[SpaceX] Actualités et développements du Raptor, du lanceur et des vaisseaux de l'ITS

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@bed31fr a écrit:d'où tiens tu le facteur 9? La seule chose qu'on sait c'est ce que Musk a indiqué : le MCT à son retour sur Terre fera 1/4 de son poids de départ.

A ma connaissance rien n'empêche que le BFR soit du même acabit que le SLS, elle montera peut-être à 150t en LEO mais je pense qu'elle sera plutôt du même ordre que le SLS, au delà de 150t LEO c'est de la science fiction pour une société comme spaceX qui a tout à prouver dans le domaine des lanceurs lourds (je rappelle qu'on attend toujours le premier tir de la F9H)
Du coup si on considère que le BFR est équivalent au SLS (120t LEO) ton raisonnement reste bon, à la différence qu'au lieu d'envoyer 5 charge de 20t on envoi en une seule fois 100t (assemblé en LEO via 5 BFR)

Je ne retrouve plus mes sources pour le facteur 9. Cependant, le facteur 6 avec aérocapture, je l'ai calculé moi-même, je pense qu'il est assez fiable.
Ensuite, quand on regarde le rapport NASA de 2009 concernant la mission de référence pour le voyage habité vers Mars, il est indiqué page 99 que pour une mission en tout chimique avec aérocapture pour 2 vaisseaux cargos et pas pour le vaisseau habité, l'IMLEO est de 1378 tonnes (en tout chimique). Pour la même mission sans aérocapture pour les vaisseaux cargos, ça passe à 1728 tonnes.
Le gain de l'aérocapture est évident, mais j'enfonce des portes ouvertes, tout cela est bien connu.
Et c'est pour cela que je pose la question de l'efficacité de l'option choisie pour le MCT.
Comprenons-nous bien, je n'ai pas dit qu'il était préférable de choisir l'aérocapture pour le MCT. Avec un MCT aussi gros, l'aérocapture n'est ni facile ni efficace. Ce que je rappelle, c'est qu'avec de petits vaisseaux, on peut faire l'aérocapture. Et donc, il faudrait faire la comparaison entre 5 petits vaisseaux transportant chacun 20 tonnes et 1 seul transportant 100 tonnes, sachant qu'il y aurait aérocapture pour les premiers et pas pour le second.  A priori, 5 petits devraient être plus légers qu'1 seul gros.
Autre point à considérer : pour faire la jonction en LEO en vue de l'assemblage, il faut des ergols. De plus, pour maintenir en orbite basse le vaisseau en cours d'assemblage, il faut un système de propulsion dédié (comme pour l'ISS qui doit être régulièrement remontée sur l'orbite appropriée).
Tous ces éléments sont autant d'arguments en faveur des lancements directs et des vaisseaux relativement petits (tout de même 100 à 130 tonnes en orbite basse).

Argyre

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@Argyre a écrit:
Tous ces éléments sont autant d'arguments en faveur des lancements directs et des vaisseaux relativement petits (tout de même 100 à 130 tonnes en orbite basse).

Ces remarques sont pertinentes, mais on discute en fait de deux stratégies différentes relatives à Mars :

    - la plus fréquemment envisagée : une mission martienne avec un équipage restreint (disons 6 astronautes au maximum) et une installation au sol dimensionnée pour cet objectif.C'est ce que vise le SLS/Deep Space Habitat/atterrisseur martien, auquel on peut raccrocher les missions de Space X Falcon Heavy/Red Dragon (pour de petites quantités de fret et expérimentation d'équipements)- le projet d'Elon Musk de colonisation martienne. On veut envoyer des contingents de colons (MCT : a large interplanetary spacecraft capable of transporting 100 people at a time to Mars) et bien sûr des chargements de fret à la hauteur d'une implantation permanente de cette population. Un pari très osé (un peu fou ?) qui nécessite de "renverser des montagnes". Le lanceur BFR et l'engin polyvalent MCT (Space Habitat - atterrisseur - véhicule de retour) ayant une masse et des dimensions (et donc des défis techniques) à la hauteur


Le titre de ce FIL suggère que l'on n'y aborde que le projet "Raptor, BFR, MCT" :sage:
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@montmein69 a écrit:
@Argyre a écrit:
Tous ces éléments sont autant d'arguments en faveur des lancements directs et des vaisseaux relativement petits (tout de même 100 à 130 tonnes en orbite basse).

Ces remarques sont pertinentes, mais on discute en fait de deux stratégies différentes relatives à Mars :

    - la plus fréquemment envisagée : une mission martienne avec un équipage restreint (disons 6 astronautes au maximum) et une installation au sol dimensionnée pour cet objectif.C'est ce que vise le SLS/Deep Space Habitat/atterrisseur martien, auquel on peut raccrocher les missions de Space X Falcon Heavy/Red Dragon (pour de petites quantités de fret et expérimentation d'équipements)- le projet d'Elon Musk de colonisation martienne. On veut envoyer des contingents de colons (MCT : a large interplanetary spacecraft capable of transporting 100 people at a time to Mars) et bien sûr des chargements de fret à la hauteur d'une implantation permanente de cette population. Un pari très osé (un peu fou ?) qui nécessite de "renverser des montagnes". Le lanceur BFR et l'engin polyvalent MCT (Space Habitat - atterrisseur - véhicule de retour) ayant une masse et des dimensions (et donc des défis techniques) à la hauteur


Le titre de ce FIL suggère que l'on n'y aborde que le projet "Raptor, BFR, MCT" :sage:
J'entends bien.
En fait, il pourrait y avoir un gain à choisir un grand vaisseau en termes de pourcentage de masse dédiée au support vie. Et cela pourrait être non négligeable. Cependant, il faut clarifier un point : quand on considère un voyage vers Mars, le support vie est dimensionné pour permettre un abandon de mission et un retour sur Terre, en rajoutant environ un an de voyage. Pour un vaisseau de 100 personnes, l'impact est énorme. Je crains que cet impact ne soit pas considéré dans les études, à moins de prendre le risque de perdre le vaisseau ? Il faudrait calculer tout ça, mais je doute que le gain en matériel et consommables de support vie puisse compenser la pénalité due à un freinage propulsif pour la mise en orbite martienne au lieu de l'aérocapture.

En ce qui concerne "renverser les montagnes", je comprends bien l'idée. Mais si les calculs montrent qu'un concept est plus efficace qu'un autre (et donc moins complexe et moins cher), ce n'est pas parce que cet autre est plus grand, plus beau ou je ne sais quoi, qu'il doit être utilisé, non ?
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Sur la question de l'équilibre entre rétropropulsion hypersonique et aérofreinage lors d'une EDL martienne, il semblerait que jusqu'à présent l'efficacité du freinage par rétropropulsion ait été sous-estimé, un peu comme si on n’avait pas cette large onde de choc qui se forme à l'arrière des moteurs et se comporte comme un grand bouclier de freinage.
Ensuite, dans le cas du MCT, quelle serait l'efficacité de l'aérofreinage ? Un premier indice, c'est le coefficient balistique. Là, on aurait certes un gros objet qui pour des raisons d’échelles aurait un coefficient balistique plus élevé qu'une sonde martienne habituelle ou une capsule.
Mais il y a un autre élément à prendre en compte. Les sondes qui ont fait à ce jour des EDL martienne étaient très denses (un paquet d'instruments dans une capsule pour résumer), alors que le MCT, même s'il avait une forme de capsule serait un véritable étage dont la majorité du volume serait constitué de réservoirs presque vides lors de l'EDL (en fait il ne resterait que la quantité d'ergols nécessaire à la rétropropulsion et à l'atterrissage, bien inférieure au plein qui aurait été fait en LEO). L'impact sur le coefficient balistique et donc l'efficacité de l'aérofreinage doit être reconsidéré à la hausse à partir de cette particularité.

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Effectivement on doit tenir compte de l'onde de choc qui se se forme lors de la rétropropulsion hypersonique qui doit former un bouclier élargi .
De plus les gaz éjectés doivent donner lieu à des réactions chimiques endothermiques : les gaz  de combustion se redécomposant : par exemple 2 CO2 =  2 CO + O2 et 2H2O = 2 H2 + O2 , puis H2 = 2 H , etc ... jusqu'à obtenir un plasma . Assez paradoxal : pour obtenir ce bouclier , on a besoin d'une combustion pour expulser les gaz en les éloignant le plus possible de la fusée, mais ensuite ils peuvent réduire l'impact thermique de la rentrée atmosphérique .

D'ailleurs rétropropulsion et aérofreinage peuvent très bien se combiner , donc il n'y a pas  à choisir obligatoirement entre l'une ou l'autre méthode .


Dernière édition par Giwa le Dim 3 Juil 2016 - 16:39, édité 1 fois

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pour "couper court" (ça reste des rumeurs d'initiés) à pas mal de spéculation sur la performance du BFR j'ai trouvé ça sur un forum :

Numbers from the "December Leak" (where an alleged SpaceX employee leaked details of BFR's intended capabilities to the wild)
15m radius
236mT to LEO [SpaceX] Actualités et développements du Raptor, du lanceur et des vaisseaux de l'ITS - Page 8 Default_ohmy
15,000,000 pounds thrust (which is 30 raptor engines) [SpaceX] Actualités et développements du Raptor, du lanceur et des vaisseaux de l'ITS - Page 8 Default_noekspression
5-6,000mT for BFR/MCT weight

15m de diamètre, 236 tonnes en orbite basse, 30 raptors et poids total entre 5 000 et 6 000 tonnes

236t ça fait... beaucoup! 😢
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@Henri a écrit:
Sur la question de l'équilibre entre rétropropulsion hypersonique et aérofreinage lors d'une EDL martienne, il semblerait que jusqu'à présent l'efficacité du freinage par rétropropulsion ait été sous-estimé, un peu comme si on n’avait pas cette large onde de choc qui se forme à l'arrière des moteurs et se comporte comme un grand bouclier de freinage.

Je ne parlais pas de l'EDL, je parlais de l'insertion en orbite martienne, qui vient avant l'EDL.
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Que ce soit pour l'EDL (Entry,Descent,Landing) ou l'insertion en orbite martienne par aérocapture,il faut entrer dans les couches atmosphériques, certes moins profondément pour l'aérocapture. Donc dans ces deux cas, on doit pouvoir utiliser la rétropropulsion pour l'aérofreinage avec une onde de choc en guise de bouclier thermique. Cela peut paraitre paradoxal d'utiliser des gaz chauds issus d'une combustion pour se protéger de la chaleur , mais ceux-ci s'écartent de la fusée et repoussent le plasma qui se forme.

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@Argyre a écrit:Mais si les calculs montrent qu'un concept est plus efficace qu'un autre (et donc moins complexe et moins cher), ce n'est pas parce que cet autre est plus grand, plus beau ou je ne sais quoi, qu'il doit être utilisé, non ?

Ce serait effectivement logique de faire la comparaison dans les différents domaines, puis d'opter pour la meilleure solution.
Mais à supposer que le concept "moins grand" présente des avantages qui "tout bien pesé" le rendent supérieur, faire changer d'avis Elon Musk sur son projet ... me parait une sacré "montagne" à laquelle on serait confronté 🤡
La société Space X doit avoir des à-présent des équipes d'ingénieurs qui travaillent sur la conception et la fabrication des engins "Raptor" "BFR"et "MCT" ... pas d'indice qu'il y ait d'autres options envisagées. La solution retenue me parait donc déjà "pliée", non ?
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@Argyre a écrit:
@Henri a écrit:
Sur la question de l'équilibre entre rétropropulsion hypersonique et aérofreinage lors d'une EDL martienne, il semblerait que jusqu'à présent l'efficacité du freinage par rétropropulsion ait été sous-estimé, un peu comme si on n’avait pas cette large onde de choc qui se forme à l'arrière des moteurs et se comporte comme un grand bouclier de freinage.
Je ne parlais pas de l'EDL, je parlais de l'insertion en orbite martienne, qui vient avant l'EDL.
Les rumeurs (toujours elles) parlent d'atterrissage direct sans mise sur orbite. Pas d'insertion, uniquement une grosse décélération (pic de facteur de charge ~10g) en mode rétropropulsif avec moteurs à 100% pendant une vingtaine de secondes. Mais ça reste des bruits de couloir.
Pour ce que tu appelles "l'efficacité" d'un design, il faut être clair qu'il y a plusieurs définitions à cette notion. Et celle de la NASA (safety first) n'est pas celle de SpaceX (Mars Colonies now).
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@Henri a écrit:
...Ensuite, dans le cas du MCT, quelle serait l'efficacité de l'aérofreinage ? Un premier indice, c'est le coefficient balistique. Là, on aurait certes un gros objet qui pour des raisons d’échelles aurait un coefficient balistique plus élevé qu'une sonde martienne habituelle ou une capsule.
Mais il y a un autre élément à prendre en compte. Les sondes qui ont fait à ce jour des EDL martienne étaient très denses (un paquet d'instruments dans une capsule pour résumer), alors que le MCT, même s'il avait une forme de capsule serait un véritable étage dont la majorité du volume serait constitué de réservoirs presque vides lors de l'EDL (en fait il ne resterait que la quantité d'ergols nécessaire à la rétropropulsion et à l'atterrissage, bien inférieure au plein qui aurait été fait en LEO). L'impact sur le coefficient balistique et donc l'efficacité de l'aérofreinage doit être reconsidéré à la hausse à partir de cette particularité.
Personne n'a d'avis sur cet aspect particulier que j'ai soulevé dans mon post précédent ?

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J'étais assez d'accord avec ton commentaire, mais pour moi il y a une inconnue plus grosse derrière: quel est l'impact du changement d'échelle dans la rétropropulsion hypersonique ?
Peut-être que ce coefficient balistique plus faible peut jouer dans le bon sens, mais peut-être qu'on ne peut pas créer un bouclier de plasma qui s'étend trop non plus (fragmentation des gaz ?), auquel cas ça imposerait donc une surface équivalente malheureusement plus faible ? Actuellement, SpaceX sont les mieux placés pour pouvoir répondre à ce genre de questions, qui restent pour l'instant à l'état expérimental dans les labos pour tout le monde sur Terre, et à l'état expérimental grandeur nature en atmosphère raréfiée pour SpaceX.
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@Space Opera a écrit:J'étais assez d'accord avec ton commentaire, mais pour moi il y a une inconnue plus grosse derrière: quel est l'impact du changement d'échelle dans la rétropropulsion hypersonique ?
Peut-être que ce coefficient balistique plus faible peut jouer dans le bon sens, mais peut-être qu'on ne peut pas créer un bouclier de plasma qui s'étend trop non plus (fragmentation des gaz ?), auquel cas ça imposerait donc une surface équivalente malheureusement plus faible ? Actuellement, SpaceX sont les mieux placés pour pouvoir répondre à ce genre de questions, qui restent pour l'instant à l'état expérimental dans les labos pour tout le monde sur Terre, et à l'état expérimental grandeur nature en atmosphère raréfiée pour SpaceX.
Effectivement la rétropropulsion hypersonique est un nouveau domaine à défricher et seul Space X a des données expérimentales directes, mais seulement à la limite basse supersonique / hypersonique . 
Domaine complexe où non seulement intervient  dans la rétro-poussée les gaz éjectés , mais aussi l'atmosphère repoussée en onde de choc.
Effectivement des phénomènes de fragmentation du plasma peuvent avoir lieu pour des fusées de grande taille et la répartition des gaz éjectés sera capitale. 
On peut aussi envisager une surface réfléchissante pour réduire au maximum le transfert de chaleur du plasma formé sur l'onde de choc sur les parois  de la fusée .
Il y a encore de quoi cogiter !

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Question :
Le concept du bouclier gonflable aurait-il (ou pas) un avenir dans ce domaine ? Peut-être pas envisageable pour un engin aussi gros qu'un MCT ? (autre argument pour privilégier le "plus petit" ?)

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En tout cas j'ai lu sur NSF L2 le résumé des "fuites" de SpaceX sur son plan martien, et je dois dire que c'est impressionnant (notamment l'énergie pour faire de l'ISRU). Si vous voulez vous faire "spoiler" allez y faire un tour, sinon vous saurez tout ça et plus encore en septembre sans débourser un centime.
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ben... depuis l’arrêt du space shuttle... j'ai arrête le L2. Les galleries des missions était la seul partie qui m’intéressais en ce qui me concerne. j'ai continué un peu, mais le prix de l'abonnement ne vaut pas amha son contenu exclusif (chacun aura son avis la dessus certes, selon ce que l'on cherche...)
Et si on sait tout d'ici septembre cela dit, j'attendrai .
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Même s'il n'y a pas de fumée sans feu, quelle crédibilité peut-on donner à ces fuites ? J'ai un peu peur de l'effet wow et d'être au final déçu, soit parce que la réalité est moins belle que le rêve, soit parce que la réalité a un coût et que SpaceX ne puisse tout financer seul. Rien que le BFR va coûter une montagne de dollars. Le MCT une autre montagne.

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C'est vrai, mais en attendant d'avoir autre chose de la NASA ça sera le plan le plus crédible à se mettre sous la dent. Et pour info, SpaceX prépare déjà les outils pour fabriquer le BFR. Donc ça a déjà maintenant un pied dans le réel... ce qui est mieux que rien.
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C'est quoi les rumeurs , ça sort d'où ?
Je n'ai pas le L2  8-)
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@Space Opera a écrit:Et pour info, SpaceX prépare déjà les outils pour fabriquer le BFR. Donc ça a déjà maintenant un pied dans le réel... ce qui est mieux que rien.

Oui c'est mieux que rien. Et restons réalistes : coût de 6 missions sur la lune = 100 G$ de l'époque, soit ~650 G$ de 2016. Quel sera le prix d'une seule mission martienne ? Et on part bien sur un périmètre à peu près comparable : développement du lanceur lourd depuis la page blanche, développement du module de landing/habitat itou, il faudra aussi développer une combinaison de sortie, etc.

C'est follement excitant mais SpaceX pourra difficilement tout payer, j'ai un peu peur de cet aspect là.

Edit : ah, on me dit dans l'oreillette que le secteur privé ne connaît pas certains inconvénients du secteur public, et que ça se traduit par des économies nettes sur plein de choses, dont acte. Reste à savoir dans quelle mesure, ce sera intéressant à observer.

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je suis pas abonné au L2, on peut avoir un petit aperçu des rumeurs?

pour ma part j'y crois pas du tout, le privé n'a pas du tout les moyens de se payer une colonisation vers mars, un peu comme mars one, mais c'est toujours sympa de rêver :)
à moins que des gens (riches vu le coût du billet) trouvent un intérêt à quitter la Terre ce qui là aussi me parait hautement improbable
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@bed31fr a écrit:pour ma part j'y crois pas du tout, le privé n'a pas du tout les moyens de se payer une colonisation vers mars, un peu comme mars one, mais c'est toujours sympa de rêver :)
Et la NASA qui paierait SpaceX pour ce genre de missions... c'est du rêve ?
Le prix attendu du BFR tournerait autour du prix d'une Ariane 5 à peu près, pour une capacité en LEO 10 fois supérieure (et 7 fois supérieur avec RTLS). Mon petit doigt me dit que si ça se produit vraiment, alors oui SpaceX va recevoir des dollars de la NASA.
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Eh ben, je crois que Chris Bergin ne doit pas être ravi de voir ça...
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Malgré toutes les rumeurs, je pense que l'étude la plus sérieuse est ici (déjà postée mais un petit up me parait opportun) :
http://planete-mars.com/a-quoi-pourrait-ressembler-le-projet-spacex-mct-mars-colonization-transport-suite/

Elle repose sur un concept multi-corps qui permet l'aérocapture.
A ce propos, comme le suggère Henri plus haut, il est vrai que le coefficient balistique peut être réduit si on a une densité faible, donc l'aérobraking pourrait peut-être être envisagé, avec une descente en orbite progressive.
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L'étude la plus sérieuse est chez SpaceX, et les rumeurs solides valent plus que l'avis de M.Heidmann.
Sachant que les "rumeurs" ont été relayées par Chris Bergin, qui affirme avoir vu des planches internes à SpaceX... et personne ne voit Bergin mentir à ce sujet au risque de se griller notamment auprès de sa communauté (en partie payante) et de SpaceX. Il est une source fiable et reconnue.
Comme précisé, tout ceci est encore largement sujet à modifications, mais à un instant t (l'automne dernier), ces "rumeurs" étaient très probablement les véritables chiffres à ce moment-là.
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