Le LOR de 1948
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Le LOR de 1948
Mer 3 Avr 2019 - 23:01
Je suis en train de traduire un document de la British Planetary Society de janvier 1949, portant sur le premier article qui, à ma connaissance, évoquait un rendez-vous lunaire (LOR) pour se poser sur la Lune. Cet article est le compte rendu d'un exposé fait aux membres de la BIS par H.E. Ross, le 13 novembre 1948.
Vous pouvez trouver cet article à cette adresse, aimablement fournie par notre ami SpaceNut:
https://www.bis-space.com/wp-content/uploads/2018/09/Orbital-Bases-H-Ross-JBIS-Vol-8-No-1-1949-Jan.pdf
Dans cet article, il existe ce schéma (p.6):
" />
Je m'adresse ici aux membres du forum anglophones, ayant des connaissances en mécanique spatiale et qui adorent se casser la tête :wall: sur des problèmes de dv (d'après certains messages, j'en connais,mais je ne donnerais pas de nom :megalol:) . Je bute sur un problème car la traduction obtenue me semble en désaccord avec les valeurs affichées.
Que signifie exhaust velocity? Est ce la vitesse d'éjection des gaz de la fusée?
Velocity allowance traduit-il les dv à obtenir pour les étapes considérées?
Si mes suppositions sont exactes, les tonnages indiqués sont-ils réalistes, sachant que dans le texte la masse du vaisseau posé sur la Lune est de 10 tonnes, et que les réservoirs laissés en orbite lunaire pèsent 3,9 tonnes (contenu et contenant)?
Question subsidiaire (faut départager les premiers
): comment traduiriez-vous cellular steep?
Vous avez 2 heures....
Vous pouvez trouver cet article à cette adresse, aimablement fournie par notre ami SpaceNut:
https://www.bis-space.com/wp-content/uploads/2018/09/Orbital-Bases-H-Ross-JBIS-Vol-8-No-1-1949-Jan.pdf
Dans cet article, il existe ce schéma (p.6):
" />Je m'adresse ici aux membres du forum anglophones, ayant des connaissances en mécanique spatiale et qui adorent se casser la tête :wall: sur des problèmes de dv (d'après certains messages, j'en connais,mais je ne donnerais pas de nom :megalol:) . Je bute sur un problème car la traduction obtenue me semble en désaccord avec les valeurs affichées.
Que signifie exhaust velocity? Est ce la vitesse d'éjection des gaz de la fusée?
Velocity allowance traduit-il les dv à obtenir pour les étapes considérées?
Si mes suppositions sont exactes, les tonnages indiqués sont-ils réalistes, sachant que dans le texte la masse du vaisseau posé sur la Lune est de 10 tonnes, et que les réservoirs laissés en orbite lunaire pèsent 3,9 tonnes (contenu et contenant)?
Question subsidiaire (faut départager les premiers
): comment traduiriez-vous cellular steep?Vous avez 2 heures....
Lunarjojo- Donateur
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Re: Le LOR de 1948
Jeu 4 Avr 2019 - 10:01
bon si je commence l’épreuve en retard sa va être compliqué
certain point sont intéressant mais on sens qu'il était pas confient avec la rentré atmosphérique (rien d'etonant a l'epoque). il frein pour passé de l'orbite de transfert vers l'orbite terrestre basse et il consacre a gros budget Dv a l’atterrissage. aujourd’hui on confie tout cela au bouclier termique et on se soucis plus du DV engendrait mais de l'enegie a absorbé.
Pour l'exhaust speed, je vois pas se que ca peut etre d'autre que la vitesse d'ejection (isp*g) mais 5km/s est particulièrement optimiste (les meilleurs moteur chimique sont a 4,6). il surestimé peut etre les futurs progrés technologique.
apres il y a un probleme avec leur budget Dv
pour le premier , c'est clairement le Dv de lancement 10km/s c'est logique (aujourd’hui on sait qu'en optimisant la trajectoire on peut descendre a environ 9,2, mais pour l'epope rien d'etonant a prendre des marge)
le deuxième est carrément fourtout, donc entre la l'orbite terrestre basse (LEO) et la surface de la lune on a besoin de 6,5km/s. sa aurait mérité de l'indiqué en plusieurs etape (sourtout qu'on lache de al masse en cours) mais c'est pas faux. On est le LEO on a besoin de ~3,1km/s pour se mettre en trajectoir de transfert vers la lune (TLI) puis 1km/s pour freiner se se mettre en orbite lunaire basse (LLO) , la on dépose un réservoir et on vas se posé se qui demande 1,8km/s . On arrive a 5,9km/s et avec 10% dans marge on retrouve nos 6,5km/s
C'est sur le troisième que j'ai un problème . 4,5km/s pour passer de la surface lunaire a l'orbite de transfert. on a besoin de 1,8km/s pour décollé et se placé en LLO, récupéré le réservoir puis 1km/s pour la la mise en transfert terreste. on se retrouve avec un besoint de 2,8km/s et 1,7km/s dans la nature , c'est beaucoup pour les marges.
le quatrième , c'est logique, 3km/s pour passé de l'orbite de transfert a la LEO . bon depuis appolo , on préféré embarqué un bouclier thermique et passé directement de l'orbite de transfert a l’océan pacifique sans passer par la loe.
le cinquième , c'est pour se posé, 8,5km/s. le chiffre est pas faut mais la note parait ironique aujourd'hui : "un certaine freinage aérodynamique est supposé". il devait pas avoir nos connaissance dans les matériaux haute température et en vol hypersonique. il ne voulais donc confier au freinage aérodynamique d'un role marginal dans la rentré et l’atterrissage et donc utilisé les moteur pour freiné plus que nécessaire pour ne pas chauffé la structure. aujourd'hui se Dv serait au mieux de 0,1km/s pour abaissé le périgée dans l’atmosphère afin que le bouclier thermique et les parachutes face le reste.
certain point sont intéressant mais on sens qu'il était pas confient avec la rentré atmosphérique (rien d'etonant a l'epoque). il frein pour passé de l'orbite de transfert vers l'orbite terrestre basse et il consacre a gros budget Dv a l’atterrissage. aujourd’hui on confie tout cela au bouclier termique et on se soucis plus du DV engendrait mais de l'enegie a absorbé.
Pour l'exhaust speed, je vois pas se que ca peut etre d'autre que la vitesse d'ejection (isp*g) mais 5km/s est particulièrement optimiste (les meilleurs moteur chimique sont a 4,6). il surestimé peut etre les futurs progrés technologique.
apres il y a un probleme avec leur budget Dv
pour le premier , c'est clairement le Dv de lancement 10km/s c'est logique (aujourd’hui on sait qu'en optimisant la trajectoire on peut descendre a environ 9,2, mais pour l'epope rien d'etonant a prendre des marge)
le deuxième est carrément fourtout, donc entre la l'orbite terrestre basse (LEO) et la surface de la lune on a besoin de 6,5km/s. sa aurait mérité de l'indiqué en plusieurs etape (sourtout qu'on lache de al masse en cours) mais c'est pas faux. On est le LEO on a besoin de ~3,1km/s pour se mettre en trajectoir de transfert vers la lune (TLI) puis 1km/s pour freiner se se mettre en orbite lunaire basse (LLO) , la on dépose un réservoir et on vas se posé se qui demande 1,8km/s . On arrive a 5,9km/s et avec 10% dans marge on retrouve nos 6,5km/s
C'est sur le troisième que j'ai un problème . 4,5km/s pour passer de la surface lunaire a l'orbite de transfert. on a besoin de 1,8km/s pour décollé et se placé en LLO, récupéré le réservoir puis 1km/s pour la la mise en transfert terreste. on se retrouve avec un besoint de 2,8km/s et 1,7km/s dans la nature , c'est beaucoup pour les marges.
le quatrième , c'est logique, 3km/s pour passé de l'orbite de transfert a la LEO . bon depuis appolo , on préféré embarqué un bouclier thermique et passé directement de l'orbite de transfert a l’océan pacifique sans passer par la loe.
le cinquième , c'est pour se posé, 8,5km/s. le chiffre est pas faut mais la note parait ironique aujourd'hui : "un certaine freinage aérodynamique est supposé". il devait pas avoir nos connaissance dans les matériaux haute température et en vol hypersonique. il ne voulais donc confier au freinage aérodynamique d'un role marginal dans la rentré et l’atterrissage et donc utilisé les moteur pour freiné plus que nécessaire pour ne pas chauffé la structure. aujourd'hui se Dv serait au mieux de 0,1km/s pour abaissé le périgée dans l’atmosphère afin que le bouclier thermique et les parachutes face le reste.
phenix- Messages : 3062
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Re: Le LOR de 1948
Jeu 4 Avr 2019 - 11:55
Merci Phenix pour ces précisions
Maintenant, je cale toujours sur les masses. Bien sûr, il s'agit d'une étude théorique, mais les équations étaient parfaitement connues à l'époque. 3 vaisseaux (A, B, C) avec chacun un homme à bord décollent de la Terre avec une masse unitaire de 442 tonnes. "C" est un ravitailleur en carburant, qui est ensuite abandonné. Il ravitaille "A", qui s'élance vers la Lune, et "B" avec ce qui reste. "B" est destiné uniquement à ramener les astronautes sur Terre. Le vaisseau "A" qui s'élance vers la Lune pèse 65,2 tonnes. "B", qui reste en orbite terrestre, pèse 34,2 tonnes. La masse du vaisseau "C" abandonnée n'est pas donnée, disons 5 tonnes. Total: 105 tonnes environ. Cette masse est-elle compatible avec une vitesse d'éjection de 5 km/s et 442 X 3 tonnes au départ sur terre pour une orbite de 500 mille (environ 800 km)? En disant cela, je pense par exemple à Ariane 5 qui pèse 750 tonnes et qui poste en orbite basse (400 km?) une vingtaine de tonnes.
Même souci avec le transfert lunaire. "A" part donc de l'orbite de 800 km avec une masse de 65,2 tonnes (c'est précis). Les valeurs intermédiaires ne sont pas données, mais il largue sur orbite lunaire à 800 mille un réservoir de 3,9 tonnes pour le retour, et atterrit. La masse sur la Lune est donnée à 10 tonnes. Ces valeurs vous semblent t-elles correctes avec une vitesse d'éjection de 5 km/s, sachant que, hormis les réservoirs, la totalité du vaisseau se pose sur la Lune?
Bref, cette étude, faite par la British Interplanetary Society, qui accueillait des savant éminents (Arthur C. Clarke en fut président, et y formula le concept de satellites géostationnaires) possède t-elle une base mathématique solide, ou représente t-elle une vue de l'esprit fantaisiste de M.Ross? Ce qui n'enlève rien au fait qu'il ai compris tout l'intérêt d'une orbite lunaire pour un voyage vers la Lune. A l'époque et jusqu'au début des années 1960, seul le tir direct vers notre satellite faisait l'unanimité.
Maintenant, je cale toujours sur les masses. Bien sûr, il s'agit d'une étude théorique, mais les équations étaient parfaitement connues à l'époque. 3 vaisseaux (A, B, C) avec chacun un homme à bord décollent de la Terre avec une masse unitaire de 442 tonnes. "C" est un ravitailleur en carburant, qui est ensuite abandonné. Il ravitaille "A", qui s'élance vers la Lune, et "B" avec ce qui reste. "B" est destiné uniquement à ramener les astronautes sur Terre. Le vaisseau "A" qui s'élance vers la Lune pèse 65,2 tonnes. "B", qui reste en orbite terrestre, pèse 34,2 tonnes. La masse du vaisseau "C" abandonnée n'est pas donnée, disons 5 tonnes. Total: 105 tonnes environ. Cette masse est-elle compatible avec une vitesse d'éjection de 5 km/s et 442 X 3 tonnes au départ sur terre pour une orbite de 500 mille (environ 800 km)? En disant cela, je pense par exemple à Ariane 5 qui pèse 750 tonnes et qui poste en orbite basse (400 km?) une vingtaine de tonnes.
Même souci avec le transfert lunaire. "A" part donc de l'orbite de 800 km avec une masse de 65,2 tonnes (c'est précis). Les valeurs intermédiaires ne sont pas données, mais il largue sur orbite lunaire à 800 mille un réservoir de 3,9 tonnes pour le retour, et atterrit. La masse sur la Lune est donnée à 10 tonnes. Ces valeurs vous semblent t-elles correctes avec une vitesse d'éjection de 5 km/s, sachant que, hormis les réservoirs, la totalité du vaisseau se pose sur la Lune?
Bref, cette étude, faite par la British Interplanetary Society, qui accueillait des savant éminents (Arthur C. Clarke en fut président, et y formula le concept de satellites géostationnaires) possède t-elle une base mathématique solide, ou représente t-elle une vue de l'esprit fantaisiste de M.Ross? Ce qui n'enlève rien au fait qu'il ai compris tout l'intérêt d'une orbite lunaire pour un voyage vers la Lune. A l'époque et jusqu'au début des années 1960, seul le tir direct vers notre satellite faisait l'unanimité.
Lunarjojo- Donateur
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