Quelle est la taille maximale d'une fusée ?

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@David L. a écrit:
Un calcul de moindre coût, pas de rentabilité... 
Je veux chercher un lien qui compare le prix de satellisation en orbite basse en ( Dollars / kg ) des différents  lanceurs 
le problème c'est que les prix sont falsifiés car sponsorisés par les états.

noureddine2

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@noureddine2 a écrit:
@David L. a écrit:
Un calcul de moindre coût, pas de rentabilité... 
Je veux chercher un lien qui compare le prix de satellisation en orbite basse en ( Dollars / kg ) des différents  lanceurs 
le problème c'est que les prix sont falsifiés car sponsorisés par les états.

Falsifiés ? Non. Il faut tout prendre en compte pour connaître le vrai coût d'un lanceur : budget de développement + coût de l'infrastructure au sol divisée par le nombre de lancements + prix du lanceur + éventuelles subventions.

Ainsi les commandes de lanceurs par Roscosmos sont publiques, comme les commandes de coiffe, de satellites, le transport au site de lancement, la campagne de lancement...

Pour les lancements d'ULA, c'est le prix facturé à la NASA qu'il faut prendre en compte, car il comprend une participation au coût de l'infrastructure au sol. Les contrats du département de la défense, hors programmes classifiés, sont publics. Il faut actuellement ajouter le prix annoncé pour la version choisie du lanceur + le budget annuel de la capacité EELV divisée par le nombre de tir + le montant du contrat "Block Buy" divisé par le nombre d'étages de base utilisés...

Par contre, quand SpaceX annonce actuellement 60 M$ pour la Falcon-9 alors qu'elle a été facturée 70,3 M$ à Iridium en 2010 (soit 76,7 M$ en valeur 2014), 82 M$ à la NASA pour Jason-3 en 2012 (80,6 M$ en valeur 2014) et 87 M$ à la NASA pour Tess en 2014, là, franchement, je doute. Je ne vois pas pourquoi Iridium subventionnerait SpaceX alors que c'est une société privée qui peut donc avoir un choix beaucoup plus large d'opérateurs de lancement de la NASA...

J'ouvrirai un sujet prochainement.
David L.
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je partage ce lien http://www.je-comprends-enfin.fr/index.php?/Notions-et-vocabulaire/caracteristiques-principales-dun-lanceur/id-menu-45.html

  • Avec plus de 780 tonnes au décollage, une fusée Ariane 5 ECA n’emporte que 10 tonnes au maximum en GTO, soit à peine 1,3% de la masse totale

  • Même en version ATV, une Ariane 5 ne permet d’emporter que 21 tonnes en orbite basse pour 775 tonnes au décollage : la charge utile ne représente que 2,7% de la masse totale

  • Spoutnik 1, premier satellite en orbite ne pesait que 83kg, et fut lancé par une fusée Soyouz de 265 tonnes ! à peine 0,05% de charge utile

  • La fusée américaine Saturne 5 est la plus puissante fusée jamais construite : 3 038 tonnes permettant de lancer 118 tonnes en orbite basse (charge utile = 3,9%, un record),


donc le rapport masse utile orbite basse / masse au décollage est :
- 0.05 %  pour Spoutnik(Soyouz) 83kg/265 tonnes 
- 2.7 % pour Ariane 5 ATV  21 tonnes / 775 tonne
- 3.9 % pour Saturne 5  Apollo  118 tonnes / 3038 tonnes 
je vois que Saturne 5 a le meilleur rapport  masse utile orbite basse / masse au décollage .
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@noureddine2 a écrit:

[*]Spoutnik 1, premier satellite en orbite ne pesait que 83kg, et fut lancé par une fusée Soyouz de 265 tonnes ! à peine 0,05% de charge utile

Pas vraiment. C'est tout le deuxième étage qui a été satellisé, donc beaucoup plus que les 83kg du petit Spoutnik !

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@nikolai39 a écrit:
@noureddine2 a écrit:
[*]Spoutnik 1, premier satellite en orbite ne pesait que 83kg, et fut lancé par une fusée Soyouz de 265 tonnes ! à peine 0,05% de charge utile
[*]Pas vraiment. C'est tout le deuxième étage qui a été satellisé, donc beaucoup plus que les 83kg du petit Spoutnik !

[*]Et ce 2e étage fut officiellement le premier satellite catalogué par le Norad !
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@David L. a écrit:
@noureddine2 a écrit:[...] ces lanceurs 100 t ( orbite basse ) paraissent rentables avec 2 ou 3 lancements par an . [...]

Le SLS... "rentable" ?  :scratch:
J'en ai discuté avec des Américains travaillant sur le SLS. Voici ce que j'en ai compris :
Le SLS a pour objectif d'envoyer dans l'espace des charges lourdes et larges qu'on ne peut pas envoyer avec d'autres lanceurs.
L'objectif de la NASA n'est pas d'en faire un lanceur rentable, mais d'en faire un lanceur qui ne sera pas trop onéreux. Or, avec 1 ou 2 lancements par an, on arrive à faire travailler les équipes à peu près tout le temps. Moins de 1, et il y a des périodes de chômage et d'usine déserte qui posent d'énormes problèmes de gestion et de coût. Si c'est 3 ou 4, il faut tout dupliquer, ce qui coûte très cher, et surtout il ne faut pas retomber à 0 pendant 1 an, sinon, ça devient ingérable.
Ce problème est donc très important. Il est quasiment vital pour la NASA que la cadence de lancements soit aussi régulière possible, à raison de 1 ou 2 par an maximum.
Pour l'anecdote, j'ai demandé en Anglais combien ils pouvaient faire de lancements de SLS par mois dans l'optique de préparer une mission vers Mars. On m'a répondu qu'ils comptaient 1 ou 2 .... mais par an pas par mois ! S'il y a un besoin de lancements rapprochés, il est sans doute possible de faire attendre un lanceur pendant qu'on construit le 2ème, mais on ne peut pas envisager plus de 2 en 6 mois, ce qui apporte une contrainte forte  sur l'organisation du voyage vers Mars.
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Qu'est ce qui empêcherait d'envoyer une partie du "train martien" plusieurs mois, voir plusieurs années avant les hommes pour faire le voyage ?
La station en est une preuve avec des modules qui à la fin de vie prévue auront déjà 24 ans d'orbite !
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J'attends aussi de voir comment vont cohabiter le SLS et l'hypothétique BFR de SpaceX. Parce que si le BFR existe vraiment, le SLS sera probablement... inutile, ni plus ni moins.
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@Space Opera a écrit:J'attends aussi de voir comment vont cohabiter le SLS et l'hypothétique BFR de SpaceX. Parce que si le BFR existe vraiment, le SLS sera probablement... inutile, ni plus ni moins.
Comme dit Argyre, SLS n'a pas vocation à être rentable, alors que la BFR, sans rentabilité, n'existera jamais. Avec le SLS dans son jeu, dont on peine déjà à remplir le carnet de missions, je vois mal la NASA commander des vols de BFR en complément, et franchement je ne vois pas vraiment qui d'autre serait intéressé suffisamment pour que la rentabilité soit assurée sans la NASA (et ses gros dollars publics).
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@nikolai39 a écrit:[*]
Pas vraiment. C'est tout le deuxième étage qui a été satellisé, donc beaucoup plus que les 83kg du petit Spoutnik !
[*]
je met cette image sur les fusées Atlas 
http://fr.cdn.v5.futura-sciences.com/builds/images/rte/RTEmagicC_457_atlas04_txdam50074728_9dd4e4.jpg
[*]je vais calculer après le rapport de masse charge utile sur masse fusée au décollage .
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@noureddine2 a écrit:[*]
http://fr.cdn.v5.futura-sciences.com/builds/images/rte/RTEmagicC_457_atlas04_txdam50074728_9dd4e4.jpg
[*]je vais calculer après le rapport de masse charge utile sur masse fusée au décollage .





[*]
j'ai fait la comparaison 
 
masse au decollagemasse charge utile LEORapport utile/decollagepourcentage
Atlas III225 38910 7590,0477352494,77352488
Atlas II237 1438 6180,0363409423,6340942
Atlas V308 99010 3000,0333344123,33344121
Atlas V337 38512 5000,0370496613,70496614
Atlas V540 31020 5200,0379781983,79781977
    
je ne vois pas une évolution constante ça oscille autour de 3.6 % , prochainement  je vais refaire la comparaison avec les fusées Ariane
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[*]
pour les fusées Ariane https://fr.wikipedia.org/wiki/Ariane_(fus%C3%A9e)#Ariane_1
je compare avec la charge utile au géostationnaire 

   
masse au decollagemasse charge utile GTORapport utile/decollagepourcentage
Ariane 1211 5681 8500,0087442340,87442335
Ariane 2219 0002 1750,0099315070,99315068
Ariane 3237 0002 7000,0113924051,13924051
Ariane 4-0240 0002 1000,008750,875
Ariane 4-4480 0004 9500,01031251,03125
Ariane 5750 00010 0000,0133333331,33333333

pour le GTO le pourcentage est autour de 1  %
je constate pour Ariane 4 une augmentation en pourcentage entre ariane 4-0 ( 0.875 % ) et ariane 4-4 (1.03 % )
   
masse au decollagemasse charge utile GTORapport utile/decollagepourcentage
A40240 0002 1000,008750,875
A42P320 0002 9300,009156250,915625
A44P350 0003 4600,0098857140,98857143
A42L360 0003 4800,0096666670,96666667
A44LP420 0004 2200,0100476191,0047619
A44L480 0004 9500,01031251,03125

 donc ces propulseurs d'appoint à propergol liquide ou solide augmentent le pourcentage du rapport entre masse charge utile sur masse au décollage .
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@noureddine2 a écrit:

[*]La fusée américaine Saturne 5 est la plus puissante fusée jamais construite : 3 038 tonnes permettant de lancer 118 tonnes en orbite basse (charge utile = 3,9%, un record),

[/list]

- 3.9 % pour Saturne 5  Apollo  118 tonnes / 3038 tonnes 
je vois que Saturne 5 a le meilleur rapport  masse utile orbite basse / masse au décollage .

Je crois qu'il est temps d'en finir avec cette fausse estimation de 118 tonnes de CU en LEO, en réalité c'est beaucoup plus que cela car on doit compter tout ce qui a été satellisé. On ne mets jamais en orbite une Charge Inutile.

Prenons par exemple Apollo 16 qui fut le lancement SaturnV le plus lourd selon les données du livre Apollo by the Numbers: A Statistical Reference avec une masse au décollage de 2965.2 tonnes.

Lors de la satellisation, il y avait donc:

-L'étage S-IVB d'une masse à vide de 11.4 tonnes
-L'ergols restants à bord du S-IVB d'une masse de 77.6 tonnes
-L'anneau d'instrumentation (Instrument Unit) de 2 tonnes
-Le support entre le lanceur et le module lunaire de 1.8 tonnes
-Le module lunaire d'une masse de 16.4 tonnes
-Le module de commande et de service d'une masse de 30.4 tonnes

On arrive avec une masse satellisée d'environ 139.6 tonnes en orbite terrestre base.
Donc 4.7% de CU

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Oui et non. En l'occurrence, ici le S-IVB est aussi l'étage qui a permis de mettre sur orbite la charge utile, c'est à dire le carburant restant et le reste. On ne compte jamais le dernier étage mis sur orbite dans les valeurs de charge utile.
Je trouve donc ton interprétation biaisée.
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@Space Opera a écrit:Oui et non. En l'occurrence, ici le S-IVB est aussi l'étage qui a permis de mettre sur orbite la charge utile, c'est à dire le carburant restant et le reste. On ne compte jamais le dernier étage mis sur orbite dans les valeurs de charge utile.
Je trouve donc ton interprétation biaisée.

Oui mais dans ce cas précis de Saturn 5, le S-IVB ne sert pas qu'à faire la satellisation en LEO, il sert aussi à la TLI. Ce n'est donc pas qu'une masse "inutile"...

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D'où mon "oui et non". La comparaison n'est juste pas possible dans le cas de la Saturn V, et donc sa capacité en LEO n'est pas de 139.6 tonnes. Tout ce qu'on sait, c'est que Skylab pesait 90t, et que le train lunaire qui allait partir de LEO et qui s'était en partie mis lui-même sur orbtie faisait 139.6t. Donc la réalité est probablement entre les deux, même c'est purement virtuel puisqu'un étage optimisé pour le LEO n'a jamais été construit. Et donc Skylab sous-exploitait les capacités réelles du lanceur.
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Bonjour , je met ce lien sur un projet de spacex 
http://www.futura-sciences.com/sciences/actualites/astronautique-conquete-mars-elon-musk-livre-details-son-ambitieux-projet-colonisation-63050/
Je cherche des liens parlent de ce projet , pour voir les caractéristiques de ce lanceur , et je cherche s'il y a une topic dans ce forum qui parle de ce lanceur ,merci .
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@noureddine2 a écrit:Bonjour , je met ce lien sur un projet de spacex 
http://www.futura-sciences.com/sciences/actualites/astronautique-conquete-mars-elon-musk-livre-details-son-ambitieux-projet-colonisation-63050/
Je cherche des liens parlent de ce projet , pour voir les caractéristiques de ce lanceur , et je cherche s'il y a une topic dans ce forum qui parle de ce lanceur ,merci .

Le sujet sur l'ITS est ici: http://www.forum-conquete-spatiale.fr/t16726-spacex-actualites-et-developpements-du-raptor-du-lanceur-et-des-vaisseaux-de-l-its

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@noureddine2 a écrit:salut , je regarde Saturne 5 https://fr.wikipedia.org/wiki/Saturn_V


Hauteur : 110,6 m
Diametre : 10,1 m
Masse au décolage : 3 038 tonnes
Nombre d'etages : 3
Charge utile en LEO : 118 tonnes
Charge utile pour la lune : 47 tonnes
Poussée au décollage environ : 34 MN
Merci WAkka je vais voir ce topic .
D'après wikipedia 
https://fr.m.wikipedia.org/wiki/Interplanetary_Transport_System
Je vois ces caractéristiques :
Hauteur : 122 m
Diametre : 12 m
Masse au décollage : 10 500 tonnes 
Poussée au décollage : 128 MN
Le trans porteur peut placer une charge utile de 300 tonnes sur une orbite basse .

Je vais voir s'il y a d'autres informations dans l'autre topic .
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Bonjour , je met le lien de cette discussion sur un projet de lanceur : Sea Dragon 
https://www.forum-conquete-spatiale.fr/t21330p25-sea-dragon-ou-le-lanceur-maximal-1962-que-serait-il-en-2020#467564
et la page wikipedia
https://fr.wikipedia.org/wiki/Dragon_des_Mers
dimensions ; 
Masse au décollage : 18 143 t
Hauteur : 152 m
Diametre : 22 m
charge orbite basse : 550 t
j'ai vu dans la discussion que si la densité de la poussée reste constante ,  la poussée va dependre de la section , donc pour augmenter la poussée il faut augmenter la section ,
 par contre la hauteur du lanceur ne sert à rien pour augmenter la poussée , on peut la laisser constante , et se contenter d'augmenter la section .
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@noureddine2 a écrit:salut , je regarde Saturne 5 https://fr.wikipedia.org/wiki/Saturn_V


Hauteur : 110,6 m
Diametre : 10,1 m
Masse au décolage : 3 038 tonnes
Nombre d'etages : 3
Charge utile en LEO : 118 tonnes
Charge utile pour la lune : 47 tonnes
Poussée au décollage environ : 34 MN
11 moteurs en tout

Motorisation
1er étage : Cinq moteurs F1
2ém étage : Cinq moteurs J-2
3ém étage Un moteur J-2

Saturn 5 c'est 3 000 t 
Sea dragon c'est 18 000 t
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@katalpa a écrit:et il faudra faire bien plus gros, ne serait-ce que pour amener 100 personnes d'un coup sur Mars.
On fait une comparaison avec la sonde chinoise vers Mars
https://fr.m.wikipedia.org/wiki/Huoxing_1
240 kg rover
3175 kg orbiteur
Donc total de 3 400 kg sur Mars
Donc avec une règle de trois .on a :
Pour CZ 5
24 t orbite basse donne 3,4 t sur Mars 
Et pour Sea Dragon
 550 t orbite basse  va donner 78 t sur Mars .
Donc  un engin de 78 t qui voyage pendant 6 mois , ne peut pas supporter plus que 3 ou 4 personnes , avec aller retour sans atterrissage sur Mars .
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