEO usate per molte missioni scientifiche e di osservazione terrestre. 62

La risposta europea a queste necessit il vettore Vega, il nome della seconda pi luminosa stella dellemisfero settentrionale. Vega permetter un accesso allo spazio pi facile, pi veloce e pi economico. I costi sono stati contenuti in quanto sono state usate tecnologie a basso costo e si sono utilizzati per Vega impianti gi esistenti e utilizzati per lanciatori Ariane. Vega stato progettato come un pluristadio con tre stadi a propellenti solidi con uno stadio addizionale a propellenti liquidi per il controllo dassetto, le manovre orbitali e il rilascio dei satelliti. Bench sia classificabile come un piccolo lanciatore, Vega sar capace di trasferire moleplici carichi paganti in orbita. Lo sviluppo di Vega iniziato nel 1998. Il primo lancio previsto per il 2007 dalla base francese di Kourou dove sono state adattate allo scopo gli impianti utilizzati per il lancio di Ariane 1. .

Main Data Height Diameter Liftoff mass

Vega B 30 m 3m 137 tonnes

Payload mass* 1500 kg * Launch in circular orbit, 90inclination, 700 km

VEGA un tristadio con possibilit di aggiungere un quarto stadio con compiti particolari.Primo stadio (P80) Main data Height Diameter Propellant mass Thrust (max) Nozzle expansion ratio Burn time P80 10.5 m 3m 88 tonnes 3040 kN 16 107 s

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Il primo stadio, il P80, un razzo a propellenti solidi e introduce tecnologie avanzate a basso costo che possono essere utilizzate in future evoluzioni di Ariane 5. Le nuove tecnologie consistono principalmente in: Un involucro di grafite epossidica lavorata con la tecnica del filament winding del diametro di 3 m Una gomma di bassa densit per le protezioni termiche Un basso contenuto di legante e un elevata percentuale di polvere di alluminio nel combustibile (HTPB 1912) Una architettura dellugello molto semplice che usa carbonfenolo a basso costo e leggero. Una scatola consumabile per laccenditore. Un sistema di controllo della spinta elettromeccanico che usa batterie al litio.

Secondo stadio (Zefiro 23)

Main data Height Diameter Propellant mass Thrust (max) Burn time

Zefiro 23 7.5 m 1.9 m 23.9 tonnes 1200 kN 71.6 s

Nozzle expansion ratio 25

Lo Zefiro 23 derivato da un razzo a propellenti solidi di 16 tonnellate (Zefiro 16) che ha gi avuto tre prove di fuoco concluse con successo.Il motore Zefiro 23 adotta le stesse soluzioni tecniche e gli stessi propellenti del P80. Terzo stadio (Zefiro 9)

Main data Height Diameter Propellant mass Thrust (max) Burn time

Zefiro 9 3.85 m 1.9 m 10.1 tonnes 313 kN 117 s

Nozzle expansion ratio 56 Stesso discorso per il terzo stadio. Cambiano le dimensioni e le prestazioni ma le soluzioni tecniche e i propellenti sono gli stessi dei primi due stadi.

Quarto stadio: AVUM (Attitude and Vernier Module) 64

Main data Overall height Diameter Propellant mass Max engine thrust

AVUM 1.74 m 1.9 m 550 kg 2450 N

Vacuum specific impulse 315.2 s

Questo stadio completamente diverso dagli altri. Esso composto da un motore principale bipropellente a UDMH/NTO con capacit di riaccensione e un sistema di controllo dassetto a gas freddi, basato su un cluster di tre motori, ognuno con una spinta di 50 N. LAVUM ha le seguenti funzioni: controllo del movimento rotatorio durante il funzionamento del secondo, terzo e quarto stadio controllo dassetto durante la fase di transizione fra lo spegnimento di un motore e laccensione del successivo correzione della velocit assiale necessaria per compensare lerrore fatto nella stima delle performance del motore a solidi generare il richiesto incremento di velocit per passare dallorbita ellittica a quella circolare provvedere alle manovre di rilascio del carico utile

IL PROGRAMMA SOYUZ La navicella Soyuz La navicella Soyuz pu essere considerata come esponente principale di una intera

generazione di navicelle. Le prime Soyuz (dalla 1 alla 11, cio dal 1967 al 1971) rappresentarono una prima generazione di navicelle: trasportavano un equipaggio di tre persone senza tuta spaziale, e si distinguevano dalle successive navicelle per i pannelli solari ripiegabili e l'utilizzo di un sistema di navigazione automatico di aggancio (Igle), che richiedeva l'uso di particolari antenne. Le prime nove non avevano il pannello interno, cos il trasferimento dell'equipaggio su un modulo orbitale (ad esempio le stazioni spaziali Salyut) dovevano avvenire con la tuta spaziale. La seconda generazione di navicelle Soyuz (dalla 12 alla 40, cio dal 1973 al 1981)

bench utilizzasse ancora il sistema Igle, non aveva pi i pannelli solari, ma utilizzava una batteria. L'equipaggio ora poteva portare la tuta spaziale, ma il numero di membri fu ridotto da tre a due. La Soyuz-ASTP (Apollo Soyuz Test Project) serv come ponte tecnologico alla

navicella spaziale Soyuz-T di terza generazione (1976-1986). Queste utilizzavano dei rivoluzionari pannelli solari piatti e potevano trasportare tre persone con la tuta spaziale.

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Le navicelle Soyuz-TM di quarta generazione (1986-2003) furono utilizzate per i voli

da e per la srazione spaziale MIR. Quest'ultime si distinguevano dalle precedenti per un nuovo sistema di navigazione automatico di aggancio, il Kurs (tradotto corso). Le Soyuz-TMA (dal 2003) rappresentano l'ultima generazione di navicelle Soyuz, e

sono state concepite per traghettare l'equipaggio fino alla Stazione Spaziale Internazionale. Le navicelle Soyuz sono state lanciate da razzi Soyuz. Il lanciatore Soyuz Il razzo Soyuz il cavallo da fatica delle missioni spaziali russe abitate ed stato usato per questo scopo pi a lungo di qualsiasi altro razzo. Gi nel 1950 esso inizi a trasportare cosmonauti nello spazio e poi alle stazioni spaziali Salyout e MIR. Attualmente lunico mezzo disponibile per il trasporto di equipaggi per e dalla ISS. Per essere certi che la Soyuz sar capace di realizzare queste missioni da una base di lancio europea, le infrastrutture debbono essere progettate in modo da poter essere facilmente adattate a lanci per missioni abitate.

Il lanciatore Soyuz un razzo sviluppato dalla Korolev Design Bureau (URSS) per il trasporto della navetta Soyuz e fa parte del programma Soyuz. Tuttavia un razzo che pu essere utilizzato come lanciatore generico e quindi pu essere utilizzato anche per altri scopi incluso il lancio delle navette Progress e per realizzare lanci commerciali gestiti dalla TSeEsKAbe e dalla Starsem company. I lanciatori Soyuz partono dal Cosmodromo 66

di Baikonur in Kazakhstan e dal Cosmodromo di Plesetsk nel nordovest della Russia. I razzi sono prodotti a Samara in Russia. Il lanciatore venne prodotto nel 1966 e derivava dai razzi Vostok che a loro volta erano basati sui razzi 8K74 noti anche come R-7a un missile balistico intercontinentale. Inizialmente era prodotto come razzo a tre stadi con lo stadio superiore chiamato Block I. Successivamente la variante Molniya venne prodotta con quattro stadi ed era in grado di immettere i satelliti in orbite molto ellittiche. Un altra variante era il Soyuz-U. La produzione del Soyuz ebbe un picco tra gli anni 60 e 80 quando divenne il lanciatore pi utilizzato al mondo con pi di 850 lanci con lo stesso modello di razzo. Il razzo basato su un modello molto vecchio ma anche molto affidabile ed economico, due condizioni molto apprezzate dai clienti commerciali.

Motori del lanciatore Soyuz

Nei primi anni 90 si iniziato il progetto per ammodernare il lanciatore Soyuz ridisegnandolo con un Fregat a quattro stadi. Il motore Fregat venne sviluppato dalla NPO Lavochkin basandosi sul modello della sonda Phobos. Sebbene lAgenzia Spaziale Russa e il Ministero della Difesa Russo avessero firmato un contratto nel 1993 per il Rus (da russificazione e ammodernamento del Soyuz) decisero in seguito di cambiarne il nome in Soyuz 2. Successivamente il progetto venne abbandonato per scarsit di fondi. Nel giugno del 1996 venne creata la Starsem, dalla societ arrrivarono i fondi per creare una variante meno ambiziosa del precedente progetto la Soyuz-Fregat detta anche Soyuz U/Fregat. Questa variante era un Soyuz U leggermente modificato con un quarto stadio della Fregat. La variante era in grado di trasportare in orbita geostazionaria fino a 1350 kg di carico utile. Nell'aprile del 1997 Starsem ottenne un contratto dall' Agenzia Spaziale Europea per lanciare con due razzi Soyuz-Fregat i quattro satelliti del programma Cluster. Prima di aver introdotto il nuovo modello di lanciatore Starsem lanci 24 satelliti della costellazione Globalstar in 6 lanci utilizzando lo stadio riutilizzabile Ikar tra il 22 Settembre 1999 e il 22 Novembre 1999. Dopo i test per il nuovo lanciatore svoltisi il 9 Febbraio e il 20 Marzo 2000 vennero lanciati i satelliti Cluster il 16 Giugno 2000 e il 9 Agosto 2000 . Un altro razzo Soyuz-Fregat lanci la missione Mars Express da Baikonur nel giugno 2003. Ora il lanciatore Soyuz-Fregat viene utilizzato per trasportare carichi commerciali. Si sta sviluppando il successore del lanciatore Soyuz-Fregat chiamato Soyuz/ST (o Soyuz 2) che sar dotato di un nuovo sistema di guida digitale e e di un terzo stadio molto modificato e dotato di un nuovo motore. Il primo sviluppo del Soyuz-2 chiamato Soyuz-2-1a dotato del sistema di guida digitale e del terzo stadio modificato ma non dei nuovi motori partito il 4 Novembre 2004 da Plesetsk per un volo suborbitale. La versione completa del Soyuz-2 (Soyuz-2-1b) previsto che effettui il primo volo per la fine del 2006 dal Cosmodromo di Baikonur. 67

Il lungo successo dei lanci Soyuz stato interrotto il 15 Ottobre 2002 quando un Soyuz U lanciando un satellite Foton-M1(Foton-13) da Plesetsk esplose dopo 29 secondi dalla partenza. Una persona mor e otto furono ferite. Un altro fallimento si ebbe il 21 Giugno 2005 durante il lancio di un satellite di comunicazione militare Molniya dal sito di lancio di Plesetsk. Il lancio utilizzava un razzo Soyuz a quattro stadi chiamato Molniya-M. Il volo termin sei minuti dopo la partenza quando il terzo stadio non si accese o il secondo stadio non si separ dal terzo. Il secondo e terzo stadio del razzo si schiant nella regione di Tyumen in Siberia. Tuttavia non bisogna dimenticare che 274 lanci del Soyuz sono avvenuti correttamente.

Nella seconda met del 2008 un lanciatore Soyuz partir dalla base europea nella Guiana francese. Sar un avvenimento storico, sar la prima volta che un vettore Soyuz partir da una base diversa da Baikonur o da Plesetsk e segner un pietra miliare nel piano di cooperazione strategica fra Europa e Russia nel settore dei lanciatori. La decisione di sviluppare le infrastrutture della base di Kourou per renderle adatte ai lanci di vettori Soyuz nel reciproco interesse europeo e russo ed giustamente sovvenzionata dalla Comunit europea.

Le prestazioni dei lanciatori Soyuz, un lanciatore di classe media, infatti sono perfettamente complementari a quelle dei lanciatori Ariane e Vega e completano l offerta europea di lanciatori per il mercato commerciale. La versione che sar utilizzata nella base europea la versione chiamata Soyuz ST. Esso lultima versione di un lanciatore che 40 anni fa ha lanciato lo Sputnik, il primo satellite lanciato nello spazio e lastronauta Yuri Gagarin. Lattuale Soyuz, lanciata da Kourou capace di trasferire un carico pagante di 3 tonnellate in orbita geostazionaria, contro le 1.7 tonnellate che possono essere lanciate da Baikonur in Kazakhstan. Primo Stadio Il primo stadio composto da quattro razzi conici contenenti carburante liquido collegati al cuore del secondo stadio. Ogni razzo ha un motore indipendente. Statistiche (per ognuno dei quattro razzi)

44.5 tonnellate massa totale 39.2 tonnellate di propellente 3,784 kg peso a secco 2.68 metri diametro 19.6 metri lunghezza Motori o Soyuz e Soyuz-U RD-107 Spinta 813 kN alla partenza Spinta 991 kN a vuoto Specific impulse 245 secondi alla partenza 68

Specific impulse 310 secondi nel vuoto Pressione camera 58.5 baro

Soyuz-ST RD-117 Spinta 838 kN alla partenza Spinta 1021 kN a vuoto Specific impulse 245 secondi alla partenza Specific impulse 310 secondi nel vuoto Pressione camera 58.5 bar

Secondo stadio Il secondo stadio formato da un singolo elemento normalmente cilindrico con un motore alla base. Questo stadio si collega alla testa del lanciatore.

105.4 tonnellate massa totale 95.4 tonnellate di propellente (210,000 lb) 96.4 tonnellate peso propellente Soyuz-U2 con propellente Syntin (212,000 lb) 6,875 kg peso a secco 28 metri lunghezza 2.95 metri diametro Motore: o Soyuz e Soyuz-U RD-108 Spinta 779 kN alla partenza Spinta 997 kN nel vuoto Specific impulse 264 secondi alla partenza Specific impulse 311 secondi nel vuoto Pressione camera 51 bar o Soyuz-U2 con combustibile Syntin RD-108 Spinta 811 kN alla partenza Spinta 1009 kN nel vuoto Specific impulse 264 secondi alla partenza Specific impulse 311 secondi nel vuoto Pressione camera 51 bar o Soyuz-ST RD-118 Spinta 792 kN alla partenza Spinta 990 kN nel vuoto Specific impulse 264 secondi alla partenza Specific impulse 311 secondi nel vuoto Pressione camera 58.5 bar

Terzo stadio Vi sono due varianti del primo stadio, il Block I e Improved Block-I (usato nel Soyuz-2-1b).

25.2 tonnellate massa totale 21.4-22.9 tonnellate di propellente 2355 kg peso a secco 69

6.7 metri lunghezza 2.66 metri diametro Motore: o Block I RD-0110 Spinta 298 kN Specific impulse 330 sec Pressione camera 68 baro

Improved Block I RD-0124 Spinta 294 kN Specific impulse 359 sec Pressione camera 162 bar

Quarto stadio (Fregat) Lo stadio superiore Fregat un motore autonomo e flessibile progettato per operare come un veicolo orbitale. Esso incrementa le capacit del tristadio Soyuz che pu cos accedere a tutti i tipi di orbite: MEO,SSO,GTO,fuga. Lo stadio Fregat si serve di componenti e tecniche gi collaudate in altri sistemi in modo da aumentare laffidabilit e leconomicit del sistema stesso. Lo stadio Fregat molto simile (non a caso!) al 4 stadio AVUM del VEGA. Lo stadio consiste di 6 contenitori sferici (4 per i propellenti e 2 per lavionica) messi in circolo. Lo stadio indipendente dai tre stadi inferiori avendo un proprio sistema di guida, navigazione, controllo, di puntamento e telemetria. Lo stadio utilizza propellenti conservabili (UDMH/NTO) e pu essere riacceso fino a 20 volte in volo rendendo possibili missioni complesse. Esso provvede anche alla stabilizzazione del veicolo sui tre assi.

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