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

@ Henri,

La masse finale correspond à la masse à la surface de Mars ?
Mais du coup, peut-on calculer la quantité d'ergols utilisée pour aller vers Mars, et la quantité nécessaire à l’atterrissage après le freinage atmosphérique ?

Henry> ça n'explique pas comment on met 450t de CU, si l'ITS est mis sur LEO avec 300t de CU, comment mettre 150t de plus dans l'ITS ?? ...

Vous allez vite avoir les reponses à toutes vos questions https://mobile.twitter.com/elonmusk/status/782043081021399040

sur r/spacex oui, on devrait avoir un paquet de bonnes questions, espérons que Musk sera suffisamment précis parce qu'il reste bcp de flou et c'est pas le Q&A de l'IAC qui nous aura satisfait ;)

j'ai personnellement des tas de questions sans réponses à propos de l'ISRU, de la masse de CU emporté, du ravito en orbite etc

bed31fr a écrit:sur r/spacex oui, on devrait avoir un paquet de bonnes questions, espérons que Musk sera suffisamment précis parce qu'il reste bcp de flou et c'est pas le Q&A de l'IAC qui nous aura satisfait ;)

j'ai personnellement des tas de questions sans réponses à propos de l'ISRU, de la masse de CU emporté, du ravito en orbite etc

Je ne pense qu'ils auront des réponses à toutes les questions que l'on se pose car...eux-mêmes ne les ont pas encore. La construction du premier prototype du vaisseau martien devra prendre près de quatre ans (moins pour le booster qui, selon les propres paroles d'Elon Musk, serait plus facile à faire étant grosso-modo une "simple" Falcon-9 agrandie et équipée de moteurs Raptors au lieu de Merlins, voir même plus simple vu qu'il n'y aura pas la nécessité d'avoir les réservoirs d'Hélium qui leur cause tant de soucis). Ils devront donc adapter le vaisseau et le booster aux performances réelles qu'ils réussiront obtenir du Raptor.

Eloi a écrit:A propos des centrales solaires orbitales (CSO), avec l'ITS même pas besoin de passer par des matériaux lunaires. Si on suppose 400 M$ pour 400 t, et une CSO à 4 kg/kw [valeur piochée dans l'étude du Tore de Stanford  : Space Colony - A design study, chapitre 4, Annexe H], alors en 10 lancements d'ITS-Cargo, on peut en LEO placer 1 GW (sur le réseau électrique) avec plus de 99% d'ensoleillement constant (les éclipses étant prévisibles). La CSO constituant en principe une bonne base pour un propulseur solaire électrique, il spirale ensuite jusqu'en GEO.

Autrement dit, pour ~4 G$ en version non réutilisable, on a ~4 GW, ce qui est bien placé, et au niveau des centrales nucléaires (mais juste pour le coût de transport). Si l'on suppose 10 réutilisations, cela porte le coûte de transport à 400 M$, et le coût de transport devient faible devant le coût de construction de la centrale elle-même.

La puissance énergétique moyenne consommée sur Terre aujourd'hui est de 13 TW, cela fait ~130000 lancements d'ITS. Si SpaceX marge ne serait-ce que de 10M$ pour l'ambition martienne, cela fera un paquet de pognon, même pour une faible proportion du marché global.

Une bonne réponse au "?" entre "voler les slips" et "profit", en théorie du moins 

En bonne théorie du complot : les investissements de Musk dans Solar City & Tesla par exemple sont ils guidés par une telle vision grandiose de l'ensemble ??

Pour répondre à ta dernière phrase, je dirais que c'est en partie vrai, mais dans une perspective à plus long terme, après 2025. Certains analyste (et évidemment Elon Musk lui-même) ont émis la possibilité que la valeur en bourse de Tesla atteigne des sommets jamais vus vers cette échéance (de l'ordre du trillion de dollars) SI, et c'en est un énorme, le volet énergétique de l'entreprise prends l'ascendant sur le volet automobile. À ce moment là, Elon musk pourrait très bien se défaire d'une appréciable partie de ses actions et parts de la société sans que cela mette en danger celle-ci (ce qui serait le cas aujourd'hui vu l’influence de celui-ci sur la motivation de ses employés qui prennent leur boulot comme un "mission", et sur les investisseurs qui voient en lui la garant de la pérennité de l'entreprise), empochant de ce fait des dizaines de milliards de dollars de quoi financer sa ville martienne. Néanmoins, pour cette première phase qui consiste à mettre en place le système de transport vers Mars, il ne peut pas compter sur Tesla qui a déjà pas mal à faire pour financer son développement "astronomique" si je puis dire.

bed31fr a écrit:Henryi> ça n'explique pas comment on met 450t de CU, si l'ITS est mis sur LEO avec 300t de CU, comment mettre 150t de plus dans l'ITS ?? ...

Diapo 36 : "450 t (with transfer on orbit)" ;)

Remas a écrit:@ Henri,

La masse finale correspond à la masse à la surface de Mars ?

Oui.

Remas a écrit:Mais du coup, peut-on calculer la quantité d'ergols utilisée pour aller vers Mars, et la quantité nécessaire à l’atterrissage après le freinage atmosphérique ?

* J'ai pris une estime assez pessimiste

Henri a écrit:

bed31fr a écrit:Henryi> ça n'explique pas comment on met 450t de CU, si l'ITS est mis sur LEO avec 300t de CU, comment mettre 150t de plus dans l'ITS ?? ...

Diapo 36 : "450 t (with transfer on orbit)" ;)

donc il faut envoyer 2 vaisseaux en orbite pour atteindre ces 450t, car les "tanker" ne semblent transporter que du carburant, bref pas clair tout ça

il semblerait donc si j'ai compris que le système ITS comporterait
- un lanceur pour placer un "vaisseau" en orbite terrestre (LEO ?)
- un vaisseau passagers (à ravitailler en ergols et allant ensuite vers Mars en trajectoire rapide)
- un vaisseau fret (à ravitailler en ergols et allant ensuite vers Mars en  trajectoire lente)
- un vaisseau tanker (que des ergols et restant en LEO pour ravitailler les deux précédents ????)

Cette terminologie est-elle correcte ou faut-il en utiliser une autre ?

Henri a écrit:

g	9,81 m/s²
Isp	382 s
Msèche	150 t
Mergols	1950 t

Mutile	450 t	400 t	350 t	300 t	250 t	200 t	150 t	100 t	50 t	0 t
Minitiale	2550 t	2500 t	2450 t	2400 t	2350 t	2300 t	2250 t	2200 t	2150 t	2100 t
Mfinale	600 t	550 t	500 t	450 t	400 t	350 t	300 t	250 t	200 t	150 t
ΔV	5,422 km/s	5,674 km/s	5,956 km/s	6,273 km/s	6,636 km/s	7,055 km/s	7,551 km/s	8,150 km/s	8,900 km/s	9,890 km/s

150 tonnes de masse sèche pour 1950 tonnes d'ergols, ça ne fait pas beaucoup. En plus, dans ces 150 tonnes sont incluses les protections thermiques, les éléments de renforcement structurel, les moteurs latéraux, les pieds pour l'atterrissage ...
Il me semble que ces 150 tonnes sont très optimistes ...
A noter un point plus crucial : pour la descente atmosphérique, la position couchée du vaisseau a d'importantes implications sur le positionnement du centre de gravité. Or, si on a de gros réservoirs, il est difficile de fixer la position des fluides .... les difficultés commencent ...

Tu as raison, je pense qu'ils sont beaucoup plus avancés et confiants sur le booster que sur le vaisseau. Ils ont bien indiqué d'abord se focaliser sur le plus accessible, à savoir le booster. Ce qui n'est pas forcément idiot, puisqu'une fois le booster opérationnel, ça fait une plateforme d'essai et de démonstration formidable.

L'élaboration de la filière Saturn a ses débuts (Saturn 1) ne s'est pas faite autrement... Sous la direction d'un certain Von Braun qui avait quelques années auparavant présenté un projet lui aussi délirant de lanceur géant (qui n'est pas sans évoquer après coup la N1 soviétique). Comme quoi quelqu'un de sérieux a le droit de faire état de ses rêves.

Le raptor annoté et son mode d'emploi.

Un aspect économique des choses, c'est la masse sèche de l'ensemble : 275 t pour le booster, 150 t pour le vaisseau et 90 t pour le tanker, au bas mot 515 t de hardware à développer, à comparer aux 36 t de hardware de la Falcon 9 FT sèche et de la capsule Dragon V2 (chiffres assez variables selon les sources).
Au bas mot, 14 fois plus ; comme les coûts de développement sont à peu près proportionnel à la masse du hardware on peut estimer les coûts de développement de l'ITS aux alentours de 14 fois celles de l'ensemble Falcon 9 FT + Dragon V2... Si le chiffre annoncé par Musk est crédible, cela voudrait dire que le développement de la Falcon 9 et de la capsule Dragon V2 aurait été de l'ordre des 700 M$, on peut raisonnablement estimer qu'il a été plus proche du G$.
Il est donc raisonnable de tabler sur un coût de développement de l'ordre des 15 G$ plutôt que 10 pour l'ITS, ça n'a pas une importance majeure sur le coût du siège vers Mars compte tenu du nombre de vaisseaux et de boosters qui seraient construits et de leur réutilisation multiple, mais par contre ça fait une sacrée mise initiale...  ! Même 10 000 réservations de clients fortunés signifierait pour eux une mise de fonds de 1,5 M$ chacun... Les réservations pour les premiers sièges seraient beaucoup plus élevés que les quelques centaines de k$ des suivants.

J'avançais il y a peu qu'une des sources de financement de l'ITS, notamment entre deux fenêtres martiennes pourrait être d'utiliser l'architecture ITS sous la forme booster + vaisseau sans refuel, ce dernier servant grâce à l'espace disponible en son sein de station orbitale touristique pour les moins aventureux, le séjour pourrait tourner autour d'un prix assez raisonnable de l'ordre de 100 k$... (un vaisseau ne revenant que de LEO pourrait avoir plus de réutilisations qu'un vaisseau revenant de Mars, moins de Delta-V à dissiper lors de la rentrée atmosphérique, moins d'usages des moteurs à chaque mission pour ces missions en LEO).

Reste la possibilité de rapatrier en LEO des ergols depuis Phobos ou Déimos lorsque la montée en puissance demandera trop de tirs depuis la Terre, voir :
http://www.forum-conquete-spatiale.fr/t18063p25-elon-musk-et-la-conquete-de-mars#374169
Mais le quid de la rentabilité économique de la démarche reste à démontrer...

shinyblade a écrit:...Le raptor annoté et son mode d'emploi.

Un cauchemar de plombier... ;)

Un synoptique à jour du Raptor, trouvé sur Wiki. Intéressant comme techno.

Remarque sur le tableau de charges utiles donné plus haut :
Je suppose que ces valeurs correspondent à un booster revenant à son site de tir. Il serait intéressant de savoir ce qu'on gagnerait en revenant sur une plate-forme en mer.

Je me suis amusé à faire une petite estimation du volume du réservoir dévoilé par Musk l'autre jour, sur la base des mensurations observables grossièrement sur cette photo. J'ai reporté le bonhomme de gauche en hauteur et en largeur, en me disant qu'il mesure à peu près 1,75 m, et ça me donne les dimensions de ~10m x ~10m pour le réservoir, les 10 m de hauteur étant découpées comme ceci :

• 3,50 m pour la demi-sphère écrasée de la partie haute --> 183 m3,
  
• 3 m pour le cylindre central --> 235 m3,
  
• 3,50 m pour la seconde demi-sphère écrasée du fond --> 183 m3.
  

Total ~600 m3. Ça vous parait correct comme approximation ?

lambda0 a écrit:Remarque sur le tableau de charges utiles donné plus haut :
Je suppose que ces valeurs correspondent à un booster revenant à son site de tir. Il serait intéressant de savoir ce qu'on gagnerait en revenant sur une plate-forme en mer.

Même avec une précision d'appontage inférieure au mètre, ça nécessiterait un ASDS nettement plus large... Et pas sûr qu'avec la houle, l'écartement des trois jambes du booster suffisent à assurer la stabilité de l'étage posé dessus, le premier étage de la Falcon 9 a quatre jambes très larges une fois déployées.

La question est intéressante tout de même. 7% des ergols initiaux sont utilisés pour un retour sur l'aire de lancement. Avec un retour sur barge, disons pifométriquement que seuls 3% seraient nécessaires à l’appontage, avec les 4% restants on devrait pouvoir accélérer encore plus le vaisseau, réduisant de facto le nombre de ravitaillements nécessaires en orbite.

MAIS ! On ne peut pas redécoller tout de suite. A moins d'avoir plusieurs lanceurs. Avec un seul lanceur, difficile d'imaginer faire plus d'un aller-retour par jour, ce qui fait qu'en 5 jours, le vaisseau est prêt en orbite. Avec le retour sur barge, impossible d'être prêt à relancer en moins d'une semaine, on a donc le choix entre avoir 5 lanceurs (!!!) ou étaler les ravitaillements sur de loooongues semaines.

shinyblade a écrit:

Le raptor annoté et son mode d'emploi.

Est-ce une pratique courante de mélanger, avant la chambre de combustion, un peu de carburant dans la conduite de comburant et un peu de comburant dans la conduite de carburant ?

Non, les flux complets ne sont pas courants du tout. L'utilisation du méthane et des ingénieurs de haut vol aident à rendre ça possible.

Quels sont les gains, les contraintes et les risques d'une telle pratique ?

Edit : des réponses à cette question ici (in english) : https://www.nasaspaceflight.com/2016/10/its-propulsion-evolution-raptor-engine/

En synthèse : la difficulté vient du fait que comme tout est interdépendant (action des pompes sur la pré-combustion et réciproquement), on ne peut pas facilement tester les éléments séparément les uns des autres, il faut obligatoirement les deux turbo-pompes et les deux pré-combustions pour pouvoir commencer à tester... En gros, on teste le moteur une fois fini, et pas les éléments distincts en avance de phase.

Il y a des problèmes de gestion des gaz qui sont bien plus complexes que la gestion des liquides aussi. Il faut notamment éviter les surpressions dans les tuyaux en aval de la pompe qui pourraient la ralentir.

Thierz a écrit:

En gros, on teste le moteur une fois fini, et pas les éléments distincts en avance de phase.

C'est la méthode classique en production.