[ISRO] Lanceur de nouvelle génération réutilisable (NGLV)

https://www.twitter.com/isro/status/1623289465614798848

"Le moteur Vikas a effectué avec succès le premier essai à chaud de pilotage en poussée.
L'essai a démontré un pilotage à 67 % du niveau de poussée pendant une durée de 43 secondes.
Les moteurs liquides pilotable des lanceurs facilitent la récupération des propulseurs d'appoints."

C'est pour ADMIRE je crois. Ils ont vraiment bien amélioré le Viking en 40 ans! L'ADMIRE ça sera un peu un PAL réutilisable ah!.

La variante réutilisable utilisant des propulseur d'appoint solide est consternante, ces propulseurs ne seront que difficilement réutilisable, et comme ils propulsent le premier-etage réutilisable, sa vitesse lors de la séparation sera plus élevée et il devra donc utiliser plus de propergols pour ralentir (boostback/reentry burn) pour l’atterrissage, ça à l'air contre-productif. 
 La variante consommable je peux comprendre, surtout si elle peut être lancée plus souvent/avec moins de modifications du pas de tir que la variante tri-core, mais l'autre...

Aramis a écrit:

CNesca a écrit:J'acquiesce au commentaire, datant un peu, de  @TheRathalos de l'hérésie d'accélérer avec les boosters solides un étage devant ensuite faire un atterrissage contrôlé après. 
L'ISRO tente de se mélanger trop vite aux nouvelles tendances, je trouve cela dommage. Les entreprises chinoises peuvent "tout essayer à la fois", mais le programme indien avait un bon équilibre entre la localisation des technologies extérieures avancées et un choix pragmatique, pratique à utilité moyen terme.

SVP, pourquoi s'agit-il d'une "hérésie", car la NASA récupérait sous parachute les boosters solides de la navette ?

Il y a deux facteurs a prendre en compte

1) Premièrement, la réutilisation d'un propulseur solide est plus couteuse que la réutilisation d'un propulseur à ergols liquide, c'est un fait averé sur la navette car
-Le "remplissage" du propulseur avec un propergol solide doté d'un mélange compliqué avec une géométrie particulière est très technique et représente un plus gros cout que le remplissage en ergols liquide d'une fusée à bi-ergols (qui est marginal, sauf cas rare, certains hypergols, syntin russe...)
-Beaucoup de propulseurs solides sont dotés de plusieurs segments qui doivent être démontés et remplis séparément, c'était l'un des gros problème lors de la réutilisation des propulseurs de la navette, car ils devaient être envoyé individuellement en Utah. Pour les propulseurs indiens, les propulseurs S200 et S139 sont à 3 et 5 segments respectivement
-Un propulseur solide étant simultanément un réservoir et une chambre de combustion, sa combustion sera nécessairement plus destructrice de l’intérieur que sur un étage à propulsion liquide, a minima il faut faire un nettoyage beaucoup plus complet que pour un réservoir liquide, et entièrement remplacer le revêtement thermique intérieur (liner), la tuyère et son col sont aussi généralement plus endommagé que sur un moteur à ergol liquide, et ont souvent des parties ablative à remplacer, l'allumeur et aussi souvent à usage unique.

Pour donner un exemple voici une estimation (optimiste) des couts des propulseurs de navette datant de son developpement (années 70):

Coté production, on voit que de base, les propergols et le liner représentent 1/4 des couts totaux... Si on rajoute à ça  une bonne partie des couts de tuyere (nozzle), allumeur (igniter) et de l'assemblage final (car multi-segment), on se rend compte qu'une division par 2 des couts des propulseurs avec leur reutilisation est deja optimiste...

2) Deuxièmement, l'ajout de propulseur (qu'ils soient solide ou liquide) au premier étage augmentera son impulsion totale ,et, sans augmentation de la masse des étages supérieur (comme c'est le cas pour ce NGLV ou sur la Falcon heavy) augmentera nécessairement son delta-v et donc la vitesse du premier étage à son extinction.
On a alors deux cas si le premier étage utilise un systeme de récuperation à la Falcon 9
-Soit on veut faire une récuperation "downrange" (par ex sur une barge), dans ce cas le premier étage allant plus vite, il faudra soit plus ralentir rétropropulsivement cet étage lors du "reentry burn" et donc lui conserver plus d'ergols qui ne pourront pas etre utilisé lors de l'ascension, soit lui rajouter de la protection thermique, et donc de la masse. De plus, l'étage allant plus vite, le point d'impact et donc la barge sera necessairement plus loin (par exemple, sur les premières falcon heavy, les barges étaient jusqu'à 1200km des cotes, contre la moitié pour une falcon 9), ce qui ralentira la logistique de récupération.

-Soit on veut faire une récupération "RTLS" près du pas de tir avec une mise à feu de "boostback" , dans ce cas le premier étage va plus vite, et donc il y aura plus de composante horizontale de sa vitesse a complétement "annuler" lors du boostback, mais en plus, le premier étage, allant plus vite, sera plus éloigné du pas de tir à sa première extinction, et donc une fois cette composante "annulée", il lui faudra encore plus d'ergols pour se mettre dans une trajectoire ballistique visant le pas de tir.

On voit ce deuxième point très bien sur la Falcon Heavy: Les 3 premiers essais de récupération de l'étage central se sont soldés par des échecs (deux d’atterrissage, un autre après l’atterrissage, du je crois à des dégâts sur les trains) principalement lié à la plus grande vitesse de separation de l'étage principale (environ 11000 km/h contre ~8000 km/h sur Falcon 9). Puis par la suite SpaceX a tout simplement arrêté d'essayer de récupérer ces étages centraux car ca ne vaut pas le cout en terme de performances (de nombreuses estimations donnent des performances comparable ou inférieures à une Falcon 9 consommable).

Quand on additionne ces deux facteurs, il est assez évident que c'est une mauvaise idée, on se retrouve avec un lanceur pas vraiment plus performant, avec une logistique d'assemblage et de réutilisation beaucoup plus compliquée.

Personnellement je pense que l'utilisation de propulseurs solide sur ce lanceur leur sert juste à garder des emplois dans ce secteur stratégique de la grosse propulsion solide.

taolanglais a écrit:
Le postulat que vous avancez est que cela entrainerait l'étage 1 trop haut, nuisant à sa récupération et augmentant le coût en carburant.

Ce raisonnement n'est valable qu'à charge (payload) équivalente. Oui mais, pour une charge plus élevée qui viserait le LEO, l'étage 1 ne montera pas forcément plus haut, les boosters ne faisant que compenser la "masse additionnelle".

Dans le cas où le but serait de viser une orbite plus élevée, et où l'étage 1 monterait effectivement plus haut, cet excès d'altitude ne disqualifierait pas obligatoirement la récupération ; le freinage atmosphérique jouerait une plus grande part peut-être ?

Il y a aussi le cas de figure où ils ne viserait pas la récupération : lanceur en fin de vie, orbite visée empêchant d'avoir une zone atterrissage adéquate, ...

Je trouve la modularité visée par l'ISRO extrêmement intéressante, ils devraient pouvoir faire tout ce qu'ils veulent avec une telle diversité de lanceurs (sur base commune).

La masse additionnelle annoncée sur la variante avec propulseurs solide (+10 tonnes) est négligeable comparé à la masse des 2 étages supérieurs (120+70t d'ergols  + masse a vide) auquel on ajoute la masse à vide du premier  étage + ergols de recuperation (soit au total de l'ordre de 200-300 tonnes). Ce n'est pas quelques % de masse inerte en plus qui ralentiront le premier étage au point d'annuler le gain de vitesse par la combustion 480 tonnes de propergols additionnels.


Je ne parlais, et je pense CNesca aussi, que du cas de booster solide+récupération du premier étage, l'autre cas n'étant pas particulièrement bizarre (des lanceurs hydrocarbures + propulseurs a poudre, il y en a quelques un, Atlas V, Vulcan, CZ-6A..)

Maquette du NGLV "Soorya" (Soleil en Hindi et Sanskrit) présenté au National Space Day:



La version presentée est la version avec Propulseurs lateraux solide. Environ ~5,2m de diametre pour 92m de haut et 1092t au lancement.
Le concept a légerement changé par rapport a precedent: 2 Propulseurs lateraux au lieu de 4, et CU en Orbite basse de 28t passé à 30t

La propulsion est de 9 moteurs LME1100 d'une poussée unitaire de 1146kN

Présentation plus ancienne du lanceur: