La future fusée russe Rus-M [Abandon]

montmein69 a écrit:

Tigre de Sibérie a écrit:
Les paramètres:
Impulsion spécifique du moteur dans le vide = 337,3 kg-f*s/kg
Impulsion spécifique du moteur au niveau de la mer = 304,3 kg-f*s/kg

C'est quoi comme unité ?

Il est vrai que l’impulsion spécifique est homogène à un temps d’après son expression actuelle dans le système internationale d’unité : Isp = F / q. g₀ avec F représentant la poussée en N, q le débit massique en kg.s^-1 des propergols et g₀ = 9,81 m.s^-2
En effet son équation aux dimensions donne :
MLT^-2/ (M T^-1 LT^-2)
En simplifiant on obtient T ce qui prouve que l’Isp est bien homogène à un temps et doit s’exprimer en secondes.
Mais… en y regardant de plus près tout cela apparait comme du rafistolage pour satisfaire aux normes du système international actuel car pourquoi ce g₀ = 9,81 m.s^-2 plutôt arbitraire puisqu’elle représente la constante de pesanteur à Paris…où il n’y a aucune base de lancement –sinon cela se serait !
Il faut revenir à la définition ancienne de l’impulsion spécifique du temps où on utilisait encore le kilogramme-force comme unité de force dans le système métrique (époque que les anciens ont connue et qui était la source de nombreuses confusions entre poids et masse)
Le kilogramme force était le poids de l’étalon de masse du système métrique déposait au pavillon de Breteuil à Paris et d’après P =m g, on obtient : 1kgf = 9,81 N
La formulation de l’impulsion spécifique de cette époque - où les fusées existaient déjà et depuis fort longtemps même si elles n’avaient pas des performances comparables – était la suivante :
L’impulsion spécifique indique la durée pendant laquelle un kilogramme de propergol produit une poussée de 1 kilogramme-force.
L’expression littérale correspondante était alors plus simplement : Isp = F/ q avec F en kgf et q en kg/s et dans ces conditions l'Isp s’exprimait en kgf.s /kg

suppression suite trop de post émis jugés sans valeur ajoutée

Giwa a écrit: ISP, était la suivante :
L’impulsion spécifique indique la durée pendant laquelle un kilogramme de propergol produit une poussée de 1 kilogramme-force.
L’expression littérale correspondante était alors plus simplement : Isp = F/ q avec F en kgf et q en kg/s et dans ces conditions l'Isp s’exprimait en kgf.s /kg

Oui, exact Giwa c'est comme ça que cela se formulait. Nostalgie Kgf face au Newton, etc.

Astro-notes a écrit:

Giwa a écrit: ISP, était la suivante :
L’impulsion spécifique indique la durée pendant laquelle un kilogramme de propergol produit une poussée de 1 kilogramme-force.
L’expression littérale correspondante était alors plus simplement : Isp = F/ q avec F en kgf et q en kg/s et dans ces conditions l'Isp s’exprimait en kgf.s /kg

Oui, exact Giwa c'est comme ça que cela se formulait. Nostalgie Kgf face au Newton, etc.

Eh oui Astro-notes ! :| ... :)
Mais disons que kgf ne faisait pas le poids devant la stature de Newton car la force était avec lui ;)

Une partie de l'obligation de Roskosmos pour l'avant-projet du nouveau lanceur est d'évaluer toute la ligne des versions de la fusée adaptés à différentes classes de charge, chacun munis de moteurs alternatifs.

Voici un rapport sur l'étude faite par des personnes à Samara sur les 50 tonnes du lanceur de catégorie:

version 1	version 2
groupe de 3 étages	groupe de 3 étapes
core de la 1re étage: RD-180	core de la 1re étage: 1 RD-0163 ∅2300 mm
boosters de la 1re étage: 4 x RD-180	boosters de la 1re étage: 2 x RD-0163 ∅1770 mm
2ème étage: RD-180	2ème étage: 1 RD-0163 ∅2300 mm
3ème étage: 4 x RD-0146	3ème étage: 4 x RD-0146
Masse au lancement: 1420-1430 t	Masse au lancement: 1550-1600 t
Longueur: ?	Longueur: 60.63 m
Largeur maximale: 7.7 m	Largeur maximale: 7.7 m

RD-0163 est un concept moteur avancé par le Bureau de la Conception Automatique de Produits Chimiques (КБХА), en utilisant un carburant distincts pour les turbo-pompe en vue de se débarrasser des dépôts de char dans l'turbopompe travaillant à dépasser de carburant dans le mélange.

Performances attendues:

Paramètre	Valeur
Comburant	l'oxygène liquide
Primaire de carburant	Kérosène
Carburant des turbo-pompe	65% de l'eau 35% de l'alcool
Poussée au niveau de la mer	248.64 t
Poussée dans le vide	277.4 t
Impulsion spécifique au niveau de la mer	286.8
Impulsion spécifique dans la vide	330

Addition: 100 tonnes d'évaluation du lanceur de catégorie inclut les variantes (1) 7.7-core m avec quadruple RD-0120 + 8 boosters standard avec RD-180, (2) de la même base et 6 boosters chacun avec double RD-0163.

Tigre de Sibérie a écrit:
RD-0163 est un concept moteur avancé par le Bureau de la Conception Automatique de Produits Chimiques (КБХА), en utilisant un carburant distincts pour les turbo-pompe en vue de se débarrasser des dépôts de char dans l'turbopompe travaillant à dépasser de carburant dans le mélange.

Performances attendues:

Paramètre	Valeur
Comburant	l'oxygène liquide
Primaire de carburant	Kérosène
Carburant des turbo-pompe	65% de l'eau 35% de l'alcool
Poussée au niveau de la mer	248.64 t
Poussée dans le vide	277.4 t
Impulsion spécifique au niveau de la mer	286.8
Impulsion spécifique dans la vide	330

Addition: 100 tonnes d'évaluation du lanceur de catégorie inclut les variantes (1) 7.7-core m avec quadruple RD-0120 + 8 boosters standard avec RD-180, (2) de la même base et 6 boosters chacun avec double RD-0163.

Nom de dieux, qu'est ce que c'est que ce moteur :?: :?: :scratch:

Pourquoi ils utilisent un combustible différent pour faire fonctionner le moteur ??
Et ce mélange Eau/ Alcool à 65% d'eau et 35% Alcool :scratch:
Ca peut bruler avec de l'Ox ce rapport de mélange ???

ManouchKa, ce mélange ne semble être utilisé que pour la turbopompe, mais cela reste étrange.

Tigre de Sibérie, je trouve un peu curieux le fait qu'il y ait le premier et second étage équipés du RD-180. N'y aurait-il pas confusion entre terminologie russe et occidentale ?

Steph a écrit:ManouchKa, ce mélange ne semble être utilisé que pour la turbopompe, mais cela reste étrange.
Tigre de Sibérie, je trouve un peu curieux le fait qu'il y ait le premier et second étage équipés du RD-180. N'y aurait-il pas confusion entre terminologie russe et occidentale ?

c'est bien ce que j'ai compris, mais faut bien que ça brule avec de l'Ox ce mélange, non ?
et c'est ca qui m'indrigue cette eau, c'est pour refroidir le gaz de la turbine peut être :scratch:

Steph a écrit:
Tigre de Sibérie, je trouve un peu curieux le fait qu'il y ait le premier et second étage équipés du RD-180. N'y aurait-il pas confusion entre terminologie russe et occidentale ?

Non, cela est sûr. J'ai une idée que le véhicule lourd comme cela, fera l'objet d'une séparation à une altitude pas très grande. Par conséquent, il est judicieux d'utiliser le même type de moteurs, juste pour avoir des variétés moins d'entre eux un intérêt économique. Ceux utilisés à la deuxième étage devraient être équipés avec des extensions de haute altitude des buses pour obtenir de meilleures performances.

ManouchKa a écrit:
c'est bien ce que j'ai compris, mais faut bien que ça brule avec de l'Ox ce mélange, non ?
et c'est ca qui m'indrigue cette eau, c'est pour refroidir le gaz de la turbine peut être :scratch:

J'ai du mal à expliquer, parce que je ne suis pas chimiste physique. De tout ce que j'ai lu, il s'agit de fournir une meilleure durabilité des turbopompes. Ils disent qu'ils ne seront pas endommagées par les char déposés.

Tigre de Sibérie a écrit:Non, cela est sûr. J'ai une idée que le véhicule lourd comme cela, fera l'objet d'une séparation à une altitude pas très grande. Par conséquent, il est judicieux d'utiliser le même type de moteurs, juste pour avoir des variétés moins d'entre eux un intérêt économique. Ceux utilisés à la deuxième étage devraient être équipés avec des extensions de haute altitude des buses pour obtenir de meilleures performances.

Merci pour l'info, j'avais pas fait attention qu'il s'agissait de la version "lourde" du lanceur.
Pour la deuxième version, apparemment ils utilisent le même moteur RD-0163 mais avec un diamètre de tuyère légèrement plus grand pour le corps central (1770 mm contre 2300 mm).

Tigre de Sibérie a écrit:
...RD-0163 est un concept moteur avancé par le Bureau de la Conception Automatique de Produits Chimiques (КБХА), en utilisant un carburant distincts pour les turbo-pompe en vue de se débarrasser des dépôts de char dans l'turbopompe travaillant à dépasser de carburant dans le mélange...

Merci beaucoup pour toutes ces informations.
En ce qui concerne ce passage en rouge je suppose que c'est un problème de traduction et qu'il doit s'agir de dépôts de carbone ou de goudron - à cause d'une combustion incomplète - qu'il faut éliminer au moyen d'un carburant distinct.

Je vous remercie, Giwa! Cela semble correct. Je peux seulement ajouter ici que le mélange de combustible secondaire, a causé bien des plaisanteries entre les ingénieurs de Samara. Ils ont donné la version 2 de la fusée spatiale nom de code "Schnaps". :roll: :blbl:

Tigre de Sibérie a écrit:Je vous remercie, Giwa! Cela semble correct. Je peux seulement ajouter ici que le mélange de combustible secondaire, a causé bien des plaisanteries entre les ingénieurs de Samara. Ils ont donné la version 2 de la fusée spatiale nom de code "Schnaps". :roll: :blbl:

Effectivement comme on dit en français : "un petit coup de schnaps, çà décrasse les tuyauteries" pour parler de cet alcool qui aurait la vertu de faciliter la digestion après un repas trop lourd. ;)
...mais l'abus d'alcool est quant-même dangereux pour la santé.

Effectivement ce mélange avec d el'eau fait se poser question.
Je ne sais pas si cela à un rapport direct (ou rien à voir),mais je sais que dans le temps, le maréchal-ferrant qui avait sa forge, mouillait les bords du foyer, l'eau se décomposait par craquage thermique et le H₂ et le O₂ formés augmentaient la combustion "à peu de frais".
S'il y a du carbone imbrûlé, l'apport du craquage de l'eau (au moins partielle) peut augmenter la température et le faire brûler :?:
Les turbo-pompes sont des éléments complexes et fragiles dans un moteur de lanceur .....

montmein69 a écrit:Effectivement ce mélange avec d el'eau fait se poser question.
Je ne sais pas si cela à un rapport direct (ou rien à voir),mais je sais que dans le temps, le maréchal-ferrant qui avait sa forge, mouillait les bords du foyer, l'eau se décomposait par craquage thermique et le H₂ et le O₂ formés augmentaient la combustion "à peu de frais".
S'il y a du carbone imbrûlé, l'apport du craquage de l'eau (au moins partielle) peut augmenter la température et le faire brûler :?:
Les turbo-pompes sont des éléments complexes et fragiles dans un moteur de lanceur .....

Effectivement la thermolyse de la vapeur d'eau (2 H₂O = 2 H₂ + O₂) commence très partiellement vers 700°C, mais ne sera presque totale que vers plus de 3000°C. Toutefois cette réaction est fortement endothermique ...ce qui est tout à fait normal puisque c'est la réaction inverse de celle de la combustion du dihydrogène avec le dioxygène très exothermique : en conséquence la température des gaz ne peut être qu’abaissée. Toutefois la présence fugace du dioxygène – avant sa recombinaison avec le dihydrogène- peut lui permettre d’éliminer les dépôts de carbone avec formation de monoxyde de carbone.
On peut aussi envisager une réaction plus directe : celle du gaz à l’eau (H₂O + C = H₂ + CO) et qui se produit aussi si on verse de petite quantité d’eau sur des charbons ardents.

A mon avis c'est cette réaction qui élimine pricipalement la crasse des tuyauteries .

HS :
Cette réaction est aussi très endothermique, mais elle abaisse avant tout celle du charbon qui remontera ensuite en température en présence de dioxygène par combustion
Par contre le gaz obtenu est très réducteur et il peut permettre la réduction des oxydes de fer en sidérurgie - et aussi chez le maréchal – ferrand évoqué dans ton post.
Mais attention de ne pas remettre en cause le principe de la conservation de l’énergie : au bout du compte ce sont les combustions en présence de dioxygène qui apportent l’énergie nécessaire - voir en particulier la polémique à propos du moteur Pantone :
http://fr.wikipedia.org/wiki/Moteur_Pantone

Giwa a écrit:
Effectivement la thermolyse de la vapeur d'eau (2 H₂O = 2 H₂ + O₂) commence très partiellement vers 700°C, mais ne sera presque totale que vers plus de 3000°C. Toutefois cette réaction est fortement endothermique ...ce qui est tout à fait normal puisque c'est la réaction inverse de celle de la combustion du dihydrogène avec le dioxygène très exothermique : en conséquence la température des gaz ne peut être qu’abaissée. Toutefois la présence fugace du dioxygène – avant sa recombinaison avec le dihydrogène- peut lui permettre d’éliminer les dépôts de carbone avec formation de monoxyde de carbone.
On peut aussi envisager une réaction plus directe : celle du gaz à l’eau (H₂O + C = H₂ + CO) et qui se produit aussi si on verse de petite quantité d’eau sur des charbons ardents.

A mon avis c'est cette réaction qui élimine pricipalement la crasse des tuyauteries .

HS :
Cette réaction est aussi très endothermique, mais elle abaisse avant tout celle du charbon qui remontera ensuite en température en présence de dioxygène par combustion
Par contre le gaz obtenu est très réducteur et il peut permettre la réduction des oxydes de fer en sidérurgie - et aussi chez le maréchal – ferrand évoqué dans ton post.
Mais attention de ne pas remettre en cause le principe de la conservation de l’énergie : au bout du compte ce sont les combustions en présence de dioxygène qui apportent l’énergie nécessaire - voir en particulier la polémique à propos du moteur Pantone :
http://fr.wikipedia.org/wiki/Moteur_Pantone

:ven: :ven: :ven:

Une possible configuration de la la Rus-M dans sa version 50T

[Forum NSF et NK]

Les caractéristiques de ce lanceur ont-elles changé entre-temps? Rus-M = abréviation de Rustique-M?

Spirit a écrit:Les caractéristiques de ce lanceur ont-elles changé entre-temps? Rus-M = abréviation de Rustique-M?

Je ne saisis pas la blague...

Pour qu'on puisse suivre (tout le monde n'a pas une mémoire visuelle d'éléphant matiné de souris futée ), je remets les schémas des versions de lanceurs RUS-M dont le développement est envisagé.

Le seul lanceur qui parait certain c'est la version Rus-M man rated pour la capsule PTS.


On est assez partagé sur le forum en ce qui concerne le lanceur "de base" avec un seul module propulsif, première étape de la mise au point de la famille. Sera-t'il mis au point en tant que testeur du core propulsif de base ? Trouverait-il un emploi pour des lancements de payload de faible masse en remplacement des ICBM reconvertis qui seront épuisés ? (il semble que ce soit plutôt l'Angara one core qui prendra cela en charge) ???


Pour le plus haut de gamme ... on est dans le flou artistique. Il y a deux versions qui étaient envisagées dont la plus lourde avait des core rallongés.


Je disais :

Mais si les lanceurs plus puissants devaient être développés ...... je ne crois guère à la possibilité de créer deux familles concurrentes aux capacités assez voisines. Et le 5-core Angara ayant de l'avance ... sera probablement le seul dans cette gamme.
Sauf évidemment si l'Etat russe considére cela comme stratégiquement indispensable et est prêt à payer pour cela.
Wait and see

On n'en sait pas beaucoup plus à présent, et les caractéristiques du lanceur 5-core présenté (pas le plus lourd, donc avec des core de taille standard) restent toujours assez hypothétiques.Il faut lire le russe de toute façon .... pour une analyse détaillée.




Rien cependant dans cette nouvelle famille de lanceurs ne pourra être qualifié en employant "rustique" dans un sens minorant. Si cela veut par contre dire, en allant à l'essentiel et au plus efficace aussi bien pour la construction que pour l'exploitation, sans s'encombrer de quolifichets ni "d'effets de manche" .... alors je pense que l'astronautique russe le mérite, d'autant qu'en cette période où la NASA doit se refaire une santé, personne ne peut réellement contester que les lanceurs russes seront les plus disponibles et globalement les plus efficaces en ratio performance/prix pendant les 5 années devant nous.
Même l'astronautique européenne qui veut à juste titre jouer dans la cour des grands, n'a pas encore totalement réussi à élargir sa gamme par ses propres moyens (Vega se fait toujours attendre, et l'autre lanceur ... ce sera la Soyouz)

Merci de clarifier le sujet :esanasa:

patchfree a écrit:

Spirit a écrit:Les caractéristiques de ce lanceur ont-elles changé entre-temps? Rus-M = abréviation de Rustique-M?

Je ne saisis pas la blague...

Moi non plus.

Steph a écrit:

patchfree a écrit:

Spirit a écrit:Les caractéristiques de ce lanceur ont-elles changé entre-temps? Rus-M = abréviation de Rustique-M?

Je ne saisis pas la blague...

Moi non plus.

Peut-être est-ce une expression triviale comme il en circule parfois pour marquer un moment de flottement avant
que les faits ne se manifestent clairement. Je dis ça en pensant par exemple à l'expression RALPHA au sujet de l'ISS
à ses débuts RALPHA voulant dire Russian-Alpha sous entendu les USA ne sont pas les grands gagnants de la construction
de la station orbitale. Certes cette expression n'a plus cours, mais elle a été entendue en son temps.
Est-ce que Rustic-M s'inspire d'un même coup de griffe passager ?

Spirit a écrit:

Les caractéristiques de ce lanceur ont-elles changé entre-temps? Rus-M = abréviation de Rustique-M?

Ma question du début était tout a fait sérieuse. Par contre la suite "Rus-M = abréviation de Rustique-M" était un calembour douteux, j'en conviens, ou disons plutôt lourd, ce qui s'accorde ainsi avec la nature du lanceur.

Merci astro-notes de voler à mon secours.

Nouvelle réunion du Conseil des Ingénieurs pour le développement du Complexe spatial Rus-M et du Cosmodrome Vostochny.

April 8, 2010 in SRPSRC TsSKB Progress "was held on the Council of Chief Designers on" Rus-M, which was considering the creation and production of rockets increased weight and the creation of the cosmodrome "East".
The meeting was attended by leaders and specialists of Russian companies-subcontractors for promising projects "Space Rocket Complex middle-class high-capacity next-generation spaceport" East ".

The purpose of the meeting was to address issues related to the organization and cooperation between players in the development of conceptual design of space-rocket complex increased weight of the new generation. The meeting summed up the objectives set out in the Council of Chief Designers, held on January 19, 2010

Presentations on the current status of works representatives SRPSRC TsSKB-Progress ", OJSC RSC Energia" JSC, "State Rocket Center" Makeyev Design Bureau. VP Makeyev, OAO IPROMASHPROM, TsENKI and other subcontractors on the project.

Works on this topic will allow the space industry of the country to create a completely new launch vehicle, and an opportunity to ensure the independence of space activities across the entire spectrum of tasks: from the scientific and socio-economic to the manned program ..

http://www.samspace.ru/News/press_rel.htm