Les moteurs triergols Kérosène-LH2-LOX

Autant ouvrir un sujet spécifique sur cette question qui a déjà été effleurée une ou deux fois dans d'autres fils.
Je rappelle rapidement que notamment pour les RLV, les moteurs triergols semblent assez intéressants : compacité du kérosène et poussée massique élevée menant à de très bon indices structurels durant la phase du vol où il faut les plus fortes poussées et où les pertes gravitationnelles et atmosphériques sont les plus importantes, puis Isp importante uniquement hors de l'atmosphère pour l'injection orbitale.

Voir cette page de Wikipedia, histoire de se familiariser au concept :
http://fr.wikipedia.org/wiki/Triergol

Plusieurs réalisation de l'âge soviétique sur l'Encyclopedia Astronautica (en anglais) :
http://www.astronautix.com/props/loxnelh2.htm

Une page de simulation :
http://www.members.axion.net/~enrique/space_tripropellantrocket.html

Vos avis sont bienvenus...

Y a-t-il des projets actuels sérieux pour développer un tel type d'engin?

Je me demande, même pour un RLV, si il n'est pas plus simple d'avoir simplement 2 systèmes de propulsion pour brûler les différentes combinaisons de carburant. Sinon, pour un RLV, simplement avoir chaque étage ayant sont propre système de retour...

Le LR-87 (Titan I-II-III-IV) est un des seuls moteurs pouvant brûler les 3 principales combinaisons de carburant (LOX/LH2, LOX/RP-1, N2O4/Aerozine-50), avec seulement quelques modifications. Je me demande si il pourrait être adapté pour passer de RP-1/LOX à LH2/LOX en vol. Sans soute plus complexe que ça en a l'air...

Sinon il ne semble pas y avoir beaucoup d'information exacte sur le fonctionnement du RD-701/704. Je me demande par exemple combien de turbopompes sont utilisées et comment se passe la transition entre les deux modes de combustion. Lors de la transition il y a forcément une transition RP-1 vers LH2, ensuite le débit de LOX doit aussi changer. Je me demande si la combustion est continue ou elle doit être temporairement arrêtée suivie d'un réallumage pour changer de mode?

Wow, la pression de la chambre de combustion du RD-701/704 en mode LOX/RP-1 (30 MPa) est environ 20% plus élevée que celle du RD-180... :shock:

Les motoristes de l'ère soviétique étaient assez doués, de nos jours encore, les moteurs triergols aux USA n'existent que sur le papier... Mais il est assez difficile de trouver de la doc au sujet de ce type de moteurs.

Eyetam a écrit:Y a-t-il des projets actuels sérieux pour développer un tel type d'engin?

Je me demande, même pour un RLV, si il n'est pas plus simple d'avoir simplement 2 systèmes de propulsion pour brûler les différentes combinaisons de carburant. Sinon, pour un RLV, simplement avoir chaque étage ayant sont propre système de retour...

Le LR-87 (Titan I-II-III-IV) est un des seuls moteurs pouvant brûler les 3 principales combinaisons de carburant (LOX/LH2, LOX/RP-1, N2O4/Aerozine-50), avec seulement quelques modifications. Je me demande si il pourrait être adapté pour passer de RP-1/LOX à LH2/LOX en vol. Sans soute plus complexe que ça en a l'air...

Sinon il ne semble pas y avoir beaucoup d'information exacte sur le fonctionnement du RD-701/704. Je me demande par exemple combien de turbopompes sont utilisées et comment se passe la transition entre les deux modes de combustion. Lors de la transition il y a forcément une transition RP-1 vers LH2, ensuite le débit de LOX doit aussi changer. Je me demande si la combustion est continue ou elle doit être temporairement arrêtée suivie d'un réallumage pour changer de mode?

Je me disais que, autant une architecture à la X33 était injouable pour des raisons d'indices structurels, autant un dérivé du X33 à moteurs triergols, flanqué de réservoirs de kérosène jetables, surmonterait sans difficultés ces problèmes d'indices structurels, au prix de la consommation de réservoirs de kérosène non-cryogéniques fabriqués en série, donc bons marchés...

EDIT : pour la transition, j'ai relevé la remarque suivante "There were 50 test burns proving the separate modes and a smooth switch between them."
http://www.astronautix.com/engines/rd701.htm

Je vois que ce moteur a été testé en vol dès 2001, ce développement a donc survécu aux difficultés russes des années 90.
Est-ce qu'on a une idée de l'altitude/vitesse à laquelle se ferait la transition, idéalement ?

lambda0 a écrit:Je vois que ce moteur a été testé en vol dès 2001, ce développement a donc survécu aux difficultés russes des années 90.
Est-ce qu'on a une idée de l'altitude/vitesse à laquelle se ferait la transition, idéalement ?

Je pense que l'altitude (ou la vitesse) de transition est fonction de l'architecture du système de transport. Dans l'exemple d'architecture que j'ai décris dans mon post précédent, la forte densité du kérosène permettrait, et la nécessité de ne pas trop solliciter en termes d'indices structurels l'étage orbital impliquerait le largage du dernier réservoir de kérosène assez "tard", ce qui correspondrait à une sorte de staging à près de Mach 12. Ce serait à cette vitesse qu'on passerait à du cryogénique pur. Mais j'avoue que je ne sais pas trop par où commencer les calculs de rapports de masse, on assez loin de l'architecture traditionnelle d'un lanceur... Mais je sais qu'au final ces moteurs triergols ont volé avec succès et que les problèmes de réservoirs et de bouclier thermique métallique du X33 ont été au final résolus, c'est pourquoi je pense que les technos sont "presque" sur l'étagère. Naturellement si on disposait d'un aérospike triergols ce serait encore plus jouable, mais ça n'a jamais été développé à ma connaissance et ça coûterait bonbon en R&D...

J'ai l'impression que la plupart des articles sur le sujet datent des années 80-90.
J'ai trouvé celui-ci, postérieur à 2001 :
http://www.lpre.de/resources/articles/tri_prop_lpre.pdf

Il y a aussi une page a propo du rd-701 sur buran.ru

http://www.buran.ru/htm/rd-701.htm

lambda0 a écrit:
J'ai l'impression que la plupart des articles sur le sujet datent des années 80-90.
J'ai trouvé celui-ci, postérieur à 2001 :
http://www.lpre.de/resources/articles/tri_prop_lpre.pdf

Là aussi la seule architecture envisagée pour l'utilisation des moteurs triergols est le RLV-SSTO pur. Or malgré les gains en indice structurel dû au passage partiel au RP1, cela ne suffit pas pour garantir une charge utile positive... Je me demande par quel miracle ma petite idée d'architecture formulée plus haut n'aurait jamais traversé l'esprit de quelqu'un d'autre... Il doit bien y avoir une telle proposition d'utilisation des moteurs triergols sur une architecture de RLV presque-SSTO quelque part sur le net (ou bien dans un carton ou encore une armoire...) :face:

yoann a écrit:Il y a aussi une page a propo du rd-701 sur buran.ru

http://www.buran.ru/htm/rd-701.htm

Je suis étonné que ce site utilise le système impérial, même pour communiquer en anglais... :affraid:

yoann a écrit:Il y a aussi une page a propo du rd-701 sur buran.ru

http://www.buran.ru/htm/rd-701.htm

Merci beaucoup pour ce lien Yoann, ca clarifie plusieurs choses.

Premièrement on y apprend que le moteur peut ajuster sa poussée (throttle) entre 32% et 100%. Ce qui confirme que le moteur peut très bien ajuster les différentes proportions de fluides entre les 2 modes.

Ensuite on y apprend, ou tout du moins j'y apprend, que le mode 1 utilise aussi du H2. Le mode 1 utilise les proportions suivantes de carburant: LOx 81.4%, Kerosene 12.6%, Hydrogen 6%. Ce qui est interessant, car ca explique en partie l'Isp fort élevé du mode 1 (330s NDLM et 415s dans le vide), ce qui est impressionnant pour un moteur "kerolox".

De plus ca semble simplifier la manoeuvre de transition entre le mode 1 et 2, car dans ce cas ci toutes les turbopompes sont activées dès le décollage. Donc pour la transition tout ce qui est nécessaire est la fermeture de l'apport en RP-1, il n'y a pas d'activation de nouvelles turbopompes, seulement un ajustement des débits. La combustion peut être continue. Surtout que le mode 2 est nettement plus douilet sur l'engin, la pression de la chambre diminue de moitié par exemple.

Henri a écrit:
lambda0 a écrit:
J'ai l'impression que la plupart des articles sur le sujet datent des années 80-90.
J'ai trouvé celui-ci, postérieur à 2001 :
http://www.lpre.de/resources/articles/tri_prop_lpre.pdf
Là aussi la seule architecture envisagée pour l'utilisation des moteurs triergols est le RLV-SSTO pur. Or malgré les gains en indice structurel dû au passage partiel au RP1, cela ne suffit pas pour garantir une charge utile positive... Je me demande par quel miracle ma petite idée d'architecture formulée plus haut n'aurait jamais traversé l'esprit de quelqu'un d'autre... Il doit bien y avoir une telle proposition d'utilisation des moteurs triergols sur une architecture de RLV presque-SSTO quelque part sur le net (ou bien dans un carton ou encore une armoire...) :face:

Faut faire un article :bounce1:
Ptite remarque: est-ce que le fait de pouvoir larguer les réservoirs K d'un SSTO, tout en gardant les moteurs, ne conduit pas à des formes un peu plus défavorables pour l'aérodynamisme, réduisant, ou même annulant le gain par rapport à un véhicule monolithique ?

lambda0 a écrit:
Henri a écrit:
lambda0 a écrit:
J'ai l'impression que la plupart des articles sur le sujet datent des années 80-90.
J'ai trouvé celui-ci, postérieur à 2001 :
http://www.lpre.de/resources/articles/tri_prop_lpre.pdf
Là aussi la seule architecture envisagée pour l'utilisation des moteurs triergols est le RLV-SSTO pur. Or malgré les gains en indice structurel dû au passage partiel au RP1, cela ne suffit pas pour garantir une charge utile positive... Je me demande par quel miracle ma petite idée d'architecture formulée plus haut n'aurait jamais traversé l'esprit de quelqu'un d'autre... Il doit bien y avoir une telle proposition d'utilisation des moteurs triergols sur une architecture de RLV presque-SSTO quelque part sur le net (ou bien dans un carton ou encore une armoire...) :face:

Faut faire un article :bounce1:
Ptite remarque: est-ce que le fait de pouvoir larguer les réservoirs K d'un SSTO, tout en gardant les moteurs, ne conduit pas à des formes un peu plus défavorables pour l'aérodynamisme, réduisant, ou même annulant le gain par rapport à un véhicule monolithique ?

Les problèmes d'aérodynamique ça peut se régler, par contre l'idée de larguer un élément à bas coût mais intervenant de manière non négligeable dans le rapport de masse me semble une bonne idée... Sur le fond, ce qui est coûteux et justifie la réutilisation, c'est la motorisation, les réservoirs cryogéniques, l'avionique et malheureusement à partir du moment ou on veux réutiliser quelque chose, il faut en plus mettre en orbite et récupérer le TPS, le train et la voilure (cette dernière peut se réduire à peu de chose si l'on revient aux formes lifting body à faible déport latéral).
Quand j'aurai le temps j'essayerai de modéliser un peu (d'un point de vue mathématique) le concept sur la base de la description donnée plus haut : (corps central capable de planer, doté d'un TPS, d'un train et contenant le réservoir cryogénique de LOX servant du décollage jusqu'à la mise en orbite, mais ne contenant un réservoir cryogénique de LH2 ne servant presque exclusivement qu'après la consommation du kérosène contenu dans les réservoirs jetables...
(Naturellement une telle architecture n'est possible qu'avec des moteurs triergols)

TPS : Thermal Protection Shield (à noter que les nouvelles générations de TPS métalliques sont beaucoup moins demanderesses en main d’œuvre pour leur maintenance que les anciennes à base de tuiles réfractaires...)

Henri a écrit:
...
Quand j'aurai le temps j'essayerai de modéliser un peu (d'un point de vue mathématique) le concept sur la base de la description donnée plus haut : (corps central capable de planer, doté d'un TPS, d'un train et contenant le réservoir cryogénique de LOX servant du décollage jusqu'à la mise en orbite, mais ne contenant un réservoir cryogénique de LH2 ne servant presque exclusivement qu'après la consommation du kérosène contenu dans les réservoirs jetables...
(Naturellement une telle architecture n'est possible qu'avec des moteurs triergols)
...

Il y a quelques années, j'avais utilisé Orbiter pour modéliser un vaisseau, en écrivant une dll en C++ (pas un lanceur, un vaisseau interplanétaire EP).
Pour un SSTO, le modèle d'atmosphère, quelques fonctions de calcul d'aérodynamique, etc., dans l'API, doivent bien simplifier la tâche.
Pour mémoire, ici, à partir de section 11.12, p90 :
http://orbitertutorials.zxq.net/Manuals/API_Reference.pdf
Mais bon, ça prend du temps de se plonger dans le SDK. Pour les soirées d'hiver.
(par contre, quelqu'un a bien déjà dû coder le X-33, ça peut être une base de départ).

A+

lambda0 a écrit:
Henri a écrit:
...
Quand j'aurai le temps j'essayerai de modéliser un peu (d'un point de vue mathématique) le concept sur la base de la description donnée plus haut : (corps central capable de planer, doté d'un TPS, d'un train et contenant le réservoir cryogénique de LOX servant du décollage jusqu'à la mise en orbite, mais ne contenant un réservoir cryogénique de LH2 ne servant presque exclusivement qu'après la consommation du kérosène contenu dans les réservoirs jetables...
(Naturellement une telle architecture n'est possible qu'avec des moteurs triergols)
...
Il y a quelques années, j'avais utilisé Orbiter pour modéliser un vaisseau, en écrivant une dll en C++ (pas un lanceur, un vaisseau interplanétaire EP).
Pour un SSTO, le modèle d'atmosphère, quelques fonctions de calcul d'aérodynamique, etc., dans l'API, doivent bien simplifier la tâche.
Pour mémoire, ici, à partir de section 11.12, p90 :
http://orbitertutorials.zxq.net/Manuals/API_Reference.pdf
Mais bon, ça prend du temps de se plonger dans le SDK. Pour les soirées d'hiver.
(par contre, quelqu'un a bien déjà dû coder le X-33, ça peut être une base de départ).

A+

Ouch, je reconnais les API à la C genre Win32 SDK Reference Help que j’utilisai il y a quelques années à travers le thin binding gnatWin pour Ada 95 (gnat 3.15)...
Et comme C (y compris ses variantes) n'est pas mon ami et que je n'ai jamais plongé mon nez dans Orbiter... je me contenterai à mes heures perdues d’une tentative de résolution analytique avec un toy model approximatif...

On commence à sortir du sujet initial, mais ma petite idée d'architecture à réservoirs de kérosène externes consommables n’était pas tout à fait neuve. Philip Bono proposait une architecture semblable en 1964, mais avec des réservoirs externes "jetables" de LH2 (l'option de moteurs triergols n'était certainement pas jouable à l’époque). Il jugeait toutefois nécessaire de récupérer ces réservoirs à l'aide de parachutes compte tenu de leur coût.
Lien vers la page d'astronautix.com dans le cache de Google (pour cause de gros soucis sur le site de Mark Wade)...

just pour info, les moteurs tri-ergols sont utilisés depuis longtemps pour les missiles, R-27, dérivé du Scud-B Al-Abbas.
Je sais pas si 2 des 3 ergols sont mélangés avant d'arriver au moteur :scratch:

ManouchKa a écrit:Je sais pas si 2 des 3 ergols sont mélangés avant d'arriver au moteur :scratch:

À l'exception de certains processus de pré combustion, je vois mal l'intérêt de la chose...

Eyetam a écrit:
ManouchKa a écrit:Je sais pas si 2 des 3 ergols sont mélangés avant d'arriver au moteur :scratch:
À l'exception de certains processus de pré combustion, je vois mal l'intérêt de la chose...

Un tel système permet de moduler et d’optimiser la poussée et la vitesse d’éjections des gaz de manière continue au contraire du système en tout ou rien des boosters à poudre au départ –pour privilégier la poussée , puis leur largage, suivi du fonctionnement uniquement en diergol hydrogène/oxygène pour privilégier la vitesse d’éjection et donc le rapport de masse.
Avec un système triergols- hydrocarbure / H2/O2- très riche au départ en HC c’est la poussée qui est alors privilégiée. Puis au fur et à mesure que l’on réduit le débit de HC pour augmenter celui en H2 , c’est alors la vitesse d’éjection -et donc le rapport de masse qui sont privilégiés à leur tour.

Une sorte de staging progressif où l'on utilise les mêmes moteurs du décollage jusqu'à l'injection orbitale... Les performances des moteurs peuvent être adaptés à chaque altitude sans les complications de divergents déployables ou d'aerospikes. Et comme leur poussée décroit avec le passage progressif du kérosène au LH2, on part d'une situation de fort rapport poussée/poids au décollage, typique des moteurs au kérosène (~100) à un rapport comparable à celui d'un étage supérieur au LH2 hors atmosphère (~60). Les plages d'utilisation de ce type de de moteur induisent directement le concept de semi-SSTO, semi-RLV à réservoirs de kérosènes bons marchés jetables...

PS 1 : Au fait, je me rappelles avoir lu quelque part que quand on tient compte de la masse cumulée d'une voilure, d'un TPS traditionnel et d'un train d’atterrissage, d'un étage orbital réutilisable, un retour propulsé (en configuration moteurs vers le bas lors de la rentrée atmosphérique, mais protégés par un flux de LH2 résiduel) serait moins coûteux en termes de bilans de masse, et plus simple, compte tenu de la position du barycentre d'un étage quasi-vide... (je précise, propulsion pour annuler le dernier Mach seulement)

PS 2 : Il faudrait que j'ouvre un nouveau fil pour les architectures induites par ce type de motorisation

Giwa a écrit:
Eyetam a écrit:
ManouchKa a écrit:Je sais pas si 2 des 3 ergols sont mélangés avant d'arriver au moteur :scratch:
À l'exception de certains processus de pré combustion, je vois mal l'intérêt de la chose...
Un tel système permet de moduler et d’optimiser la poussée et la vitesse d’éjections des gaz de manière continue au contraire du système en tout ou rien des boosters à poudre au départ –pour privilégier la poussée , puis leur largage, suivi du fonctionnement uniquement en diergol hydrogène/oxygène pour privilégier la vitesse d’éjection et donc le rapport de masse.
Avec un système triergols- hydrocarbure / H2/O2- très riche au départ en HC c’est la poussée qui est alors privilégiée. Puis au fur et à mesure que l’on réduit le débit de HC pour augmenter celui en H2 , c’est alors la vitesse d’éjection -et donc le rapport de masse qui sont privilégiés à leur tour.

Bon, je crois que le principe "Triergols RP1-LH2-LOX" semble déjà bien expliqué sur ce fil...

Manouchka mentionnait la possibilité de prémélanger 2 des ergols avant l'injection dans la chambre de combustion et c'est cette possibilité à laquelle je ne vois pas d'intérêt. Vous imaginez prémélanger du LH2 et du RP-1...l'un a température ambiante et l'autre à des températures cryogéniques...

Désolé de ne pas être tres claire, mais ma question concerne les missiles R-27 et le dérivé du Scud-B le Al-Abbas", qui utilisent du tri-ergols.

Je connais bien le principe des moteurs LH2/LOX et RP-1, le pré-mélange se fait uniquement en pré-combustion.

J'aurais dû aussi mieux lire la question : chaque mot à son importance ce qui m'aurait évité de répondre à côté...quoique ce quiproquo permet finalement d'y voir plus clair …enfin, euh !

Donc trois combinaisons possibles à envisager :
Les deux ergols réducteurs : LH2/RP - 1 et l’oxydant LO2 avec LH2 ou RP-1, soit : LH2/LO2 et
RP-1/LO2 …j’ai rien oublié puisque 3 !/ (2 !*1 !) = 3 …voir :
http://fr.wikipedia.org/wiki/Combinaison_(math%C3%A9matiques)

Si en math çà marche, en physique et en chimie cela poserait quelques problèmes.

Pour le premier couple LH2/RP - 1 Eyetam a répondu : Vous imaginez prémélanger du LH2 et du RP-1...l'un a température ambiante et l'autre à des températures cryogéniques...
…en plus un mélange hétérogène style champagne ou mousse au chocolat …difficile à concevoir !

Pour les autres cela ne serait envisageable qu’en précombustion puisque ces ergols réagiraient chimiquement .
Dans ces cas ce n’est pas à rejeter d’emblée et cela demanderait des études approfondies - la chimie est complexe - en sachant qu’à haute température l’un des produits de combustion CO₂ peut réagir sur l’un des ergols réducteur H₂ selon une réaction endothermique CO₂ +H₂ = CO + H₂O
Et on peut encore compliquer les choses en envisageant des mélanges non stœchiométriques avec par exemple un excès d’H2 - comme cela l’a déjà été envisagé pour LH2/LO2 pour éjecter du H₂ voir de l’hydrogène atomique H dans les gaz d’éjection et réduire la masse molaire moyenne des éjectas
Certes cela se ferait au détriment des réactions exothermiques , mais les calculs montrent que l’optimum n’est pas pour le mélange stœchiométrique , mais correspond à un excès d’ H₂.
A étudier !
:scratch:

PS:un autre avantage de l'excès d'H₂ est que la chambre de combustion est préservée de l'oxydation, les gaz de combustion étant alors globalement réducteurs.

Dim 19 Juin 2011 - 21:00

Dim 19 Juin 2011 - 23:34

Dim 19 Juin 2011 - 23:48

Lun 20 Juin 2011 - 15:57

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Jeu 23 Juin 2011 - 8:18

Mar 28 Juin 2011 - 15:46

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Jeu 14 Juil 2011 - 10:40

Jeu 14 Juil 2011 - 15:31

Jeu 14 Juil 2011 - 17:49

Jeu 14 Juil 2011 - 19:00

Ven 15 Juil 2011 - 7:52