Récupération par ballon à hydrogène

[phenix]

Bonjour,
Cela fait plusieurs mois que j’ai une idée de récupération de EPC d’une Ariane 5 (ou 6) et le succès de space X ma donnée envie de vous en parler.
 
 
L’objectif du projet est de développer un système de récupération de l’étage principal cryogénique d’une Ariane 5 (pour les calculs une Ariane 5 ECA)  en diminuant le moins possible la charge utile en orbite géostationnaire et en simplifiant au maximum la procédure de récupération. Pour cela le concept de base consiste à garder une partie du LHX en réserve au moment de l’extinction du vulcain pour pouvoir gonfler un ballon après la rentrée atmosphérique afin de faire flotter l’étage a la manière d’un dirigeable. Par la suite un bateau se placera en dessous et pilotera la descente de l’étage jusqu’à une centaine de mètres d’altitude d’où il déploiera un câble qui sera récupéré par le bateau qui pourra ensuite treuiller l’étage tout en douceur jusqu’au pont du navire. Le système a l’avantage d’être simple, contrairement à un atterrissage propulsé  ou au projet Adeline, l’étage n’a pas besoin d’être piloté, les équipements informatiques se résument à un transpondeur ainsi qu’un récepteur pour les ordres de commande qui devrait se résumer à, déployer le ballon, déployer le câble, envoyer de l’hydrogène dans le ballon, évacué de l’hydrogène du ballon.  Le reste, gestion du trafic aérien, calcule de trajectoire, calcule de portance, peut être effectuée à bord du bateau.
 
Le but n’est pas de faire une étude exacte du projet mais d’estimer sa faisabilité et l’impact de la réutilisation sur la charge utile pour voir si c’est une alternative viable à l’atterrissage propulsé.
 
Dans un but de simplicité on va prendre quelque hypothèse de calcul. Premièrement tout les calculs (à isp constant) sont effectué avec les valeurs prise dans ce tableau http://www.b14643.de/Spacerockets_1/West_Europe/Ariane-5/Description/Frame.htm colonne ECA (2). Deuxièmement on fait les calculs de deltaV séparément, comme si EPC était allumée après la séparation des boosters.   Troisièmement, On considère que la coiffe est larguée au moment de la séparation de l’EPC et de l’ESC. C’est calcul implique des erreurs, mais vu qu’elles sont les mêmes pour les calculs sur les versions réutilisables ou non, on doit être assez proche de la réalité.




lanceur consommable: 
On va commencer par calculer le delta V  fourni par une Ariane 5 ECA pour pouvoir comparer aux versions réutilisables.
 
Charge utile 9,5t+sylda 0,45t
Masse extinction ESC : Cf haut (9,95t)+ESC vide (4,4t)=14,35t
Masse allumage ESC : cf haut (14,35t)+carburant (14,45t)=28,89t
Isp=4370m/s       deltaV=3057,9
 
 
 
Masse extinction EPC : Cf haut (28,89t)+coiffe (2,13t)+EPC vide (15t)=46,02t
Masse allumage EPC :Cf haut (46,02t)+carburant (173,3t)=219,32t
Isp=4238                           deltaV=6617
 
 
Masse extinction booster : Cf haut (219,32t)+booster vide (71,95t)=291,27t
Masse allumage booster : Cf haut (291,27t)+carburant(481,25t)=772,52t
Isp=2481                        deltaV=2420
 
Delta v total=12095,3m/s
 
Pour les versions réutilisables nous chercherons donc à nous rapprocher de cette valeur.
 




 
 Version 1:
Il serait compliqué d’expliquer comment on était fait les calculs, donc nous allons directement voir les résultats avant de vérifier qu’on obtient bien les performances recherchées.
La première version cherche à minimiser au maximum les modifications apportées au lanceur. Les seuls ajouts sont le ballon (calcul de masse ci-bas), le câble (environ 50kg) et les équipements électroniques (50 kg). Afin de minimiser les modifications le réservoir de LHX sera rempli mais le vulcain sera stoppé avant de consommer l’hydrogène nécessaire au retour. Le réservoir de LOX quand à lui ne sera pas complètement rempli afin de ne pas s’alourdir inutilement avec l’oxygène qui ne sera pas brulé vu qu’on ne brule pas tout l’hydrogène.
 
Après calcul on a une masse supplémentaire (masse à l’extinction de l’EPC supérieur à celle de la version non réutilisable) de 2 tonnes qui se décompose de façon suivante.
On a donc une masse totale à récupérer (EPC vide+ masse supplémentaire) de 17 tonnes, vu que la portance de l’hydrogène  (ro air- ro hydrogène) de 0,001135 tonne/m3 on a besoin de (masse /portance) 14978m3 d’hydrogène ce qui fait 1,346 tonne d’hydrogène. Par sécurité (pour pouvoir compenser les fuites du ballon ou changer d’altitude si le vol s’éternise) on rajoute 25% de cette masse ce qui nous donne 1,683tonne d’hydrogène. Le ballon étant sphérique ont connais son rayon de 15,3m ce qui permet d’avoir une surface de 2938,5m², on trouve sur internet que la masse surfacique d’une toile de montgolfière moyenne était de 0,065kg/m² si on applique un facteur 1,1 on a 0,0715kg/m² avec laquelle on doit avoir une toile de bonne qualité, ce qui nous permet d’obtenir 210kg comme masse du ballon. Si on ajoute la masse des équipements (câble + elec=100kg) on obtient donc bien une masse supplémentaire (hydrogène + ballon + Equipment) de 2tonne. On calcule de plus par proportionnalité que 8,576tonne d’oxygène ne seront pas nécessaires donc non emporté.
 
On a une charge utile de 8,35tonne dont on va vérifier qu’elle permet bien d’atteindre les performances exigées. 
 
Charge utile 8,35t+sylda 0,45t
Masse extinction ESC : Cf haut (8,8t)+ESC vide (4,4t)=13,2t
Masse allumage ESC : cf haut (13,2t)+carburant (14,45t)=27,74t
Isp=4370m/s       deltaV=3245
 
Masse extinction EPC : Cf haut (27,74t)+masse sup(2)+coiffe (2,13t)+EPC vide (15t)=46,87t
Masse allumage EPC :Cf haut (46,87t)+carburant (173,3t)-oxygène non embarquer(8,576t)=211,6t
Isp=4238                           deltaV=6388
 
Masse extinction booster : Cf haut (211,6t)+booster vide (71,95t)=283,544t
Masse allumage booster : Cf haut (283,544t)+carburant(481,25t)=764,794t
Isp=2481                        deltaV=2461,75
 
Delta v total=12095,1m/s
 
On atteint bien les performances exigées avec perte de 1150kg de charge utile en géostationnaire
 En plus d’entrainer peu de modifications, à chaque étape le lanceur est plus léger que le lanceur non réutilisable, ce qui ne nécessite donc pas de redimensionner les moteurs et les moyens de manutention. Cette solution est donc bien adaptée à une fusée déjà existante.
 
 
 
 
 
 
 
 Version 2:
La seconde version demande plus de modifications, en effet on prend la même quantité de carburant propulsif que la version consommable, mais on allonge légèrement le réservoir pour stocker l’hydrogène supplémentaire.
Pour cela on a besoin d’une masse supplémentaire de 2,46t ce qui entrainait une masse totale à récupérer de 17,46tonnes, ce qui nécessite 15383,3m3 et 1,383 tonne d’hydrogène avec nos 25% de réserve on a donc 1,728 tonne d’hydrogène. L’enveloppe quant à elle pèse 214kg et les équipements (câble et elec) pèsent toujours 100kg. Pour stocker l’hydrogène supplémentaire il faut rajouter 1,04m au réservoir .après recherche, la paroi du réservoir et composé de 4mm d’aluminium (2,7tonne/m3) et 2cm d’isolant (0,04 tonne/m3) ce qui fait que les 1,04m pèsent 207kg valeur qu’on double (pour tenir compte des renforts structuraux supplémentaires)  ce qui donne 415Kg. On obtient donc bien 2,46tonne de masse supplémentaires.
On vérifie donc les performances pour une charge utile de 8,7tonnes.
 
Charge utile 8,7t+sylda 0,45t
Masse extinction ESC : Cf haut (9,25t)+ESC vide (4,4t)=13,55t
Masse allumage ESC : cf haut (13,55t)+carburant (14,45t)=28,1t
Isp=4370m/s       deltaV=3185,85
 
Masse extinction EPC : Cf haut (28,1t)+masse sup(2,46)+coiffe (2,13t)+EPC vide (15t)=47,68t
Masse allumage EPC :Cf haut (47,68t)+carburant (173,3t)=220,98t
Isp=4238                         deltaV=6499,23
 
Masse extinction booster : Cf haut (210,98t)+booster vide (71,95t)=292,93t
Masse allumage booster : Cf haut (292,93t)+carburant(481,25t)=774,18t
Isp=2481                        deltaV=2411,21
 
Delta v total=12096,3m/s
 
On obtient donc les performances exigées pour une perte de charge utile 800kg . cette version est donc plus performante que la première, mais elle entraine des modifications profondes de l’étage ainsi qu’une surcharge d’environ deux tonnes sur les booster et EPC qui devront être pris en compte dans le dimensionnement moteur et manutention, elle est donc mieux adapté à un nouveau lanceur .
 
 
 
 atterrissage propulsé:
On va ensuite calculer, très rapidement et très simplement les performances d’un atterrissage propulsé. Si on simplifie au maximum en considérant qu’on cherche un deltaV de propulsion égale à la vitesse terminale de chute (il faudrait donc une poussée parfaite et instantanée pour réussir l’atterrissage) on prend une charge supplémentaire de 2,97tonne constituer uniquement de carburant pour le retour, cela nous permet de calculer (très simplement) une vitesse terminale de chute et un deltaV de propulsion de 549m/s. Avec cette charge supplémentaire on obtient une charge utile de 8,54tonnes (c’est-à-dire 960kg de perte), alors qu’on n’a absolument aucune marge de carburant, on n’a pas pris en compte le rallongement des réservoirs, le système de rallumage du moteur (complexe pour un moteur cryogénique), la masse des trains d’atterrissage et des équipements électroniques (bien plus complexe  que pour un retour par ballon dirigeable).
 


complément:
Pour finir, il est important de clarifier quelques points qui resurgiront forcément dans vos commentaires.
1)      un moteur cryogénique peut-il être réutilisable ? au vu des projets Adeline et de récupération par hélico semble le prouver.
2)      L’étage peut-il survivre à une rentre atmosphérique ? la question se pose aussi pour les autres projets, il faudra peut-être renforce la protection thermique de l’étage ou prévoir de garder un peu de carburant une réserve pour un freinage hypersonique
3)      Pourquoi l’augmentation de poids dû à l’augmentation de la durée de vie des pièces n’est pas prise en compte ? vu que l’étage devrait faire plusieurs vols, on peut se permettre d’utiliser des technologies plus chères et donc de réduire le poids de l’étage.  
4)      Un ballon à hydrogène c’est dangereux ! pour rappel pendant plusieurs décennies entre la première guerre mondiale et la fin des années 30 des dizaines de gigantesque dirigeable à hydrogène avec des moteurs diesel, et une toile en coton imprégner d’aluminium (bref des torches volantes doublées de réservoir d’électricité statique) sillonnai en permanence le ciel et seul quelqu’un ont était détruits (la plupart on était aidé par des balles traçantes ou pris dans des tempêtes), donc on peut penser que dans un domaine aussi contrôlé que l’astronautique d’aujourd’hui, on est capable de géré le risque pour un « petit » ballon et pour quelque heure.
 

Voilà, je ne sais pas quoi rajouter, j’attends vos commentaires, remarques, critiques et question avec impatience.

Correction syntaxique du titre -- Nikolai39

[Astro-notes]

C'est tout de même intéressant cette histoire de ballon phenix cela fait un bon sujet de TP.

[Space Opera]

Quelques commentaires à chaud:
- Faire ça sur une Ariane 5 ou un autre lanceur jetable sans grosse modification, c'est irréaliste. Si SpaceX espère réutiliser ses premiers étages, c'est parce que tout a été conçu pour qu'il puisse être réutilisé: facteur de charge important sous faible pression de réservoir (indice structurel peu comparable), rétropropulsion hypersonique, triple allumage des moteurs à chaque vol, tenue à des contraintes aérodynamique démentes, matériaux faits pour être réutilisés, tenue à la température de rentrée, etc, etc... Bref, si SpaceX compte faire de la réutilisation, ça n'est pas "juste" parce qu'ils peuvent récupérer leurs étages, c'est avant tout parce que la fusée a été conçue pour refonctionner après une rentrée !
- Un ballon ça ne se contrôle pas. S'il y a un peu de vent, il finira en Antarctique.
- Gonfler un ballon strato au sol c'est déjà lent et compliqué, alors faire ça en vol en pleine chute libre en quelques secondes... woaw. Clairement, on ne sait pas encore faire.

[phenix]

Merci, c’est vrai que j’ai oublié de préciser certains points.
-        J’ai fait les calculs pour l’Ariane 5 car c’est pour elle qu’on a le plus d’information, j’ai rapidement évoqué (entre parenthèses) mais j’ai oublié de le préciser par la suite, le but serait surtout de le mettre en place pour l’Ariane 6. J’ai fait les calculs de la première version, pour voir mais c’est vrai qu’elle n’a pas beaucoup d’intérêt. Comme évoqué dans les compléments, l’étage serait spécialement conçu pour la réutilisation, il sera donc dimensionné et intégrera des technologies supplémentaires dans ce but.
-        Cela fait partie de la simplicité du concept, ce n’est pas l’étage qui se dirige vers la barge, mais le bateau qui se dirige vers l’étage. Tant que la vitesse du vent est inférieure à la vitesse maximale du navire il ne devrait pas y avoir de problème, aujourd’hui on a suffisamment de technologie pour qu’un bateau puis se caler sur la vitesse du vent et donc de l’étage. Après avec l’hydrogène en réserve on peut « piloter » l’étage a la manière d’une montgolfière en choisissant l’altitude où le vent nous est le plus favorable avant que le navire arrive sur zone.

-        Oui, c’est vrai, il nous manque des briques technologiques et celle du gonflage en est une des principales, mais en théorie c’est faisable, vu que plusieurs ballons sonde  (plus petit certes) on était déployé sur venus. Une des solutions serait d’utiliser un parachute pour ralentir l’étage et offrir plus de temps pour le déploiement du ballon. Vu qu’un parachute serait un poids supplémentaire, il serait intéressant d’utiliser un ballon hybride, ce serait un ballon dont on ferait le vide entre les deux hémisphères pour qu’il reste collé ensemble et dont les suspentes seraient fixes à son équateur, ainsi il se déploie à la façon d’un parachute en coupole puis on le gonfle (par le biais d’une suspente creuse) d’hydrogène pour qu’il retrouve sa forme et sa fonction de ballon porteur.

[Space Opera]

ok, réponse sur les 3 points:
- Ariane 6 à base de Vulcain n'est pas plus faite qu'Ariane 5 pour la récupération. Il faut repartir (presque) de la page blanche pour ça, et le premier étage Ariane 6 ne pourra pas faire vivre les aventures de celui de Falcon 9 sans un redesign profond. A commencer par changer les réservoirs et les moteurs. Tout changer quoi.
- Un bateau suffisamment gros pour porter un étage et qui avance à la même vitesse que le vent ? Ça limite énormément les conditions météo acceptables, parce qu'à partir de 15 kts ça va devenir vraiment du sport voire impossible (et 15 kts de vent au large, c'est plus que courant).
- Ca sent quand même la techno risquée et peu mature. Pourquoi ne pas faire atterrir ton étage s'il a déjà les capacités de faire un retour hypersonique, etc ?

[phenix]

La question du bateau est primordiale, bien plus que pour un atterrissage propulsé. C’est vrai que si on veut y poser l’étage il faudrait un navire de la dimension d’une frégate ou une grosse corvette modifier, après recherche certaine de c’est navire peuvent atteindre des vitesses de 27noeuds ce qui correspond à un vent de force 6. Par contre, il n’est pas forcément nécessaire de poser l’étage, si on parvient à agripper le câble il est possible de tirer l’étage jusqu’au port sans dégonfle le ballon (comme les enfants qui tirent leur ballon d’hélium dans une fête foraine), pour cela on peut utiliser des navires plus rapides et plus petits comme des yachts de 20 à 30 mètres qui transporteraient des bouteilles d’hydrogène pour refaire le plein du ballon, et des radars pour la météo et pour le suivi de l’étage. Ce type de bateau peut atteindre des vitesses de 35 à 55 nœuds ce qu’il veut dire des vents de force 7 à 9, certes il ne pourra pas atteindre une telle vitesse si la mer est démontée, mais ça augmente déjà la marge météo (d’ailleurs, quelle est la vitesse maximale de vent pour un atterrissage de Falcon 9 ?).
 
Pour les autres points, il est important de rappelle que c’est juste un concept, donc bien évidemment il faudra complètement refaire l’étage et réutiliser la totalité du lanceur comme pour tous les autres projets de réutilisation. Après il est aussi vrai que certaine technologies ne sont pas matures, mais on peut dire la même chose de la récupération sous parachute par hélicoptère du lanceur vulcain ou de nombreux points du projet Adeline. Si on se compétente d’utiliser des technologies matures, on courserait un mammouth avec un biface derrière au lieu de réchauffer nos plats aux micro-ondes.  De plus le concept n’est pas figue, si vent devient un problème insurmontable on peut imaginer de fixer au bout du câble un mini-parachute qui serait immergé pour ralentir l’étage, ou encore posé l’étage sur l’eau à condition de trouver un moyen de protéger le moteur (amerrissage moteur hors de l’eau, déploiement d’une bulle de protection….) contre les conditions l’eau de mer et trouver une solution pour le revêtement extérieur qui en plus de résister aux conditions précédentes (surtout la rentrée) devra soit résisté à l’eau de mer, soit être suffisamment peut cher et modulaire pour pouvoir être change à chaque vol.
 

Finalement, je n’ai pas compris ta question, tu dois sous-entendre « Pourquoi ne pas faire atterrir, avec un atterrissage propulsé…. ? » par ce que le but du projet est de posé l’étage avec une méthode qui impacterait mois la charge utile que l’atterrissage propulsé, comme sa était dit , il faudrait dans un cas parfait 3 tonne (en réalité plus 4 a 5 au bas mot) de charge supplémentaire pour un atterrissage propulsé  ce qui signifie une perte de 0,96t ( ou plutôt 1,26 à 1,55) de charge utile.

[montmein69]

La faisabilité d'une telle technique (même si on est dans une expérience de pensée) repose sur le déploiement du ballon, et son gonflement initial.
Et j'ai quelques questions sur la chronologie, et aussi les calculs de dimension du ballon :

ce qui nous donne 1,683tonne d’hydrogène. Le ballon étant sphérique ont connais son rayon de 15,3m ce qui permet d’avoir une surface de 2938,5m²

La chronologie, parce qu'elle va piloter les conditions physiques dans lesquelles vont se produire déploiement et gonflement.
Après la fin de la propulsion pour insérer la CU sur son orbite, va commencer la phase pour la redescente de ce premier étage. La vitesse de chute, va définir à quelle altitude se produira - après qu'on ait dégagé le ballon pour qu'il se déploie -, le début de l'injection du gaz H₂. Et cette altitude va de pair avec la pression extérieure ainsi que la Température, ce qui va influer sur l'expansion de l'hydrogène dans l'enveloppe.
Je ne comprend pas ton calcul qui à partir de la masse d'hydrogène à injecter 1,683 . 10⁶ g te permet de trouver un ballon de 15,3 m de rayon (soit un volume de 14995 m³). La T extérieure et la P atmosphérique sont-ils pris en compte (je pose la question car tu n'évoques jamais ces deux variables) ?
Avec bien sûr la difficulté que l'injection de tout l'hydrogène ne peut être instantané et que l'étage est en chute libre avec une vitesse croissante. Les conditions extérieures vont varier.
Petit rappel sur l'évolution des pressions depuis la très haute atmosphère jusqu'au sol


Si on prévoit que le ballon commencera à être gonflé à la limite de la mésopause (soit 85 km) d'altitude, T=- 90° C et Patm = 10^-2 hPa soit 1 Pa ..... ce qui n'est vraiment pas beaucoup.
Et si on se base sur 100 km d'altitude pour le début de la chute de l'étage à freiner ... il aura déjà chuté de 15 km (freiné par le Vulcain qu'on réallume - il faut alors y consacrer une masse d'ergols - ? ... en chute libre ?)

AMHA se poser des questions sur la vitesse du vent et celle d'un bateau n'est certes pas sans intérêt .... mais c'est plutôt la perle sur le gâteau des préoccupations pour gérer cette récupération.

[phenix]

Pour ce qui est des calculs, je me suis basés sur les conditions à 1000m, si on calcule la différence des masses volumiques on obtient une portance de 0,99 kg/m3, vu qu’on cherche a récupéré une masse de 17,45 tonnes on a besoin d’un volume de 17644,59m3 ce qui donne un rayon de 16,15m (oui erreur de calcul dans la présentation).

Pour le déploiement, ce n’est pas gravé dans le marbre, mais pour l’instant j’envisage d’attendre que l’étage atteigne sa vitesse terminale de chute (ce qui devrait arriver dans la stratosphère) pout déployer le ballon avant de le remplir jusqu’à son volume maximal (ce qui devrait représenter une faible quantité d’hydrogène vu la faible pression a cette altitude), puis continué à remplir le ballon au fur et à mesure que la pression augmente et que de la place se libère dans le ballon. La vitesse devrait donc décroitre lentement, jusqu’à s’annuler vers 1000m d’altitude.

[Giwa]

Le sujet https://www.forum-conquete-spatiale.fr/t19330-apres-le-demonstrateur-callisto-themis#415443
Nous fait revenir sur ton idée d’aérostation.
Effectivement le gonflage au niveau de la stratosphère pourrait être beaucoup plus rapide qu’au niveau du sol puisque la pression extérieure y est beaucoup plus faible . Le ballon pourrait prendre une forme lenticulaire en surpression raisonnable pour éviter l’éclatement, mais suffisante pour assurer la rigidité et permettre un freinage aérodynamique comme un parachute. Au fur et à mesure que le ballon descendrait, la surpression se réduirait puisque la pression extérieure augmenterait et il serait  nécessaire de continuer à introduire du dihydrogène dans l’enveloppe pour que le ballon ne s’applatisse.
Peu à peu au cours de la descente vers les couches plus denses, c’est la poussée d’ Archiméde qui prendrait le relais du freinage aérodynamique.

NB: à se demander si ceci ne serait pas aussi applicable à la récupération de demi-coiffes ?

[phenix]

C est bien ca l idée, avec probablement un petit parachute hypersonique pour extraire le ballon vide. 

Pour la coiffe,  un avantage est le faible coefficient balistique de la pièce qui reduit la vitesse a laquelle est déployé le ballon.  Par contre il faudra ajouter de réserve de d hydrogène . Liquidité ?  sa parrait compliqué au vu de l isolation et du circuit de refroidissement pour un si petit réservoir. Donc plutôt de l hydrogène a 500-700 bar dans un réservoir composite pouvant  même etre remplir pendant l encapsulage et ne pas alourdir la procédure de lancement.  Après on peut imaginer que l étage supérieur  cederai une partie de sont hydrogène avant le largage de la coiffe, mais c est bien compliqué .
pou finir  le plus simple c est peut  être d attacher la coiffe par cable au premier  etage si il est largué au bon moment

[Giwa]

C est bien ca l idée, avec probablement un petit parachute hypersonique pour extraire le ballon vide. 

Pour la coiffe,  un avantage est le faible coefficient balistique de la pièce qui reduit la vitesse a laquelle est déployé le ballon.  Par contre il faudra ajouter de réserve de d hydrogène . Liquidité ?  sa parrait compliqué au vu de l isolation et du circuit de refroidissement pour un si petit réservoir. Donc plutôt de l hydrogène a 500-700 bar dans un réservoir composite pouvant  même etre remplir pendant l encapsulage et ne pas alourdir la procédure de lancement.  Après on peut imaginer que l étage supérieur  cederai une partie de sont hydrogène avant le largage de la coiffe, mais c est bien compliqué .
pou finir  le plus simple c est peut  être d attacher la coiffe par cable au premier  etage si il est largué au bon moment

Les coiffes sont larguées plus haut au cours du fonctionnement du second étage.Donc on ne peut envisager de les attacher au premier étage. Le plus simple me paraît un réservoir hyperbare : la technique est maintenant bien au point avec les voitures à hydrogène qui pourraient à terme concurrencer les voitures électriques à batteries.

Pour le futur plus lointain et la conquête de Vénus, je me demande si tu n’y as pas déjà pensé à ces aérostats stratosphériques ? ;)

[phenix]

C est bien ca l idée, avec probablement un petit parachute hypersonique pour extraire le ballon vide. 

Pour la coiffe,  un avantage est le faible coefficient balistique de la pièce qui reduit la vitesse a laquelle est déployé le ballon.  Par contre il faudra ajouter de réserve de d hydrogène . Liquidité ?  sa parrait compliqué au vu de l isolation et du circuit de refroidissement pour un si petit réservoir. Donc plutôt de l hydrogène a 500-700 bar dans un réservoir composite pouvant  même etre remplir pendant l encapsulage et ne pas alourdir la procédure de lancement.  Après on peut imaginer que l étage supérieur  cederai une partie de sont hydrogène avant le largage de la coiffe, mais c est bien compliqué .
pou finir  le plus simple c est peut  être d attacher la coiffe par cable au premier  etage si il est largué au bon moment

Les coiffes sont larguées plus haut au cours du fonctionnement du second étage.Donc on ne peut envisager de les attacher au premier étage. Le plus simple me paraît un réservoir hyperbare : la technique est maintenant bien au point avec les voitures à hydrogène qui pourraient à terme concurrencer les voitures électriques à batteries.

Pour le futur plus lointain et la conquête de Vénus, je me demande si tu n’y as pas déjà pensé à ces aérostats stratosphériques ? ;)

Utiliser un telle système sur venus , non je n'y avait jamais pensé :megalol: :megalol: :megalol:
 mais chut, c'est pas encore prét

Pour la recuperation de la coiffe sa dépend de l'architecture. Pour  les lanceur bi-etage , oui la coiffe est larguer pendant l'utilisation du 2eme étage. Par contre, pour Ariane 5, elle est largeur pendant l'utilisation de l'ECP. Avec la diminution des boosters et de l'ecp, l’augmentation du ECS , et l'utilisation plus courante en LOE on peut imaginer que sur ariane 6 (au moins 6.2) la coiffe serait largé a un moment proche de l'ECP. Donc a voir pour l'architecture d'Ariane next.