Impact de l'altitude de départ sur la performance d'un lanceur

Bonjour à tous,

Je me pose une question depuis quelques temps : Quel est l'impact de l'altitude de départ sur la performance d'un lanceur?
Les lancements ont généralement lieu au niveau de la mer, il doivent par conséquent franchir une distance maximale pour atteindre l'orbite, mais si le lancement avait lieu à, admettons, 4km d'altitude, la pression atmosphérique serait moindre, augmentant (sensiblement?) l'ISP des moteurs, le Max Q aurait lieu a une altitude plus élevé et serait moins "fort"... Bref est-ce que cela aurait un impact non négligeable sur la CU du lanceur?
Si quelqu'un qui aime bien les maths peut nous faire une démonstration simple, j'en serais enchanté :)

Je laisse les experts répondre mais je pense que tous les projets de lancements en vol (Virgin, Stratolaunch, etc.) ont précisément pour but de tirer avantage de la moindre pression atmosphérique, qui me semble être la raison principale. 

De ce point de vue, le delta V de 1000 km/h environ d'un avion  à 10 km d'altitude me semble assez marginal compte tenu de la vitesse nécessaire pour obtenir l'orbite, bien plus importante (de l'ordre de 28.500 km/h).

L altitude au sens réductions de la distence entre le pas de tir et l orbite est négligeable.  L augmentation de l effet de fronde et la plus faibles gravité sont eu totalement insignifiant. Le plus gros effet est aérodynamique  avec une plus faible densité a toute les vitesse.  Un tir a haut altitudes est par exemple tres interesent pour un canon orbital créé avec moins de pertes aérodynamiques on peu envisagé un tir plus a plat et plus rapide pour réduire la poussée d apogée pour la circulation de l orbite.  Un tir a très haute altitude  (ballon sonde) permette aussi de données plus de liberté dans la conception en réduisant les contrainte aérodynamique.

Je n'ai pas de chiffres sous la main sur le gain de performances, mais j'ai vu qu'une start-up toute récente, Leo Aerospace, envisage justement de lancer des microsatellites de 25 kg à partir de 18 km d'altitude, même plus haut que depuis un avion, en montant le lanceur avec un ballon.

Petit calcul vite fait basé sur les données de télémesure du tir SpaceX CRS-14 : à T = 01mn 00s, l'altitude est de 7,3 km, la vitesse est de 993 km/h.

La trajectoire étant encore peu inclinée, les pertes par gravité sont à ce point d'environ g.T ~ 10.60 = 600 m/s. Voilà de quoi illustrer l'intérêt de tirer en altitude.

J'ai lu récemment (source à retrouver) que les pertes par gravité représentent 40 à 50 % des ergols consommés par le premier étage, les pertes par trainée aérodynamiques ne s'élevant qu'à 10 %.

Fanch5629 a écrit:Petit calcul vite fait basé sur les données de télémesure du tir SpaceX CRS-14 : à T = 01mn 00s, l'altitude est de 7,3 km, la vitesse est de 993 km/h.

La trajectoire étant encore peu inclinée, les pertes par gravité sont à ce point d'environ g.T ~ 10.60 = 600 m/s. Voilà de quoi illustrer l'intérêt de tirer en altitude.

J'ai lu récemment (source à retrouver) que les pertes par gravité représentent 40 à 50 % des ergols consommés par le premier étage, les pertes par trainée aérodynamiques ne s'élevant qu'à 10 %.

Super intéressant comme données. 
Je rêverais d'une vidéo de technique spatiale sur ce sujet: la trajectoire des lanceurs avec les différentes contraintes évoquées ici: pertes aérodynamiques, par gravité, choix du nombre d'étages, proportions entre les différents étages...


10% de perte aérodynamiques et un gain sur les pertes par gravité auxquelles il faut ajouter la possibilité d'utiliser des tuyères optimisées pour fonctionner à faible pression avec un gain de performance à la clé.

Fanch5629 a écrit:Petit calcul vite fait basé sur les données de télémesure du tir SpaceX CRS-14 : à T = 01mn 00s, l'altitude est de 7,3 km, la vitesse est de 993 km/h.

La trajectoire étant encore peu inclinée, les pertes par gravité sont à ce point d'environ g.T ~ 10.60 = 600 m/s. Voilà de quoi illustrer l'intérêt de tirer en altitude.

J'ai lu récemment (source à retrouver) que les pertes par gravité représentent 40 à 50 % des ergols consommés par le premier étage, les pertes par trainée aérodynamiques ne s'élevant qu'à 10 %.

En effet, un lancement à 10km d'altitude permet grossièrement, en théorie, de réduire environ de moitié la masse du lanceur sauf que cela est très dépendant du mode de lancement.
Car dans le cas d'un lancement sous porteur type avion (le cas le plus étudié et testé), la fusée doit être équipée soit d'appendices aérodynamiques soit d'un calage de tuyère pour effectuer la ressource. Soit des deux, comme sur le PEGASUS. Plus la pente de largage est forte, moins cette ressource sera forte. Mais autant il est "facile" pour un avion de chasse surpuissant de larguer un missile avec une pente de 70/80° autant pour un porteur plus massif type avion de ligne, la pente se limite rapidement à 30 ou 40°. La vitesse au moment du largage est aussi importante.

Au final, cette masse supplémentaire (pour des ailes) et la perte de perfo avec le calage de tuyère ou la trainée aéro des ailes à forte incidence alourdissent le bilan final.

Dans le cas d'un ballon, il y a des problématiques de sauvegarde fortes (dépendance du vent très importante, perte probable de la fusée et sa CU si pas de lancement, etc...), les soucis stabilité de la plateforme et une vitesse totalement nulle au moment de l'allumage. Par contre il permet de mettre la fusée quasi à la verticale (mais il faut pour cela soit plusieurs ballons espacés, soit que la fusée transperce le ballon à l'allumage).
Une autre startup un peu plus avancée probablement que Leo Aerospace et européenne --> Zero2Infinity

Edit: soit lancer avec un peu de pente pour passer à côté du ballon comme pour Bloonstar mais il faut être assez haut en altitude dans ce cas.

Fanch5629 a écrit:Petit calcul vite fait basé sur les données de télémesure du tir SpaceX CRS-14 : à T = 01mn 00s, l'altitude est de 7,3 km, la vitesse est de 993 km/h.

La trajectoire étant encore peu inclinée, les pertes par gravité sont à ce point d'environ g.T ~ 10.60 = 600 m/s. Voilà de quoi illustrer l'intérêt de tirer en altitude.

J'ai lu récemment (source à retrouver) que les pertes par gravité représentent 40 à 50 % des ergols consommés par le premier étage, les pertes par trainée aérodynamiques ne s'élevant qu'à 10 %.

Si seulement le monde etait aussi simple. 
Ce calcul est valable uniquement si on lancé une falcon 9 -60 s d ergole depuis 7km  avec une vitesse initiale de 1000 km/h. pendant cette phase,  la fusée ne fait que accélère la prise d altitude nest qu' une conséquence de cette accélération. 
 Imaginons deux fusée identique  (masse initiale,  poussée, isp,  isp et pousse identique donne une consommation identique donc une masse a chaque instant identique ) lancé de 0 et 7km d altitude  (difference de gravité négligeables ) dans sur une plante sans atmosphère  (donc pas de perte aérodynamique ). L accélération  verticale serai identique  (a=poussée /masse -g) dnc le temps et la augmentation d altitude pour atteindre une meme vitesse serai identique et donc les pertes gravitationnelles aussi. L'accélération nécessaire pour que la fusée du bas rehaussé son apogée est très faible.  Bref le seul  vrai grain d un tir en altitudes c est les pertes atmopherique

phenix a écrit:Bref le seul  vrai grain d un tir en altitudes c est les pertes atmopherique

En fait, si on prend l'exemple du lanceur Pegasus qui est aéroporté, l’altitude à laquelle la fusée est lancée permet de s’affranchir des contraintes météorologiques de la troposphère dans laquelle se déroulent les phénomènes météorologiques les plus violents.

Mais effectivement, à 12 000 mètres, Pegasus se trouve dans la stratosphère et ne subit pas une pression aérodynamique aussi forte qu’au sol. Par conséquent, la tuyère du moteur du premier étage a pu être conçu et rallongé pour des pressions d'air ambiant plus faibles ce qui améliore l'efficacité du moteur. Et finalement, le contrôle d'attitude de la fusée peut être effectué par ses petites ailettes, qui serait plus compliqué à gérer au sol (vents latéraux plus violent au sol qu'en haute altitude), et qui permet d'éviter le recours à un système de contrôle vectoriel de la poussée sur le moteur d'un premier étage facilitant ainsi sa conception.

Sachant toutefois que l'accélération peut être fournie par le porteur de la fusée ce qui amènerait à le considérer comme une sorte de premier étage.
Un Dassault Rafale peut grimper jusqu'à 15km à 2200 km/h, c'est loin d'être négligeable pour servir de premier étage à une petite fusée.
Par contre si l'idée c'est de lancer en haut d'une montagne, vu la complexité pour acheminer la fusée sur son pas de tir ça ressemble à un mauvais plan !

Il y a aussi des projets plus exotiques:
http://www.forum-conquete-spatiale.fr/t17098-concept-une-tour-de-20km-de-haut-pour-servir-de-port-spatial

Salut,

Il me semble que le dV total cramé par une fusée "classique" (3 étages non réutilisables) pour se mettre en orbite est aux alentours de 10 a 11 km/s, afin de se retrouver en orbite circulaire a 7.5 km/s a 300 km d'altitude.
C'est a dire qu'il y a ~3 km/s de perte lors de la mise en orbite.
la majorité vient de la perte gravitationnelle : nécessité d'avoir un TWR supérieur a 1.3 pour décoller (ce truc là gâche énormément de coco du premier étage), perte par gravité lors de l'arrondi du gravity turn (on en profite progressivement de plus en plus au cours de l’ascension, du gravity turn, mais y a du gachis) et contrainte aérodynamique se partagent le gâteau de ces ~3 km/s de perte.
En décollant a 4 km d'altitude, on agit que sur l'aspect aérodynamique, et faiblement (on va passer son maxQ de 12km a 16km d'altitude réelle -et non sol-, genre), alors qu'il ne représente qu'une petite partie de tout le gachis.
Tout ce qui concerne le gain sur gravitation est quasi inexistant, infime.
Ça reste donc marginal comme gain total de dV, surtout si on compare aux contraintes que ça implique : une base aerospatiale a 4 km d'altitude, c'est beaucoup plus de logistique pour la faire tourner : faut tout amener la haut, dans un coin forcément éloigné des sites de production (de fusées et satellites).
Donc pas rentable a mon sens.

En fait, on gagne plus en descendant de cape canaveral (28° nord) a kourou (5° nord, plus proche de l'equateur) que si on élevait cape canaveral a 4 km d'altitude.
Je n'ai plus le chiffre en tête, mais ça doit être du ~60m/s.
Je parle dans le cadre d'un tir GTO evidemment (donc inclinaison ~0°), pas polaire ou a forte inclinaison.

Par contre, pour les petites CU, pouvoir se faire lancer a partir d'une plateforme a 10+ km  d'altitude a une vitesse de +800 km/h, présente beaucoup d'avantages.
Mais on parle ici de CU ne dépassant pas les 200 kg, pas de satellites GTO de 6t.
Donc la solution des tirs en altitude concerne les petites CU, et des altitudes de tirs bien supérieures à 4 km du coup.

Cela me fait penser à une question que je me pose concernant le piédestal installé au complexe 39 du KSC pour lancer les dernières Saturn 1B : compte tenu de la forte consommation de carburant dans les premières secondes d'un lancement, quelle économie pouvait-elle être enregistrée avec ce lancement "en hauteur" par rapport à un lancement au niveau du sol ? Je pense qu'elle n'était pas négligeable, même si l'incidence sur la charge utile devait, elle, être négligeable ? :scratch:

BBspace a écrit:Cela me fait penser à une question que je me pose concernant le piédestal installé au complexe 39 du KSC pour lancer les dernières Saturn 1B : compte tenu de la forte consommation de carburant dans les premières secondes d'un lancement, quelle économie pouvait-elle être enregistrée avec ce lancement "en hauteur" par rapport à un lancement au niveau du sol ? Je pense qu'elle n'était pas négligeable, même si l'incidence sur la charge utile devait, elle, être négligeable ? :scratch:

Ce qui compte au départ, c’est l’accélération et non quelques mètres en altitude en moins.
Pour réduire les pertes par gravité, il faut l’accélération la plus forte possible...d’où l’intérêt des boosters ou EAP.

BBspace a écrit:avec ce lancement "en hauteur" par rapport à un lancement au niveau du sol ? Je pense qu'elle n'était pas négligeable, même si l'incidence sur la charge utile devait, elle, être négligeable ? :scratch:

comme je le dis au dessus , aucune incidence, strictement aucune différence. Même avec 4 km d'altitude en plus ça change presque rien, alors quelques mètres ou dizaines de mètres, c'est zéro absolu.
tu compares quelques mètres d'altitude avec un objectif de plus de 200 km d'altitude.
Si quelques mètres pouvaient avoir la moindre influence, alors tout les pas de tir seraient construits sur des collines artificielles.

Pour réduire les pertes par gravité, il faut l’accélération la plus forte possible...d’où l’intérêt des boosters ou EAP.

yes, mais c'est quand même plus compliqué tout ça, car l’accélération la plus puissante d'une fusée s'opère généralement a la fin du premier étage.
C'est la ou ça pousse le plus de tout le vol (normal, poussée de décollage avec fusée a moitié voir déjà 2/3 moins massive)
Quand il y a  des boosters, c'est donc a la toute fin de ceux-ci que ça envoie le TWR le plus gros de tout le vol.

Donc, si tu commences avec un TWR déjà très élevé au décollage, alors tu vas avoir une poussée de fou a la fin du 1er étage et tu vas avoir de très très gros problèmes aérodynamiques pendant la première phase du vol, problème qui a la fois font consommer beaucoup plus que nécessaire, mais en plus (et surtout) menacent directement l'intégrité structurelle de la fusée.

Bien entendu, le TWR doit être strictement supérieur a 1 pour pouvoir décoller (en fait généralement égal a ~1.3).
Mais il ne doit pas grimper trop vite ensuite, pendant la phase atmosphérique dense.
Sinon on se retrouve avec un maxQ de basse altitude qui pose plein de soucis.
Donc pour réduire les pertes par gravité il faut certes avoir une bonne accélération de départ, mais on ne peut pas affirmer "la plus forte possible".
Elle doit être relativement moyenne cette accélération (pas plus de 2 g avant maxQ généralement, pour une grosse fusée), tant qu'on a pas dépassé maxQ (dont l'altitude dépend de la forme aérodynamique et de la vitesse de l'engin).
le Shuttle avait un maxQ a ~11 km qui posait d'ailleurs souci : cet engin accélérait trop fort au départ, et on devait réduire les gaz (80%) juste après le décollage, avant de renvoyer toute la sauce (103%) après maxQ sur les SSME (moteurs principaux et non pas les boosters dont on ne peut pas ajuster la poussée pendant le tir).
Alors que les missions Apollo avaient un maxQ a ~13/14 km, avec une accélération moins brutale et donc aucune nécessité de réduire le régime des moteurs avant d'arriver à maxQ (comme Ariane même si Ariane est du type Shuttle avec boosters de décollage).

Donc, je veux dire que c'est pas si trivial que ça, le TWR de décollage, et celui qui doit suivre ensuite jusqu’à dépasser maxQ.
Il doit évoluer progressivement sans trop augmenter, dans les faits, en laissant toujours la fusée dans un domaine de contraintes acceptables, tout en accélérant quand même significativement l'engin (sinon, effectivement, c'est la qu'on fait beaucoup de perte par gravité).
Après maxQ, c'est fini pour ce genre de contraintes aérodynamiques, on peut lâcher les chevaux.

Mais la on parle de grosses fusées de centaines de tonnes au moins.
Pour les petites fusées (les CU en centaines de kg et non en tonnes), leur finesse aérodynamique permet d'avoir des performances bien supérieures au décollage sans avoir trop de problèmes ni de conso ni de structure.

Carcharodon a écrit:
Donc pour réduire les pertes par gravité il faut certes avoir une bonne accélération de départ, mais on ne peut pas affirmer "la plus forte possible".

L'affirmation est juste, Giwa parle uniquement des pertes gravitationnel, et oui si on veut les minimiser, il faut accélérait le plus fort possible. mais comme tu le dit, il y a aussi les pertes aérodynamique qui pour être minimisé demanderait d'accélérer le moins possible pour passer les couches dense a vitesse minimal. donc comme dans beaucoup de chose, l'optimal se situe entre les deux. 

ensuite il y a le debat sur le TWR au décollage. Les moteur a ergol liquide sont optimisé pour une certaine poussé et tout écartement de cette valeur entraîne une perte de performance. Il y a de plus en plus de moteur optimisé pour plusieurs valeur mais la modularité parfaite (ISP constante pour tout la plage de poussé) n'est pas pour demain. Donc en terme d'optimisation moteur il est préférable d'avoir la même poussé tout le temps, donc avec avec l’allègement de l’étage, l’accélération augmente se qui est en contradiction avec les optimisations aérodynamique et gravitationnel.
Par contre pour les moteurs a ergol solide, il est très facile de programmer une variation de poussé pendant le vol grâce a la forme du canal central , mais cette variation est déterminer dés la production de l’étage. Il est donc possible (et appliquée , surtout pour les missiles) d'avoir une très forte poussé au décollage, puis rédésendre a un niveau plus faible pour le vol de croisière et baissé peu a peu pour s'aligné sur la perte de masse.

phenix a écrit: Les moteur a ergol liquide sont optimisé pour une certaine poussé et tout écartement de cette valeur entraîne une perte de performance.

hmm petite objection, l'ISP  dépend aussi en grande partie de la pression atmosphérique externe.
Or, un premier étage traverse les couches les plus denses de l'atmosphère, puis évolue dans une pression externe de plus en plus faible (ce qui fait d'ailleurs énormément gonfler son panache en altitude).
La tuyère d'un moteur de premier étage (de premier étage exclusivement, que ce soit des ergols ou de la poudre) n'est pas optimisé pour une pression externe unique mais pour une moyenne de la pression qu'elle va rencontrer pendant son activité, lors de l'ascension de la fusée.
Donc elle a une forme qui est le fruit d'un compromis entre sa performance recherchée au raz des pâquerettes et celle avant le largage de son étage.
Donc on peut dire que la tuyère d'un moteur de 1er étage n'est jamais optimisée, sauf a un moment qu'elle traverse très brièvement pendant son activité.

donc :

mais la modularité parfaite (ISP constante pour tout la plage de poussé) n'est pas pour demain

Ceci n'est déjà impossible de base sur un moteur de décollage qui évolue dans un environnement qui se modifie et influence directement la variation de son ISP au cours de son utilisation (par diminution progressive de la pression externe).

@ Carcharodon  vous oubliez les aérospikes qui sont conçus pour voler du niveau de la mer au vide.
Ils ont été développés pour créer des lanceurs mono-étages

Anovel a écrit:@ Carcharodon  vous oubliez les aérospikes qui sont conçus pour voler du niveau de la mer au vide.
Ils ont été développés pour créer des lanceurs mono-étages

vous pouvez donner un exemple de SSTO qui a déjà mis quelque chose en orbite svp ?

phenix a écrit:

Carcharodon a écrit:
Donc pour réduire les pertes par gravité il faut certes avoir une bonne accélération de départ, mais on ne peut pas affirmer "la plus forte possible".

L'affirmation est juste, Giwa parle uniquement des pertes gravitationnel, et oui si on veut les minimiser, il faut accélérait le plus fort possible. mais comme tu le dit, il y a aussi les pertes aérodynamique qui pour être minimisé demanderait d'accélérer le moins possible pour passer les couches dense a vitesse minimal. donc comme dans beaucoup de chose, l'optimal se situe entre les deux.

je tiens a rappeler que c'est surtout au niveau structurel que ça pose des problèmes, au niveau de la consommation c'est secondaire, tant qu'on reste éloigné des très grosses contraintes qui seraient dues a une très forte accélération (+ de 3g dès le départ).
Si, par exemple, le Shuttle descellerait avant maxQ, ce n'était pas a cause de la consommation, mais pour eviter que les contraintes aerodynamiques n'endommagent la structure, voir ne brisent la fusée.
Faut dire aussi que le Shuttle était une horreur aérodynamique au décollage : le shuttle + le reservoir central + les 2 boosters, on a jamais vu pire en profil aérodynamique de fusée au décollage dans l'industrie spatiale...

BBspace a écrit:Cela me fait penser à une question que je me pose concernant le piédestal installé au complexe 39 du KSC pour lancer les dernières Saturn 1B : compte tenu de la forte consommation de carburant dans les premières secondes d'un lancement, quelle économie pouvait-elle être enregistrée avec ce lancement "en hauteur" par rapport à un lancement au niveau du sol ? Je pense qu'elle n'était pas négligeable, même si l'incidence sur la charge utile devait, elle, être négligeable ? :scratch:

La discussion que vous avez déclenchée par cette question, a été forte intéressante.
Je reviens toutefois sur cette question initiale pour souligner que si on démarre quelques mètres au dessus, certes on n’a pas encore consommé les ergols que l’autre fusée, partie plus bas , a déjà consommé.
Mais elle part avec une vitesse nulle tandis que celle , partie plus bas , a déjà une vitesse en passant à la hauteur de celle qui part plus haut , vitesse certes faible, mais qui correspond déjà à une quantité de mouvement importante vue les tonnes soulevées . 
Donc comme déjà dit, le gain est vraiment infime.

Carcharodon a écrit:

Anovel a écrit:@ Carcharodon  vous oubliez les aérospikes qui sont conçus pour voler du niveau de la mer au vide.
Ils ont été développés pour créer des lanceurs mono-étages

vous pouvez donner un exemple de SSTO qui a déjà mis quelque chose en orbite svp ?

Presque. L'Atlas qui s'est mise en orbite elle-même (Score) en décembre 1958. En trichant un peu (moteurs d'appoint largués)...

Giwa a écrit:

BBspace a écrit:Cela me fait penser à une question que je me pose concernant le piédestal installé au complexe 39 du KSC pour lancer les dernières Saturn 1B : compte tenu de la forte consommation de carburant dans les premières secondes d'un lancement, quelle économie pouvait-elle être enregistrée avec ce lancement "en hauteur" par rapport à un lancement au niveau du sol ? Je pense qu'elle n'était pas négligeable, même si l'incidence sur la charge utile devait, elle, être négligeable ? :scratch:

La discussion que vous avez déclenchée par cette question, a été forte intéressante.
Je reviens toutefois sur cette question initiale pour souligner que si on démarre quelques mètres au dessus, certes on n’a pas encore consommé les ergols que l’autre fusée, partie plus bas , a déjà consommé.
Mais elle part avec une vitesse nulle tandis que celle , partie plus bas , a déjà une vitesse en passant à la hauteur de celle qui part plus haut , vitesse certes faible, mais qui correspond déjà à une quantité de mouvement importante vue les tonnes soulevées . 
Donc comme déjà dit, le gain est vraiment infime.

Je sais que le gain est infime. Je voulais juste savoir si on l'avait déjà calculé...

BBspace a écrit:

Carcharodon a écrit:
vous pouvez donner un exemple de SSTO qui a déjà mis quelque chose en orbite svp ?

Presque. L'Atlas qui s'est mise en orbite elle-même (Score) en décembre 1958. En trichant un peu (moteurs d'appoint largués)...

rhoo t'exagères : score = 68 kg...
Je parlais quand même de charges utiles dignes de ce nom (de quelques tonnes), pas de "trucs rikiki pour faire bip bip" genre spoutnik  ;)
Il faut arrêter de croire au SSTO, car c'est véritablement du domaine de la croyance au stade actuel.
Le but d'un SSTO est de simplifier la procédure de tir et de la rendre moins couteuse.
Sinon il n'a aucun intérêt.
Or, a l'heure actuelle, les SSTO qu'on "pourrait" fabriquer seraient tellement ruineux, pour les concevoir, les construire comme pour les utiliser, qu'ils n'ont aucune crédibilité.
Il y a encore quelques centaines de milliards de dollars a dépenser dans le secteur pour entrevoir des solutions éventuellement plausibles économiquement.
Le tout étalé sur un certain nombre de décennies.

Souvenez vous de la navette spatiale qui devait totalement révolutionner l'accès a l'espace en effondrant les couts...
Au final, elle les a fait exploser de façon inconcevable et s'est condamné a disparaitre.
S'engager aujourd'hui dans la conception d'un SSTO c'est suivre exactement la même voie.

Il faut être réaliste : a ce jour, rien ne permet de penser qu'on pourra s’émanciper de la propulsion chimique classique au décollage dans un avenir même a long terme.
Et ça, ça signifie qu'on sera obligé encore longtemps d'utiliser des cathédrales de coco pour mettre en orbite une CU réellement utile.
C'est là que ça coute horriblement cher, d'ou la tentative de Musk (qui n'a toujours pas prouvé la viabilité économique de sa solution car c'est les contrats institutionnels et non privés qui lui font faire des bénéfices -payés plus de deux fois le prix du civil-).

En ce moment on vit un duel entre réutilisable (SpaceX et bientot Blue Origin) et "périssable qui s'optimise" (ariane 6 entre autre, mais attention aux chinois).
Chacun a des arguments a faire valoir, mais personne ne réussira a remplacer ces paradigmes par celui du SSTO avant très longtemps.
Donc, a mon sens, être réaliste et conscient de l'état actuel et a venir de l'industrie spatiale, ça passe par eviter de s'enflammer sur des solutions qui restent purement imaginaires.

Comme je le disais plus haut, le jour ou un SSTO prototype réussira a placer 2 tonnes en orbite avant de revenir se poser (sinon aucun intérêt a faire un SSTO...), on pourra dire que le SSTO a de l'avenir.
On sera probablement tous morts avant :sage:


edit : j'exagères, je dis ça parce que j'ai déjà le demi siècle.

BBspace a écrit:

Giwa a écrit:

La discussion que vous avez déclenchée par cette question, a été forte intéressante.
Je reviens toutefois sur cette question initiale pour souligner que si on démarre quelques mètres au dessus, certes on n’a pas encore consommé les ergols que l’autre fusée, partie plus bas , a déjà consommé.
Mais elle part avec une vitesse nulle tandis que celle , partie plus bas , a déjà une vitesse en passant à la hauteur de celle qui part plus haut , vitesse certes faible, mais qui correspond déjà à une quantité de mouvement importante vue les tonnes soulevées . 
Donc comme déjà dit, le gain est vraiment infime.

Je sais que le gain est infime. Je voulais juste savoir si on l'avait déjà calculé...

Je n’ai pas la réponse.
Toutefois prenons le cas de la station spatiale internationale : l’énergie spécifique orbitale est de - 29,6 MJ/kg .  Pour un gain de un mètre , il faut ajouter 4,8 J , soit un total de -(29,6.10^6 +4,8) #-29,6.10^6
En relatif le gain pour une dizaine de mètres serait de 1,6.10^-6 soit moins de deux millionièmes.
https://en.m.wikipedia.org/wiki/Specific_orbital_energy