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

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.

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.

Effectivement la rentrée atmosphérique d'un engin de cette taille et de cette masse ..... cela n'est pas une formalité. Même sur Mars avec son atmosphère moins dense se passer d'un bouclier ou d'une phase mettant longuement à contribution un "ventre" recouvert de "tuiles" performantes n'a rien d'une évidence.

il a été démontré que la rétropropulsion sert efficacement de bouclier.

C'est loin d'être une démonstration universelle AMHA.

Dans ce projet il y a bon nombre d'hypothèses initiales à préciser .... donc difficile de proposer des solutions.

Kudos a écrit:

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.

Depuis la surface de Mars, la vitesse de libération est de 5 km/s.
En ajoutant l'injection sur la trajectoire de retour, on peut avoir besoin de 10 km/s, au départ de la surface martienne, parce qu'on choisit de revenir par un chemin un peu difficile pour être de retour à temps avant la fenêtre de tir Terre-Mars suivante (voir le dernier tableau que j'ai mis en référence). Pour cette raison, le retour n'est pas moins coûteux que l'aller LEO-surface Mars.
Maintenant, ces solutions ne sont pas tout à fait optimales pour ce problème : le vaisseau revient en environ 250 jours, alors qu'on pourrait prendre quelques mois de plus pour un vaisseau vide, tout en restant dans le délai des 2 ans pour la boucle. Une optimisation différente permettrait peut-être de gagner quelques km/s mais on aborderait quand même la Terre à au moins 12 km/s.

À mon avis, deux MCT devront être simultanément utilisés afin de rester économe en Delta-V avec comme conséquence que le retour du premier ne permettra sa réutilisation non pas pour la fenêtre suivante mais celle d'après. Je ne vois pas ce qui serait gênant avec cette architecture...

Je pense aussi que c'est plus raisonnable. Dans ce cas, il pourrait rester de la réserve pour freiner à l'arrivée.
Une autre possibilité, serait peut-être de se contenter d'une aérocapture, avec un apogée restant même très haut, et de profiter d'un ravitaillement disponible en orbite pour terminer le freinage et se poser.

lambda0 a écrit:Je pense aussi que c'est plus raisonnable. Dans ce cas, il pourrait rester de la réserve pour freiner à l'arrivée.
Une autre possibilité, serait peut-être de se contenter d'une aérocapture, avec un apogée restant même très haut, et de profiter d'un ravitaillement disponible en orbite pour terminer le freinage et se poser.

En cherchant un peu sur le net, il semblait aux dernières nouvelles (2013, mais ça a pu changer depuis...) que l'architecture envisagée par Musk serait de type :
Pour l'aller : TSTMS (Two Stage To Mars Surface)
Pour le retour après ISRU : SSTES (Single Stage To Earth Surface)
En utilisant systématiquement l'aérofreinage (quand il est possible) ça fait au minimum des delta-V de l'ordre de 6,5 km/s par étage... (en tenant compte des impulsions spécifiques des masses structurelles et des charges utiles, ça nous amène à des indices structurels minimums de 90 % par étage...). (un petit coup de tableur pour s'en rendre compte)
Il faudrait de plus connaitre le potentiel réel de la rétropropulsion supersonique...
À mon avis une architecture monocore LOX-LCH4 de 10 m de diamètre du BFR me parait insuffisante... Il ne couperont pas à l'architecture tricore (3x10 m)... Ce qui reviendrait à une architecture Deux Étages et demi vers la surface de Mars... Là le MCT aurait de la réserve pour la rétropropulsion supersonique et l’atterrissage aux moteurs... S'il rentre "vide" après déchargement de la soute et remplissage des réservoir après ISRU, ça pourrait passer en rétropropulsion supersonique et aérofreinage à l'approche de la Terre.

Nota : les forums anglo-saxons sont travaillés par les mêmes débats... (mais bizarrement rien trouvé sur la rétropropulsion supersonique)

es que quelqu'un pourrait me donner la définition de deux trois abréviation comme MCT, ISRU et indice de structure, par se que je comprend pas complètement la conversation

phenix a écrit:es que quelqu'un pourrait me donner la définition de deux trois abréviation comme MCT, ISRU et indice de structure, par se que je comprend pas complètement la conversation

MCT : Mars Colonial Transporter (Vaisseau de transport destiné à de colonisation de Mars)
ISRU : In-Situ Resource Utilization (Utilisation des Ressources présentes sur place)
Indice structurel d'un étage de fusée : m_ergols / (m_ergols+m_structures) = 1/(1+m_structures / m_ergols) les structures se résumant essentiellement en réservoirs et moteurs.

merci 
et le BFR c'est le premier etage du MCT?
et pourquoi utiliser du LCH4? si on peut produire de l'eau pourquoi pas utilise LOX LHX avec une meilleurs impulsion? et j'ai vu qu'il est possible de récupéré le H2 du CH4 par pyrolyse.

L'utilisation maximale de l'effet Oberth pour quitter la Terre comme pour quitter Mars pourrait faire gagner du temps (et/ou de la masse) pour les trajets aller et retour.

La sonde indienne Mangalyaan a utilisé l'effet Oberth.
http://fr.wikipedia.org/wiki/Mars_Orbiter_Mission

Pour bien comprendre ledit effet, il suffit de se représenter la vitesse de l'éjectat relativement à la Terre,
ou alors on peut penser que l'énergie potentielle de pesanteur dudit éjectat est finalement moindre que si l'on n'utilisait pas l'effet Oberth (elle irait donc au MCT, dans le cas qui nous intéresse).

J'ignore l'importance du gain si l'on fait en sorte qu'il soit maximum.

phenix a écrit:
et le BFR c'est le premier etage du MCT?

C'est le lanceur : Big Falcon Rocket (on ne sait pas trop encore l'architecture ... un seul core avec montage en ligne, ou trois cores avec MCT au-dessus ou en montage latéral)

et pourquoi utiliser du LCH4? si on peut produire de l'eau pourquoi pas utilise LOX LHX avec une meilleurs impulsion? et j'ai vu qu'il est possible de récupéré le H2 du CH4 par pyrolyse.

Les moteurs Raptor du BFR et du MCT seront L CH4 / LOX.
Ce sont les ergols les plus faciles à synthétiser sur Mars avec les ressources locales.
CO2+ 4H2= CH4+2H2O (réaction de Sabatier)
CO2 extrait de l'atmosphère
H2 soit extrait de l'eau (il faut en avoir au bon endroit) .. soit apporté depuis la Terre (mais problème de confinement dans une citerne pour ce gaz sur le long terme)

oui je sait,, mais dans tout les cas il faut dans tout les cas électrolyser l'eau, donc on obtient du H2 et du O2 , je sait aussi que le H2 est réutiliser pour faire plus de CH4 , mais de se que j'ai lu sa parait facile de récupéré le H2 du CH4 , sa vaudrait pas le coup etant donner que les moteur O2-H2 et plus performant que les CH4-O2?

phenix a écrit:oui je sait,, mais dans tout les cas il faut dans tout les cas électrolyser l'eau, donc on obtient du H2 et du O2 , je sait aussi que le H2 est réutiliser pour faire plus de CH4 , mais de se que j'ai lu sa parait facile de récupéré le H2 du CH4 , sa vaudrait pas le coup etant donner que les moteur O2-H2 et plus performant que les CH4-O2?

Sauf que la liquéfaction de l'hydrogène et son maintien en l'état est très gourmand en énergie, bien plus que pour le CH4. Et même si le couple H2-O2 est plus performant, il nécessite aussi des réservoirs plus résistants donc plus lourds. Il ne faut pas considérer uniquement le moteur mais l'ensemble des structures dédiées à la propulsion et dans le cas d'un production martienne des infrastructures nécessaires...

De plus, l'étape de récupérer les "ingrédients" qui vont être traités dans l'unité ISRU n'est pas anodine.
L'eau est abondante aux pôles (surtout au pôle sud), quand on se rapproche de l'équateur, cela devient rare, et si on doit creuser profond pour en trouver, ou traiter des milliers de m3 du mélange atmosphérique pour récupérer les quelques °/°° d'humidité .... c'est complexe, énergivore, nécessitant des infrastructures.

Le couple CH4/O2 est bien celui qui est le plus rationnel à utiliser.

La NASA avait envisagé d'apporter par vol cargo du H2 de la Terre. Il s'avérait très complexe de créer et transporter des réservoirs assez sophistiqués pour le confiner. Le problème existera au sol, si on l'extrait de l'eau, car il faudra le stocker longtemps pour avoir la quantité nécessaire, puis très délicat de le manipuler pour remplir des réservoirs de fusée.
Il n'est d'ailleurs pas clair dans les "rêves" martiens, si cela peut se faire en automatique ou s'il faudra des équipes dédiées à ne faire que çà et pendant longtemps. Les ergoliers martiens risquent d'être plus nombreux que les fiers explorateurs

Socrates a écrit:L'utilisation maximale de l'effet Oberth pour quitter la Terre comme pour quitter Mars pourrait faire gagner du temps (et/ou de la masse) pour les trajets aller et retour.

La sonde indienne Mangalyaan a utilisé l'effet Oberth.
http://fr.wikipedia.org/wiki/Mars_Orbiter_Mission

Pour bien comprendre ledit effet, il suffit de se représenter la vitesse de l'éjectat relativement à la Terre,
ou alors on peut penser que l'énergie potentielle de pesanteur dudit éjectat est finalement moindre que si l'on n'utilisait pas l'effet Oberth (elle irait donc au MCT, dans le cas qui nous intéresse).

J'ignore l'importance du gain si l'on fait en sorte qu'il soit maximum.

Effectivement cet effet Oberth peut se révéler très intéressant, surtout pour les fusées à débit massique important comme les fusées à propulsion chimique

Pour cet effet,  on peut consulter

http://salotti.pagesperso-orange.fr/propulsionionique.htm
 
… d’un membre actif de notre forum  Devinez qui !

Bonjour à tous, j'ai découvert Spacex par hasard, peut-être même par le biais de Tesla.

Quoi qu'il en soit je suis impressionné par ce qu'ils font, ça donne de l'espoir pour l'avenir de la conquête spatiale.

On attend la première récupération de l'étage 1 pour fêter ça !

Bonjour à tous,

Une vidéo reportage du journal le monde.fr en partenariat avec le cnes

http://www.lemonde.fr/sciences/video/2015/03/02/spacex-parie-sur-les-fusees-reutilisables_4586018_1650684.html

cyberpaps a écrit:Bonjour à tous,

Une vidéo reportage du journal le monde.fr en partenariat avec le cnes

http://www.lemonde.fr/sciences/video/2015/03/02/spacex-parie-sur-les-fusees-reutilisables_4586018_1650684.html

il commence à dater ce "reportage", on peut toutefois y apprendre que les ingé du CNES ont sous-estimé les capacités de la Falcon-9: 

- "3,6T en GTO (...) en version non réutilisable": finalement c'est au minimum 4,4T (cf. le lancement de cette nuit) voir même 6T dans la version sur-vitaminée qui va arriver d'ici peu.
- " la moitié (...) du lanceur consommable" pour la version réutilisable: finalement on sera vers les 3,5/3,6T en GTO

Par conséquent la conclusion: "pas adapté au marché" n'est plus vraiment valable... sans même avoir besoin de passer par la Falcon Heavy


En fait l'info la plus intéressante c'est que les ingé du CNES estiment que la Falcon Heavy la plus optimisée niveau réutilisabilité pourrait mettre en GTO une charge utile de 6 à 7T donc on peut déjà se dire que ce sera plutôt 11 à 14T

cyberpaps a écrit:Bonjour à tous,
Une vidéo reportage du journal le monde.fr en partenariat avec le cnes

http://www.lemonde.fr/sciences/video/2015/03/02/spacex-parie-sur-les-fusees-reutilisables_4586018_1650684.html

Ton lien ne marche pas, et c'est la vidéo de Christophe Bonnal que j'ai postée quelques pages précédentes :

olarthym a écrit:il commence à dater ce "reportage", on peut toutefois y apprendre que les ingé du CNES ont sous-estimé les capacités de la Falcon-9:
- "3,6T en GTO (...) en version non réutilisable": finalement c'est au minimum 4,4T (cf. le lancement de cette nuit) voir même 6T dans la version sur-vitaminée qui va arriver d'ici peu.

- " la moitié (...) du lanceur consommable" pour la version réutilisable: finalement on sera vers les 3,5/3,6T en GTO
Par conséquent la conclusion: "pas adapté au marché" n'est plus vraiment valable... sans même avoir besoin de passer par la Falcon Heavy

En fait l'info la plus intéressante c'est que les ingé du CNES estiment que la Falcon Heavy la plus optimisée niveau réutilisabilité pourrait mettre en GTO une charge utile de 6 à 7T donc on peut déjà se dire que ce sera plutôt 11 à 14T

En effet c'est exactement ce que je disais. Mais la Falcon 9 actuelle non réutilisable ce n'est pas 4,4 tonnes en GTO, elle y a déjà lancé les 4,5 tonnes d'Asiasat 8 en août dernier, elle y lancera les 4,8 tonnes de Turkmensat-1 d'ici la fin du mois et elle y lancera les 5,3 tonnes de SES-9 au mois de mai. 
SES-9 ce sera uniquement avec les 15% de poussée supplémentaire des moteurs. Avec les améliorations suivantes (refroidissement du LOX et augmentation du réservoir de carburant du second étage de 10%) ils pourront peut-être aller jusqu'à 6 tonnes en GTO, ce que Christophe Bonnal appelle "le coeur du marché", à mon avis à tort vu le nombre de satellites plus petits qui y sont lancés.
Et j'avais également entendu parler du futur refroidissement du kérosène RP-1 sur la Falcon 9.

Sinon à propos du lancement de cette nuit plusieurs articles en français parlent de "nouvel échec dans la tentative de récupération du premier étage". Sans commentaire...

Kudos a écrit:

olarthym a écrit:...

En fait l'info la plus intéressante c'est que les ingé du CNES estiment que la Falcon Heavy la plus optimisée niveau réutilisabilité pourrait mettre en GTO une charge utile de 6 à 7T donc on peut déjà se dire que ce sera plutôt 11 à 14T

...

Il va peut être falloir finir A5 ME pour faire concurence à F9 heavy :megalol: :megalol: :megalol: !!

ok :iout:

Bonjour à tous
Le refroidissement du kérosène me turlupine
Y a t il un intérèt autre que d augmenter sa densité pour en mettre un peu plus dans le réservoir comme on le faisait sur les formules 1 il y a quelques années ?
Je soupçonne une autre raison  mais laquelle ?

normalement augmenter la densité permet d’améliorer l'injection en augmentant la quantité de carburant dans la chambre , comme ça se fait dans l'automobile en refroidissant l'air, mais il faut que l'alimentation en oxygéné et que la structure de la chambre soit suffisant.

Merci phenix
Donc réfrigérer le kéro permet de faire passer plus de carburant par les trous des injecteurs sans augmenter le régime de la turbo pompe mais du coup faut il aussi baisser la temperature du lox  pour rester dans le bon rapport kéro lox ?

Les modifications en cours sont justement un refroidissement du LOX et non du kéro, bien qu'auparavant j'avais toujours entendu parler d'un refroidissement du kéro et non du LOX. Je suppose qu'ils vont finir par faire les deux.

Refroidir d'avantage un ergol qui doit etre à moins 160 environ nécéssite de modifier toute la chaine crio et de plus enrichir les gazs d'echappement en O2 va les rendre encore plus corrosifs Au moment ou l'on veut réutiliser les moteurs cela me parait curieux.
Les moteurs de la navette réutilisables eux aussi fonctionnaient avec un fort exces d hydrogene pour éviter de les " bruler " trop vite .
Je ne suis pas ingénieur motoriste  alors je me pose des questions
 A votre bon coeur
merci d'avance

Je pense qu'il est raisonnable de penser qu'ils n'utiliseront le refroidissement du kérolox et les moteurs à 100% que lorsque la masse de la charge utile rendra ces modifications nécessaires, et qu'ils se contenteront de lancements "classiques" (c'est-à-dire ceux pratiqués jusqu'ici) lorsque la charge utile à satelliser ne nécessitera pas la puissance maximale du lanceur.