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

**Hadéen** Donateur Messages : 2441 Inscrit le : 03/09/2016

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.

shinyblade a écrit:

Balaise la turbopompe LOX installée sur la chambre de combustion.
C'est elle qui va transmettre les 300 tonnes de poussée au cardan :eeks:

Thierz a écrit: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.

Il y a aussi le fait que c'est un tres gros booster , son déplacement jusqu'au pas de tir depuis le port c'est peut être bien pas évident.

galacsi a écrit:
Thierz a écrit: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.
Il y a aussi le fait que c'est un tres gros booster , son déplacement jusqu'au pas de tir depuis le port c'est peut être bien pas évident.

275 tonnes à sec c'est pas rien...

Ils ont dit qu'ils n'y aurait pas de transport depuis le port. L'ITS sera fabriqué sur place.

Space Opera a écrit:Ils ont dit qu'ils n'y aurait pas de transport depuis le port. L'ITS sera fabriqué sur place.

Oui Elon Musk l'avait annoncé auparavant en parlant de son futur spatioport. MAIS ! Et oui c'est justement un point qui m'a fait tilté pendant la conférence, il semble avoir fait un virage à 180°. Quand on lui a posé la question il a dit que Spacex était en train d'étudier les possibilités et Elon Musk étant un très mauvais orateur, on pouvait lire sur son visage et à travers sa réponse qu'il semblait avoir abandonner cette idée afin de mettre les Etats en concurrence comme avec Tesla afin sans doute d'avoir le meilleure deal (et les meilleures subvention et les crédits d'impots). Donc visiblement quand il s'agit d'obtenir des financements tout est sur la table pour marchander y compris l'emplois créer par les sites de productions. Il me faudra un peu de temps pour retrouver le passage surtout qu'ils ont supprimer les questions / réponses sur la vidéo officielle.

bed31fr a écrit:
Henri a écrit: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

C'est comme ça que je le comprends, en clair :

Avec 6 aller-retours (5 tankers + 1 vaisseau), on dépose 300 t à la surface de Mars ;
Avec 7 aller-retours (5 tankers + 2 vaisseaux), on dépose 450 t à la surface de Mars, moyennant le transbordement en LEO de 150 tonnes de fret (à la mano ?). Dans ce dernier cas, je fais la supposition que le second vaisseau, placé en LEO à seulement mi-charge (150 tonnes) a suffisamment d'ergols en réserve pour revenir à vide sur Terre, ça semble carrément possible (moins d'ergols consommés pour monter, et possibilité d'aérofreinage à la descente).

Je ne crois pas au scénario avec transbordement de fret en LEO.
Selon ce que j'ai compris, on fera juste le plein en LEO.

D'ailleurs, la masse à vide du vaisseau est donné pour 150t ... + 300t de fret, colons, eau et vivres, ça fait bien 450t à poser sur Mars, non ?

MrFrame a écrit:Je ne crois pas au scénario avec transbordement de fret en LEO.

Moi non plus.

MrFrame a écrit:D'ailleurs, la masse à vide du vaisseau est donné pour 150t ... + 300t de fret, colons, eau et vivres, ça fait bien 450t à poser sur Mars, non ?

Oui mais la diapo 36 fait état de 450 tonnes de cargaison vers Mars, et non pas 450 tonnes vaisseau compris.

Thierz a écrit:
MrFrame a écrit:D'ailleurs, la masse à vide du vaisseau est donné pour 150t ... + 300t de fret, colons, eau et vivres, ça fait bien 450t à poser sur Mars, non ?

Oui mais la diapo 36 fait état de 450 tonnes de cargaison vers Mars, et non pas 450 tonnes vaisseau compris.

Une petite erreur de chiffres sur une diapo c'est aussi possible. On ne le remarque oas forcément lors d'une conférence où l'essentiel de l'attention est portée sur l'orateur .....
C'est autre chose quand on a le temps d'éplucher chaque document.

ça semble pas vraiment être une coquille sur la diapo ! En effet les 140k$ la tonne sont directement issus de ces 450t de fret :)
62 000 000 $ / 450 t = 140 000 $/t

et il me semble que ce chiffre est repris à plusieurs endroits

Et si c'était une coquille, on n'aurait pas pris la peine de rajouter en toutes lettres "Cargo to Mars : 450 t (with transfer on orbit)"

Ca va pas être facile de trouver un endroit pour bâtir le pas de tir. La fusée saturn 5 faisait tellement de bruit que même à 5 miles il fallait des protections auditives.Alors laBFR 3,5 fois plus puissante! Si de plus on en lance mettons 1000 par ans , soit 3 par jour (Pour arriver aux 10 000 vaisseaux martiens en 50 ans) ça risque d'énerver le voisinage.

Question carburant chaque lancement brule environ 2500 tonnes de methane , il en faut 6 pour une mission martienne soit 15000 tonnes.Soit 25 millions de M3
Pour le plan de colonisation avec 10 000 missions : 250 milliards de m3 . C'est beaucoup mais c'est faisable et la Russie et le Qatar pourraient faire des prix ! :)xx

Néanmoins si on compte l'oxygene liquide ,puis le fait que le fuel n'est qu'une petite partie des frais , le transfert de ressource pour établir cette colonie me parait gigantesque.

Et tout ça pour vivre dans des tunnels et des dômes ! En camp de concentration quoi , même si l'alimentation est correcte c'est l'enfermement et la promiscuité à vie.

Le système de transport j'aime mais la colonie : Sans moi

C'est ça le problème, ça serait pour aller sur la soeur jumelle de la terre, beaucoup de monde voudrait partir... Mais Mars ça peut être fun un temps, mais de là à y habiter pour toujours, une planète toute rouge, sans rivière ni arbre ni animaux 8-)
Si c'était une chose si évidente et agréable à faire, il y aurait bien plus de monde que ça en Antarctique (max 1500 personnes).

Après dans un avenir lointain, si effectivement d'un côté les prix s'effondrent et de l'autre des activités peuvent se développer, par exemple extractions de minéraux rares ou tourisme, peut-être... Mais ça me parait tendu quand même!

Les 450 tonnes correspondent à une configuration qui sera certainement rarement utilisée, car elle implique un transfert à Delta-V minimum, donc près de 6 mois de voyage, ça ne servira donc que pour le transfert de fret non urgent. Elle implique effectivement la mise en orbite de deux vaisseaux, le deuxième transférant du fret vers le premier. Rien n’empêche ensuite le premier de faire son lent trajet vers Mars et le second un trajet rapide avec un équipage et un fret réduit, voir la courbe des delta-v sur la diapo 37.
Les quantités annuelles de méthane qui devraient être consommées seraient de 1 500 000 t par an pendant 100 ans ou en reprenant les chiffres de galacsi 2,5 milliards de m³ par an (~~je n'ai pas vérifié~~). La production annuelle de gaz naturel est aujourd'hui de 3 200 milliards de m³... On tournerait donc à moins de 0,1 % de la production mondiale...

Est-ce que je lis bien la diapo 37 ? Voici comment je la comprends :

Axe vertical, c'est le Delta-V fourni par un vaisseau ITS, chargé à bloc, partant de LEO. La plage 4-6 km/s est privilégiée, car au-dessous, le trajet est impossible, et au-dessus, cela réduit trop la charge utile (< 200 tonnes).

A 6 km/s, on a des opportunités de transfert de 115 jours (4 mois) en moyenne sur les 20 ans à venir, avec des pics à 80 jours seulement (2 mois 1/2).

Une part du Delta-V étant réservée à l'atterrissage, il faut arbitrer entre longueur du voyage et charge utile : voyage en 3 mois avec seulement 200 tonnes de CU, ou voyage en 6 mois permettant 450 tonnes.

J'ai bon ?

[SpaceX] Actualités et développements du Raptor, du lanceur et des vaisseaux de l'ITS - Page 26

T'as bon

avec ce concept ITS je me prend a rêver au sondes et autres satellites scientifiques pouvant être mis sur orbite ...

imaginez quel serait un remplaçant du télescope Hubble (11T et 13.2 X 4.2m)

avec un budget masse de 300T ;
un diamètre de 12 mètres
et une longueur de ~20 - 25 mètres (les 50 M moins la propulsion et les réservoirs)
je verrais bien un miroir type ceux du VLT (8.2 mètres et 22T pièces)

:shock: :eeks:

ps: il faudra vérifier l'optique 3 fois avant le lancement LOL

Je me pose une question. Qu'est-ce qui différencie tant le Space Shuttle du vaisseau ITS, pour que personne n'ait encore râlé sur "l'absurdité" d'opter pour les solutions suivantes :

Passagers et cargaison emmenés sur orbite par le même énorme vaisseau monobloc ;
Sans possibilité de sauvegarde de l'équipage pendant toutes les phases du vol ;
Énorme bouclier thermique permettant d'absorber la chaleur de la rentrée dans l'atmosphère.

Toutes ces solutions sont pourtant réputées avoir gaspillé des vies et fait exploser les coûts initialement prévus. Il n'y a pas un jugement de valeur de ma part, j'essaye vraiment de comprendre pourquoi on n'entend pas trop parler de ces sujets.

Le principal défaut de sécurité dans la conception du Shuttle était qu'il se situait sous le réservoir externe.

Les tuiles de protection thermique étaient régulièrement endommagées par la chute de débris de mousse isolante et de glace en provenance du réservoir externe, d'où la nécessité de les vérifier une par une entre chaque mission. Et je ne parle même pas de l'accident de Colombia.

A mon sens, le design présenté n'est pas comparable à celui de la navette spatiale.
Mais je suis également extrêmement étonné de l'absence d'un système de sauvegarde de l'équipage en cas de défaillance au décollage (que ce soit de la terre ou depuis Mars).

MrFrame a écrit:...Mais je suis également extrêmement étonné de l'absence d'un système de sauvegarde de l'équipage en cas de défaillance au décollage (que ce soit de la terre ou depuis Mars).

C'est la seule critique sérieuse qu'on trouve un peu partout. Quelle serait la perte en charge utile vers Mars ? Car le sommet du vaisseau deviendrait une grosse capsule avec ses super moteurs à la Draco et son bouclier thermique à usage unique. Pour le retour de Mars, comme seuls de rares colons devraient l'emprunter, la question se pose avec moins d'acuité. De toute façon si une capsule était éjectée depuis un tir sur Mars elle atterrirait bien loin de tout secours... Mais l’architecture n'est à mon avis pas figée, rien n'interdit de penser qu'il pourrait un jour, finances aidantes, exister une version du deuxième étage avec cette option, quitte à transférer en LEO les passagers sur le "vrai" vaisseau. La souplesse de l'architecture permet plein de variations a posteriori...

Henri a écrit:
MrFrame a écrit:...Mais je suis également extrêmement étonné de l'absence d'un système de sauvegarde de l'équipage en cas de défaillance au décollage (que ce soit de la terre ou depuis Mars).
C'est la seule critique sérieuse qu'on trouve un peu partout. Quelle serait la perte en charge utile vers Mars ? Car le sommet du vaisseau deviendrait une grosse capsule avec ses super moteurs à la Draco et son bouclier thermique à usage unique. Pour le retour de Mars, comme seuls de rares colons devraient l'emprunter, la question se pose avec moins d'acuité. De toute façon si une capsule était éjectée depuis un tir sur Mars elle atterrirait bien loin de tout secours... Mais l’architecture n'est à mon avis pas figée, rien n'interdit de penser qu'il pourrait un jour, finances aidantes, exister une version du deuxième étage avec cette option, quitte à transférer en LEO les passagers sur le "vrai" vaisseau. La souplesse de l'architecture permet plein de variations a posteriori...

Pour le départ de la Terre, on peut imaginer la mise à feu des propulseurs du vaisseau pour le séparer du lanceur. Reste à savoir si la poussée nécessaire est là au début du vol...
Et en effet, la souplesse de l'architecture (et le fait qu'il s'agisse là d'une pré-version ouverte à évolutions) permettra d'intégrer plus de sécurité si souhaité.

Olivier Sanguy a écrit:Pour le départ de la Terre, on peut imaginer la mise à feu des propulseurs du vaisseau pour le séparer du lanceur. Reste à savoir si la poussée nécessaire est là au début du vol...
Et en effet, la souplesse de l'architecture (et le fait qu'il s'agisse là d'une pré-version ouverte à évolutions) permettra d'intégrer plus de sécurité si souhaité.

Dans la diapo dédiée au vaisseau de la présentation de Musk, il est dit que le "vacuum thrust" est de 31 MN*. La masse du vaisseau est de 150 t à vide + 1950 t d'ergols + 300 t de fret = 2400 t, soit ~ 24 MN. La résultante poids+poussée resterait donc positive, et le vaisseau pourrait servir de fusée de sauvegarde, de la même manière que la capsule Dragon, non ?

* je ne comprends pas d'où viennent ces 31 MN : les 6 moteurs "vacuum" délivrent chacun 360 t, soit ~22 MN. Il faut ajouter les 310 t *3 "sea-level" pour obtenir une valeur de l'ordre de 31 MN. Tous les moteurs poussent alors, lors des manoeuvres d'injection, même ceux dont la tuyère n'est pas optimisée pour le vide ?

Selon vous, que contiennent les deux réservoirs sphériques logés dans les gros réservoirs principaux ? Celui du bas semble excentré sur le dessin (situé derrière la colonne centrale d'acheminement des ergols du réservoir supérieur).

Edit : est-ce qu'il pourrait s'agir de la réserve d'ergols mise de côté pour la rétro-propulsion à l'atterrissage sur Mars ? Histoire de savoir exactement où elle est, et ainsi maîtriser le centre de gravité lors de l'aéro-freinage avec boucler thermique ?

Thierz a écrit:Selon vous, que contiennent les deux réservoirs sphériques logés dans les gros réservoirs principaux ? Celui du bas semble excentré sur le dessin (situé derrière la colonne centrale d'acheminement des ergols du réservoir supérieur).

Edit : est-ce qu'il pourrait s'agir de la réserve d'ergols mise de côté pour la rétro-propulsion à l'atterrissage sur Mars ? Histoire de savoir exactement où elle est, et ainsi maîtriser le centre de gravité lors de l'aéro-freinage avec boucler thermique ?

Effectivement ce pourrait être la raison , surtout que cet aérofreinage se fera sur un flanc et non selon l'axe de l'engin .

On comprend que la construction et la mise au point du "vaisseau" sera plus complexe que celle du lanceur.
Celui-ci est en fait un lanceur plutôt de conception classique .... mais géant (ce qui en fait le challenge).

Bon courage à eux :D

Lun 3 Oct 2016 - 17:35

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