TSTO réutilisable sans protection thermique

Bonjour,
Voilà l'idée :
Un lanceur kerolox bi-étage entièrement réutilisable.
Le freinage pour le rentrée ne se fait pas par frottement dans l'atmosphère mais plutôt par l'emport de carburant en excès sur chacun des deux étages.
L'étage orbital est évidement celui qui pose le plus de difficultés.
Pour la rentrée celui-ci effectue tout d'abord une manœuvre pour decirculariser son orbite de sorte à avoir plus de marge pour un freinage avec une décélération pas trop violente jusqu'à atteindre une vitesse inférieure à Mach3 avant l'entrée danss les couches significativement denses de l'atmosphère.
Bien, de Mach25 à Mach3 ça fait un sacré dV !
D'un point de vue performance, l'engin n'est pas une formule 1. Mais d'un point de vue coût cette big dumb rocket peut trouver sa justification : coût d'entretien minime, coût par vol ramené à coût du système / nombre de vols + coût carburant.
Est-ce que quelqu'un pourrait faire le bilan masse d'un engin de ce type ayant une capacité de charge utile d'une vingtaine de tonne en LEO ?
À vue de nez j'aurais envie de dire cent à cent-cinquante tonnes pour l'étage orbital selon que l'on ramène ou pas la charge utile. Plus de trois-cent tonnes le premier étage...
Merci pour votre temps et votre indulgence :roll:

Alpha Centaurus a écrit:Bonjour,
Voilà l'idée :
Un lanceur kerolox bi-étage entièrement réutilisable.
Le freinage pour le rentrée ne se fait pas par frottement dans l'atmosphère mais plutôt par l'emport de carburant en excès sur chacun des deux étages.
L'étage orbital est évidement celui qui pose le plus de difficultés.
Pour la rentrée celui-ci effectue tout d'abord une manœuvre pour decirculariser son orbite de sorte à avoir plus de marge pour un freinage avec une décélération pas trop violente jusqu'à atteindre une vitesse inférieure à Mach3 avant l'entrée danss les couches significativement denses de l'atmosphère.
Bien, de Mach25 à Mach3 ça fait un sacré dV !
D'un point de vue performance, l'engin n'est pas une formule 1. Mais d'un point de vue coût cette big dumb rocket peut trouver sa justification : coût d'entretien minime, coût par vol ramené à coût du système / nombre de vols + coût carburant.
Est-ce que quelqu'un pourrait faire le bilan masse d'un engin de ce type ayant une capacité de charge utile d'une vingtaine de tonne en LEO ?
À vue de nez j'aurais envie de dire cent à cent-cinquante tonnes pour l'étage orbital selon que l'on ramène ou pas la charge utile. Plus de trois-cent tonnes le premier étage...
Merci pour votre temps et votre indulgence :roll:

http://fr.wikipedia.org/wiki/%C3%89quation_de_Tsiolkovski

Tu as tout sauf la masse d'ergols, que tu peux donc calculer. Si tu veux plusieurs étages, il suffit de diviser le dV en plusieurs parties.

A+
Argyre

C'est a peu de chose près ce que développe SpaceX.

xapon a écrit:C'est a peu de chose près ce que développe SpaceX.

Chez SpaceX, pour le retour une grande partie se serait en vol non propulsé où le freinage atmosphérique serait exploité pour réduire en grande partie la vitesse - surtout en ce qui concerne le second étage : la propulsion ne se ferait utilisée pour la mise sur la trajectoire de retour, pour le guidage et pour la phase finale atterrissage, mais pas la majorité de la décélération nécessaire.

Ce que propose Alpha Centaurus me semble assez différent (si j'ai bien compris): pratiquement tout en propulsif - sauf en dessous de Mach 3 ce qui revient à faire passer le delta V - grosso modo - de 8000 m/ s à 8 000 + 340 x (25-3) = 15 480 m/s

La masse initiale pour 15480 m/s serait alors multipliée par exp (7480/3000) # 12 - pour une vitesse d’éjection des gaz de 3000 m/s (celle du kérox) - par rapport à celle nécessaire pour 8 000 m/s et le lanceur deviendrait gigantesque.

Démonstration sous volet de : m’ _i /m _i= e^(∆(∆V)/ V_e) avec ∆(∆V) : augmentation nécessaire du ∆V pour le nouveau procédé

Spoiler:

Merci Argyre pour ton aide.
Effectivement Giwa, c'était bien l'idée... farfelue. Remplacer le bouclier thermique de l'étage orbital d'un lanceur comme le falcon 9 réutilisable par... plus de propergol pour un freinage propulsif.

Si je commence par calculer la masse des ergols nécessaires pour ramener 20 x 10³kg depuis LEO (7890 m/s à 200km) jusqu’à une vitesse de Mach 3 (1020 m/s) :
En reprenant Tsiolkovski :
Δv=v_e ln(m_i/m_f)
m_i= m_{f *}exp (Δv/ v_e)
avec :
Δv = 6870 m/s
v_e= 3000 m/s environ pour un moteur kerolox
m_f= 0.08 m_i+ 20 x 10³kg (la fraction sèche de 8% est un peu supérieure à celle du falcon 9)

ce qui donne donc la masse minimale que doit avoir le second étage une fois en orbite :
m_i= (0.08 m_i+ 20 x 10³) exp (6870/3000)
m_{i =}197.5 x 10³/ 0.21
m_{i =}940 x 10³kg :eeks:
j'ai dû me tromper quelque part... :scratch:
on n'a pas besoin de 1000 tonnes pour faire passer 20 tonnes de 0 à 8000 m/s... pourquoi il en faudrait autant pour passer de 8000 à 1000 ?????
:study:

Alpha Centaurus a écrit:
j'ai dû me tromper quelque part... :scratch:
on n'a pas besoin de 1000 tonnes pour faire passer 20 tonnes de 0 à 8000 m/s... pourquoi il en faudrait autant pour passer de 8000 à 1000 ?????
:study:

Non, tu es bien dans un ordre de grandeur plausible pour tes calculs … et oui, le rapport de masse peut être seulement de l’ordre de 2 % pour l’orbite basse ... et encore moins pour plus haut !

C’est pourquoi l’on rêve d’engins capables de puiser le plus longtemps possible l’oxygène dans l’atmosphère tel le projet Skylon ou celui que cogite maintenant la Chine … en attendant l’ascenseur spatial ou le canon électromagnétique géant !

Si on prend l’exemple d’un lanceur comme Ariane V dont le moteur central Vulcain éjecte de la vapeur d’eau à plus de 4000 m/s, en LEO :
pour une masse initiale de 750 t, on satellise 20 t.
Voir : http://fr.wikipedia.org/wiki/Ariane_5

Et l’ISP du LO2 /Kérosène n’est que de 320 s au lieu de 435 s pour LO2/ LH2 du moteur Vulcain.
http://fr.wikipedia.org/wiki/Fus%C3%A9e_%28astronautique%29

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

Alpha Centaurus a écrit:
j'ai dû me tromper quelque part... :scratch:
on n'a pas besoin de 1000 tonnes pour faire passer 20 tonnes de 0 à 8000 m/s... pourquoi il en faudrait autant pour passer de 8000 à 1000 ?????
:study:

Dans les grandes lignes, tu ne t'es pas trompé (je dirais même que le Δv à prendre en compte pour le dimensionnement est nettement supérieur, car une partie sert à lutter contre la gravité sans se traduire par une variation de vitesse réelle). C'est parce que, contrairement à un lanceur, tu fais ce grand Δv avec un seul étage, qui plus est d'impulsion spécifique relativement faible.:study:
On doit pouvoir diminuer la masse dans une certaine mesure en faisant de l'étagement, l'inconvénient étant que ça va à l'encontre de l'objectif de simplicité recherché ...
Cela dit, ce type de questionnement est tout à fait pertinent, même si hélas une idée a priori séduisante sur le papier ne résiste pas toujours à l'analyse.

Giwa a écrit:
Alpha Centaurus a écrit:
j'ai dû me tromper quelque part... :scratch:
on n'a pas besoin de 1000 tonnes pour faire passer 20 tonnes de 0 à 8000 m/s... pourquoi il en faudrait autant pour passer de 8000 à 1000 ?????
:study:
Non, tu es bien dans un ordre de grandeur plausible pour tes calculs … et oui, le rapport de masse peut être seulement de l’ordre de 2 % pour l’orbite basse ... et encore moins pour plus haut !

C’est pourquoi l’on rêve d’engins capables de puiser le plus longtemps possible l’oxygène dans l’atmosphère tel le projet Skylon ou celui que cogite maintenant la Chine … en attendant l’ascenseur spatial ou le canon électromagnétique géant !

Si on prend l’exemple d’un lanceur comme Ariane V dont le moteur central Vulcain éjecte de la vapeur d’eau à plus de 4000 m/s, en LEO :
pour une masse initiale de 750 t, on satellise 20 t.
Voir : http://fr.wikipedia.org/wiki/Ariane_5

Et l’ISP du LO2 /Kérosène n’est que de 320 s au lieu de 435 s pour LO2/ LH2 du moteur Vulcain.
http://fr.wikipedia.org/wiki/Fus%C3%A9e_%28astronautique%29

CosmoS a écrit:
Alpha Centaurus a écrit:

j'ai dû me tromper quelque part...
on n'a pas besoin de 1000 tonnes pour faire passer 20 tonnes de 0 à 8000 m/s... pourquoi il en faudrait autant pour passer de 8000 à 1000 ?????
Dans les grandes lignes, tu ne t'es pas trompé (je dirais même que le Δv à prendre en compte pour le dimensionnement est nettement supérieur, car une partie sert à lutter contre la gravité sans se traduire par une variation de vitesse réelle). C'est parce que, contrairement à un lanceur, tu fais ce grand Δv avec un seul étage, qui plus est d'impulsion spécifique relativement faible.
On doit pouvoir diminuer la masse dans une certaine mesure en faisant de l'étagement, l'inconvénient étant que ça va à l'encontre de l'objectif de simplicité recherché ...
Cela dit, ce type de questionnement est tout à fait pertinent, même si hélas une idée a priori séduisante sur le papier ne résiste pas toujours à l'analyse.

Merci les gars !:ven:

Je me disait bien aussi que s'il y avait le moindre espoir d'aller en orbite et d'en revenir en ne dépensant que des ergols on s'en serait aperçu assez tôt et personne n'aurait été jeter des fusées flambant neuves à plusieurs centaines de millions après un seul et unique usage !!! :suspect:
Je voulais en avoir le coeur net... comme pour enterrer définitivement cette idée saugrenue

A moins que... :sage:
A moins que l'on considère l'utilisation ISRU de gisements spatiaux.
Si l'on arrive à faire un SSTO pas trop gros et qu'on dédie les premiers futurs vols à aller ramasser des astéroids de glace, on pourrait produire en orbite terrestre (et ailleurs) de quoi remplir les réservoirs de la fusée de Tintin pour qu'elle reprenne le chemin inverse en tout propulsif...

Dans le cas où la charge utile comprendrait des humains, il serait bon pour le commerce de prévoir un bouclier thermique de secours pour leur capsule détachable.
Si l'on considère une fiabilité comparable à celle obtenue par les technologies actuelles, un lanceur à usage unique a environ un taux d'échec autour de 1%. On peut faire une hypothèse conservatrice et dire que ce taux monte à 5% en cas d'usage répété avec maintenance minimale. Ce qui fait une durée de vie pratique pour un lanceur de 20 vols. C'est assez conservateur comme hypothèse...
Avec une flotte de 10 lanceurs et un coût global du système de 10 G$ mettons... ça fait 50 millions la ballade, 2500$ le kg... ça peut encore être moins cher s'il y a assez de demande pour construire des lanceurs supplémentaires qui feraient chuter la charge des investissements initiaux par vol. Le coût peut être encore bien moins cher si l'on adapte un lanceur existant sans créer de société / infrastructures nouvelles.

Je ne comprend pas pourquoi rien n'a été fait à ce jour pour tenter le moindre début de démonstration d'ISRU !!!???

Malgré l'accident survenu lors du retour de la navette spatiale Columbia , on maitrise de mieux en mieux le retour par bouclier thermique en utilisant le freinage atmosphérique et il n'y a aucun intérêt à revenir en tout propulsif à part de gaspiller des ergols (ce qui permet d'augmenter la Consommation et le PIB ;) ) et d'alourdir considérablement les structures.

Je reviens sur ce que préconise Elon Musk de Space X qui peut entretenir la confusion à ce sujet pour le réutilisable: ce n'est pas de revenir en tout propulsif, mais d'utiliser cela uniquement pour trois points délicats du retour : la mise sur la trajectoire de retour, ensuite le guidage pour ne pas dévier en position de cette trajectoire programmée tout en gardant une bonne attitude, puis la phase finale de l’atterrissage ( qui pourrait être aussi un amerrissage pour les premiers essais) ; bien cela augmente la quantité de propergols à emporter, mais sans commune mesure avec un retour en tout propulsif car le freinage principal reste assuré par l’atmosphère ( à ce sujet,il faut savoir qu'un étage de fusée s'il est assez solide pour ne pas se disloquer - même sans parachute et rétrofusée - ne retombera sur le sol "que" vers 500 km/ h : ce n'est rien par rapport à 28 000 km/h nécessaire à une satellisation ; comme une personne sans parachute tombant d'un avion ne rejoint le sol qu' à une vitesse limite de chute "que" d'environ 250 km/h : bon d'accord , mieux ne vaut pas être dans ce cas ... même si dans les annales on trouve quelques rescapés ayant trouvés par hasard un terrain pour amortir suffisamment le choc (branchages très fins , suivi d'une arrivée dans un épais matelas de neige peu compacte)

Sinon du côté du retour par freinage atmosphérique, il y a certainement encore des progrés à faire pour le rendre plus progressif et contrôlable et moins violent par exemple avec des boucliers gonflables de grande envergure qu'étudient la NASA ou le IXV de l'ESA.

Mais cela n'empêche pas effectivement de faire des recherches pour la fabrication d'ergols dans l'Espace par ISRU par exemple pour alunir puisque dans ce cas on ne peut envisager de freinage atmosphérique.

Mais il faut savoir aussi qu'une fois l’Espace atteint - pour la navigation interplanétaire- , on peut utiliser des moteurs ioniques à faible poussée, mais à très grande vitesse d'éjection qui permettent sur de longues durées de grands deltas V en consommant peu d'éjectat propulsif et/ou des voiliers photoniques et/ou protoniques qui eux n'éjectent aucune matière propre.

TSTO réutilisable sans protection thermique

TSTO réutilisable sans protection thermique

Mer 28 Aoû 2013 - 1:43

Re: TSTO réutilisable sans protection thermique

Mer 28 Aoû 2013 - 10:35

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Mer 28 Aoû 2013 - 12:07

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Mer 28 Aoû 2013 - 15:03

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Mer 28 Aoû 2013 - 21:17

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Mer 28 Aoû 2013 - 23:02

Re: TSTO réutilisable sans protection thermique

Mer 28 Aoû 2013 - 23:42

Re: TSTO réutilisable sans protection thermique

Jeu 29 Aoû 2013 - 0:29

Re: TSTO réutilisable sans protection thermique

Jeu 29 Aoû 2013 - 7:54