[SpaceX] Avenir, perspectives et opinions (1/4)

j'imagine qu'il y a aussi les sondes interplanétaires qui peuvent être envisagées comme charge utile de la F9 Heavy, la NASA est client de spaceX
de plus bientôt ils auront la certif USAF (US Air Force) autrement dit ils pourront lancer des satellites militaires, c'est possible qu'ils aient des charges utiles supérieures

phenix a écrit:la ou je voulait en venir, c'est juste que je voulait savoir comment il compte la rentabiliser? je mis connait pas beaucoup dans le spatiale (c'est pour sa que je suis la) mais de se que je sache les plus gros géostationnaire c'est 5 tonne donc sa voudrait dire que la pourrait en orbiter 4 par tir, c'est envisageable?

"Là où je voulais en venir, c'est juste que je voulais savoir comment il compte la rentabiliser. Je ne m'y connais pas beaucoup dans le spatial (c'est pour ça que je suis là) mais de ce que je sais, les plus gros géostationnaires c'est 5 tonnes donc ça voudrait dire qu'en satelliser 4 par tir, c'est envisageable ?"

A ce point, ça fait mal aux yeux quand même... Pitié... 8-)

Pour revenir au sujet, il y a des satellites géostationnaires qui dépassent les 6 tonnes.

C'est surtout la capacité des assureurs spatiaux qui limiterait le nombre de satellites de télécommunications géostationnaires sur un même lanceur.

Kudos a écrit:Non, il a été dit et répété que le BFR serait un lanceur monocore et non tricore. Musk a également dit qu'ils comptaient faire atterrir le tout sur Mars, il n'y aura donc ni mise en orbite martienne ni ce que tu appelles "troisième étage" (d'ailleurs cette dénomination ne correspond pas à la description que tu en fais).
Le "si" n'est nullement l'hypothèse de Musk, il est même à l'opposé de ses déclarations.

1- c'est ton avis. Le mien est different car certaines déclarations de Musk datent de deux ans ou plus. Ensuite je vois mal une mission martienne partant de la Terre avec une fusée à deux étages. Disons qu'il faudrait - à mon avis - deux et demi si le MCT fait office de troisième étage.
2- Je pense que l'on ne se comprend pas bien. SpaceX est construis sur l'hypotèse que grâce à la récupération et réutilisation des fusées les prix baisseront et la fiabilité augmentera. A partir de ce moment, je ne vois pas pourquoi le même concept serait invalide pour Mars (quelque soit l'architecture du MCT)

phenix a écrit:la ou je voulait en venir, c'est juste que je voulait savoir comment il compte la rentabiliser? je mis connait pas beaucoup dans le spatiale (c'est pour sa que je suis la) mais de se que je sache les plus gros géostationnaire c'est 5 tonne donc sa voudrait dire que la pourrait en orbiter 4 par tir, c'est envisageable?

Les plus gros sattelites géostationaires font environ 6-7 tonnes. La limite est plus ou moins fixé par la deuxième fusée commerciale la plus puissante: Proton. En effet Ariane V peut lancer +10 Tonnes en GTO, Proton 6-7 Tonnes, donc afin de pouvoir avoir le choix du lanceur les opérateurs n'achètent pas de Sat de plus de 6-7 Tonnes afin de pouvoir lancer sur Proton aussi. Il y a aussi d'autres facteurs, par example au dessus de 6-7 Tonnes l'emcombrement devient vraiment un problème, toujours par example pour le faire rentrer dans un avion!
En théorie, une fois Fh9 sur le marché on peut imaginer des Sat commerciaux de 10 tonnes, avec un competition Arianne V - Fh9 pour le lancement... mais c'est improbablement pour d'autres raisons: investissement, contraintes de tailles, etc...
Enfin pour finir, la capacité de Fh9 est bien diminuée si l'on veut la réutiliser. Elle est donc légerment surdimensionnée, SpaceX compte la rentabiliser en la réutilisant.

Outan a écrit:1- c'est ton avis. Le mien est different car certaines déclarations de Musk datent de deux ans ou plus. Ensuite je vois mal une mission martienne partant de la Terre avec une fusée à deux étages. Disons qu'il faudrait - à mon avis - deux et demi si le MCT fait office de troisième étage.
2- Je pense que l'on ne se comprend pas bien. SpaceX est construis sur l'hypotèse que grâce à la récupération et réutilisation des fusées les prix baisseront et la fiabilité augmentera. A partir de ce moment, je ne vois pas pourquoi le même concept serait invalide pour Mars (quelque soit l'architecture du MCT)

1- Les toutes dernières déclarations d'Elon Musk (quelques semaines) c'est justement un BFR monocore et non tricore. Quant à la fusée à deux étages il a également parlé de ravitaillement en LEO, ce qui explique l'absence de nécessité d'un troisième étage.
2- Mais je n'ai jamais dit le contraire, le couple BFR-MCT sera obligatoirement entièrement réutilisable sous peine de coûts prohibitifs.

Quant à la Falcon Heavy (que l'on appelle plus Falcon 9 Heavy depuis longtemps) les 53 tonnes en LEO ou les 21 tonnes en GTO c'est en mode entièrement jetable, en réutilisable on table plutôt sur 38 à 40 tonnes en LEO et 12 à 14 tonnes en GTO si mes souvenirs sont bons.

Kudos a écrit:

Outan a écrit:1- c'est ton avis. Le mien est different car certaines déclarations de Musk datent de deux ans ou plus. Ensuite je vois mal une mission martienne partant de la Terre avec une fusée à deux étages. Disons qu'il faudrait - à mon avis - deux et demi si le MCT fait office de troisième étage.
2- Je pense que l'on ne se comprend pas bien. SpaceX est construis sur l'hypotèse que grâce à la récupération et réutilisation des fusées les prix baisseront et la fiabilité augmentera. A partir de ce moment, je ne vois pas pourquoi le même concept serait invalide pour Mars (quelque soit l'architecture du MCT)

1- Les toutes dernières déclarations d'Elon Musk (quelques semaines) c'est justement un BFR monocore et non tricore. Quant à la fusée à deux étages il a également parlé de ravitaillement en LEO, ce qui explique l'absence de nécessité d'un troisième étage.
2- Mais je n'ai jamais dit le contraire, le couple BFR-MCT sera obligatoirement entièrement réutilisable sous peine de coûts prohibitifs.

Quant à la Falcon Heavy (que l'on appelle plus Falcon 9 Heavy depuis longtemps) les 53 tonnes en LEO ou les 21 tonnes en GTO c'est en mode entièrement jetable, en réutilisable on table plutôt sur 38 à 40 tonnes en LEO et 12 à 14 tonnes en GTO si mes souvenirs sont bons.

14 tonnes avec récupération des deux boosters, 7 tonnes si récupération des boosters et du 1er étage du corps central (je parle GTO bien sur)

Je pense que ce sera plus que 7 tonnes en GTO avec récupération des trois cores (je pense que c'est une définition plus correcte : les deux cores latéraux et le core central).
Si la Falcon 9 devrait être capable à terme de satellise 3,5 tonnes en GTO avec récupération du premier étage je vois mal la Falcon Heavy ne pouvoir y satelliser que 7 tonnes, je tablerais plutôt sur au moins 10.

Pour revenir sur les durées de trajectoires Terre-Mars (et plein d'autres objets du système solaire) j'ai trouvé cette petite merveille qui vous calcule ça d'un clic de souris :
http://trajbrowser.arc.nasa.gov/index.php

Un exemple de recherche, en cherchant des trajectoires Terre-Mars sous les 100 jours (avec RV, pas survol !) et en limitant le Delta-V entre LEO et C3_Mars à moins de 10 km/s entre 2015 & 2040 (dans le pire des cas, il faut investir dans les 6 km/s à partir de LEO , les ~4 km/s de freinage peuvent être obtenus il me semble par aérofreinage... :
http://trajbrowser.arc.nasa.gov/traj_browser.php?maxMag=25&maxOCC=4&chk_target_list=on&target_list=Mars&mission_class=oneway&mission_type=rendezvous&LD1=2015&LD2=2040&maxDT=100&DTunit=days&maxDV=10.0&min=DT&wdw_width=-1&submit=Search#a_load_results

Rendezvous cela veut dire mis en orbite martienne non? Cela nécessite-t-il plus ou moins de carburant qu'un atterrissage direct avec aérofreinage partiel?

Kudos a écrit:

1- Les toutes dernières déclarations d'Elon Musk (quelques semaines) c'est justement un BFR monocore et non tricore. Quant à la fusée à deux étages il a également parlé de ravitaillement en LEO, ce qui explique l'absence de nécessité d'un troisième étage.

Ce sont des déclarations confidentielles dans sa société ? ou via des twits ? ou lors d 'interviews accordés à la presse ? ou au travers d'un communiqué écrit ?

Bref si on n'est pas à 100 % accroché aux lèvres de M. Musk où peut-on accéder à ces sources diffusant la pensée Muskienne dans sa dernière version ?

Kudos a écrit:Je pense que ce sera plus que 7 tonnes en GTO avec récupération des trois cores (je pense que c'est une définition plus correcte : les deux cores latéraux et le core central).
Si la Falcon 9 devrait être capable à terme de satellise 3,5 tonnes en GTO je vois mal la Falcon Heavy ne pouvoir y satelliser que 7 tonnes, je tablerais plutôt sur au moins 10.

En effet j'ai repris des info de wiki (un peu léger je l'avoue ^^), les 7T GTO me paraissent sous-estimés même pour la "full-reutilisability". D'autant plus que la Falcon 9 va bientôt lancer SES 9 qui pèse 5300kg, en GTO...

Personnellement, 7t GTO ne me semblent clairement pas sous estimés si c'est une orbite GTO ne laissant à la charge du satellite "que" 1500m/s (standard A5)

5.4t avec la F9 v1.1 c'est tout à fait possible en virant les pieds ET en laissant au satellite la correction de 20° d'inclinaison. C'est donc une GTO qui laisse du 1700m/s...

Cela va pénaliser la durée de vie en orbite par rapport à 1500m/s: maintient à poste ~50m/s par ans: perte de 4ans.. Ici c'est atténué par le fait que les SES-9 sont à propulsion électrique ou hybride je crois.


--
Patou

Kudos a écrit:Rendezvous cela veut dire mis en orbite martienne non? Cela nécessite-t-il plus ou moins de carburant qu'un atterrissage direct avec aérofreinage partiel?

Ça signifie qu'on arrive avec au pire une vitesse ~4 km/s aux abords de Mars ("loin" de son influence gravitationnelle). Pour être précis il faut neutraliser ~4 km/s et l'équivalent de C3_Mars=0, cad si on frôle son atmosphère pour neutraliser le cumul des deux énergies cinétiques par une série de rebonds successifs on a à neutraliser racine(4² + 1,4²)=~4,24 km/s par aérofreinage pour se mettre en LMO (compter une petite impulsion de circularisation en +).
Pour tout annuler afin d'atterrir sur Mars en direct (là aussi avec une série de rebonds dans la haute atmosphère), le calcul est racine(4²+1,4²+4,1²)=~5,9 km/s.
On voit dans cet organigramme que le passage de C3_Mars=0 à LMO est de 1,4 km/s et de LMO à la surface de 4,1 km/s.

Pas mal cet utilitaire, on retrouve bien les "roundtrip" en 500 jours, avec arrêt de 30 jours sur Mars.
Paramètres :
Mission type : roundtrip, rendez-vous
Lauch year : 2014-2035
Max duration : 1.5 ans
Max deltaV : 10 km/s
Minimize : deltaV
Show : all trajectories
Il n'y a qu'une fenêtre qui ne passe pas à moins de 10 km/s, en 2025 (et le programme de permet pas de demander plus) - mais la limite intègre l'aller-retour, en cas de ravitaillement sur Mars cette contrainte est moins pertinente.
En optimisant sur la durée, j'ai même vu un A/R en 385 jours.
Remarquer que les retours sur Terre sont un peu chauds si on ne freine pas avant, vitesses de rentrée > 15 km/s.
Cliquer sur "View" pour afficher détails et trajectoires.

http://minilien.fr/a0npgt

Les limites du simulateur sont de 21 ans, 20 km/s et l'année 2040. On peut tirer jusqu'à Neptune, pas Pluton... C’est déjà pas mal.

En sélection show "all trajectories", ça paraissait limité à 10 km/s pour Mars, mais je viens de voir qu'en prenant "1-yr local optima", on peut définir une valeur supérieure, et il ne fallait pas beaucoup plus pour avoir toutes les fenêtres de tir.
On va pouvoir préparer des plans de colonisation de la planète Mars

intéressant se calculateur de trajectoire, es qu'il est possible de faire le calcule inverse? mars->terre (on est pas tous pres a un allé simple)
deuxième question: sa veut dire injection C3?
et pour finir, je m’intéresse plus a venus qu'a mars, quelqu'un a l'organigramme des delta-V pour venus?

merci d'avance

On peut faire des calculs d'aller simple ou aller retour, en sélectionnant le type de mission.
C3=carré de la vitesse à l'infini par rapport à un corps céleste, après avoir échappé à son attraction

montmein69 a écrit:Ce sont des déclarations confidentielles dans sa société ? ou via des twits ? ou lors d 'interviews accordés à la presse ? ou au travers d'un communiqué écrit ?
Bref si on n'est pas à 100 % accroché aux lèvres de M. Musk où peut-on accéder à ces sources diffusant la pensée Muskienne dans sa dernière version ?

Le BFR monocore c'était simplement lors de la séance publique de questions-réponses sur Reddit le mois passé : http://spacenews.com/elon-musks-ask-me-anything-qa-just-the-space-parts/ et les dépôts en LEO c'était lors du symposium, également public, du MIT (Massachusetts Institute of Technology) il-y-a quatre mois :



C'est fou le nombre d'institutions prestigieuses qui prennent ce clown au sérieux.
Lorsque l'on ne se tient pas informé sur un sujet on évite de débouler pour venir faire du sarcasme ("pensée Muskienne", pffff.....) car ce n'est pas ceux que tu penses que tu ridiculises.

Henri ou lambda0, considérant une charge utile de 100 tonnes, une masse structurale de 100 tonnes contenant cette charge utile et des moteurs et réservoirs pesant 100 tonnes à vide (on arrive ainsi à 300 tonnes en LEO) pouvez-vous calculer quel serait le nombre de moteurs minimaux ainsi que et la quantité de carburant (méthalox) minimale nécessaires pour lancer ces 300 tonnes en TMI et atterrir sur Mars sachant que selon les toutes dernières déclarations d'Elon Musk le raptor devrait avoir une poussée de 230 tonnes (500 klfbs) et une ISP de 380 secondes dans le vide?
Pouvez-vous également confirmer qu'il ne faudra pas plus de carburant pour décoller de Mars, se lancer en TEI et atterrir sur Terre qu'il n'en faudra pour se lancer en TMI à partir du LEO et atterrir sur Mars?
Oui je sais, j'en demande beaucoup là...

Pas trop le temps de faire des calculs complets ce soir, je réponds en coup de vent.
La puissance des moteurs est sans importance pour TMI, ce n'est pertinent que pour décoller, ou éventuellement atterrir propulsivement.
Je redonne ci-dessous le tableau avec les deltaV des fenêtres de tir entre 2015 et 2035, pour missions "short stay"
http://minilien.fr/a0nphc
Tous les deltaV de TMI sont en dessous de 4 km/s.
A l'arrivée, il faut freiner et atterrir, à la louche 4.5 km/s, si tout le freinage était propulsif jusqu'à la surface.
(cliquer sur View pour voir le freinage nécessaire pour C3 Mars=0, de l'ordre de 1 km/s)
8.5 km/s donne un rapport de masse de l'ordre de 10% avec une Isp de 380 s (on pose 10% de l'IMLEO).
On devine que si le bébé fait 300 tonnes, la poussette doit être assez imposante...
Après, le résultat peut être très différent suivant la vitesse neutralisée par aérofreinage, je ne sais pas ce qu'est censé faire le MCT à ce niveau.

Vu la densité atmosphérique de Mars l'aérofreinage passif sera très peu conséquent, il faut donc calculer le nécessaire pour une rentrée et un atterrissage rétropropulsif.
Quand tu auras le temps pourras-tu me faire une estimation de la quantité de carburant et du nombre de moteurs nécessaires, même à la louche?
Compte un diamètre de 15 mètres pour le MCT et n'oublie pas qu'il faut quand-même un minimum de raptors pour l'EDL martienne et terrestre de ces 300 tonnes.

Kudos a écrit:Vu la densité atmosphérique de Mars l'aérofreinage passif sera très peu conséquent, il faut donc calculer le nécessaire pour une rentrée et un atterrissage rétropropulsif.
Quand tu auras le temps pourras-tu me faire une estimation de la quantité de carburant et du nombre de moteurs nécessaires, même à la louche?
Compte un diamètre de 15 mètres pour le MCT et n'oublie pas qu'il faut quand-même un minimum de raptors pour l'EDL martienne et terrestre de ces 300 tonnes.

En fait il ne faut pas être trop pessimiste, une atmosphère ténue comme celle de la haute atmosphère de Mars permet de réduire par aérofreinage la vitesse d'arrivée tant que le vaisseau est suffisamment rapide.
Le vrai problème c'est que pour de gros objets comme le serait le MCT ce sont les deux derniers km/s qu'il faudra faire impérativement en propulsif... (de plus il ne contiendrait plus tant d'ergols que ça lors son arrivée dans la haute atmosphère de Mars, avec comme conséquence une masse déjà assez réduite face à sa section). Le vrai défit, c'est qu'à 2 km/s on est déjà plus très loin de la surface, surtout dans les zones où la surface de Mars est à haute altitude, toute la puissance propulsive est nécessaire là... Le reliquat d'ergols devra être utilisé avec toute la motorisation en état de marche, sinon c'est le crash...
Ça c'est pour les scénarios habituels qui nécessitent un bouclier thermique largable recouvrant les moteurs .

Il y en un deuxième - plus sûr à mon avis - qui consiste à faire fonctionner les moteurs (à faible puissance) dés que le vaisseau aborde les hautes couches de l'atmosphère avec une contribution de freinage motorisée très limitée au début, les moteurs jouant plutôt le rôle de bouclier thermique en créant une onde choc face à eux avec leurs éjectats... Puis au fur et à mesure que la pression atmosphérique augmente (et que la vitesse et l'altitude diminuent) on augmente la part propulsive du freinage jusqu'au touché final. Le raisonnement se tient, l'aérofreinage est proportionnel à la densité de l'atmosphère mais surtout au carré de la vitesse... On perd en masse supplémentaire pour les ergols, mais on gagne à ne pas emporter de bouclier thermique largable... Pas mal de simulations seront nécessaires...

Ce scénario a une conséquence, c'est qu'après ISRU sur Mars on devra se passer de bouclier thermique pour le retour vers la Terre... Donc retour en LEO en utilisant la même technique de freinage dans la haute atmosphère de la Terre que dans celle de Mars... (suivie d'une petite impulsion de circularisation)

Oui c'est exactement la deuxième option que j'ai toujours considéré, le MCT devant constituer le second étage du BFR ses moteurs devraient servir à la satellisation en LEO et à la TMI, je vois mal comment ils pourraient par la suite être recouverts d'un bouclier pour l'entrée dans l'atmosphère martienne.
SpaceX maîtrise déjà la rentrée propulsive de son premier étage dans l'atmosphère terrestre, certes à une vitesse moins élevée mais dans une atmosphère beaucoup plus dense, et il a été démontré que la rétropropulsion sert efficacement de bouclier.
Par contre j'imagine mal le MCT se contenter de se satelliser en LEO au retour de Mars. Dans ce cas la révision de l'engin, le remplacement de plusieurs pièces, etc... devraient constituer un cauchemar technique et logistique en LEO. Je reconnais que c'est une possibilité à ne pas exclure mais je lui accorde un pourcentage très faible de voir le jour, à moins que le MCT ne soit très robuste et/ou qu'il soit possible de le réviser entièrement sur le sol martien.
Peux-tu me confirmer que le décollage de Mars, la TEI et l'EDL terrestre seraient moins gourmandes en carburant (du moins pas plus) que la TMI et l'EDL martienne?

Oui, enfin, je rappelle qu'au retour, l'engin aborderait l'atmosphère terrestre à plus de 15 km/s (et sans bouclier thermique), ce n'est quand même pas très comparable au retour d'un premier étage de lanceur.

Kudos a écrit:Vu la densité atmosphérique de Mars l'aérofreinage passif sera très peu conséquent, il faut donc calculer le nécessaire pour une rentrée et un atterrissage rétropropulsif.

Dans l'atmosphère ténue de Mars en hypersonique l'aérofreinage peut être quand même très conséquent et même assez en supersonique. Il n'y a qu'en subsonique qu'il ne sera nécessaire de s'en remettre uniquement à la rétropropulsion. Une grande partie de l'énergie cinétique peut quand même être annulée de manière passive : l'aérofreinage est à exploiter.

lambda0 a écrit:Oui, enfin, je rappelle qu'au retour, l'engin aborderait l'atmosphère terrestre à plus de 15 km/s (et sans bouclier thermique), ce n'est quand même pas très comparable au retour d'un premier étage de lanceur.

Oui bien entendu, mais si comme je le suppose le décollage de Mars et le lancement en TEI est moins gourmand en carburant que le lancement en TMI et l'atterrissage sur Mars alors le MCT devrait avoir suffisamment de carburant pour décélérer jusqu'à une vitesse acceptable bien avant d'atteindre l'atmosphère terrestre.