Sea Dragon ou le lanceur "maximal" 1962, que serait-il en 2020 ?

Par contre, il doit y avoir une limite à la densité de poussée, en N/m², et donc à la hauteur d'un lanceur.

lambda0 a écrit:Par contre, il doit y avoir une limite à la densité de poussée, en N/m², et donc à la hauteur d'un lanceur.

Effectivement il doit y avoir une hauteur limite maximale en fonction de la densité de poussée pour un mono-étage. Pour un multi-étage,,on doit pouvoir déterminer aussi la masse limite d’un lanceur en fonction des densités de poussée de chaque étage ensachant que pour cela chaque étage devra avoir une hauteur optimale plus restreinte que sa hauteur limite.
En tout cas cela doit être assez complexe à résoudre ! :scratch:

A-t-on des études théoriques pour les lanceurs actuels ?

A y réfléchir ces limites sont plus élevées si on part de Mars et encore plus de la Lune.
L’idéal serait de construire les futurs vaisseaux interstellaires en partant des astéroïdes....Bon, attendons l’an 3000 ! ;)

Sans rentrer dans les détails techniques, c'est juste une question de loi d'échelle.
Une fusée homothétique d'un rapport 2 d'une Saturn V (par exemple), dont la propulsion serait formée en augmentant le nombre du même moteur que l'original ne quitterait pas le sol : la masse totale est multipliée par 8, alors que la poussée ne l'est que par 4, la densité de poussée étant constante.
Même avec un moteur unique, pour faire décoller une telle fusée il faudrait augmenter la densité de poussée, qui dépend de paramètres internes au moteur (pression, température,...), qui ont leurs limites.
Au final, ces limites déterminent la hauteur des fusée devant décoller de la Terre. Une fois atteinte cette hauteur limite, l'augmentation de capacité s'obtient en augmentant seulement le diamètre.
A vue de nez, je suspecte qu'il doit être assez difficile de dépasser 150-200 m.
(je m'étais fait cette réflexion en voyant des homothéties naïves d'engins de Space X pour dessiner des lanceurs gigantesques).

Donc si je comprend bien se qui se dit plus haut, doubler les dimensions d'un lanceur ça ne marche que si l'on multiplie le nombre de moteurs au moins par 4 ?
C'est fou !
Donc pour faire un bon lanceur, il faut commencer par créer la baie moteur , y mettre les meilleurs moteurs possible et ensuite créer les bidons qui alimenteront les moteurs. 
Bon avec ce mode d'emploi reste plus qu'à trouver les fonds pour faire !
Si c'était aussi simple, il y aurait une foule de sociétés dans le spatial !

Si on veut doubler la grandeur d’un lanceur - ce n’est pas qu’une homothétie géométrique par 2 qu’il faudrait faire - car en plus des dimensions, il faudrait doubler la pression dans les chambres de combustion.
Donc les caractéristiques mécaniques et chimiques devraient aussi être doublées.
Or les caractéristiques des molécules et des atomes ne peuvent être doublés... ;)

De la taille maximale d’une fusée décollant de la Terre, on en avait déjà discuté Ici

lambda0 a écrit: la masse totale est multipliée par 8, alors que la poussée ne l'est que par 4, la densité de poussée étant constante.
Même avec un moteur unique, pour faire décoller une telle fusée il faudrait augmenter la densité de poussée, qui dépend de paramètres internes au moteur (pression, température,...), qui ont leurs limites.

https://fr.wikibooks.org/wiki/M%C3%A9thodes_de_propulsion_spatiale/Principes_fondamentaux_de_la_propulsion
ctation :
 On appelle ceci la poussée.
On peut calculer la poussée délivrée à une fusée par la formule       
                      F = vg x qm + A1( P1 - Pa )
dans laquelle :
F, poussée en newtons (N)  .  
vg, vitesse d'éjection des gaz en m/s . 
qm, débit en kg/s
A1, aire de la section de sortie de la tuyère en mètres carré
P1, pression à la sortie de la tuyère en Pascal
Pa, pression ambiante ou pression à l'extérieur en Pascal


fin de citation 
donc pour augmenter la poussée ,  on va atteindre la limite de tous les paramètres vg , qm et P1 , il va nous rester seulement  A1,  aire de la section de sortie de la tuyère à augmenter  pour pouvoir augmenter la poussée .

Certes la poussée d'une fusée ne dépend pas de ce qui est au-dessus des moteurs- fusées, mais il faut bien embarquer une quantité suffisante de propergols dans ces réservoirs au-dessus pour fournir le Δ V nécessaire et de plus avec une poussée qui surpasse nettement le poids de la fusée pour limiter les pertes gravitationnelles selon l'équation de Tsiolkovsky tenant compte des pertes gravitationnelles  : Δ V = v_e -ln ( m_i /m_f ) - g . Δt  
Le plus simple est alors de donner à ces réservoirs une forme cylindrique dans le prolongement des moteurs-fusées et alors leur capacité est proportionnelle à leur hauteur .
Dans ce cas il y a bien une hauteur maximale comme l'évoquait lambda0 lorsque, au décollage, le poids de l'ensemble devient égal à la poussée

Hé, on n'est plus très loin de nos fondamentaux  comme ISP :

L'impulsion spécifique, homogène à un temps, s'exprime en unités de temps (le plus souvent en secondes).

Elle indique la durée pendant laquelle un kilogramme de propergol produit la poussée nécessaire pour soulever une masse d'un kilogramme dans le champ gravitationnel terrestre (soit une force d'environ 9,81 N) :

I sp = F/q.g0

F désigne la poussée (en N), q le débit massique d'éjection des gaz (en kg/s) et g_{0} l'accélération de la pesanteur (en m/s2 ou N/kg).

Attention, la quantité de mouvement est divisée par la masse de carburant emporté. [Wikipedia]
:sage:

En tout cas une limite infranchissable dans un champ d pesanteur - pour être plus général que l'ISP qui ne s'applique qu'au champ terrestre de gravitation - est lorsque le poids du moteur-fusée dépasse sa poussée : C'est d'ailleurs la raison qui empêche de décoller de la Terre avec des moteurs ioniques (ni même de Mars ou  de la Lune ,et même en multipliant à l'infini les étages du lanceur)

Mais on peut aussi penser à faire du Mecano en orbite pour réduire cette ISP. Non ?

katalpa a écrit:Mais on peut aussi penser à faire du Mecano en orbite pour réduire cette ISP. Non ?

Bien sûr, mais on quitte ce sujet du Sea Dragon destiné à décoller en un seul bloc depuis la mer.

Pline a écrit:Il n'y a sans doute pas de limite théorique précise à la poussée : il suffit de multiplier les chambres de combustion et/ou les moteurs. Mais par contre il y a un plafond financier. Le rapport cout/poussée évolue de manière exponentielle.

Effectivement comme Pline le supposait le rapport coût/poussée doit évoluer de manière exponentielle, mais seulement à partir d'une certaine taille  que les lanceurs actuels les plus grands n'ont pas encore atteints .
En effet qu'un lanceur soit grand ou petit, il y a des frais fixes de lancement qui ne dépendent que très peu de la taille.

lambda0 a écrit:Par contre, il doit y avoir une limite à la densité de poussée, en N/m², et donc à la hauteur d'un lanceur.

Plutôt qu'à la hauteur d'un lanceur , ce serait à la taille de chaque étage de ce lanceur

Giwa a écrit:Certes la poussée d'une fusée ne dépend pas de ce qui est au-dessus des moteurs- fusées, mais il faut bien embarquer une quantité suffisante de propergols dans ces réservoirs au-dessus pour fournir le Δ V nécessaire et de plus avec une poussée qui surpasse nettement le poids de la fusée pour limiter les pertes gravitationnelles selon l'équation de Tsiolkovsky tenant compte des pertes gravitationnelles  : Δ V = v_e -ln ( m_i /m_f ) - g . Δt  

Ces deux contraintes "densité de poussée " et "poids " conduisent en reprenant l'équation de Tsiolkovsky au raisonnement suivant :

Pour augmenter la taille d'un lanceur , on est amener à réduire les Δ V exigés par chacun des étages en commençant par le premier qui supporte le poids de l'ensemble au décollage . Donc il n'y a pas  de limite théorique à la taille totale du lanceur en multipliant les étages .

Par contre les étages inférieurs deviennent de plus en plus larges en section et plus courts en hauteur.

Ainsi comme Pline le présumait , à partir d'une certaine taille ce montage prend une allure de pyramide et le coût  devient exponentielle.

Le problème est de savoir à partir de quelle taille cette disposition s'enclencherait, probablement au delà de la taille de la Saturne V

En tout cas au-de-là, il deviendrait préférable d'utiliser plusieurs lancement et d'effectuer un assemblage en orbite... c'est bien comme çà d'ailleurs que l'ISS a été construite ! ;)

lambda0 a écrit:
A vue de nez, je suspecte qu'il doit être assez difficile de dépasser 150-200 m.
(je m'étais fait cette réflexion en voyant des homothéties naïves d'engins de Space X pour dessiner des lanceurs gigantesques).

merci
je veux développer ta remarque ici 
https://www.forum-conquete-spatiale.fr/t17363p50-quelle-est-la-taille-maximale-d-une-fusee#467765
je veux  chercher l’équation de  la relation entre la hauteur la fusée et la section de la base inférieur de la fusée . 
si quelqu'un a  une idée , merci 

noureddine2 a écrit:

lambda0 a écrit:
A vue de nez, je suspecte qu'il doit être assez difficile de dépasser 150-200 m.
(je m'étais fait cette réflexion en voyant des homothéties naïves d'engins de Space X pour dessiner des lanceurs gigantesques).

merci
je veux développer ta remarque ici 
https://www.forum-conquete-spatiale.fr/t17363p50-quelle-est-la-taille-maximale-d-une-fusee#467765
je veux  chercher l’équation de  la relation entre la hauteur la fusée et la section de la base inférieur de la fusée . 
si quelqu'un a  une idée , merci 

Voir https://astronautique.actifforum.com/t17363p50-quelle-est-la-taille-maximale-d-une-fusee#467908

Giwa : Mar 7 Janv -15:29

Avant de se poser la question de la hauteur, qui correspond surtout à celle des réservoirs de propergols, on peut estimer le poids que pourrait porter un moteur-fusée .

En faisant un calcul grossier , on peut estimer cela a 40 t/m ² ( diamètre de 2 m et poussée de 1200 kN )

Après il faudrait tenir compte de la densité moyenne pondérée des ergols embarqués ( méthane liquide vers 0,4  et oxygène liquide vers 1,14), du poids des enveloppes , de l'écartement entre les moteurs, du fait du poids des étages supérieurs à supporter

Intuitivement, la limite pour la hauteur d'un premier étage ne doit pouvoir dépasser une cinquantaine de mètre .

Après la trajectoire s'incline et donc on peut accepter une densité de poussée plus faible.

Peut-être qu'avec trois étages on peut atteindre 150 à 200 m de hauteur.

J'en reste dans mes souvenirs à  Ares I-X, qui a fait un vol avec succès le 28 octobre 2009 et qui au total mesurait 94 mètres de haut vaisseau compris.  :blbl:

Pour les lanceurs, j'en suis resté au problème de poids respectif des étages.
Il me semble que  ça respecte à peu près la règle 2/3, 2/3 . Quézaquo ?
C'est le poids respectif des étages par rapport au poids restant.
Donc le premier étage fait 400 tonnes par exemple pour un lanceur de 600 tonnes , et le second étage fait 150 tonnes, pour un étage supérieur qui lui pèse 33 tonnes. le reste c'est pour la charge utile et ses protections ainsi que l'avionique.
Bon c'est très schématique mais ça donne une idée du problème.

Anovel a écrit:Pour les lanceurs, j'en suis resté au problème de poids respectif des étages.
Il me semble que  ça respecte à peu près la règle 2/3, 2/3 . Quézaquo ?
C'est le poids respectif des étages par rapport au poids restant.
Donc le premier étage fait 400 tonnes par exemple pour un lanceur de 600 tonnes , et le second étage fait 150 tonnes, pour un étage supérieur qui lui pèse 33 tonnes. le reste c'est pour la charge utile et ses protections ainsi que l'avionique.
Bon c'est très schématique mais ça donne une idée du problème.

Pour se rapprocher de la masse du Sea Dragon, triplons ces valeurs :
Lanceur de 18 000 tonnes avec un premier étage de 12 000 tonnes, un  second étage de 450 tonnes et un troisième étage de 99 tonnes ...disons 100 tonnes ! A raison de 50 mètres par étage, cela nous donne une hauteur totale de 150 mètres.
Effectivement cela doit être la taille maximale pour un lancement direct ! Au-delà, mieux vaut passer à un assemblage en orbite.

Le sujet Sea Launch nous a amenés à s'intéresser aux navires semi-submersibles comme le Dockwise Vanguard .
De tels navires permettraient le transport de fusées comme le Sea Dragon sur son lieu de lancement en pleine mer  et de son retour ensuite - après récupération - dans les docks pour remise en état.

https://www.youtube.com/watch?v=H6YJ5oIcT4g

Une petite vidéo du lancement dans la série For All Mankind, épisode qui m'a donné l'envie d'en savoir plus.

(Un si gros lanceur pour une simple capsule Apollo c'est dommage, mais le dialogue annonce "cette chose transporte du plutonium")

Petite remarque concernant cette séquence : les moteurs auxiliaires s'arrêtent dès que le lanceur est hors de l'eau, et extraient une flamme et une fumée typiques de l'utilisation de kérosène (voire de propergols solides).

Or les schémas montrent que ces moteurs sont alimentés en hydrogène et sont solidaires du second étage.
A quel moment étaient-ils donc censés servir ? Au décollage pour la stabilisation comme dans la série TV ? Plus longtemps ?
Je n'ai pas trouvé de séquence de vol clair à ce propos.

Il me semble que ces moteurs auxiliaires destinés au décollage possèdent leurs propres réservoirs de propergols .

Giwa a écrit:Il me semble que ces moteurs auxiliaires destinés au décollage possèdent leurs propres réservoirs de propergols .

Détails du schéma :
(https://www.cleanpng.com/png-sea-dragon-rocket-engine-launch-vehicle-pressure-f-2387261/preview.html)

A regarder ce schéma agrandi , ces moteurs auxiliaires seraient effectivement alimentés en LH2 et LO2 :  pour LH2 à partir du réservoir principal en LH2 du deuxième étage, mais pour LO2 à parir d'un réservoir secondaire à la base de ce second étage.

Giwa a écrit:A regarder ce schéma agrandi , ces moteurs auxiliaires seraient effectivement alimentés en LH2 et LO2 :  pour LH2 à partir du réservoir principal en LH2 du deuxième étage, mais pour LO2 à parir d'un réservoir secondaire à la base de ce second étage.

C'est aussi ce que j'ai compris puisqu'il est question de LO2 tank et de LH2 valve.

narount a écrit:

Giwa a écrit:A regarder ce schéma agrandi , ces moteurs auxiliaires seraient effectivement alimentés en LH2 et LO2 :  pour LH2 à partir du réservoir principal en LH2 du deuxième étage, mais pour LO2 à parir d'un réservoir secondaire à la base de ce second étage.

C'est aussi ce que j'ai compris puisqu'il est question de LO2 tank et de LH2 valve.

C'est aussi ces indices qui m'ont amené à cette même conclusion .

 Sans doute alimenté directement ces moteurs auxiliaires  à partir du réservoir LO2 principal du second étage situé au dessus du réservoir LH2 aurait obligé à une grande longueur de tuyauterie avec perte de charge importante et en passant de plus dans ou à côté de ce réservoir LH2 , d'où un problème d'isolation thermique - le LH2 étant bien plus froid que le LO2 - avec un risque de congélation du LO2 ( à - 219°C) passant par cette tuyauterie ou d'ébullition du LH2 ( à -253°C)du réservoir traversé .