Pertinence d'un 1er étage "navette"

Bonjour

Avez-vous entendu parler de CECI ?
Pertinence d'un 1er étage "navette" XS_1a

En gros, c'est un projet DARPA de petit lanceur avec un 1er étage réutilisable de type navette qui décolle du sol et largue vers 3000m/s un 2eme étage fusée classique.

Ma première réaction a été "Encore une navette ? Ils ont de l'argent à jeter par les fenêtre aux USA"

Mais après réflexion, ne serait-ce pas au contraire une bonne idée ? Car :
- Le 1er étage est la partie la plus coûteuse d'un lanceur classique, donc la partie la plus intéressante à réutiliser.
- Contrairement à l'ex navette sont tout la masse devait être hissé en LEO, on a un mauvais indice structurel uniquement pour le 1er étage, ce qui est beaucoup moins pénalisant
- Contrairement à l'ex navette et sa délicate rentrée atmosphérique à Mach 25 depuis la LEO, on aurait seulement mach 10 à quelques dizaines de km, ce qui doit être beaucoup plus simple à gérer, d'autant plus qu'il y a eu des progrès en matériaux depuis les années 80-90

Avec de bons moteurs fusée réutilisables longtemps et sans trop d'entretien (ça existe déjà ?), ne serait-ce pas un bon moyen pour réduire fortement le cout du Kg mis en orbite, pour de petites charges ?

Je pense que tu parles du projet XCOR Aerospace.
Un sujet a ce propos est ouvert ici: http://www.forum-conquete-spatiale.fr/t5430p30-le-lynx-d-xcor-aerospace?highlight=Xcor

Pertinence d'un 1er étage "navette" Scree226

Pertinence d'un 1er étage "navette" Scree226

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

Lynx ne devrait pas servir pour la DARPA, ou alors j'ai loupé un épisode...:scratch:

wakka a écrit:Je pense que tu parles du projet XCOR Aerospace.
Un sujet a ce propos est ouvert ici: http://www.forum-conquete-spatiale.fr/t5430p30-le-lynx-d-xcor-aerospace?highlight=Xcor

Le projet DARPA implique un "rocket plane" beaucoup plus gros (largage du 2eme étage à Mach 10, et 1.5t à 2.5t en LEO), mais il y a en effet beaucoup de points communs. Peut-être que XCOR va d'ailleurs proposer une version bodybuildée de son Lynx à la Darpa ;)

Cependant, le but de ce fil est plutôt de discuter de la pertinence de ce type de solution pour envoyer à coût réduit des charges en orbite.

**Laïka** Messages : 487 Inscrit le : 23/05/2008 Age : 44 Localisation : .

Il s'agit bien d'un " nouveau projet " qui remplace le RBS (tentative de réutilisation d'un étage) abandonné.

" On a pas réussi à faire simple, on réessaye plus compliqué " je suis septique.

http://www.spacenews.com/article/launch-report/37205darpa-to-start-reusable-launch-vehicle-program

Carlito a écrit:Le projet DARPA implique un "rocket plane" beaucoup plus gros (largage du 2eme étage à Mach 10, et 1.5t à 2.5t en LEO), mais il y a en effet beaucoup de points communs. Peut-être que XCOR va d'ailleurs proposer une version bodybuildée de son Lynx à la Darpa ;)

Cependant, le but de ce fil est plutôt de discuter de la pertinence de ce type de solution pour envoyer à coût réduit des charges en orbite.

La DARPA va faire un appel d'offres pour la Phase 1 du XS-1, mais en fin de Phase 3, il faudrait démontrer 10 vols en 10 jours dont 1 à Mach 10 et 1 avec insertion d'une charge utile en orbite. Le but est d'arriver à un coût inférieur à 5 M$ par lancement avec plus de 10 lancements par an. Quand on voit le temps que met Virgin pour mettre au point le SS2, un petit avion suborbital, c'est pas gagné pour un gros.
Mais apparemment ce n'est pas forcément un avion (pas forcément d'ailes donc) [source : Questions-réponses après la présentation de Pam Melroy, Dir. Adjoint du DARPA Tactical Technology Office : http://www.livestream.com/aiaa/video?clipId=pla_7392bc56-dba0-4250-a88f-0188c2fb049c&utm_source=lslibrary&utm_medium=ui-thumb]

C'est toujours pareil : SI on a un bon gros moteur Mach 10 vraiment réutilisable et SI la protection thermique est au point, ça doit être rentable. Mais ce n'est pas pour demain

cosmochris a écrit:en fin de Phase 3, il faudrait démontrer 10 vols en 10 jours dont 1 à Mach 10 et 1 avec insertion d'une charge utile en orbite.

Que visent-ils en terme de masse de payload ? En une seule charge à satelliser ou en multipliant des petites (comme des cubesats) ?

Je ne saisis pas bien l'intérêt d'un décollage autonome avec une "navette porteuse". La technique de Pegasus sous son avion porteur n'est-elle pas plus simple ou celle du lanceur suisse S3 là aussi avec un avion porteur comme tout premier étage ?

Mais que viennent faire ces "fenêtres" dans le museau de l'astronef ? Ce serait moins cher sans pilote. Pourquoi toujours penser à mettre un astronaute dans l'avion ?
Peut-être, pense - t- on, que cela ferait baisser le taux de chomage...

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

montmein69 a écrit:
cosmochris a écrit:en fin de Phase 3, il faudrait démontrer 10 vols en 10 jours dont 1 à Mach 10 et 1 avec insertion d'une charge utile en orbite.
Que visent-ils en terme de masse de payload ? En une seule charge à satelliser ou en multipliant des petites (comme des cubesats) ?

Je ne saisis pas bien l'intérêt d'un décollage autonome avec une "navette porteuse". La technique de Pegasus sous son avion porteur n'est-elle pas plus simple ou celle du lanceur suisse S3 là aussi avec un avion porteur comme tout premier étage ?

Même question que montmein....quid de son lanceur? (ou de son mode de lancement?)

Sidjay a écrit:
montmein69 a écrit:Que visent-ils en terme de masse de payload ? En une seule charge à satelliser ou en multipliant des petites (comme des cubesats) ?

Je ne saisis pas bien l'intérêt d'un décollage autonome avec une "navette porteuse". La technique de Pegasus sous son avion porteur n'est-elle pas plus simple ou celle du lanceur suisse S3 là aussi avec un avion porteur comme tout premier étage ?
Même question que montmein....quid de son lanceur? (ou de son mode de lancement?)

Masse visée : 1,5 - 2,5 t en LEO.

L'intérêt, c'est d'avoir un premier étage réutilisable, cad un premier étage "navette", pour baisser fortement le coût de lancement. Avec Pegasus, on récupère l'avion, qui contribue de façon négligeable au delta V.

cosmochris a écrit:L'intérêt, c'est d'avoir un premier étage réutilisable, cad un premier étage "navette", pour baisser fortement le coût de lancement. Avec Pegasus, on récupère l'avion, qui contribue de façon négligeable au delta V.

Tout à fait. Un avion porteur subsonique, c'est au mieux 300 m/s à une dizaine de km d'altitude et pas sur la bonne trajectoire. Cela des avantages, mais cela contribue fort peu à la mise en orbite.

En revanche, un largage à plus de 3000m/s, à plusieurs dizaines de km d'altitude après avoir vaincu l'essentiel de la résitance de l'air et des pertes par gravité, c'est une grosse part de l'effort. C'est plus que les EAP d'Ariane 5, et autant que le 1er étage d'une falcon 9.

L'ennui, c'est que la masse à vide d'une navette est forcément très supérieure au 1er étage d'une falcon 9.

Carlito
Question toute subsidiaire, certes 300 ms ce n'est pas aussi intéressant que 3000 ms, mais pourquoi l'avion ne larguerait-il
pas Pegasus sur la bonne trajectoire ? Je croyais que c'était la justement un point fort avec la météo toujours bonne.

Ce projet XS-1 devrait se poursuivre en parallèle avec le projet ALASA (Airborne Launch Assist Space Access ) déjà en cours pour des satellites jusqu’à 45 kg et qui implique Boeing, Lockheed Martin et Virgin Galactic ; voir Space News déjà cité par Laïka .

Spoiler:

.

Dans le projet ALASA ne va-t-on utiliser WK2 avec Launcherone ou un dérivé de celui-ci ?

On peut penser aussi un Lynx modifié de X-COR qui travaille conjointement avec ULA (United Launch Alliance), entreprise commune à Boeing et Lockheed Martin ?

Et si on rajoute Space X et son Falcon réutilisable, cela fourmille de projets.

Mais pour tirer vraiment un bénéfice important d'un premier étage réutilisable, il faut effectivement que cet étage propulse à une vitesse suffisante de l'ordre de 2 à 3000 m /s les étages supérieures et seuls les projets XS-I et le Falcon réutilisable semblent correspondre à cet objectif.

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

Giwa a écrit:
On peut penser aussi un Lynx modifié de X-COR qui travaille conjointement avec ULA (United Launch Alliance), entreprise commune à Boeing et Lockheed Martin ?

Qui, au passage, viennent d'annoncer des progrès significatifs dans le programme de développement du moteur à hydrogène liquide (LH2) conçu par XCOR/ULA. Le LH2 d'XCOR est destiné pour être un moteur cryotechnique prêt au vol, propulsant un engin avec + de 25 000 lbf (soit 11,33tonnes de poussée) avec un potentiel allant jusqu'à 50 000 lbf de Poussée ou plus (~25 tonnes). Croyez-vous que ces données pourraient convenir pour faire décoller le XS-1?

(Source: SpaceRef)
XCOR and ULA announced significant progress today in the XCOR/ULA liquid hydrogen (LH2) engine development program. "We are happy to announce that we have successfully operated our liquid hydrogen pump at full design flow rate and pressure conditions," said XCOR Chief Executive Officer Jeff Greason.

Conceived as a lower-cost, risk-managed program, the XCOR LH2 engine program is intended to produce a flight-ready cryogenic upper-stage engine in the 25,000 lbf thrust class with growth potential up to 50,000 lbf thrust or more. When complete, it should cost significantly less to produce and be easier to operate than competing rocket engine technologies.

Sidjay a écrit:
Giwa a écrit:
On peut penser aussi un Lynx modifié de X-COR qui travaille conjointement avec ULA (United Launch Alliance), entreprise commune à Boeing et Lockheed Martin ?

Qui, au passage, viennent d'annoncer des progrès significatifs dans le programme de développement du moteur à hydrogène liquide (LH2) conçu par XCOR/ULA. Le LH2 d'XCOR est destiné pour être un moteur cryotechnique prêt au vol, propulsant un engin avec + de 25 000 lbf (soit 11,33tonnes de poussée) avec un potentiel allant jusqu'à 50 000 lbf de Poussée ou plus (~25 tonnes). Croyez-vous que ces données pourraient convenir pour faire décoller le XS-1?

(Source: SpaceRef)
XCOR and ULA announced significant progress today in the XCOR/ULA liquid hydrogen (LH2) engine development program. "We are happy to announce that we have successfully operated our liquid hydrogen pump at full design flow rate and pressure conditions," said XCOR Chief Executive Officer Jeff Greason.

Conceived as a lower-cost, risk-managed program, the XCOR LH2 engine program is intended to produce a flight-ready cryogenic upper-stage engine in the 25,000 lbf thrust class with growth potential up to 50,000 lbf thrust or more. When complete, it should cost significantly less to produce and be easier to operate than competing rocket engine technologies.

A lire ceci: http://xcor.com/press/2013/13-09-23_XCOR_ULA_announce_hydrogen_engine_milestone.html
il s'agit d'un moteur-fusée qui serait alimenté en LOX et aussi pour LH2 par des pompes à pistons pour un étage supérieur.

Cela ne correspond pas donc à un premier étage, mais la nouvelle est quand même de première importance car paradoxalement ce retour à des pompes à piston au lieu de turbines est révolutionnaire ... et d'ailleurs stricto sensu, une révolution n'est-ce pas çà ?

Évidemment ces nouvelles pompes à pistons, se trouvent être bien plus performantes que celles du temps jadis.

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

Merci de ta réponse Giwa.
En supposant que ce XS-1 décolle à la façon du Lynx, est-il possible qu'un tel engin soit équipé de ces futurs moteurs? seront-ils asse puissants?

Sidjay a écrit:Merci de ta réponse Giwa.
En supposant que ce XS-1 décolle à la façon du Lynx, est-il possible qu'un tel engin soit équipé de ces futurs moteurs? seront-ils asse puissants?

Difficile de répondre,il nous faudrait un expert.

X-COR a aussi développé des moteurs kérox/LOX qui conviendraient peut-être mieux pour un premier étage : moins grande ISP (défaut) , mais plus forte poussée (qualité) . C'est d'ailleurs souvent le choix que l'on fait pour les étages inférieurs où l'on privilégie la poussée au détriment de l'ISP (c'est bien le cas des boosters à poudre)

Astro-notes a écrit:Carlito
Question toute subsidiaire, certes 300 ms ce n'est pas aussi intéressant que 3000 ms, mais pourquoi l'avion ne larguerait-il
pas Pegasus sur la bonne trajectoire ? Je croyais que c'était la justement un point fort avec la météo toujours bonne.

Je pensais simplement au fait qu'une fusée larguée à l'horizontale n'a pas ses 300 m/s avec le bon angle, vu que l'on veut prendre de l'altitude le plus vite possible au début du vol. Je suppose (mais peut-être à tort) qu'une partie des 300 m/s se perd lors du changement de direction vers le haut, ou à cause d'autres pertes liés aux dispositifs pour permettre ce changement de direction.

Le cas de la pegasus est quand même compliqué
- Les ailes génèrent de la portance et aident au changement de direction, mais augmentent la masse à vide et la trainée.
- L'empennage pose les mêmes problèmes mais permet de se contenter d'une tuyère fixe.
- Tout cela se marie bien avec la structure résistante de la propulsion solide, mais semble exclure la propulsion liquide avec ses moteurs performants et ses bons indices structurels.
:scratch:

Pour la séparation, ça à l'air plus simple de le faire à Mach 10 et avec le bon vecteur vitesse à plusieurs dizaines de km d'altitude, vu la très faible densité atmospherique, mais bon, il faut d'abord réussir à construire une super navette avec un indice structurel pas trop catastrophique.

OK Carlito, il s'agit donc du changement d'angle entre le vol horizontal et le vol avec une incidence qui va bien.
Mais peut-être en va-t-il de même pour le vol à décollage vertical pour ensuite basculer vers le vol horizontal
nécessaire à la mise en orbite (?). Merci pour l'envoi de ton point de vue.

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

Giwa a écrit:Cela ne correspond pas donc à un premier étage, mais la nouvelle est quand même de première importance car paradoxalement ce retour à des pompes à piston au lieu de turbines est révolutionnaire ... et d'ailleurs stricto sensu, une révolution n'est-ce pas çà ?

Évidemment ces nouvelles pompes à pistons, se trouvent être bien plus performantes que celles du temps jadis.

En aparté, la pompe à piston XCOR/ULA sera destinée à un nouveau moteur devant être utilisé sur Delta IV, ainsi que sur l'étage centaure de l'Atlas5. Actuellement ces deux étages supérieurs seraient connus comme non-évolués.
http://www.flightglobal.com/news/articles/xcor-completes-crucial-tests-for-rocket-piston-pump-390873/

Peut-on avoir confiance dans les annonces d'XCOR ? Leur pompes à pistons peuvent-elle vraiment permettre la construction des moteurs performant et très reutilisable qu'il faudrait pour un 1er étage navette ? Ils communiquent sur la masse de leur moteur, sa poussée, son ISP,... ?

J'aime bien ce premier pas vers du réutilisable et je partage le sentiment de Carlito sur ses avantages potentiels.

En quoi les pompes à pistons sont-elles révolutionnaires par rapport aux turbines ? (pas de provoc, juste une question d'ignorant)

Pour ma part, j'imagine souvent que la mise au point d'un avion capable de passer au stato (mach 5) voir au super stato (actuellement mach 10 mais théoriquement plus) serait l'idéal pour balancer une fusée et servir donc comme 1er étage. Un compromis peut-être plus accessible qu'un RLV complet. Mais voir les difficultés des vols HTV du programme Falcon de la Darpa sur le scramjet. http://en.wikipedia.org/wiki/DARPA_Falcon_Project

Il suffit de relire le texte déjà cité par Sidjay :
Xcor completes crucial tests for rocket piston pump

dont voici cet extrait final sous volet en anglais accompagné de sa traduction brute par Google :

Spoiler:

L’un des intérêts des pompes à piston par rapport aux turbines, c’est qu’il n’est plus nécessaire de pressuriser les réservoirs pour éviter le désamorçage des pompes et ainsi on réduit la complexité et la masse à vide de l'étage.

Un autre intérêt, c’est que les pompes à piston peuvent moduler les débits en fonction de la demande de manière plus précise et sur une plus grande plage.

Évidemment il y avait un inconvénient, sinon on ne serait pas passé aux turbines : le mouvement alternatif est plus heurté et moins souple que le rotatif ce qui entrainait une usure plus rapide et limitait les débits.

Mais les progrès sur les matériaux et la précision des usinages permettent maintenant d’obtenir des pompes à piston à haute fréquence, et à fort débit sans avoir des volumes excessifs des pistons, donc qui restent légères et qui ne s’usent que si l’on s’en sert comme une pile électrique « merveilleuse » (que vous pouvez traduire en anglais par un merveilleux traducteur auto) … mais très lentement !

Mais attendons pour voir car il ne faut jamais s'emballer !

Bon, ok, j'avais un peu survolé cette partie du fil. Dont acte.
Ceci dit, vos compléments me sont aussi instructifs.
J'aurais plutôt parié sur des engins n'emportant pas leur comburant pour ce genre de projet. A voir donc ces « wonderful » pistons.

**jean217** Messages : 38 Inscrit le : 26/07/2012 Age : 56 Localisation : paris

Vers 1977 j'avais étudié ce livre: "L'exploration spatiale et ses techniques".

http://astronautique3.blogspot.fr/2011/05/lexploration-spatiale-et-ses-techniques.html

Pertinence d'un 1er étage "navette" Spatiale+manuali

Pertinence d'un 1er étage "navette" Spatiale+manuali

On pouvait y voir en fin d'ouvrage un premier étage navette avec un statoréacteur. De mémoire l'auteur nous disait que le minimum a atteindre pour que ce premier étage navette soit intéressant était de 6000 km/h a 150 km d’altitude.

6000 km/h cela fait seulement 1.7 km/s, on est donc encore loin des 8000 km/s pour une satellisation.

Autre élément important dans l'ouvrage, le fait que le rapport, masse satellisée par masse au décollage soit meilleur pour les grands lanceurs comme saturne 5 que pour les petits, calcul à l'appuis. Malheureusement je ne me souviens plus de la démonstration mathématique. Pourtant la formule de Tsiolkowski ne semble pas aller dans ce sens ?

A l'époque ce calcul m'avait marqué, car il démontrait qu'un grand lanceur avait un meilleur rendement qu'un petit, et donc qu'il fallait s'orienter vers le gigantisme.

Il me semble donc que ce gigantisme serait à l'avantage d'un avion spatial suborbital lanceur d'engin. A titre de comparaison le Skylon est donné pour 325 tonnes au décollage. Si le but est de lancer une fusée de 200 tonnes, il devrait vraisemblablement dépasser les 700 t.

C'est quand même totalement anormal que l'on ait jamais développé un tel avion suborbital car les avantages en terme d'économie et de souplesse d'utilisation sont nombreux. Les infrastructures au sol sont simplifiées, et l'avion peut être utilisé comme transporteur d'un spatiaux port à un autre en transportant la fusée.

Dim 22 Sep 2013 - 14:16

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Mar 24 Sep 2013 - 17:38

Mar 24 Sep 2013 - 18:49

Mer 25 Sep 2013 - 10:19

Mer 25 Sep 2013 - 12:42

Sam 28 Sep 2013 - 20:56

Dim 29 Sep 2013 - 18:54

Lun 30 Sep 2013 - 7:41

Mer 2 Oct 2013 - 21:49

Dim 3 Nov 2013 - 1:30