Re: Falcon-9 (Amos-6) - CCSFS - 3.9.2016 [perte C.U.]

**montmein69** Donateur Messages : 20962 Inscrit le : 01/10/2005

Le fil utilisé pour bobiner et donc renforcer le "liner" en titane est imprégné d'une résine.
Il y a une "cuisson au four " à la fin du bobinage qui va protéger le revêtement de toute agression chimique.
voir p 7 du document.

After filament wrap, the vessel is placed in an oven and the resin is gelled and cured

The materials used in the composite overwrap include Torayca T-1000G high performance carbon fiber and EPON 826 epoxy resin system. The basic resin system has years of commercial heritage and offers excellent characteristics including: low viscosity; reasonable pot life; high strain-to-resistance; good chemical and moisture resistance and low toxicity

Après .... il s'agit de savoir si une anomalie en cours de fabrication est possible, et si des tests/contrôles sont réalisés systématiquement avant de qualifier chaque COPV pour le vol ?

Et comme l'a dit Space Opera, en utilisant les COPV dans un nouveau domaine d'utilisation .... cela peur changer pas mal de choses :

Par contre le comportement du LOX sur-refroidi sous pression entre les fibres quand le COPV gonfle alors qu'il est rempli, ça, personne ne savait dire comment ça allait se passer. Quand on fait des choses très nouvelles, on découvre des phénomènes dont absolument personne n'avait connaissance.

Ont-ils adaptés les exigences de fabrication et les tests pour obtenir des réponses à ce défi technique et y faire face ?

Dans le cas de la Falcon9, le COPV est en aluminium (moins cher, plus léger, mais moins résistant; c'est la fibre de carbone autour qui assure la résistance par contention).
Du temps d'Apollo, la NASA utilisait le titane pour son extrême résistance car le bobinage en fibre de carbone n'existait pas encore.
Le 3ème étage avait explosé lors d'un test de tir statique à cause d'un défaut de qualité de la soudure des demi-sphères formant le COPV et qui avait été attaqué par l"hydrogène liquide dans lequel il baignait.

Je suis surpris de voir qu'on utilise du titane et non de l'alu, connaissant la propension du titane à exploser spontanément en présence d'oxygène. J'imagine que ça n'est pas censé se produire dans les conditions de pression et température d'un COPV.

Edit: Bob bimon répond à ma question en postant en même temps que moi. :)

Je ne connais pas l'historique de ce qu'utilise Space X pour fabriquer (en interne d'après ce que j'ai compris) les COPV de Falcon 9.
Cependant l'article publié en 2002 fait état des essais réalisés par la société PSI pour fournir un COPV devant équiper un " commercial spacecraft" *. Donc l'utilisation d'un liner en Ti ne semble pas avoir disparu :scratch:

* peut être Antares ?

En effet, comme mentionné dans ce post du forum nasaspaceflight.com, le contact direct Titane/oxygène sans barrière (dépôt argentique ou oxyde de titane naturellement produit à l'air libre) est explosif.
https://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=41252.msg1599417#msg1599417

Pour l'aluminium ça semble être le même problème.

Je n'ai pas encore trouvé quelle est la barrière qui est assurée dans la fabrication du réservoir, puisque l'oxygène passe la barrière de la fibre de carbone.

Ils ont peut-être réussi à créer une résine epoxy dont la cuisson assure l'étanchéité entre les fibres de carbone (polyurethane matrix of the composite) ?
Cela me parait plus fiable de créer la "barrière" en première ligne du contact LOX/réservoir que de laisser de l'oxygène sous-refroidi s'insérer dans cette fausse-barrière et parvenir au plus près du métal .... avec seulement une fine barrière d'oxyde de passivation. :scratch:
Mais est-ce réalisable ?

Visiblement c'est complexe, et il faut mettre le prix pour ces réservoirs de très haute technologie.

D'autant plus que sous 300 bars, le coefficient d'expansion est assez sensible; la note parle de quelques millimètres de rayon du réservoir, et 10mm en longueur (pour un réservoir de 100 litres). Si revêtement il y a, il doit être aussi expansible que le métal et les fibres.

La question que je me pose et que je pose: les fibres organiques, ainsi que la résine sont quand même potentiellement réductrices et dans le LOX oxydant puissant elles sont en équilibre chimique métastable maintenu grâce aux basses températures . C 'est peut être la formation de SOX (cristaux d’oxygène solide ) qui s'est infiltré dans le bobinage , mais ne joue-t-on pas à la roulette russe et n'aurai-il pas intérêt à ce qu'il y ait un revêtement extérieur avec une substance organique insensible à l'oxydation comme un produit organique fluoré?

Dans l’accident qui nous préoccupe, celui d'Amos 6, ne serait-ce pas la vitesse excessive de refroidissement du COPv qui serait l'élément le plus déterminant ? Cette dernière dépend des rythmes et de l’enchainement des remplissages de LOX et d'hélium et pourrait faire sortir le COPv de ses enveloppes de certification par exemple en causant une dégradation du vernis protecteur du bobinage de fibre de carbone par exemple...

Autre possibilité: l'étanchéité au gaz hélium sous pression n'est jamais parfaite . Paradoxalement ces fuites chassent l'ergol qui pourrait s’infiltrer dans le bobinage et au contraire de ce qu'on pourrait penser une mise en pression trop lente serait dangereuse !
Enfin, pas évident tout çà et le savoir-faire s'acquière souvent de façon empirique ... et c'est le genre de recettes que l'on évite de divulguer aux concurrents .

Bien que rien d'officiel n'ait filtré sur le sujet, on peut raisonnablement penser qu'ils continuent à chercher ce qui a pu se passer, et à réfléchir aux solutions .... qui pourraient être assez délicates à mettre en oeuvre : modification de la technologie des COPV ? adaptation des procédures de remplissage ? .... ???? Falcon-9 (Amos-6) - CCSFS - 3.9.2016 [perte C.U.] - Page 34 Emotic13

Falcon-9 (Amos-6) - CCSFS - 3.9.2016 [perte C.U.] - Page 34 Emotic13

Comme il est peu probable que Space X puisse envisager de faire deux pas en arrière, c-a-d revenir à l'utilisation de LOX refroidi "normalement" vu que toute sa stratégie vise à récupérer tous les premiers étages y compris ceux des lancements les plus complexes (pour effectuer la récupération en cas de charge lourde en GTO) .... cela risque de prendre un moment pour retrouver un lanceur fiable.

Sans préjuger de ce que sera l'avenir proche, qui - on leur souhaite - pourrait être de tout résoudre au mieux et dans des délais courts .... il ne serait pas totalement iconoclaste - mais ce n'est que mon point de vue - de voir un modèle de F9 adapté au lancement LEO (ce qui est le profil des missions payées par la NASA pour desservir l'ISS *), en reprenant la technique du LOX "normal". Lancement fiable, retour au sol ou sur barge proche du rivage .... ce ne serait pas forcément AMHA la plus mauvaise solution.
Et lancer -enfin ? - une Falcon Heavy avec des cores fonctionnant aussi au LOX normal .... ne serait pas forcément non plus une mauvaise solution.

* et surtout le lancement de la capsule Dragon-crew avec équipage ... qui va voir les commissions de qualification être extrêmement tatillonnes.

A titre purement personnel et sans aucune information, je dirais que ce qui me pose problème c'est :

- Est ce normal que le LOX s'insère entre les fibres du composite ? Cela me paraît pour le moins étonnant.

- La documentation des COPV donne une température minimale d'utilisation bien au dessus de 66 K. Et cela paraît normal pour du composite. Donc SX a dû faire des modifications.

- Comment l'oxygène peut-il devenir solide alors qu'il est au pire à 66K et que les COPV chauffent sous l'effet de la pressurisation à l'hélium ?

Bref, il nous manque beaucoup de données. Attendons avec hâte un semblant de rapport officiel :scratch:

Pour ta dernière question, j'ai une réponse : le LOX bloqué dans le bobinage entre l'alu et le carbone va être comprimé très localement jusqu'à des centaines de bars lors de la dilatation du COPV. À 66K et une pression aussi élevée, le LOX se solidifie.

Space Opera a écrit:Pour ta dernière question, j'ai une réponse : le LOX bloqué dans le bobinage entre l'alu et le carbone va être comprimé très localement jusqu'à des centaines de bars lors de la dilatation du COPV. À 66K et une pression aussi élevée, le LOX se solidifie.

C'est ce que j'avais fait remarquer dans le post donnant le diagramme de phase de l'oxygène dans le fil :
http://www.forum-conquete-spatiale.fr/t17897p800-lancement-falcon-9-amos-6-cc-afs-40-3-septembre-2016-echec#375109

Faudrait vérifier la pente de la courbe de séparation des phases solides et liquide du diagramme de phase de l'oxygène ci-dessous que j'ai trouvé sur le net et que je reposte :

Falcon-9 (Amos-6) - CCSFS - 3.9.2016 [perte C.U.] - Page 34 Phase%20diagram%20oxygen

Falcon-9 (Amos-6) - CCSFS - 3.9.2016 [perte C.U.] - Page 34 Phase%20diagram%20oxygen

Space Opera a écrit:Pour ta dernière question, j'ai une réponse : le LOX bloqué dans le bobinage entre l'alu et le carbone va être comprimé très localement jusqu'à des centaines de bars lors de la dilatation du COPV. À 66K et une pression aussi élevée, le LOX se solidifie.

Oui, à 66K le LOX devient solide sous 1000 bars ! J'ai du mal à croire que des conditions locales comme cela existent...

Pour ta dernière question, j'ai une réponse : le LOX bloqué dans le bobinage entre l'alu et le carbone va être comprimé très localement jusqu'à des centaines de bars lors de la dilatation du COPV. À 66K et une pression aussi élevée, le LOX se solidifie.

Ce qui me dérange aussi, c'est comment un LOX qui se solidifierait ne refondrait pas de suite lors de la compression.
Quand j'étais gamin, à l'école on nous montrait comment on coupait un pain de glace avec un fil de fer avec 2 poids accrochés aux 2 extrémités du fil...
C'était vraiment magique quand on n'y connaissait rien ! :)

PS : je viens de comprendre en consultant les diagrammes de phase de l'eau, l'oxygène et l'hélium.
La pente négative de l'eau depuis le point triple fait que l'eau solide refond en augmentant la pression, alors que la pente positive de l'oxygène consolide son état solide à température constante quand on augmente la pression (d'où impossibilité de reliquéfier les cristaux d'oxygène).

L'oxygène solide a même plusieurs états alpha, beta gamma... epsilon :
http://www.impmc.upmc.fr/fr/zoom-science/annee_20102/zoom_science_juillet_2010.html
https://fr.wikipedia.org/wiki/Oxyg%C3%A8ne_solide
Falcon-9 (Amos-6) - CCSFS - 3.9.2016 [perte C.U.] - Page 34 Fig_1_Zoom_Klotz-red_274x300

Falcon-9 (Amos-6) - CCSFS - 3.9.2016 [perte C.U.] - Page 34 Fig_1_Zoom_Klotz-red_274x300

1GPa = 10 000 bars

bob bimon a écrit:
1GPa = 10 000 bars

Cette partie du diagramme de phase correspond à des pressions très supérieures à celle qui nous intéressent... Comme le fait remarquer Hadéen c'est plutôt le domaine des 100 bars (10 MPa) que des 1000 bars (0,1 GPa) qui nous intéresse. Il ne faut aussi pas trop prendre au pied de la lettre le diagramme de phase que j'ai donné, il sort d'une série d'exercices de thermo en ligne sur un site universitaire et a plus vocation à faire comprendre aux étudiants l'importance de la pente de la courbe de séparation solide/liquide qu'à être une base de travail pour des estimations numériques précises...

montmein69 a écrit:Bien que rien d'officiel n'ait filtré sur le sujet, on peut raisonnablement penser qu'ils continuent à chercher ce qui a pu se passer, et à réfléchir aux solutions .... qui pour en reprenant la technique du LOX "normal". Lancement fiable, retour au sol ou sur barge proche du rivage .... ce ne serait pas forcément AMHA la plus mauvaise solution.
Et lancer -enfin ? - une Falcon Heavy avec des cores fonctionnant aussi au LOX normal .... ne serait pas forcément non plus une mauvaise solution.

* et surtout le lancement de la capsule Dragon-crew avec équipage ... qui va voir les commissions de qualification être extrêmement tatillonnes.

Effectivement Space X s'est lancé dans la technologie du LOX sur-refroidi pour que la Facon 9 puisse engranger le maximum de missions, même en récupérables qui demandent des performances accrues .
En prenant cette voie, ils se sont en fait éloignés pour des raisons tactiques de la stratégie de base du récupérable : faire le plus fiable possible quitte à consommer plus d'ergols . Finalement la Falcon 9 est un peu sous-dimensionnée pour assurer toutes les missions et avec la Facon Heavy, on pourrait revenir à la technologie du LOX normal à moins que cette technologie du LOX sur-refroidi finisse par être parfaitement maîtrisée .

Pour le récupérable, les lanceurs peuvent être un peu sur-dimensionnés pour se laisser une marge de manoeuvre car même si cela augmente le prix du lanceur , son coût sera amorti par les réutilisations : donc un lanceur récupérable le plus fiable et le plus durable quitte à ce qu'il soit plus cher .

En même temps, le LOX super refroidi à 66K, ce n'est pas non plus une température extraordinairement basse pour un lanceur ! Les technologies du froid sont largement maîtrisées au niveau des lanceurs notamment par ceux qui utilisent le LH2 à 22 K ou pire encore le LHe à 4,5 K.

Je ne parle pas des sondes spatiales type PLANCK avec sa boite à 0,1 K.

0.1 K c'est pas un peu frisquet ? :megalol:

Hadéen a écrit:
Space Opera a écrit:Pour ta dernière question, j'ai une réponse : le LOX bloqué dans le bobinage entre l'alu et le carbone va être comprimé très localement jusqu'à des centaines de bars lors de la dilatation du COPV. À 66K et une pression aussi élevée, le LOX se solidifie.
Oui, à 66K le LOX devient solide sous 1000 bars ! J'ai du mal à croire que des conditions locales comme cela existent...

Pas dit, entre deux fibres de carbones en train d'être tendues par un COPV qui gonfle c'est pas impossible que ça arrive...

Space Opera a écrit:
Hadéen a écrit:
Oui, à 66K le LOX devient solide sous 1000 bars ! J'ai du mal à croire que des conditions locales comme cela existent...
Pas dit, entre deux fibres de carbones en train d'être tendues par un COPV qui gonfle c'est pas impossible que ça arrive...

Je suis d'accord; je comprends que le COPV est pressurisé à 320 bars à peu près. Donc localement entre les fibres pourquoi pas ? Pas vraiment intuitif mais à étudier.

Astro-notes a écrit:0.1 K c'est pas un peu frisquet ? :megalol:

Pour cartographier le rayonnement cosmologique, non... Mais on s'éloigne un peu, j'arrête !

Hadéen a écrit:
Space Opera a écrit:
Pas dit, entre deux fibres de carbones en train d'être tendues par un COPV qui gonfle c'est pas impossible que ça arrive...
Je suis d'accord; je comprends que le COPV est pressurisé à 320 bars à peu près. Donc localement entre les fibres pourquoi pas ? Pas vraiment intuitif mais à étudier.

Les fibres de carbone ont une limite de traction de l'ordre de quelques GPa (à l'ambiante), donc si l'on considère un facteur de sécurité de 10, cela conduit à une contrainte mécanique de travail de quelques centaines de MPa, soit >1000 bars (sauf si la limite en traction baisse considérablement plus qu'un facteur 10 à 66 K).

Malheureusement en anglais, mais un article vraiment intéressant de Spacenews :

http://spacenews.com/spacexs-musk-says-sabotage-unlikely-cause-of-sept-1-explosion-but-still-a-worry/

Hadéen a écrit:Malheureusement en anglais, mais un article vraiment intéressant de Spacenews :

http://spacenews.com/spacexs-musk-says-sabotage-unlikely-cause-of-sept-1-explosion-but-still-a-worry/

Lecture conseillée effectivement.

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