[SpaceX] Un vaisseau Red Dragon sur Mars en 2020

Atlantis a écrit:En effet Arcadia Planetia semble une cible intéressante, surtout à en croire cet article: http://www.universetoday.com/41337/new-images-reveal-pure-water-ice-at-low-latitudes-on-mars/

On notera que les cratères récents cités dans cet article et montrant de la glace fraîche sous la poussière, sont situés au Sud de la plaine, vers 45º de latitude.

 Surprisingly, the white ice may be made from 99 percent pure water.

Astro-notes a écrit:Pfff ; un jour je l'aurais, je l'aurais...   :megalol:

Astro-notes a écrit:Alors, si tu me parles de pastis !  :cheers:

Henri a écrit:

Red Dragon me semble plus être un démonstrateur d'EDL martienne purement propulsive basé sur un vaisseau Dragon 2 qu'une plateforme scientifique... S'il y a un packetage scientifique à bord il ne devrait pas avoir la complexité et la durée d'élaboration des appareils présents sur les différentes sondes martiennes de la NASA.

Space Opera a écrit: Ce n'est pas le bouclier thermique qui génère le plasma (contrairement à toutes les missions terrestre et martiennes précédentes sous bouclier) mais les propulseurs, comme pour leurs étages qui rentrent dans l'atmosphère. C'est une différence fondamentale qui change de paradigme, le bouclier thermique de Dragon en PICA sera ainsi plus léger que celui de Curiosity (en PICA aussi) qui était pourtant une sonde 5 fois plus légère à poser ! Son rôle se cantonne à de la protection thermique et presque plus à du freinage, ce qui change la donne. Ce qui va freiner Dragon ça n'est ni les propulseurs ni le bouclier, c'est la bulle de plasma généré par les propulseurs qui forme un "bouclier" virtuel de plus de 10m de diamètre.

Space Opera a écrit:On a quelques infos pour Dragon V2, mais je ne sais pas à quel point c'est similaire à Red Dragon.

Space Opera a écrit:Alors attention, Dragon n'est pas un Viking sans parachute: il ne s'agit pas d'une descente sous bouclier puis rétro-fusées pour annuler la vitesse restante.
Il s'agit de rétropropulsion hypersonique, c'est à dire que le bouclier est TRÈS sous-dimensionné par rapport à ce qu'il faudrait en théorie (il pèserait des tonnes sinon), mais les propulseurs s'allument dès qu'une atmosphère est palpable pour générer un plasma sous la capsule. Ce n'est pas le bouclier thermique qui génère le plasma (contrairement à toutes les missions terrestre et martiennes précédentes sous bouclier) mais les propulseurs, comme pour leurs étages qui rentrent dans l'atmosphère. C'est une différence fondamentale qui change de paradigme, le bouclier thermique de Dragon en PICA sera ainsi plus léger que celui de Curiosity (en PICA aussi) qui était pourtant une sonde 5 fois plus légère à poser ! Son rôle se cantonne à de la protection thermique et presque plus à du freinage, ce qui change la donne. Ce qui va freiner Dragon ça n'est ni les propulseurs ni le bouclier, c'est la bulle de plasma généré par les propulseurs qui forme un "bouclier" virtuel de plus de 10m de diamètre. Le delta-V des propulseurs et la masse du bouclier sont largement insuffisants pour freiner Dragon depuis l'orbite, cette bulle de plasma a des propriétés assez géniales qu'ils testent presque à chaque retour d'étage quand ils peuvent les allumer à une pression atmosphérique martienne. D'ailleurs il n'y a même pas de bouclier thermique sur leurs étages (qui rentrent pourtant plus vite qu'une capsule Mercury !), seulement une protection thermique souple.
SpaceX n'a pas indiqué de plan d'accélération, mais il se pourrait bien qu'il soit plus gentil que dans le cas des sondes martiennes qui ont souvent plus de 20g de décélération.

Atlantis a écrit:

Space Opera a écrit:Alors attention, Dragon n'est pas un Viking sans parachute: il ne s'agit pas d'une descente sous bouclier puis rétro-fusées pour annuler la vitesse restante.
Il s'agit de rétropropulsion hypersonique, c'est à dire que le bouclier est TRÈS sous-dimensionné par rapport à ce qu'il faudrait en théorie (il pèserait des tonnes sinon), mais les propulseurs s'allument dès qu'une atmosphère est palpable pour générer un plasma sous la capsule. Ce n'est pas le bouclier thermique qui génère le plasma (contrairement à toutes les missions terrestre et martiennes précédentes sous bouclier) mais les propulseurs, comme pour leurs étages qui rentrent dans l'atmosphère. C'est une différence fondamentale qui change de paradigme, le bouclier thermique de Dragon en PICA sera ainsi plus léger que celui de Curiosity (en PICA aussi) qui était pourtant une sonde 5 fois plus légère à poser ! Son rôle se cantonne à de la protection thermique et presque plus à du freinage, ce qui change la donne. Ce qui va freiner Dragon ça n'est ni les propulseurs ni le bouclier, c'est la bulle de plasma généré par les propulseurs qui forme un "bouclier" virtuel de plus de 10m de diamètre. Le delta-V des propulseurs et la masse du bouclier sont largement insuffisants pour freiner Dragon depuis l'orbite, cette bulle de plasma a des propriétés assez géniales qu'ils testent presque à chaque retour d'étage quand ils peuvent les allumer à une pression atmosphérique martienne. D'ailleurs il n'y a même pas de bouclier thermique sur leurs étages (qui rentrent pourtant plus vite qu'une capsule Mercury !), seulement une protection thermique souple.
SpaceX n'a pas indiqué de plan d'accélération, mais il se pourrait bien qu'il soit plus gentil que dans le cas des sondes martiennes qui ont souvent plus de 20g de décélération.

Alors là, bravo pour ton explication détaillée, qui montre bien la différence entre un bouclier classique et ce bouclier plasmique. :ven:

Argyre a écrit:1) Sera-t-elle suffisamment sure pour qu'on s'autorise à réduire fortement le bouclier thermique. Pas si évident.

Argyre a écrit:2) Le guidage parait difficile. Or on ne peut pas se permettre une rentrée atmosphérique martienne qui mène à un atterrissage approximatif (il faut atterrir proche du module de remontée notamment). Avec le bouclier thermique, on pouvait jouer sur la portance, là ça parait bien plus compliqué.

Argyre a écrit:3) De ce que j'ai compris, on aura besoin d'un système de propulsion dédié pour l'atterrissage. Donc le système qui crée le plasma est une charge complémentaire qui pénalise l'ensemble et réduit les gains obtenus par un plus petit boulier thermique.

Argyre a écrit:4) Je persiste à penser qu'une capsule Dragon avec un bouclier normal aurait un coef balistique assez faible pour qu'on puisse entreprendre une EDL avec parachutes et une propulsion uniquement en phase supersonique terminale, le tout pour une masse totale compétitive avec l'approche évoquée ici.

Space Opera a écrit:

Argyre a écrit:2) Le guidage parait difficile. Or on ne peut pas se permettre une rentrée atmosphérique martienne qui mène à un atterrissage approximatif (il faut atterrir proche du module de remontée notamment). Avec le bouclier thermique, on pouvait jouer sur la portance, là ça parait bien plus compliqué.

Va dire ça à leurs étages qui se posent à 1m près au milieu de l'océan après avoir utilisé la rétropropulsion hypersonique ! :blbl:

Space Opera a écrit:Alors attention, Dragon n'est pas un Viking sans parachute: il ne s'agit pas d'une descente sous bouclier puis rétro-fusées pour annuler la vitesse restante.
Il s'agit de rétropropulsion hypersonique, c'est à dire que le bouclier est TRÈS sous-dimensionné par rapport à ce qu'il faudrait en théorie (il pèserait des tonnes sinon), mais les propulseurs s'allument dès qu'une atmosphère est palpable pour générer un plasma sous la capsule. Ce n'est pas le bouclier thermique qui génère le plasma (contrairement à toutes les missions terrestre et martiennes précédentes sous bouclier) mais les propulseurs, comme pour leurs étages qui rentrent dans l'atmosphère. C'est une différence fondamentale qui change de paradigme, le bouclier thermique de Dragon en PICA sera ainsi plus léger que celui de Curiosity (en PICA aussi) qui était pourtant une sonde 5 fois plus légère à poser ! Son rôle se cantonne à de la protection thermique et presque plus à du freinage, ce qui change la donne. Ce qui va freiner Dragon ça n'est ni les propulseurs ni le bouclier, c'est la bulle de plasma généré par les propulseurs qui forme un "bouclier" virtuel de plus de 10m de diamètre. Le delta-V des propulseurs et la masse du bouclier sont largement insuffisants pour freiner Dragon depuis l'orbite, cette bulle de plasma a des propriétés assez géniales qu'ils testent presque à chaque retour d'étage quand ils peuvent les allumer à une pression atmosphérique martienne. D'ailleurs il n'y a même pas de bouclier thermique sur leurs étages (qui rentrent pourtant plus vite qu'une capsule Mercury !), seulement une protection thermique souple.
SpaceX n'a pas indiqué de plan d'accélération, mais il se pourrait bien qu'il soit plus gentil que dans le cas des sondes martiennes qui ont souvent plus de 20g de décélération.

led a écrit:Quelles sont tes sources? Je n'ai rien trouvé sur internet qui accrédite cette hypothèse.

Papier a écrit:In  this  investigation,  the  propulsive  capability  currently  utilized  during  subsonic  descent  is  extended  to supersonic initiation velocities (i.e. supersonic retro-propulsion). SRP descent architectures offer the ability to land larger  payload  masses  while  providing  additional  control  authority  (thrust-vectoring  and  throttling)  throughout  the  descent.  SRP  scales  well  across  large-scale  robotic  and  human  exploration  missions  and  affords  both  cost  and  technology feed-forward benefits for large-scale missions. As entry vehicle and landed mass requirements increase, the  benefits  of  SRP  become  more  significant,  while  the  use  of  alternative  decelerator  technologies  become  more  challenging.
SRP was identified as a technology investment area in NASA’s Space Technology Entry, Descent and Landing Roadmap  and  was  recently  cited  as  a  high  priority  in  the National  Research  Council  (NRC)  Life  and  Physical  Sciences Survey, Recapturing a Future for Space Exploration: Life and Physical Sciences Research for a New Era.

In addition, SRP was identified as a “critical path technology” and baselined in a large number of the NASA Mars EDL systems analysis concepts. Initially  studied  in  the  1960s,  interest  in  SRP  technology  has  been  recently  renewed.  Technology  efforts  from  2005 to 2012 focused on gaining a fundamental understanding of aerodynamic-propulsive fluid dynamic interactions with  cold  gas  plumes  at  supersonic  freestream  conditions.  Systems  analysis,  computational  fluid  dynamics  (CFD)  simulations,  and  small-scale  air-in-air  wind  tunnel  testing  were  also  performed  in  this  timeframe.
Blunt  body  aeroshell configurations, similar to the concept baselined in this investigation, have been the focus of these efforts. Flight dynamics simulations have demonstrated that SRP initiation generally occurs at a minimum altitude boundary subject to subsequent timeline constraints, with resulting high values of thrust. SRP can also be utilized as additional
control  authority  for  precision  landing.  CFD  tools  have  been  shown  to  be  capable  of  capturing  major  flowfield  features, including unsteadiness, albeit at considerable computational expense.  
From 2013 to 2015, through a partnership with Space X, NASA received its first insight into the performance of a  flight-qualified  propulsion  system  operated  into  an  opposing  supersonic  freestream. These  efforts  focused  on  analysis  of  Space  X  first  stage  recovery  flight  data.  To  return  this  launch  stage  safely  to  Earth,  operation  of  its  propulsion  system  in  the  supersonic  regime  at  the  right  altitudes  on  Earth  to  yield  Mars-relevant  conditions  is  required. To date, Space X has performed SRP maneuvers during recovery operations of seven Falcon 9 first-stage systems. NASA personnel have independently reviewed these data sets. Multiple flights are in the specific Mach and dynamic pressure regime required by the present Mars EDL system. While the Space X first stage is not Mars-like in configuration, no showstoppers have been identified for this technology.  
SRP  computational,  ground-based,  and  flight  data  have  demonstrated  that  aerodynamic  force  and  moment  modeling uncertainty in the SRP phase is low for steady state, Mars-relevant conditions. Some uncertainty remains for  SRP  operation  during  startup  and  transition  to  steady-state  operation,  but  performance  uncertainty  during  this small  time  period  may  be  mitigated  by  robust  control  system  design.  Combined  with  ground-based  test  data,  the  Space X flight data bounds the range of SRP thrust coefficients needed for human Mars EDL. Taken in total, these computational, ground-based, and flight test efforts significantly reduce the SRP flight system development risks for Mars EDL.

Giwa a écrit:...Attendons la HRP (Hypersonic Retro-Propulsion) !