Re: Ravitaillement en orbite

**Henri** Modérateur Messages : 4879 Inscrit le : 22/09/2005

Au sujet d'une architecture de refueling, j'ai scanné les pages 236 & 237 de l'encyclopédie visuelle de l'exploration de l'espace de Kenneth Gatland (Bordas-1981)
http://minilien.com/?HzMNKw7qsn
Attention, ce sont deux gros fichiers (4 à 5 Mo par page), dans les 9 Mo pour la planche complète en jpg ou en pdf.
On peut assez facilement adapter l'architecture décrite dans cette planche à une utilisation d'éventuelle glace d'eau extraite dans les pôles lunaires...

lambda0 a écrit:Une petite curiosité de mécanique céleste : de l'intérêt du refueling pour raccourcir le voyage vers Mars avec une propulsion impulsionnelle.
http://www.wired.com/science/space/magazine/17-10/st_twoburn

Cela réduirait-il significativement la durée du voyage aller ? Il faut procéder au tir vers la Lune, au refueling ...
Si on arrive plus vite vers Mars (impulsion gravitationnelle du fly-by terrestre) ... il faudra user plus de carburant pour décélérer et se mettre en orbite martienne ?
Quid de la configuration des planètes ... quelle incidence sur la durée du séjour ?
Pas de configuration comparable pour bénéficier d'une impulsion pour le voyage retour ... sa durée restera la même ...

Bref il faut faire une estimation globale de l'intérêt de ce scénario.

Mais ce serait à tester avec une sonde automatique, puisqu'on n'aurait pas les contraintes drastiques d'un vol habité.

Henri a écrit:
lambda0 a écrit:Une petite curiosité de mécanique céleste : de l'intérêt du refueling pour raccourcir le voyage vers Mars avec une propulsion impulsionnelle.
http://www.wired.com/science/space/magazine/17-10/st_twoburn
Cette page de hobbyspace.com :
http://hobbyspace.com/nucleus/?itemid=15463
Contient des liens intéressants vers des documents du NTRS de la NASA à ce sujet (malheureusement le serveur du NTRS est en panne en ce moment),
http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19710008021_1971008021.pdf (attendre que le serveur ntrs.nasa.gov fonctionne à nouveau)
http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19730008943_1973008943.pdf (idem)
...

Ravitaillement en orbite - Page 3 St_twoburn_f

montmein69 a écrit:Cela réduirait-il significativement la durée du voyage aller ? Il faut procéder au tir vers la Lune, au refueling ...
Si on arrive plus vite vers Mars (impulsion gravitationnelle du fly-by terrestre) ... il faudra user plus de carburant pour décélérer et se mettre en orbite martienne ?
Quid de la configuration des planètes ... quelle incidence sur la durée du séjour ?
Pas de configuration comparable pour bénéficier d'une impulsion pour le voyage retour ... sa durée restera la même ...

Bref il faut faire une estimation globale de l'intérêt de ce scénario.

Mais ce serait à tester avec une sonde automatique, puisqu'on n'aurait pas les contraintes drastiques d'un vol habité.

On en saura plus d'ici une semaine, quand le serveur du NTRS sera à nouveau opérationnel, voir annonce :
http://ntrs.nasa.gov
et qu'il sera possible de consulter les deux documents :
http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19710008021_1971008021.pdf
http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19730008943_1973008943.pdf

montmein69 a écrit:Cela réduirait-il significativement la durée du voyage aller ? Il faut procéder au tir vers la Lune, au refueling ...
Si on arrive plus vite vers Mars (impulsion gravitationnelle du fly-by terrestre) ... il faudra user plus de carburant pour décélérer et se mettre en orbite martienne ?
Quid de la configuration des planètes ... quelle incidence sur la durée du séjour ?
Pas de configuration comparable pour bénéficier d'une impulsion pour le voyage retour ... sa durée restera la même ...

Ce type de manoeuvre ne change pas les trajectoires et a fortiori les durées de voyage une fois sorti de la zone d'influence terrestre.
Il s'agit ici d'utiliser l'effet Oberth (cf wiki) qui dit que le DeltaV appliqué à proximité d'un corps massif a plus d'effet sur la vitesse finale que ce même DeltaV appliqué plus loin. Bref on va plutôt faire des économies de carburant que de temps de parcours. Evidemment il faut au préalable emmener l'infrastructure en L2 (par exemple), et cela rajoute un paramètre à prendre en compte dans l'équation (position de la Lune).

**CosmoS** Messages : 1076 Inscrit le : 13/11/2005 Age : 56 Localisation : 31

Steph a écrit:
Ce type de manoeuvre ne change pas les trajectoires et a fortiori les durées de voyage une fois sorti de la zone d'influence terrestre (...) Bref on va plutôt faire des économies de carburant que de temps de parcours.

J'ai l'impression que l'objectif ici est d'avoir une vitesse élevée en début d'injection trans-mars (l'article évoque d'ailleurs la division par 2 du temps de transfert), sinon le dernier deltaV pourrait très bien être fait au niveau du dépot de carburant, sans "replonger" vers la Terre. A mon avis, cette "replongée" ne fait pas "économiser de carburant" en elle même: elle ne fait que transferer au véhicule martien de l'énergie cinétique dont l'origine est le carburant consommé pour acheminer jusqu'à la lune (ou L2, etc.) le véhicule lui même, mais aussi celui qui a été consommé pour acheminer le dépot de carburant (qu'il faut prendre en compte dans le bilan). Bref, ça permettrait de répartir la grande quantité de carburant nécessaire entre plusieurs véhicules.

Oui si l'on fait des économies pour la même vitesse au final, cela veut dire que l'on peut obtenir une vitesse plus élevée en utilisant la même quantité de carburant. Néanmoins on n'obtiendra jamais des vitesses hallucinantes car il faudra toujours freiner à l'arrivée, par exemple la trajectoire Terre-Mars avec retour libre en 2 ans est critiquée pour nécessiter une énergie trop importante à l'arrivée sur Mars.
Pour moi, l'avantage de cette astuce est l'économie de carburant et donc le gain de masse utile, plutôt que la vitesse.

sinon le dernier deltaV pourrait très bien être fait au niveau du dépot de carburant, sans "replonger" vers la Terre

Et non justement, c'est bien là que je voulais en venir. Le fait de réaliser une poussée au périgée de la parabole est plus économique, même en tenant compte de la poussée nécessaire au plongeon. Calculs faits, toutes choses étant égales par ailleurs, pour obtenir une vitesse "infini" de 4 km/s (typique d'une injection moyenne vers Mars) :

Si on part de L1 (320000 km)

1er cas, avec périgée terrestre de 250 km :
DeltaV pour quitter L1 : 710 m/s
DeltaV au périgée terrestre : 816 m/s
DeltaV total : 1526 m/s

2e cas, TMI direct :
DeltaV total = 3189 m/s

Si on part de L2 (450000 km)

1er cas, avec périgée terrestre de 250 km :
DeltaV pour quitter L2 : 510 m/s
DeltaV au périgée terrestre : 785 m/s
DeltaV total : 1295 m/s

2e cas, TMI direct :
DeltaV total = 3278 m/s

Pour le freinage à l'arrivée près de Mars, l'aérofreinage est encore tout à fait acceptable, à ces vitesses là. Je ne vois donc pas de problèmes à ce niveau là. Mais pour le retour on se retrouve dans la même situation qu'avec les stratégies conventionnelles en termes de durée de voyage retour. On gagnerait donc 90 jours sur 900 jours de roundtrip, ce qui me semble insuffisant...

**CosmoS** Messages : 1076 Inscrit le : 13/11/2005 Age : 56 Localisation : 31

Steph a écrit:
Cosmos a écrit:sinon le dernier deltaV pourrait très bien être fait au niveau du dépot de carburant, sans "replonger" vers la Terre
Et non justement, c'est bien là que je voulais en venir. Le fait de réaliser une poussée au périgée de la parabole est plus économique, même en tenant compte de la poussée nécessaire au plongeon. Calculs faits, toutes choses étant égales par ailleurs, pour obtenir une vitesse "infini" de 4 km/s (typique d'une injection moyenne vers Mars) :

Si on part de L1 (320000 km)

1er cas, avec périgée terrestre de 250 km :
(...)DeltaV total : 1526 m/s

2e cas, TMI direct :
DeltaV total = 3189 m/s

Oups ! Je me rends compte que je t'ai aiguillé sur une "mauvaise" comparaison: le cas d'une injection "directe" depuis L1/L2 (= ton 2ème cas) est effectivement le moins intéressant de tous, et l'alternative que j'aurais du citer est tout simplement celle d'une "vraie" injection directe depuis l'orbite basse, sans passer par un point de Lagrange !
Une telle TMI "directe de chez directe" depuis une LEO 250 km ne nécessite que 3919 m/s, alors que le transfert vers L1/L2 depuis cette même LEO nécessite déjà 3500-3700 m/s, qui sont donc à ajouter à tes chiffres dans tous les cas.
Donc, si l'objectif est uniquement d'économiser le carburant, il ne semble pas utile de passer par un point de Lagrange (ni, d'ailleurs, de faire intervenir un dépôt de carburant dans l'affaire): il me semble que l'intérêt de cette stratégie est de répartir le carburant nécessaire à une TMI en plusieurs vol (en incluant l'acheminement du dépôt de carburant), ce qui ouvre la voie soit à une TMI "rapide" pour un véhicule de taille "normale", soit une TMI à vitesse "normale" avec un plus gros véhicule.
En d'autres termes: on minimise la quantité de carburant embarquée dans le véhicule lui-même, mais pas la quantité de carburant nécessaire globalement à l'opération (transfert du dépôt compris). Ca serait assez analogue à l'étagement des lanceurs, en fait.

Oui tout à fait, c'est pour cela que je précisais qu'il fallait tenir compte de l'infrastructure à amener en L2 (par exemple).

Henri a écrit:
Pour le freinage à l'arrivée près de Mars, l'aérofreinage est encore tout à fait acceptable, à ces vitesses là. Je ne vois donc pas de problèmes à ce niveau là. Mais pour le retour on se retrouve dans la même situation qu'avec les stratégies conventionnelles en termes de durée de voyage retour. On gagnerait donc 90 jours sur 900 jours de roundtrip, ce qui me semble insuffisant...

L'infrastructure de refueling peut très bien être acheminée tranquillement en propulsion électrique, en quelques mois, auquel cas l'économie de masse à lancer est importante. On peut réserver l'usage des propulsions impulsionnelles classiques uniquement aux vaisseaux habités.
L'intérêt est qu'il n'est plus nécessaire de développer une centrale électrique de grande puissance pour pousser directement le vaisseau habité, comme celà serait le cas en tout électrique, une puissance de quelques centaines de kW doit être suffisante pour le transport de frêt sur LEO->HEO, au lieu de plusieurs MW.
Pas besoin non plus de propulsion électrique de compétition, un bloc de moteurs Hall doit faire l'affaire.
Même schéma pour le retour d'une mission martienne : propergol de retour préacheminé en propulsion électrique, optimale pour le rapport de masse mais assez lente, retour du vaisseau habité en propulsion impulsionnelle chimique.

Si tout celà donne accès à la trajectoire d'opposition avec des masses raisonnables, la durée totale de la mission peut être divisée par 2, mission de type "short stay" de 450-500 jours et 60 jours sur Mars.

A+

Mmmm on peut gagner ainsi un facteur 2, ça nous mène à 15-17 mois au lieu de 30 mois. Le gain porte donc sur le trajet aller et la durée sur place.
Quelle autre astuce permettrait de descendre sous la barre des 12 mois via un gain sur le trajet retour ? Vu que la masse de retour est nettement plus petite que la masse aller, une propulsion électrique pour le retour n'impliquerait peut-être pas une masse de générateur trop importante.
Je ne pense pas que le prépositionnement en MEO du même dispositif de refueling qu'en LEO ait la même efficacité pour une accélération au périastre d'une orbite à forte excentricité autour de Mars, la masse de cette dernière est tout de même nettement plus faible que celle de la Terre.

Sur le refueling, quand on voit l'énormité des sommes versées par la NASA à SpaceX et Orbital Sciences (4 G$ au total), et 1,6 G$ rien que pour SpaceX d'après les chiffres officiels du contrat du "Commercial Resupply Services (CRS)", ça risque tout de même de faire cher le kg de LOX en orbite... Il faudrait que ce genre de programme serve réellement à mettre en place une architecture de livraison d'ergols bon marché et non pas d'arrosage de sociétés de lancement privées pour un service au final à 60k$/kg en orbite... :evil:
Maintenant, l'article de Josh Hopkins dans "The Space review" auquel je fais allusion est lui même truffé d'arguments fallacieux... :suspect:

Henri a écrit:Mmmm on peut gagner ainsi un facteur 2, ça nous mène à 15-17 mois au lieu de 30 mois. Le gain porte donc sur le trajet aller et la durée sur place.
Quelle autre astuce permettrait de descendre sous la barre des 12 mois via un gain sur le trajet retour ? Vu que la masse de retour est nettement plus petite que la masse aller, une propulsion électrique pour le retour n'impliquerait peut-être pas une masse de générateur trop importante.
...

Le retour par la trajectoire d'opposition est interminable, même en propulsion électrique, compter au moins 9 mois. Ou alors, il faut disposer de plus de 5-10 MW, donc une centrale électrique assez conséquente, ce qu'on cherchait justement à éviter en utilisant la propulsion électrique uniquement pour acheminer du cargo/refueling.
Même avec du refueling en HEO et en orbite martienne, il parait difficile de descendre à un an pour un "round-trip" sans avoir de la propulsion avancée à tous les niveaux, cargos et vaisseau habité, et à des puissances suffisantes.
Mais bon, il peut encore y avoir des astuces de mécanique céleste et de logistique auxquelles on n'a pas pensé (plusieurs rebonds entre la Terre et la Lune, réapprovisionnement autour de Vénus pendant le retour, etc.).

A+

Bien compliqué tout ça, chaque manœuvre supplémentaire implique des risques supplémentaires, c'est pourquoi je privilégie la propulsion rapide qui minimise les risques "durée", radiations et évite des manœuvres supplémentaires susceptibles de générer des risques supplémentaires, quitte à concentrer tous les risques sur la propulsion. Je vois mal un dysfonctionnement de VASIMR ou d'un générateur nucléaire endommager un vaisseau, et cerise sur le gâteau, ces technologies me semblent adaptées à fonctionner pendant des mois sans problèmes majeurs.

On est bien d'accord, et il y a de forts arguments théoriques et retours d'expériences suggérant qu'une propulsion électrique est plus fiable et moins dangereuse que des moteurs chimiques. Difficile de faire exploser un moteur traversé par un débit de quelques grammes par seconde d'un gaz chimiquement inerte comme l'argon, au pire il y a un composant qui tombe en panne et tout s'arrête, ce qui n'est pas catastrophique s'il y a plusieurs moteurs.

Petite anecdote historique sur le transport ferroviaire :
vers 1940, l'Etat-major français ne voulait pas entendre parler de la traction électrique et de l'électrification du réseau ferroviaire, alors que les techniques étaient au point, et il y avait de fortes résistances psychologiques parmi les ingénieurs, qui se méfiaient de l'électricité, ce fluide mystérieux et impalpable, une traction électrique ne faisait assurément pas le poids devant une puissante locomotive crachant flammes et vapeur...

lambda0 a écrit:...Petite anecdote historique sur le transport ferroviaire :
vers 1940, l'Etat-major français ne voulait pas entendre parler de la traction électrique et de l'électrification du réseau ferroviaire, alors que les techniques étaient au point, et il y avait de fortes résistances psychologiques parmi les ingénieurs, qui se méfiaient de l'électricité, ce fluide mystérieux et impalpable, une traction électrique ne faisait assurément pas le poids devant une puissante locomotive crachant flammes et vapeur...

On n'a pas eu la même chose de la part des aérostiers lorsque sont apparus les premiers avions ? :roll:

lambda0 a écrit:On est bien d'accord, et il y a de forts arguments théoriques et retours d'expériences suggérant qu'une propulsion électrique est plus fiable et moins dangereuse que des moteurs chimiques. Difficile de faire exploser un moteur traversé par un débit de quelques grammes par seconde d'un gaz chimiquement inerte comme l'argon, au pire il y a un composant qui tombe en panne et tout s'arrête, ce qui n'est pas catastrophique s'il y a plusieurs moteurs...

S'il y a plusieurs moteurs avec leurs générateurs électriques individuels, sinon le risque de traverser le système solaire comme un obus et sans retour possible n'est pas négligeable. Plusieurs moteurs ne serviraient à rien en cas de panne d'un générateur électrique unique au mauvais moment, cad à pleine vitesse de croisière. 2 groupes (moteur-générateur nucléaire) utilisés simultanément devraient être suffisant, si l'un tombe en panne au mauvais moment, l'autre devrait suffire pour ramener la vitesse dans les clous d'une trajectoire de retour de type Hohmann.

En fait, au niveau des moteurs, il y a quasiment toujours une forte redondance, dans les systèmes actuels et dans les systèmes envisagés pour les vols habités. Les satellites comptent couramment 4 à 8 propulseurs électriques.
La panne d'un propulseur est déjà très rare, et cette redondance a toujours évité les pertes totales de mission (dans au moins un cas, Artémis, c'est même plutôt la propulsion électrique qui a sauvé la mission, suite à une défaillance de moteur chimique).
Enfin, il doit être moins difficile et coûteux de développer et qualifier un moteur de 500 kW, dont on assemblera 10 exemplaires pour construire un bloc de propulsion, qu'un moteur de 5 MW.
Côté centrale électrique, le solaire a fait ses preuves depuis quelques dizaines d'années.
Quant au nucléaire, les redondances nécessaires sont prévues.

A+

De passage à Draguignan avant de partir dans le grand sud au pays de Firnas faire un peu de plongée sous-marine à côté de l'ile des Lotophages (Djerba) où
le risque de ne pas revenir pour Ulysse et ses marins était peut-être plus grand que pour nos futurs marsonautes - surtout si on complète le refueling à partir d’un point de Lagrange par une grappe de Vasimr et mini-centrales nucléaires, je vois que ce sujet est toujours aussi intéressant – et cela permet d’attendre le big impact éminent sur la Lune. ;)

Henri a écrit:
lambda0 a écrit:...Petite anecdote historique sur le transport ferroviaire :
vers 1940, l'Etat-major français ne voulait pas entendre parler de la traction électrique et de l'électrification du réseau ferroviaire, alors que les techniques étaient au point, et il y avait de fortes résistances psychologiques parmi les ingénieurs, qui se méfiaient de l'électricité, ce fluide mystérieux et impalpable, une traction électrique ne faisait assurément pas le poids devant une puissante locomotive crachant flammes et vapeur...
On n'a pas eu la même chose de la part des aérostiers lorsque sont apparus les premiers avions ? :roll:

http://www.savoirs.essonne.fr/dossiers/les-hommes/arts/nadar-le-photographe-volant/nadar-partisan-du-plus-lourd-que-lair/
En 1863, Nadar crée avec un scientifique, Ponton d'Amécourt, la “ Société d'encouragement pour la locomotion aérienne aux moyens d'appareils plus lourds que l'air ” :) . En s'inspirant d'une idée de Léonard de Vinci, Ponton d'Amécourt a mis au point un prototype d'hélice. Quant à Nadar, il écrit : “ Le ballon est un obstacle à la navigation aérienne. Pour lutter contre l'air, il faut être plus lourd que l'air. Né bouée, le ballon crèvera bouée ”. Une polémique s'engage entre les défenseurs du “ plus léger que l'air ” et les partisans du “ plus lourd que l'air ”. On se moque de Nadar : les caricaturistes le représentent en train de courir derrière son hélice… Mais il a aussi des alliés.
Parmi ceux qui se rallient à sa cause, un certain… Jules Verne. L'auteur de Cinq semaines en ballon est convaincu que les plus lourds que l'air l'emporteront. Et d'ailleurs, dans son roman De la terre à la lune, derrière le nom du personnage de Michel Ardan, il faut voir l'anagramme de… Nadar.

Toutefois attendons la suite- car les partisans du plus léger que l’air n’ont pas dit leur dernier mot :
Des nouveaux champs de bataille se profilent sur Vénus … ou Titan - et qui sait Mars ! ;)

**Sidjay** Messages : 17121 Inscrit le : 05/04/2009 Age : 43 Localisation : R.P

Ravitaillement en orbite - Page 3 Sans_434

Les futurs potentiels explorateurs de l'espace en manque de carburant pourront peut-être un jour jouir des fameux réservoirs de carburant placés en orbite sur leur chemin les menant à la lune ou vers Mars. On en à largement parlé ici même, mais il semblerait y avoir du nouveau à ce sujet...

Selon cet article posté sur/par Space.com (source en bas à gauche de mon message), la NASA a lancé un appel d’offre, pour une mission à but démonstratif d’un montant minimum de 200 millions de dollars, ayant pour objectif de démontrer comment stocker et transférer des propergols pour fusées, dans l'espace. L'idée de cette station service de l'espace a émergée des bureaux d’une société canadienne qui a déjà des plans pour lancer une station service pour satellite dés 2015. Toutefois, cette proposition rappelle que rien n’est impossible à propos des "stations services obitales", puisque la NASA vise à entreprendre rapidement avec ce chantier, les premières étapes de travail relatives aux futures missions d’exploration vers des destinations telles que la lune, les astéroïdes ou même Mars.

La NASA désire se pencher distinctement sur le stockage de l'oxygène liquide (LOX) et de l’hydrogène liquide (LH2), qui ont alimentés les principaux moteurs de la navette spatiale durant 30 années, ainsi qu’évidemment, un grand nombre de fusées commerciales. Pour avoir une idée de ce que peut représenter ce défi technologique, l'hydrogène liquide devra-être conservé à moins 423 degrés F et devra être à l'abri de toutes sources de chaleur externes qui pourraient provoquer une explosion du réservoir et donc provoquer des pertes importantes, surtout si un jour l’homme en bénéficie.

Quiconque prêt à relever le défi lancé par la NASA devra également montrer comment transférer du propergol d’un élément à un autre, alors que ces mêmes propergols liquides, seront en définitive stockés dans un environnement de microgravité. Néanmoins, 200 millions de dollars est un minima puisque l'agence spatiale américaine a déclaré qu'elle examinerait volontiers, des projets allant en termes de coût de 200 à 300 millions de dollars, mais seulement si le coût supplémentaire puisse livrer de gros avantages. Normal, n’est-ce pas ?

Un plus !
Les partenaires commerciaux de la NASA pourraient également bénéficier, « d’un ou plusieurs pleins » depuis ces futures stations spatiales orbitales.

ici

-423,2 °F = -252,9 °C = 20,28 K = température d'ébullition du dihydrogène liquide...
Il vaut mieux utiliser le Celsius que le Fahrenheit sur le vieux continent... ;)

Henri a écrit:-423,2 °F = -252,9 °C = 20,28 K = température d'ébullition du dihydrogène liquide...
Il vaut mieux utiliser le Celsius que le Fahrenheit sur le vieux continent... ;)

...et la plupart des pays au monde !
Curieux cette vénération pour cette unité irrationnelle des vieux et des vieilles anglaises ...et des USA ( malgré leur guerre d'indépendance ) pour le Fahrenheit dont l'inventeur n'était même pas britannique... alors que Lord Kelvin alias William Thomson était un sujet de la Couronne ...le conservatisme l'emporte même sur la patriotisme !
Précisons aussi que cette cette température d'ébullition correspond à celle sous la pression atmosphérique dite normale de 1013 hPa qui n'a d'ailleurs plus rien de normale dans l'Espace ! :)

Il me semblait bien que le transfert avait déjà été testé il y a quelques années (mais je ne sais plus sur quel propergol).

**Sidjay** Messages : 17121 Inscrit le : 05/04/2009 Age : 43 Localisation : R.P

visiblement et d'après ce que je lis dans l'article de Space.com, la NASA viserait, via cet appel d'offre, à obtenir "zéro évaporation" quand au stockage en orbite, de l'oxygène liquide et au moins un minimal d'évaporation quand au stockage de l'hydrogène liquide. Evidement, tout ça opérationnel pour 2015 et à moins de 300 millions de dollars.

**Kostya** Messages : 3807 Inscrit le : 09/07/2009 Localisation : Kalouga

lambda0 a écrit:Il me semblait bien que le transfert avait déjà été testé il y a quelques années (mais je ne sais plus sur quel propergol).

C'était de l'hydrazine et c'était dans le cadre de la mission Orbital Express de la DARPA qui comprenait de plus un Rendez-Vous automatique guidé par laser (1 ans avant celui de l'ATV).
Il y a eu ce fil sur le sujet: http://www.forum-conquete-spatiale.fr/t3136-orbital-express-ravitaillement-et-maintenace-automatise

Toutefois, l'utilisation principale envisagée était le ravitaillement des satellites d'observation militaire pour en augmenter la durée de vie en orbite (vu leur altitude basse et leurs manœuvres fréquentes, ils consomment beaucoup plus d'ergols et c'est le facteur limitant leur durée de vie) et non les voyages interplanétaires qui n’intéressent pas la DARPA.

Mer 23 Sep 2009 - 22:09

Sam 26 Sep 2009 - 7:16

Sam 26 Sep 2009 - 12:10

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Lun 9 Mai 2011 - 19:37

Lun 9 Mai 2011 - 21:26

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