Assemblage orbital

Cette petite étude (rapport de master d'un étudiant du MIT) est consacrée aux stratégies d'assemblage, pour une station orbitale comme l'ISS, ou pour des missions lunaires et martiennes et traite également de l'optimisation de la capacité des lanceurs.

"Strategies for launch and assembly of modular spacecraft", 2006
(130 pages, 24 Mo, anglais)
http://dspace.mit.edu/handle/1721.1/37886?show=full
http://dspace.mit.edu/bitstream/handle/1721.1/37886/129968976.pdf?sequence=1

Résumé et quelques idées clés

Chapitre 1
Historique, systèmes de docking

Chapitre 2
Quelle devrait être la capacité optimale d'un lanceur ?
Si la capacité est trop faible, l'assemblage d'un vaisseau nécessite un nombre de tirs important, ce qui augmente le risque d'échec. Mais la capacité peut aussi être trop élevée et surdimensionnée, le lanceur est alors sous-utilisé, les charges n'étant pas fractionnables de façon arbitraire. L'optimisation aboutit à deux solutions optimales :
- un lanceur de capacité 28 tonnes, optimal en coût
- un lanceur de capacité 82 tonnes, minimisant le nombre de tirs mais aussi la sous-utilisation par rapport à des capacités plus importantes (voir par exemple tableau 2.1 et fig 2.8, p50)
Il y a également une analyse du risque d'échec d'une mission en fonction du nombre de tirs et de la disponibilité de charges redondantes (section 2.4.3, p51), analyse pour des missions lunaires et martiennes.
Les résultats dépendent évidemment des caractéristiques détaillées des missions mais la méthode est assez générale, et celà met en lumière le fait que maximiser la capacité brute du lanceur n'est pas nécessairement la meilleure stratégie.

Chapitre 3
Etude de différentes stratégies d'assemblage:
- assemblage automatique, chaque module gère son propre rendez-vous et arrimage
- l'assemblage est géré par un seul tug qui récupère les charges depuis une orbite parking
- plusieurs tugs
- tug unique avec refueling
(voir figure 3.2, p64)
L'intérêt des solutions est évalué en fonction des caractéristiques des systèmes de propulsion, du nombre de modules à assembler et de leur masse, de l'orbite d'assemblage.
(tiens, au fait, que devient PAROM ?)

Bonne lecture :D

Voilà qui est intéressant !

Merci lambda0 pour ces documents que tu sors comme un lapin de magicien (qu'il sort de son chapeau)

Oui un sujet très intéressant.
On parle beaucoup des voyages habités interplanétaires, mais la nécessité d'assembler un grand vaisseau en orbite est assez rarement évoquée.
il est vrai qu'on est finalement assez desservi par la destinations lunaire, la seule qu'on ait atteint et celle pour laquelle certaines agences voudraient remettre le couvert. Fort proche, elle autorise un voyage de quelques jours seulement et donc l'utilisation d'une capsule reste la solution la plus pertinente.
Mais du coup on perd un peu de vue les exigences d'espace de vie bien plus grand pour un voyage qui se compterait en mois.

Pour l'instant il n'y a que les russes qui font mine de s'y intéresser et envisageraient de faire une station d'assemblage en LEO. On en parlait ici :
http://www.forum-conquete-spatiale.fr/russie-f9/roskosmos-proposera-de-creer-une-station-en-orbite-basse-avant-2020-t7322.htm
avec les habituelles relativisations à faire entre les déclarations et la concrétisation.

Je n'ai rien vu de vraiment élaboré à ce sujet dans les plans de la NASA .. mais cela existe sans doute quelque part ?

De toute façon peu probable que cela puisse être fait par une seule agence spatiale (difficultés techniques, coût pharaonique).
Et la mise en place d'une collaboration internationale cohérente et efficace reste encore une chimère.

Mais bon sur FCS ... l'esprit peut vagabonder et le tug tugger

lambda0 a écrit:Cette petite étude (rapport de master d'un étudiant du MIT) est consacrée aux stratégies d'assemblage, pour une station orbitale comme l'ISS, ou pour des missions lunaires et martiennes et traite également de l'optimisation de la capacité des lanceurs.

"Strategies for launch and assembly of modular spacecraft", 2006
(130 pages, 24 Mo, anglais)
http://dspace.mit.edu/handle/1721.1/37886?show=full
http://dspace.mit.edu/bitstream/handle/1721.1/37886/129968976.pdf?sequence=1

Résumé et quelques idées clés

Chapitre 1
Historique, systèmes de docking

Chapitre 2
Quelle devrait être la capacité optimale d'un lanceur ?
Si la capacité est trop faible, l'assemblage d'un vaisseau nécessite un nombre de tirs important, ce qui augmente le risque d'échec. Mais la capacité peut aussi être trop élevée et surdimensionnée, le lanceur est alors sous-utilisé, les charges n'étant pas fractionnables de façon arbitraire. L'optimisation aboutit à deux solutions optimales :
- un lanceur de capacité 28 tonnes, optimal en coût
- un lanceur de capacité 82 tonnes, minimisant le nombre de tirs mais aussi la sous-utilisation par rapport à des capacités plus importantes (voir par exemple tableau 2.1 et fig 2.8, p50)

Intéressant.
Le problème, toutefois, c'est qu'on est obligé de faire des hypothèses sur les besoins futurs sans véritablement savoir ce qu'on va faire dans le futur. Si ça se trouve, après l'ISS, il n'y aura plus de station orbitale avant très longtemps ...

L'information intéressante n'est pas le chiffre précis en lui-même, qui dépend en effet de beaucoup d'hypothèses (peut-être bien qu'une autre étude trouverait 70 tonnes, une autre 90 tonnes, etc.), mais plutôt qu'il existe un optimum qui ne correspond pas nécessairement au plus gros lanceur possible, même pour lancer des vaisseaux vers Mars.
Ce qui n'était pas si intuitif : on pourrait aussi bien penser que l'augmentation de capacité permet des économies d'échelle, rend l'assemblage moins coûteux parce qu'il y a moins de rendez-vous, etc.
Pour ce qui est des besoins futurs, l'étude envisage bien le cas de missions lunaires et martiennes.

A+

L'optimal à 28 tonnes tient-il vraiment uniquement compte des besoins INSTITUTIONNELS futurs ou bien intègre-t-on la possible utilisation sur le marché des lancements commerciaux notamment télécoms (28 tonnes, c'est beaucoup mais en lancement double, ça peut le faire) qui est lui beaucoup plus prévisibles (tout est relatif cependant) ?

Pour le détail, il faudrait que je relise (j'ai poste cette étude en 2009).
De mémoire, non, ça ne traite pas ce type de besoins (satcoms, etc).
Il s'agit de lanceurs pour l'assemblage de grandes structures : stations, vaisseaux interplanétaires.

A+

lambda0 a écrit:Pour le détail, il faudrait que je relise (j'ai poste cette étude en 2009).
De mémoire, non, ça ne traite pas ce type de besoins (satcoms, etc).
Il s'agit de lanceurs pour l'assemblage de grandes structures : stations, vaisseaux interplanétaires.

A+

Si c'est vraiment le cas, l'étude ne sert à rien. Un tel lanceur n'est jamais rentable donc l'optimisation n'aurait pour but que de limiter le risque pris à chaque lancement. Je pense qu'une simple règle de trois doit permettre de déduire ainsi s'il vaut mieux mettre plus d’œufs dans le même panier (au risque de faire une grosse omelette en cas d'échec de lancement ) ou bien s'il faut multiplier les lancements avec plus de risque à long terme de perdre un élément: c'est bien ce qui s'est passé dans l'assemblage de l'ISS mais heureusement (je sais le terme est mal choisi ), Columbia avait remplie sa mission d'assemblage.

Kostya a écrit: c'est bien ce qui s'est passé dans l'assemblage de l'ISS mais heureusement (je sais le terme est mal choisi ), Columbia avait remplie sa mission d'assemblage.

Columbia n'a jamais participé à l'assemblage de l'ISS ;-)Certaines contraintes l'empêchait de le faire. Du coup elle était réservées aux autres missions

Dirk De Winne a écrit:...
Columbia n'a jamais participé à l'assemblage de l'ISS ;-)Certaines contraintes l'empêchait de le faire. Du coup elle était réservées aux autres missions

Autant pour moi, je croyais que la mission STS-107 revenait de l'ISS mais c'était effectivement une mission Spacehab. Reste que quand même cet accident de navette a impacté les autres missions STS destinées elles à assembler l'ISS. C'est aussi un élément à intégrer comme on le voit en ce moment avec les déboires des Soyouz qui impactent non seulement la desserte ISS mais les autres missions de ce type de lanceur.

Tiens, à propos d'assemblage, quels sont les délais minimums entre 2 lancements ? Ou plutôt quelles sont les paramètres qui déterminent ce délai minimum ? Quelqu'un a t-il une réponse ?

Argyre a écrit:Tiens, à propos d'assemblage, quels sont les délais minimums entre 2 lancements ? Ou plutôt quelles sont les paramètres qui déterminent ce délai minimum ? Quelqu'un a t-il une réponse ?

Si je comprends bien la question, il s'agirait de paramètres liés à l'assemblage en orbite lui même (et pas de délais au sol, bien que cela puisse jouer si on doit préparer deux lanceurs en parallèle et réutiliser le même pad pour le lancement).
Pour détailler les élements à prendre en compte (à défaut d'apporter une réponse chiffrée précisément) :
- mise en orbite du premier élément, déploiement de ses panneaux et vérification de son autonomie, stabilisation de son orbite et bonne connaissance de ses paramètres (optimisation du RdV)
- mise en orbite du second élément, ..........., manoeuvres de poursuite et d'approche.
- RDV et arrimage, vérification des connexions entre les deux modules (électrique, ergols, fluides divers)
Je dirai un à 2 mois. (il faut aussi tenir compte des fenêtres de tir favorables)
Cela peut se réaliser en tout automatique (le scénario le plus probable, vu qu'on va utiliser des lanceurs EELV consommables).

D'autres scénarios envisageables si on assemble à proximité d'une station-garage habitée, avec des "mécanos de l'espace" pouvant accèder à volonté au vaisseau en construction pour gérer le RDV et les connexions délicates.

montmein69 a écrit:
Je dirai un à 2 mois. (il faut aussi tenir compte des fenêtres de tir favorables)

J'ai trouvé ça sur Wiki à propos d'Ariane :
"Avec ELA 2 le déroulement du montage de la fusée et son lancement sont profondément modifiés pour limiter les conséquences d'une explosion au décollage et surtout réduire le délai entre deux tirs : un bâtiment d'assemblage est construit à près d'1 km de l'aire de lancement et la fusée est amenée sur le lieu de décollage posée sur une table de lancement qui se déplace sur des rails. Grâce à ces nouvelles installations, le délai entre deux tirs peut être réduit théoriquement de 28 à 18 jours."

Argyre a écrit:Tiens, à propos d'assemblage, quels sont les délais minimums entre 2 lancements ? Ou plutôt quelles sont les paramètres qui déterminent ce délai minimum ? Quelqu'un a t-il une réponse ?

J'ai lu à la suite de ce post les réponses, mais moi je croyais que tu t'intéressais à la période de recouvrement d'obite pour un satellite : en combien de temps repassera-t-il sur la même route au dessus du même point (sans tenir compte de l'heure [non-sunsynchro]) ? J'ai su ça ; mais j'ai oublié. Par exemple pour l'ISS ce serait de l'ordre de un à un mois un demi peut-être (?).

Astro-notes a écrit:

Argyre a écrit:Tiens, à propos d'assemblage, quels sont les délais minimums entre 2 lancements ? Ou plutôt quelles sont les paramètres qui déterminent ce délai minimum ? Quelqu'un a t-il une réponse ?

J'ai lu à la suite de ce post les réponses, mais moi je croyais que tu t'intéressais à la période de recouvrement d'obite pour un satellite : en combien de temps repassera-t-il sur la même route au dessus du même point (sans tenir compte de l'heure [non-sunsynchro]) ? J'ai su ça ; mais j'ai oublié. Par exemple pour l'ISS ce serait de l'ordre de un à un mois un demi peut-être (?).

Oui, c'est un autre de ces fameux paramètres qui comptent pour déterminer les délais. Je pense que ça doit fortement dépendre des caractéristiques de l'orbite. Pour un assemblage en orbite basse, il doit être préférable de choisir une orbite qui reste proche de l'équateur. Et je pense que dans ce cas, on doit pouvoir décoller tous les jours (d'un site proche de l'équater). Pour le cas de l'ISS, je n'en sais fichtre rien, mais il y a souvent eu des retards et le décollage a pu avoir lieu le lendemain ou le surlendemain, il doit donc y avoir une marge de manœuvre importante, éventuellement aux dépens de la consommation énergétique.

A+,
Argyre

Argyre a écrit:

Astro-notes a écrit:

Argyre a écrit:Tiens, à propos d'assemblage, quels sont les délais minimums entre 2 lancements ? Ou plutôt quelles sont les paramètres qui déterminent ce délai minimum ? Quelqu'un a t-il une réponse ?

J'ai lu à la suite de ce post les réponses, mais moi je croyais que tu t'intéressais à la période de recouvrement d'obite pour un satellite : en combien de temps repassera-t-il sur la même route au dessus du même point (sans tenir compte de l'heure [non-sunsynchro]) ? J'ai su ça ; mais j'ai oublié. Par exemple pour l'ISS ce serait de l'ordre de un à un mois un demi peut-être (?).

Oui, c'est un autre de ces fameux paramètres qui comptent pour déterminer les délais. Je pense que ça doit fortement dépendre des caractéristiques de l'orbite. Pour un assemblage en orbite basse, il doit être préférable de choisir une orbite qui reste proche de l'équateur. Et je pense que dans ce cas, on doit pouvoir décoller tous les jours (d'un site proche de l'équater). Pour le cas de l'ISS, je n'en sais fichtre rien, mais il y a souvent eu des retards et le décollage a pu avoir lieu le lendemain ou le surlendemain, il doit donc y avoir une marge de manœuvre importante, éventuellement aux dépens de la consommation énergétique.

A+,
Argyre

Théoriquement il y a possibilité de lancement chaque 12 heures par la simple rotation de la terre qui recoupera le plan de l'orbite voulu. Ensuite moins l'orbite est inclinée par rapport à l'équateur plus les fenêtres de lancements sont longues.

Les principales restrictions concernent souvent les sites de lancement en temps de que tel. Par exemple, la navette n'est jamais lancé vers l'ISS pour les fenêtre vers le Sud-Est, simplement parce qu'il serait innaproprié d'avoir des étages de fusées retombant aux Bahamas. C'est pour cette raison que tous les lancements de navette vers l'ISS se font vers le N-E.

Ah, c'est bon Eyetam, je me disais, mais pourquoi me rappeler une telle évidence, ce n'est pas son genre ! Bien évidement dans mon post j'oubliais de dire que je pensais au délai nécessaire et indispensable pour un rendez vous spatial entre un passage au zénith d'un pad de tir avec une cible et le suivant. Si pour une raison quelconque, il faut reporter un lancement, il faudra attendre qqs jours avant que ne se représentent des paramètres identiques, et si l'éclairage solaire où l'heure sont importants cela sera encore plus long. Il faudra au final en plus de tout ce que pense Argyre ajouter la contrainte orbitographique.
Cela peut être pire ; pensons (entre autre) au délai d'un an entre le lancement loupé de Phobos Grunt avec Mars en 2010 et le suivant en 2011.

Astro-notes a écrit:Ah, c'est bon Eyetam, je me disais, mais pourquoi me rappeler une telle évidence, ce n'est pas son genre !

Le genre de qui?

Astro-notes a écrit:Bien évidement dans mon post j'oubliais de dire que je pensais au délai nécessaire et indispensable pour un rendez vous spatial entre un passage au zénith d'un pad de tir avec une cible et le suivant. Si pour une raison quelconque, il faut reporter un lancement, il faudra attendre qqs jours avant que ne se représentent des paramètres identiques, et si l'éclairage solaire où l'heure sont importants cela sera encore plus long. Il faudra au final en plus de tout ce que pense Argyre ajouter la contrainte orbitographique.

Vous semblez dire (puisque vos propos sont plus ou moins bien formulés) que pour lancer un véhicule vers une cible en orbite il faut systématiquement attendre que cette cible passe au zenith... C'est faux puisqu'il y a toujours moyen de sacrifier quelques jours en poursuite orbitale et rendez-vous si la cible se trouve éloignée lors du lancement. Les détails de l'orbite cible et du véhicule effectuant la poursuite viendra au final limiter le temps de poursuite maximum.

Astro-notes a écrit:Cela peut être pire ; pensons (entre autre) au délai d'un an entre le lancement loupé de Phobos Grunt avec Mars en 2010 et le suivant en 2011.

Il y a une différence entre fenêtre de lancement et saison de lancement. Ne mélangons pas pommes et oranges ou plutôt rendez-vous en orbite et trajectoire interplanétaire...

Désolé de venir troubler les conjectures en cours mais combien d'entre vous ont la mémoire courte ? Lors des premiers assemblages en orbite de l'histoire de la conquête spatiale (i.e. Gemini 6 à 12), il y avait moins de 15 jours entre deux lancements... Peut-être quelqu'un peut nous retrouver les dates de lancement des ATVs (Agena Target Vehicle) ayant servi pour ces RDVs car elles sont moins connues que celles des capsules Gémini elles-mêmes. Je suis donc d'accord avec l'hypothèse théorique d'Eyetam qui suppose cependant que les deux tirs se fassent du même site. Il est toujours possible de réaliser des délais plus courts voire une quasi simultanéité si on utilise deux sites de lancements suffisamment séparés géographiquement (et surtout n'utilisant pas d'installations communes hors stations de poursuite). Enfin, si on veut réaliser un assemblage au plus rapide, il va de soi qu'il faut utiliser plusieurs pads de tir (par exemple, une Ariane5 avec un ATV-like depuis ELA-3 et un Soyouz depuis l'ELS de Sinnamary...en supposant aussi un dédoublement de certaines installations communes) pour s'affranchir des délais imposés sur chacun par la préparation des campagne de lancement.

Eyetam a écrit:

Astro-notes a écrit:Ah, c'est bon Eyetam, je me disais, mais pourquoi me rappeler une telle évidence, ce n'est pas son genre !

Le genre de qui?

Pas de mauvaise interprétation Eyetam, ce n'était qu'un compliment. Voyant une réponse aussi lapidaire de ta part, j'en ai déduit que j'avais mal ficelé mon argumentaire. C'était le cas, dont acte.

Astro-notes a écrit:Bien évidement dans mon post j'oubliais de dire que je pensais au délai nécessaire et indispensable pour un rendez vous spatial entre un passage au zénith d'un pad de tir avec une cible et le suivant. Si pour une raison quelconque, il faut reporter un lancement, il faudra attendre qqs jours avant que ne se représentent des paramètres identiques, et si l'éclairage solaire où l'heure sont importants cela sera encore plus long. Il faudra au final en plus de tout ce que pense Argyre ajouter la contrainte orbitographique.

Vous semblez dire (puisque vos propos sont plus ou moins bien formulés) que pour lancer un véhicule vers une cible en orbite il faut systématiquement attendre que cette cible passe au zenith... C'est faux puisqu'il y a toujours moyen de sacrifier quelques jours en poursuite orbitale et rendez-vous si la cible se trouve éloignée lors du lancement. Les détails de l'orbite cible et du véhicule effectuant la poursuite viendra au final limiter le temps de poursuite maximum.

...

Pour la suite du sujet, il suffit que Argyre ajoute à tous les pb qui peuvent retarder un second tir, et dans le cas d'un rendez-vous, l’éphéméride devient aussi un argument contraignant.