Re: Skylon & Sabre

**Giwa** Donateur Messages : 12677 Inscrit le : 15/04/2006

Un article sur Le Point .fr

Partir en Australie... en 4 heures d'avion

… et un peu plus tard dans l’Espace !

Le gouvernement britannique investi 60 millions de livres dans le développement du SKYLON:

http://www.esa.int/Our_Activities/Technology/ESA_test_opens_way_to_UK_spaceplane_engine_investment

L'investissement de 60 millions, versées par l'Agence spatiale britannique, soutiendra les améliorations techniques menant à la construction d'un prototype du moteur SABRE

yoann a écrit:Le gouvernement britannique investi 60 millions de livres dans le développement du SKYLON:

http://www.esa.int/Our_Activities/Technology/ESA_test_opens_way_to_UK_spaceplane_engine_investment

L'investissement de 60 millions, versées par l'Agence spatiale britannique, soutiendra les améliorations techniques menant à la construction d'un prototype du moteur SABRE

Cette somme sera -t-elle versée à REACTION ENGINES LTD pour le développement uniquement du moteur hybride SABRE ou l'avion aérospatial SKYlON dans son ensemble?

Et voici le manuel d'utilisation du Skylon :bounce1:
http://www.reactionengines.co.uk/tech_docs/SKYLON_Users_Manual_Rev_2.1.pdf
Depuis un site de lancement équatorial, l'engin emporterait jusqu'à 15 t à 300 km.
Le document décrit aussi différentes configurations/modules suivant les charges à lancer.

lambda0 a écrit:Et voici le manuel d'utilisation du Skylon :bounce1:
http://www.reactionengines.co.uk/tech_docs/SKYLON_Users_Manual_Rev_2.1.pdf
Depuis un site de lancement équatorial, l'engin emporterait jusqu'à 15 t à 300 km.
Le document décrit aussi différentes configurations/modules suivant les charges à lancer.

Il ne reste plus qu'à le construire... :roll:

Certes, ils doivent déjà construire le prototype du moteur et le faire fonctionner, c'est pour cela qu'ils ont des financements pour l'instant, l'engin lui-même reste assez conceptuel.

lambda0 a écrit:Certes, ils doivent déjà construire le prototype du moteur et le faire fonctionner, c'est pour cela qu'ils ont des financements pour l'instant, l'engin lui-même reste assez conceptuel.

Tout d'abord le faire fonctionner sur place au banc d'essai, puis sur un avion porteur en haute altitude.

En tout cas s'il voit le jour, quel progrès majeur !

lambda0 a écrit:Certes, ils doivent déjà construire le prototype du moteur et le faire fonctionner, c'est pour cela qu'ils ont des financements pour l'instant, l'engin lui-même reste assez conceptuel.

Ce qui est "marrant" c'est que c'est un des rares porjets ou la charge utile augment avec le temps! Est ce du a des première hypothèses conservatives ou alors à de l'optimise de plus en plus poussé pour obtenir de l'argent? :lolnasa:

... Au passage, c'est les anglais et non pas l'Europe qui paye... Dans le contexte actuel, c'est pas bon signe pour les "continetaux".

Le projet est passe en phase 3a en janvier:

http://sen.com/news/skylon-spaceplane-s-inventor-sees-busy-spaceports-coming-soon

extrait (traduction foireuse)

Spoiler:

**Pline** Messages : 1136 Inscrit le : 06/05/2009 Age : 69 Localisation : Gap

Lorsque je refais le calcul il me semble que Skylon a les pattes un peu courtes pour se mettre en orbite

Masse en orbite : environ 70 tonnes (source doc Skylon)
Masse au moment de la bascule propulsion aérobie / anaérobie : 300 tonnes (source doc Skylon)
Impulsion spécifique en phase anaérobie : 4,5 km/s (source doc Skylon)
Delta V obtenu en phase anaérobie : 6,5 km/s (calculé)
Vitesse au moment du passage en phase anaérobie : 1,5 km/s à une altitude de 28 km (source doc Skylon)

Delta V total : 8 km/s

Mais
- on compte normalement 9,3 km/s pour se mettre en orbite car il faut tenir compte tenu des forces de gravité et de la trainée atmosphérique. On peut faire une impasse partielle sur la trainée atmosphérique (le moteur fusée démarre à 28 km d'altitude) mais est ce que cela suffit pour enlever 1,3 km/s
- une impulsion spécifique de 4,5 km/s est le maximum qu'on peut obtenir avec le moteur Oxygène/hydrogène. Comment un moteur polyvalent comme le moteur Skylon avec une pression de la chambre de combustion de 90 bars peut atteindre ce chiffre ?
- 25 tonnes brulés pour propulser 325 tonnes à Mach 6 (phase aérobie) est ce plausible ?

Je crois que Bond et Varvill négligent les pertes gravitationnelles car la poussée s'exerce horizontalement au début du vol, les moteurs n'ont pas à "porter" le lanceur comme pour une fusée qui décolle verticalement.
Pour la phase aérobie, l'astuce c'est que l'oxygène utilisé n'étant pas embarqué, l'impulsion spécifique fait un bond bien au-delà de celle d'un moteur fusée [rappel Isp=poussée /(g*débit_ergol)] ça donne bien des secondes...
Mais ça me parait tout de même un peu court pour aller en orbite avec un seul étage (du moins avec une charge utile).

Henri a écrit:Je crois que Bond et Varvill négligent les pertes gravitationnelles car la poussée s'exerce horizontalement au début du vol, les moteurs n'ont pas à "porter" le lanceur comme pour une fusée qui décolle verticalement.
Pour la phase aérobie, l'astuce c'est que l'oxygène utilisé n'étant pas embarqué, l'impulsion spécifique fait un bond bien au-delà de celle d'un moteur fusée [rappel Isp=poussée /(g*débit_ergol)] ça donne bien des secondes...
Mais ça me parait tout de même un peu court pour aller en orbite avec un seul étage (du moins avec une charge utile).

On retrouve que c'est bien le comburant dioxygène et sa masse moléculaire assez élevée de 32 g/mol (pardon, même si ce n'est pas très romantique, mais les masses molaires sont quant même sensées être connues dès la fin du collège) l'ennemi principal de l'ISP ... malgré tous les efforts que l'on peut faire en choisissant des carburants de faible masse molaire .

D'où l'intérêt majeur de pouvoir se le procurer sur place!

**Pline** Messages : 1136 Inscrit le : 06/05/2009 Age : 69 Localisation : Gap

Le delta-v supplémentaire lié aux pertes gravitationnelles prédomine largement // delta-v lié à la trainée atmosphérique.

Selon les lanceurs 1,3 à 1,6 km/s pour les pertes gravitationnelles contre 0,05 à 0,15 km/s pour la trainée atmophérique (source Article Graviti loss)

Compte tenu de l'influence de la rotondité de la Terre/incidence de la trajectoire du lanceur j'ai du mal à évaluer quelle proportion de ces 1,3 - 1,6 km/s est dépensée au-dessus de l'altitude de 28 km par les lanceurs traditionnels et est donc à prendre en compte.

Tant que le lanceur ne bascule pas (et que la trajectoire est à peu près verticale) les pertes gravitationnelles sont énormes, elles diminuent fortement avec l'angle de basculement lors du Gravity turn.
En fait construire des moteurs à double usage (aérobie d'abord puis anaérobie) comme le Sabre est tellement avancé que depuis des décennies il est préférable d'utiliser des moteurs fusée ordinaire qui impliquent le tir vertical. Seul le Sabre pourrait permettre un vrai décollage horizontal avec un solde : (augmentation des pertes aérodynamiques) < (diminution des pertes gravitationnelles grâce au décollage horizontal) du fait de sa haute impulsion spécifique en phase aérobie (dont le prix est un rapport poussée/poids beaucoup plus faible qu'un moteur fusée d’où l'impossibilité de décoller verticalement).
Mais là les maths sont un peu "rudes", à mi-chemin entre l'aviation et la fuséonautique...

**Pline** Messages : 1136 Inscrit le : 06/05/2009 Age : 69 Localisation : Gap

J'ai parcouru la prose technique du projet.
*Mettre au point un moteur opérationnel et tenant les performances annoncées (limites en anaérobie et aérobie) avec les caractéristiques décrites, effroyablement complexes, me semble relever de la pure utopie
*Comment tenir le devis de masse (50 tonnes) en résistant aux charges aérodynamiques avec une structure non monocoque. Le sujet est à peine effleuré. Le réservoir central de la navette spatiale américaine (shuttle) dont l'enveloppe a une surface assez proche a une masse fortement optimisée de 25 tonnes mais il est monocoque, ses formes sont très simples. Il n'a pas d'ailes, pas d'appendices, pas de train d'atterrissage, pas de moteurs (combien de .. dizaines de tonnes), n'a pas à être protégé de la rentrée atmosphérique, pas de soute cargo qui le coupe à mi longueur nécessitant des renforts structurels, pas de système de contrôle d'attitude, etc...
*Pour tenir les performances à haute altitude les tuyères ont un rapport de section important qui fait que les gaz expulsés à basse altitude sont sur détendus. Les problèmes bien connus suscités par cette configuration sont évacués d'un trait de plume.

Pline a écrit:J'ai parcouru la prose technique du projet.
1) Mettre au point un moteur opérationnel et tenant les performances annoncées (limites dans le domaine des turboréacteurs comme des moteurs-fusées) avec les caractéristiques décrites, effroyablement complexes, me semble relever de la pure utopie
2) Comment tenir le devis de masse (50 tonnes) en résistant aux charges aérodynamiques avec une structure non monocoque. Le sujet est à peine effleuré. Le réservoir central de la navette spatiale américaine (shuttle) dont l'enveloppe a une surface assez proche a une masse fortement optimisée de 25 tonnes mais il est monocoque, ses formes sont très simples. Il n'a pas d'ailes, pas d'appendices, pas de train d'atterrissage, pas de moteurs (combien de .. dizaines de tonnes), n'a pas à être protégé de la rentrée atmosphérique, pas de soute cargo qui le coupe à mi-longueur nécessitant des renforts structurels, pas de système de contrôle d'attitude, etc.
3) Pour tenir les performances à haute altitude les tuyères ont un rapport de section important qui fait que les gaz expulsés à basse altitude sont sur détendus. Les problèmes bien connus suscités par cette configuration sont évacués d'un trait de plume.

Tout ce que tu as écrit là est fort juste, sauf le premier point. Le Sabre est en fait un moteur fusée traditionnel auquel est adjoint en amont une série de dispositifs ("intake", échangeur thermique, turbo compresseurs, etc) permettent en phase aérobie de refroidir puis compresser l'air entrant (SANS LE LIQUÉFIER) pour l'utiliser comme comburant. Sorti de l'atmosphère il fonctionne comme un moteur fusée traditionnel (c'est-à-dire avec l'oxygène embarqué). Voir schéma ci-dessous pour la phase aérobie :

Ce qui est en fait effroyablement complexe à réaliser et constitue la pierre d'achoppement du système c'est l'échangeur thermique (PREECOOLER) avec un rapport efficacité sur poids raisonnable... Bond et Varvill se battent depuis des années contre la condensation de l'humidité de l'air qui obstrue les fines tubulures de l'échangeur en givrant...*

Pour l'optimisation du moteur selon l’altitude (rapport de section de la tuyère), je me suis (re-)posé (?) la question pour la première fois (?) il y a quelques jours pour être honnête (ma mémoire me fait parfois défaut)... Mais comme je partage tes points de vue sur les points 2 et 3 de ton post depuis pas mal de temps je m'étais converti à l'option de l'utilisation de Skylon comme premier étage d'un TSTO en optimisant les rapports de section pour la pression atmosphérique régnant à basse altitude, comme pour un premier étage traditionnel, ce qui résous le problème.
(Je préfère ne pas imaginer ce que coûterait en termes de masse supplémentaire des jupes déployable sur chaque tuyère pour les adapter au vide passé les 30 km d'altitude...)

* Je prierai les contributeurs de ne pas proposer d’abandonner les vertes prairies britanniques au profit du désert d'Atacama comme base de lancement éventuelle de Skylon, car celle-ci je viens de la sortir... :blbl:

À titre d'informations complémentaires, j'avais déjà exprimé de sérieux doutes sur la faisabilité en mode SSTO et sur la rentabilité en mode TSTO de l'architecture Skylon/Sabre dans l'état actuel du marché spatial au sein d'un autre fil de discussion :
http://www.forum-conquete-spatiale.fr/t16559p495-spacex-avenir-perspectives-et-opinions#331712

Sinon pour comprendre un peu le concept il vaut mieux s’imprégner des premiers posts (et des liens qui y sont donnés) du fil courant :
http://www.forum-conquete-spatiale.fr/t1865-skylon-sabre

Si vous suivez le fil depuis le début, vous constaterez que mon optimisme initial s'est émoussé depuis 2006... Et j'attends toujours une démonstration de l'efficacité (par unité de masse) de l'échangeur thermique en situation réelle (échelle 1:1, pression, température et hygrométrie de l'air aux altitudes de vol aérobie considérées). Je sais que dans ce genre de dispositifs thermiques les effets d'échelle peuvent ruiner les résultats obtenus à petite échelle car les surfaces croissent proportionnellement au carré des tailles, mais les masses proportionnellement à leur cube...

Je me demande comment je n'ai pas vu immédiatement le problème de rapport de section de tuyère soulevé par Pline ! (Peut-être parce que j'ai assez vite basculé sur l'option TSTO).

Allez, ce sera le mode de transport spatial du XXII^ème siècle, mais pas du XXI^ème...

Pas très optimiste Henri !

Astro-notes a écrit:Pas très optimiste Henri !

Je suis un peu parvenu à la conclusion que les solutions à la Sabre/Skylon, que ce soit en TSTO (et encore beaucoup plus en SSTO) sont aux lanceurs conventionnels dotés de capacités de réutilisations pragmatiques genre Falcon 9 (ou la future Falcon Heavy) ce qu'en aviation le turbo-réacteur moderne a été au moteur à piston doté d'une hélice et monté dans un biplan... On pouvait imaginer le concept du turboréacteur monté sur un monoplan, mais sa mise en œuvre nécessita des décennies d'intenses R&D avant de pouvoir se substituer à l'aviation des années 20-30.
De même il en a fallu du chemin pour que les aérostats soient supplantés par les aérodynes, ou les voiles carrées et les rames soient supplantées par les voiles triangulaires...

Tout développement technologique est le produit d'une accumulation progressive de savoir-faire combinée à une interaction avec des conditions sociaux-économiques, sinon l'Éolipyle d'Héron d'Alexandrie aurait constituée la base de tout un développement économique. Il a en fait fallu attendre les 17e-18e siècles pour que la mayonnaise de la machine à vapeur prenne.
Là, sans un véritable plan mondial coordonné et orienté centralement vers l'abaissement des coûts du transport spatial via une démarche incrémentielle de réutilisation, à l'opposée des démarches de prestige (genre STS) ou de rivalités politiques, les délais seront multipliés par au moins 3...

Dans l'état actuel des conditions politico-économiques et d'immaturité des technos, c'est encore la démarche pragmatique de SpaceX qui est la mieux placée à moyen terme (25 ans). Je donnerais une place à des solutions basées sur des technologies comme celle du Sabre plutôt à l’horizon 2050... Un genre de deuxième génération en somme.

Effectivement la mise au point de cette technologie Sabre/Skylon demandera encore beaucoup de RD, donc de capitaux qui ne seront obtenus que si le marché spatial se développe bien plus. Et pour que ce marché se développe , d'autres technologies moins sophistiquées devront ouvrir préalablement le marché comme les avions à hélice l'ont fait pour les les avions à réaction.
Malgré que le pari de la récupération de Space X n'est pas encore accompli, il peut être cette clé à l'ouverture de ce marché ... mais d'autres concurrents sérieux se profilent avec ULA et son Vulcan. Tant mieux , il va y avoir de la concurrence et de l'émulation .

Air Force Laboratory a écrit:AFRL/RQ program manager Barry Hellman stated – “The activities under the CRADA have allowed AFRL to understand the SABRE engine concept, its pre-cooler heat exchanger technology, and its cycle in more detail. Our analysis has confirmed the feasibility and potential performance of the SABRE engine cycle. While development of the SABRE represents a substantial engineering challenge, the engine cycle is a very innovative approach and warrants further investigation. The question to answer next is what benefit the SABRE could bring to high speed aerospace vehicles compared to other propulsion systems. Although application of the SABRE for single stage to orbit space access remains technically very risky as a first application, the SABRE may provide some unique advantages in more manageable two stage to orbit configurations. Furthermore, the heat exchanger technology also warrants further investigation for applications across the aerospace domain.”

Un jolie résumé de la situation par le Air Force Researche Laboratory: "Les activités conduites sous le contrat CRADA ont permi à l'AFRL de comprendre le concept du moteur SABRE, la technologie de son système d'échangeur thermique de refroidissement, et ses cycles {thermodynamiques} dans de plus amples détails. Nos analyses ont confirmé la faisabilité et les performances potentielles du moteur SABRE. Alors que le developement du SABRE représente un certain challenge d'ingénérie, le cycle thermodynamique suit une approche très innovante et mérite d'être étudié plus en ∂étail. La prochaine question à laquelle répondre est, quel est le bénéfice que SABRE peut apporter aux véhicules aérospatiales à grande vitesse par raport aux autres moyens de propulsion? Bien que l'utilisation de SABRE pour l'accés à l'espace avec un étage unique reste téchniquement très risqué pour une première application, le SABRE peut fournir des avantages uniques pour des systèmes à deux étages classiques.De plus, la technologie de l'échangeur thermique mérrite plus d'investigation en vue d'applications dans tout le domaine aéronautique."

Outan a écrit:
Air Force Laboratory a écrit:AFRL/RQ program manager Barry Hellman stated – “The activities under the CRADA have allowed AFRL to understand the SABRE engine concept, its pre-cooler heat exchanger technology, and its cycle in more detail. Our analysis has confirmed the feasibility and potential performance of the SABRE engine cycle. While development of the SABRE represents a substantial engineering challenge, the engine cycle is a very innovative approach and warrants further investigation. The question to answer next is what benefit the SABRE could bring to high speed aerospace vehicles compared to other propulsion systems. Although application of the SABRE for single stage to orbit space access remains technically very risky as a first application, the SABRE may provide some unique advantages in more manageable two stage to orbit configurations. Furthermore, the heat exchanger technology also warrants further investigation for applications across the aerospace domain.”

Un jolie résumé de la situation par le Air Force Researche Laboratory: "Les activités conduites sous le contrat CRADA ont permi à l'AFRL de comprendre le concept du moteur SABRE, la technologie de son système d'échangeur thermique de refroidissement, et ses cycles {thermodynamiques} dans de plus amples détails. Nos analyses ont confirmé la faisabilité et les performances potentielles du moteur SABRE. Alors que le developement du SABRE représente un certain challenge d'ingénérie, le cycle thermodynamique suit une approche très innovante et mérite d'être étudié plus en ∂étail. La prochaine question à laquelle répondre est, quel est le bénéfice que SABRE peut apporter aux véhicules aérospatiales à grande vitesse par raport aux autres moyens de propulsion? Bien que l'utilisation de SABRE pour l'accés à l'espace avec un étage unique reste téchniquement très risqué pour une première application, le SABRE peut fournir des avantages uniques pour des systèmes à deux étages classiques.De plus, la technologie de l'échangeur thermique mérite plus d'investigation en vue d'applications dans tout le domaine aéronautique."

Ce conseil me parait très judicieux ! Skylon sans atteindre des vitesses orbitales avec tous les problèmes auquel fut confronté la navette spatiale pourrait dans un premier temps servir de premier étage hypersonique jusque vers Mach 9 ( 3 km/s), vitesse certes considérable, mais qui ne pose tout de même les mêmes contraintes pour la rentrée qu'en vitesse orbitale vers Mach 23 (7,8 km/s).
Et cela ouvrirait aussi des perspectives vers l'aéronautique civile et aussi militaire ... pourquoi l'Air Force Laboratory s'y intéresse ?

À ma connaissance le Sabre était censé fonctionner en mode aérobie entre des vitesse de quelques centaines de m/s jusqu'à Mach 6 seulement, après (comme avant) c'est à nouveau le régime moteur fusée traditionnel qui s'imposerait...

Henri a écrit:À ma connaissance le Sabre était censé fonctionner en mode aérobie entre des vitesse de quelques centaines de m/s jusqu'à Mach 6 seulement, après (comme avant) c'est à nouveau le régime moteur fusée traditionnel qui s'imposerait...

Donc il est possible d'atteindre Mach 9 en mode anaérobie avant de larguer l'étage supérieur .

Giwa a écrit:
Henri a écrit:À ma connaissance le Sabre était censé fonctionner en mode aérobie entre des vitesse de quelques centaines de m/s jusqu'à Mach 6 seulement, après (comme avant) c'est à nouveau le régime moteur fusée traditionnel qui s'imposerait...
Donc il est possible d'atteindre Mach 9 en mode anaérobie avant de larguer l'étage supérieur .

Pas exactement, je voulais dire que l'ambition du Sabre était d'utiliser l'air comme comburant jusqu'à Mach 6 et pas Mach 9... Ou encore au-dela Mach 6 il lui fallait revenir en mode anaérobie. Skylon est architecturé comme un SSTO (sans deuxième étage). C'est moi (et d'autres) qui considèrent qu'il est plus raisonnable de prévoir une architecture bi-étage avec un staging au alentours de Mach 10.

Henri a écrit:
Giwa a écrit:
Donc il est possible d'atteindre Mach 9 en mode anaérobie avant de larguer l'étage supérieur .
Pas exactement, je voulais dire que l'ambition du Sabre était d'utiliser l'air comme comburant jusqu'à Mach 6 et pas Mach 9... Ou encore au-dela Mach 6 il lui fallait revenir en mode anaérobie. Skylon est architecturé comme un SSTO (sans deuxième étage). C'est moi (et d'autres) qui considèrent qu'il est plus raisonnable de prévoir une architecture bi-étage avec un staging au alentours de Mach 10.

C'est bien ce que j'avais compris , le Sabre fonctionne jusqu'à Mach 6 en aérobie et passe ensuite en anaérobie avec l'oxygène qu'il a récolté dans l'atmosphère avant Mach 6. Mais effectivement plutôt que de chercher alors à atteindre mach 23 et la mise en orbite, il parait plus raisonnable pour cet appareil complexe et donc plus fragile de se limiter à Mach 9 ou 10 et de terminer la mise sur orbite par un étage fusée plus classique et plus robuste et de taille plus petite.
D'ailleurs si le Skylon fonctionne en pilotage automatique , il peut alors assurer des rotations plus rapides que d'attendre son retour d'orbite: le bi -étage peut devenir plus pratique qu'un mono -étage .

Mar 19 Nov 2013 - 13:08

Dim 20 Juil 2014 - 21:15

Mar 22 Juil 2014 - 12:40

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