Pourquoi le Stick de la NASA c'est bien ? !!

Au début j'avais répondu dans le topic sur la fusée Rus-M. Je crée finalement un topic. Ca sera plus clair.

Sur le forum je n'ai vu personne défendre le projet Ares-1. Mais beaucoup trouvent ça pas terrible. Je vous expose mon analyse, en espérant que ça vous intéresse.

Le premier étage fonctionne principalement dans l'atmosphère et permet surtout de lutter contre la gravité. Plus on passe de temps à lutter contre la gravité avec le moteur plus on perd de gain de vitesse en horizontal - celui qui nous importe le plus. Il faut donc accélérer le plus vite possible, sortir vite de l'atmosphère, et avancer pour que la force centrifuge nous maintienne un peu plus en altitude. C'est pour cela qu'il est plus efficace d'utiliser un moteur solide. Un propulseur solide a une mauvaise consommation (faible Isp) mais permet d'atteindre des poussées très élevées, donnant une vitesse importante le plus vite possible.

Ensuite, pour le deuxième étage l'important et de donner de la vitesse horizontale en consommant le moins possible (plus grande Isp). Pour cela il faut alors passer au moteurs liquide, et mieux liquide Oxygène/Hydrogène (meilleur Isp possible).

C'est exactement le schéma du stick. :)

Et c'est aussi presque celui d'Ariane 5 et du Shuttle. Sur ces derniers le fait d'allumer le moteur cryogénique en même temps que les boosters et un gros gâchis d'ergols. Par rapport aux booster le cryo ne pousse quasiment pas et on pourrait s'en abstenir en faisant des booster plus gros. On pourrait donc économiser les 130 s de carburant consommés par le Vulcain ou les SSME au début... Ariane 5 et le Shuttle compensent ce "gâchis" par plus de fiabilité. Ainsi on est sûr que le moteur cryogénique fonctionne nominalement avant même le décollage. Si il venait à ne pas démarrer, on pourrait tout annuler et éviter un atterrissage d'urgence de la navette à Ouagadougou, ou la perte de deux satellites pour Arianespace!

Dans le cas du stick, la NASA fait le pari de maitriser le moteur du deuxième étage suffisamment pour ne pas gâcher trop de vol en cas de problème, voire en gâcher aucun. De plus en cas d'avarie sur le deuxième étage l'équipage atterrira sans problème grâce au système de secours.

Pourquoi les russes ne font pas du tout ça ? Tout simplement parce que les russes ont misé à fond sur le tout liquide, que ce soit pour leurs fusées, missiles ballistiques et leur torpilles. Ils ont une moins grande maitrise du solide que les américains, voire des français sur cette technologie. Aux US et en France les missiles ballistiques sont tous à propulsion solide. (Redguard surtout ne te fâche pas, vous compensez par une superbe maitrise du liquide reconnus en France, et probablement aux US! ;), et le solide vous vous y mettez)

Enfin, pour en revenir à RUS-M quand même. L'architecture tout liquide semble offrir plus de flexibilité quand à l'adaptation du lanceur à la charge utile. Cet avantage compensant la perte d'optimalité par rapport à du 1er Etage solide- 2eme Etage liquide. C'est peut être pour ça que les projets d'Ariane 6 qu'on a vu passer sont de ce type.

Dernier point, dans le très bon roman de Eric Dautriat "Décompte final" Ariane 6 est un beau stick... ce qui ne doit pas sortir de nul part ;)

Gybè a écrit:Par rapport aux booster le cryo ne pousse quasiment pas et on pourrait s'en abstenir en faisant des booster plus gros. On pourrait donc économiser les 130 s de carburant consommés par le Vulcain ou les SSME au début... Ariane 5 et le Shuttle compensent ce "gâchis" par plus de fiabilité. Ainsi on est sûr que le moteur cryogénique fonctionne nominalement avant même le décollage. Si il venait à ne pas démarrer, on pourrait tout annuler et éviter un atterrissage d'urgence de la navette à Ouagadougou, ou la perte de deux satellites pour Arianespace!

Je ne suis pas d'accord avec toi les moteurs cryogénique apporte leur poussé mais les booster apporte l'énergie qu'ils leur manquent

On peut faire comme le décompte des étage faite par les russes :
1ier étage : les booster
2ieme étage : les moteurs cryogéniques

Bernard

Il me semble que c'est la poussée (force en newtons )qui fait décoller la fusée et l'accélère - certes en éjectant de la matière à grande vitesse (quantité de mouvement en kg.m.s ^-1) au moyen d'énergie en J. Mais que ce soient les boosters ou les moteurs cryogéniques c'est la poussée produite qui détermine la cinétique de la fusée.

Questions pour les spécialistes de notre forum : quelles sont les poussées des boosters et des moteurs cryogéniques au décollage pour Ariane V et la navette spatiale pour connaitre leur contribution à la poussée de l'ensemble ?

bernardw a écrit:

Je ne suis pas d'accord avec toi les moteurs cryogénique apporte leur poussé mais les booster apporte l'énergie qu'ils leur manquent

Merci pour ta réponse Bernard :).

Sur Ariane 4 c'était peut être le cas. Mais sur Ariane 5 les boosters donnent 90% de la poussée. A ce moment le Vulcain peut être considéré comme une aide effectivement. Or c'est surtout parce qu'il est déjà allumé qu'on profite de sa poussée. D'après le site d'ariane espace :
http://www.arianespace.com/launch-services-ariane5/ariane-5-intro.asp

They (Les boosters) deliver more than 90 percent of the launcher's total thrust at the start of flight and burn for 130 sec. before they are separated over a designated zone of the Atlantic Ocean.

Pendant un de mes cours à l'école un ingénieur du CNES nous avait clairement expliqué que l'allumage du Vulcain au sol était surtout fait pour augmenter la fiabilité comme je l'ai décrit plus haut. Dans ce cours, le schéma proposé comme exemple de dimensionnement de lanceur était un stick. A ce moment là le schéma simplifiait bien sûr les calculs. Néanmoins il introduit aussi ses avantages.

bernardw a écrit:
On peut faire comme le décompte des étage faite par les russes :
1ier étage : les booster
2ieme étage : les moteurs cryogéniques

Je ne comprend pas, car c'est justement ce que j'ai évoqué.

Giwa a écrit:Il me semble que c'est la poussée (force en newtons )qui fait décoller la fusée et l'accélère - certes en éjectant de la matière à grande vitesse (quantité de mouvement en kg.m.s ^-1) au moyen d'énergie en J. Mais que ce soient les boosters ou les moteurs cryogéniques c'est la poussée produite qui détermine la cinétique de la fusée.

Questions pour les spécialistes de notre forum : quelles sont les poussées des boosters et des moteurs cryogéniques au décollage pour Ariane V et la navette spatiale pour connaitre leur contribution à la poussée de l'ensemble ?

Effectivement c'est la poussée en Newton qui compte au niveau de l'accélération de la fusée. L'Isp en seconde te donne la consommation. Plus l'Isp est grande moins ça consomme de carburant, plus l'Isp est petite plus ça consomme, pour un gain de vitesse donné. (attention à pas confondre le sens)

Pour les très fortes poussées il est "facile" de fabriquer des moteurs solides. En revanche le moteur consommera beaucoup de carburant pour un gain de vitesse donné. (ISP seulement de 260 s environ). Le SRB du shuttle donne 11 000 kN de poussée, pour 263 s d'ISP. Un EAP d'Ariane 5 délivre 5 800 KN au décollage.

Côté liquide, on arrive à atteindre des consommations très bonnes : Isp 430 s pour le vulcain, 485 s pour les moteurs de la navette spatiale ! Mais les poussées restent limités par la complexité du fonctionnement. Le moteur liquide le plus puissant est le F1 de Saturne 5 sa poussée au décollage était de 8000 KN (voir astronautix). D'ailleurs son Isp n'était que de 310s. Un SSME de la navette ne fourni que 2000 kN environ au décollage (à comparer à 11 000 kN d'un booster), et le Vulcain fournit "seulement" 939kN de poussée.

Si vous comparez la complexité du F1 à la simplicité du SRB du shuttle, un lanceur moderne donc économique se tourne naturellement vers du solide pour le premier étage.

Ce qu'on gagne à un endroit, on le perd à un autre. Reste à utiliser chacun dans son domaine de prédilection. :)

Merci pour ta réponse, Gybé ! :)
Donc - si on veut simplifier - , plaçons en premier étage celui de plus forte poussée quitte à ce que son ISP soit la plus faible (cas des fusées à poudre) et en dernier étage, celui de plus grande ISP quitte à ce que sa poussée soit la plus faible ( cas d'une fusée cryogénique à hydrogène et oxygène ) ... Je rajouterais bien dessus - pour couronner le tout - pour les vols interplanétaires un étage à propulsion ionique ou plasmique. ;)

Giwa a écrit:Merci pour ta réponse, Gybé ! :)
Donc - si on veut simplifier - , plaçons en premier étage celui de plus forte poussée quitte à ce que son ISP soit la plus faible (cas des fusées à poudre) et en dernier étage, celui de plus grande ISP quitte à ce que sa poussée soit la plus faible ( cas d'une fusée cryogénique à hydrogène et oxygène ) ... Je rajouterais bien dessus - pour couronner le tout - pour les vols interplanétaires un étage à propulsion ionique ou plasmique. ;)

Comme dirait un gaulois célèbre "Farpaitement"

Les moteurs plasmiques et ioniques ont les meilleurs Isp possibles (de l'ordre du milliers de secondes), mais les poussées sont ridicules. Impossible de compenser son propre poids. D'où le vol interplanétaire, si on a le temps... Quoique avec un réacteur nucléaire pour fournir l'electricité il semblerait meme plus rapide d'aller sur Mars avec un moteur plasmique!

Enfin, le but c'était de parler du stick surtout.

N'hésitez pas à donner vos analyses du stick :study:. Le but c'est d'en discuter

Il me semble que çà simplifie un max ici et qu'il faudrait plus de chiffres.
L'ISP n'est pas simplement une consommation, c'est le rapport entre la poussée et le débit de "carburant". C'est pour çà que les propulseurs plasmiques et ioniques ont de grandes Isps : ils poussent pas mais ils consomment très très peu.
J'ai pas le temps de rechercher les chiffres solide/liquide pour les lanceurs évoqués plus haut mais çà serait intéressant.

extrait PPT CNES sur les types de propulsion

Ergols solides (moteurs à poudre) :
. Poudre = mélange oxydant (comburant) + réducteur (combustible) + liant
. Réaction d’oxydo réduction :
- oxydant le plus classique : Perchlorate d ’Ammonium
- réducteur le plus classique : Aluminium
- liant le plus classique : Polybutadiène
. Vitesses d’éjection honorables (w ≈ 2900 m/s)
. Débits massiques très élevés → très fortes poussées
�� moteurs très utilisés, surtout comme propulseurs d ’appoint

Propulsion hybride (lithergols) :
. Mélange Oxydant liquide + Réducteur solide:
. Oxydants classiques : H2O2, N2O, LOX
. Réducteurs classiques : PolyEthylène, HTPB
. Vitesses d’éjection honorables (Isp ≈ 220 s à 340 s)
. Débits massiques potentiellement élevés → toutes poussées
�� moteurs encore peu utilisés malgré quelques exemples

Bi-ergols "stockables" ou "semi-stockables" :
. Comburants classiques : acide nitrique (HNO3), peroxyde d ’azote (N2O4),
Oxygène Liquide LOX...
. Combustibles classiques : Kérosène, DiMéthylHydrazine (UDMH) (N2H2(CH3)2),
MonoMéthylHydrazine MMH, Méthane CH4...
. Vitesses d’éjection élevées (w ≈ 3400 m/s)
. Débits massiques élevés (q ≤ 2,5 tonne/s)
�� Très fortes poussées
�� moteurs très utilisés pour toutes les applications fusée


Bi-ergols cryotechniques :
. Couple d’ergols le plus utilisé : H2 + O2 à l’état liquide (génération d’eau)
. Très complexe d ’utilisation :
problèmes de stockage
température du LH2 : -253 °C, LO2 : -183 °C
usine de production nécessaire sur place
densité du LH2 très faible (70 kg/m3) donc gros réservoirs
réaction non-hypergolique : pas d ’auto inflammation
. Vitesses d’éjection très élevées (w ≈ 4600 m/s)
. Débits massiques élevés (q ≤ 500 kg/s)
�� moteurs très utilisés pour toutes les applications fusée
Exemples du RD-0120 russe (H) et du SSME de la Navette (B)

Propulsion Nucleo-Thermique :
. Refroidissement d’un coeur nucléaire par du LH2
. Éjection dans une tuyère
. Très bonne performance: Vitesses d’éjection très élevées (w ≈ 9000 m/s)
Débits massiques élevés
. Problèmes liés au Nucléaire (essais, sauvegarde au lancement)
�� Utilisable pour un étage orbital seulement
�� Testé aux USA dans les années 60

Propulsion Nucleo-Electrique :
. Utilisation d’ un coeur nucléaire pour alimenter un moteur ionique
. Vitesses d’éjection extrèmement élevées (w ≥ 20.000 m/s)
. Débits massiques très faibles �� poussées limitées à ≅ 100 N
��Utilisable pour une sonde interplanétaire
��En cours de développement aux USA

Principe de la propulsion électrique :
Chauffage, Ionisation, Accélération à l’aide de champs électrique et/ou magnétique
 Très fortes Isp ( 5.000 s !)
 Très faibles poussées (≤ 0,1 N) en raison de la puissance électrique disponible
(pour une puissance électrique donnée, Isp.F = constante)

Propulsion Magneto-Plasmique – VASIMR
. Génération d’un Plasma Hydrogène confiné dans une bouteille magnétique ouverte
. Variation débit – Isp suivant la phase de mission
. Très fortes Isp (30.000 s !) mais Débits faibles �� poussées limitées à qq kN
��Utilisable pour une sonde interplanétaire
��Extrêmement prometteur �� En cours de développement à la NASA JSC



une note d'information sur le moteur plasmique de Snecma
http://www.snecma.com/IMG/pdf/Note_d_informations_Snecma__propulsion_plasmique__22_fevrier_2007.pdf

georges5 a écrit:Il me semble que çà simplifie un max ici et qu'il faudrait plus de chiffres.
L'ISP n'est pas simplement une consommation, c'est le rapport entre la poussée et le débit de "carburant". C'est pour çà que les propulseurs plasmiques et ioniques ont de grandes Isps : ils poussent pas mais ils consomment très très peu.
J'ai pas le temps de rechercher les chiffres solide/liquide pour les lanceurs évoqués plus haut mais çà serait intéressant.

D'accord avec vous que ce n'est pas simplement une consommation...mais je ne vois pas dans les posts précédents où cela aurait été dit tel que.

L'Isp n'est d'ailleurs pas simplement le rapport entre la poussée et le débit de "carburant"...mais le rapport entre la poussée F en Newtons et le produit du débit massique q des éjectats en kg.s^{- 1} par la valeur normale de la pesanteur terrestre g₀ égale à 9,81 N. kg ^{– 1} soit :
Isp = F / (q. g₀ )

Il faut reconnaitre que cette grandeur a des inconvénients puisqu’elle n’est pas universelle à cause de g₀ …même en restant sur la planète Terre - car par exemple à Kourou il serait préférable d’utiliser g = 9,78 N. kg ^{– 1}

D’ailleurs certains préconisent d’utiliser simplement la vitesse d’éjection w des gaz puisque : Isp = w /g₀

Si cette notion perdure, c’est peut-être parce qu’elle représente une image mentale : celle de la durée en secondes pendant laquelle la consommation d ‘un kilogramme de propergol permet de maintenir en sustentation au niveau du sol un kilogramme - dont le poids est d’un kilogramme-force (unité obsolète du système métrique égale à 9,81 N)

Il serait peut-être préférable pour comparer les propulseurs entr’eux d’utiliser comme critères principaux : la vitesse d’éjection w, le débit massique q et la poussée F , qui est leur produit.

On retrouve ces critères dans les données fournies par tatiana 13 sauf pour :

Propulsion hybride (lithergols) :
. Mélange Oxydant liquide + Réducteur solide:
. Oxydants classiques : H2O2, N2O, LOX
. Réducteurs classiques : PolyEthylène, HTPB
. Vitesses d’éjection honorables (Isp ≈ 220 s à 340 s)
. Débits massiques potentiellement élevés → toutes poussées
�� moteurs encore peu utilisés malgré quelques exemples

…mais comme Isp =w /g₀ alors w = Isp. g₀ d’où : w ≈ 2200m/s à 3300 m/s

PS: Merci à Tatiana pour toutes ces données.

Henri a écrit:

Le vrai problème de ce choix, c'est que même si la probabilité de perte de mission est un peu plus faible qu'avec les carburants liquides (ce qui convient très bien aux charges utiles commerciales), la probabilité de perte d'équipage est par contre plus élevée qu'avec les ergols liquides, car quand un booster à poudre explose, il ne prévient pas... Ce n'est pas pour rien que pour Arès I il faut surdimensionner le dispositif d'extraction d'urgence de la capsule...

Le premier étage d’Arès 1 a cinq segments et demi s’est comporté correctement lors du premier essai statique et il dérive des boosters des navettes - qui n’ont bien sûr que 4 segments - mais qui n’ont jamais explosé- même, lors du drame de Challenger :

http://fr.wikipedia.org/wiki/Navette_spatiale_Challenger#L.27accident_de_Challenger
La rupture progressive du joint sur le propulseur d'appoint solide (SRB) de droite laissa passer une flamme dirigée vers des éléments structuraux du réservoir de carburant principal.
….
Challenger n'a pas été détruite par une explosion. Après la désintégration due aux forces aérodynamiques, le combustible qui se trouvait dans l'orbiteur et le réservoir principal brûle en quelques secondes, créant une boule de feu massive.

Si un joint lâchait pour le premier étage, il n’incendierait aucun réservoir à ses côtés et la capsule des astronautes disposerait d’une tour de sauvetage contrairement aux navettes et qui me semble plus efficace – même s’il faut la sur-dimensionner - que le système de perche de la navette pour extraire l’équipage.

Même si le scénario que j'ai décris ne s'est effectivement encore jamais déroulé, c'est celui qui est redouté par tous ceux qui considèrent comme dangereux de confier des vies humaines à ce type de propulseurs… Dans ce cas de figure, les temps de réactions se comptent en millisecondes au lieu des classiques secondes de départ en sucette d'un étage à ergols liquides…
Il est un autre risque tout aussi méconnu, c'est la perte de contrôle d'un booster qui va s'écraser à des dizaines de km sur des zones habitées parce qu'il est impossible de l'éteindre... (on peut naturellement télécommander sa destruction, si cela a été prévu)

Henri a écrit:
Il est un autre risque tout aussi méconnu, c'est la perte de contrôle d'un booster qui va s'écraser à des dizaines de km sur des zones habitées parce qu'il est impossible de l'éteindre... (on peut naturellement télécommander sa destruction, si cela a été prévu)

Cap Canaveral est dans une situation géographique avec l'océan à l'est dans le sens du tir - comme d'ailleurs Kourou où Ariane V - qui possède aussi des boosters - est tiré...donc arrêtons tout et tout de suite - en commençant d'abord par les navettes et Ariane V (même si cette dernière n'a personne à bord il faut tenir compte des dommages collatéraux éventuels) : Principe de précaution maximum oblige ...et supprimons aussi tous les aéroports trop proches des villes.

Bon, reprenons le sujet qui est le stick et en quoi il se distingue des autres fusées utilisant la poudre.
Ce mot poudre est d'ailleurs trop vague car toutes les poudres n'ont pas la même composition et le même comportement.
Il serait d'ailleurs intéressant d'en savoir plus sur le sujet : y-a-t-il des membres du forum qui pourraient nous éclairer dans ce domaine ?

peut-être que sur ce lien , Giwa , tu trouveras ton bonheur dans l'attente de réponses d'autres forumeurs

http://perso.enstimac.fr/~moghrabi/rapport/rdoc1a.PDF

tatiana13 a écrit:peut-être que sur ce lien , Giwa , tu trouveras ton bonheur dans l'attente de réponses d'autres forumeurs

http://perso.enstimac.fr/~moghrabi/rapport/rdoc1a.PDF

Merci pour ce lien de l'école des mines d'Albi très complet sur les propergols composites.
A partir de la page 65 on y traite des boosters de la navette spatiale et à la page suivante, j'ai relevé cet extrait:

Dès le démarrage des boosters, une fumée noire est sortie du booster droit, annonçant
déjà la catastrophe pour les 7 astronautes qui courrait à une mort certaine. Durant 73
secondes, l'équipage courait à la catastrophe qui eût lieu.

73 secondes! ... cela aurait laissé un délai amplement suffisant pour déclencher une tour de sauvetage d'une capsule .
Et dans le cas du stick n'ayant aucun réservoir hautement inflammable à ses côtés , le délai aurait pu même être encore plus long.

donc, de drame, il y a toujours de nombreux enseignements à tirer

ceci servira-t-il au programme ARES?

Merci pour vos réponses

Henri a écrit:

Il ne faut pas trop chercher des raisons techniques au choix de boosters solides pour toute une génération de lanceurs (Ariane 5 & STS par exemple).
Le principal considérant qui est entré en ligne de compte était d'ordre économique et budgétaire. Le développement de ces booster était à l'époque plus rapide et moins coûteux que le développement de gros étages LOX-Kérosène, et en plus la technologie des booster était sur l'étagère, car développée pour les missiles balistiques nécessitant des délais de mise en œuvre se comptant en secondes, incompatibles avec les technologies de propulsion à carburant liquide...
Le vrai problème de ce choix, c'est que même si la probabilité de perte de mission est un peu plus faible qu'avec les carburants liquides (ce qui convient très bien aux charges utiles commerciales), la probabilité de perte d'équipage est par contre plus élevée qu'avec les ergols liquides, car quand un booster à poudre explose, il ne prévient pas... Ce n'est pas pour rien que pour Arès I il faut surdimensionner le dispositif d'extraction d'urgence de la capsule...

Effectivement Henri, le fait que la techno à poudre soit déjà très développé dans le militaire a surement aussi beaucoup joué dans les choix. Dans le militaire cette techno à l'avantage de faciliter énormément le stockage des missiles. Pas de réservoirs à remplir au dernier moment avec tous les risques que cela ajoute. Néanmoins cela n'enlève pas le fait qu'un booster est plus facile à développer pour un étage à forte poussée qu'un étage liquide. C'est donc l'argument économique qui ne remet pas en cause le stick : cout de dévellopement + production faible pour l'utilisation demandé.

Sur Saturne 5 les ingénieurs ont eu beaucoup de problèmes à mettre au point le F1. D'après le docu fiction de la BBC, ils auraient apparemment résolu son problème d'instabilité sans vraiment comprendre le problème. Le premier tir de Saturne 5 a été un coup de poker sur ce point. (peut être Apolloman en saurait plus sur le dévellopement du F1)

Je suis quand même d'accord pour dire que si on atteint les mêmes poussées, sans prendre en compte le cout de dévellopement et d'utilisation, on gagnera avec du liquide. Bien sûr intervient le poids. Un réservoir cryo est plus lourd car il demande une épaisse protection thermique... Sur un cas bien précis ça demande bien sûr du calcul. Après en prenant en compte le coup de dévellopement et de production. A moins de faire du réutilisable (si on sait le faire pas cher), le booster solide, gagne.

Sur le danger du booster pour les vols habités. Effectivement il est intéressant de savoir que le booster solide introduit une contrainte plus importante au niveau de la réaction de la tour de sauvetage.
Est-ce que lors du développement d'Hermes les boosters d'Ariane ont réellement introduit des problèmes de sécurité? Le seul problème dont j'ai entendu parlé était au niveau de leur séparation, moment auquel, pour une raison que je ne connais pas, il n'aurait pas été possible d'éjecter la cabine (ou les sièges éjectables).

Giwa a écrit:

tatiana13 a écrit:peut-être que sur ce lien , Giwa , tu trouveras ton bonheur dans l'attente de réponses d'autres forumeurs

http://perso.enstimac.fr/~moghrabi/rapport/rdoc1a.PDF

Merci pour ce lien de l'école des mines d'Albi très complet sur les propergols composites.
A partir de la page 65 on y traite des boosters de la navette spatiale et à la page suivante, j'ai relevé cet extrait:

Dès le démarrage des boosters, une fumée noire est sortie du booster droit, annonçant
déjà la catastrophe pour les 7 astronautes qui courrait à une mort certaine. Durant 73
secondes, l'équipage courait à la catastrophe qui eût lieu.

73 secondes! ... cela aurait laissé un délai amplement suffisant pour déclencher une tour de sauvetage d'une capsule .
Et dans le cas du stick n'ayant aucun réservoir hautement inflammable à ses côtés , le délai aurait pu même être encore plus long.

Intéressant. Toutefois pour cet accident, le problème n'est pas forcément que le booster était trop dangereux, mais surtout qu'il n'y ait presque aucun système de sauvetage sur la navette. Après cet accident on a vu apparaitre des sièges éjectables sur Bourane (quelqu'un sait si ils étaient prévus avant ou après), puis une cabine éjectable sur Hermes, avant de passer aux sièges éjectables russes.

D'un côté on pourrait dire que c'est la faute du booster. De l'autre que c'est la faute du manque de sécurité.

Je croix que le systeme de sauvetage a été prevue dés le debut mais avec seulement deux catapultes (à mon avis pour garantire la securité des pilotes d'essais avant le vol "spatial", car Bourane peut décoller et atterire sur ses propres moteurs comme un avion) mais aprés ca devait évoluer pour finir comme vous savez, à propos je suis tombé sur une video dans la quelle un responsable explique que le programme Bourane n'a toujours pas été fermé officielement, personne n'a le coeur à signer un tel papier... :(

En fait le terme de poudre n'est utilisé que pour des raisons historiques, ça fait longtemps que ces propergols solides sont moulés en une ou plusieurs pièces. Mais je persiste à considérer qu'il faut les munir d'un dispositif de destruction à distance... (Je crois que c'est d'ailleurs le cas sur Ariane V.)
Pour la navette, la dangerosité vient surtout de la configuration de montage latéral des booster sur un réservoir externe flanqué d'un avion orbital dont il est impossible d'extraire l'équipage en cas de pépin. Arès I, de part sa configuration in-line supprime ce risque mais ne règle pas celui que j'ai soulevé plus haut.

Les boosters de la navette ont déjà un système d'autodestruction. Ceux de Challenger se sont d'ailleurs fait voler en miettes quelques secondes après l'explosion.

Je recherche leur vidéo...

Voilà:

Sur cette vidéo à partir de 6:00: https://www.youtube.com/watch?v=Qt4pU3dFhCA

On y voit le booster défectueux de Challenger qui vole seul, qui ouvre son parachute sans raison, et enfin qui se fait sécuriser par des charges explosives.

La suite immédiate de la vidéo ici, où on voit les 2 SRB se faire détruire simultanément au tout début de la vidéo: https://www.youtube.com/watch?v=E0yEc-iVSH0

Je me rappelle que lors de l'échec d'un lancement d'Ariane V, les deux propulseurs solides avaient été proprement détruits à distance très peu de temps après que le lanceur soit sorti de sa trajectoire nominale. Mais aussi que sur une Delta II (ou une de ses dérivées) l'explosion inopinée d'un des ses boosters avait instantanément réduit le lanceur et sa charge utile en miettes... (avec moultes chutes de débris aux alentours du pad de tir dans les deux cas...)
Il y a un dernier risque tout aussi méconnu : les ergols liquides sont certes dangereux à manipuler mais sont produits et transportés sur Terre en évitant la proximité entre comburant et carburant, les ergols solides ne permettent pas cette précaution. Confectionner puis transporter un SRB à travers tout un pays n'est pas sans risques non plus.
En fait -comme vous pouvez le constater- je n'ai jamais particulièrement aimé une trop grande proximité entre un carburant et son comburant, autant réduire cette dernière aux quelques minutes qui précèdent le tir et durant le lancement lui-même... Je me méfie des décoctions qui peuvent réagir violemment en quelques millisecondes car comburant et carburant sont déjà intimement mélangés.

Bonjour,

si je peux apporter quelques éléments aux différentes questions soulevées:

pour ce qui concerne la proximité oxydant/réducteur, je ne pense pas que ce soit un problème insurmontable. Nos sous mariniers dorment tous les jours à côté de missiles balistiques à poudre, et je pense qu'ils préfèrent de loin ne pas risquer une fuite de carburant liquide.

Pour ce qui concerne l'utilisation de poudre au premier étage: l'équation est simple: fournir une accélération donnée au meilleur prix, peu importe la masse totale utilisée. En revanche pour les étages supérieurs, on leur demande aussi de peser le moins lourd possible, d'où la recherche des ISP plus performants.

Concernant le concept stick: il présente deux avantages:
- vous n'êtes pas obligé d'utiliser un nombre pair de boosters (si vous avez peu de modèles sur étagère...)
- réduction de la trainée aérodynamique

En revanche, il y a plusieurs inconvénients:
- les vibrations structurelles ne peuvent pas être filtrées aux points d'attache
- l'encombrement de la fusée
- la nécessité de réaliser une jupe interétage
- l'impossibilité de vérification d'allumage de l'étage principal

En même temps, si on n'allume pas l'étage principal tout de suite, on peut en profiter pour le détendre dans une grande tuyère afin d'augmenter l'ISP