Lunar Lander de Lockheed Martin

En réfléchissant et en analysant un peu, le LOPG-G semble en effet assez prometteur ! Lockheed Martin a dévoilé un concept de Lunar Lander qui serait ravitaillé en Rectilinear Halo Orbit (par un engin propulsé électriquement), complètement réutilisable et capable de se poser sur toutes sortes de sites lunaires (avec à chaque fois 1 tonne de charge utile). Le tout, c'est de maîtriser le ravitaillement de carburant dans l'espace.
SpaceX avec le Falcon Heavy ou le Falcon 9, a déjà résolu en partie le problème de la fréquence des vols et leur réutilisabilité. On envoie en LEO les réservoirs de carburants qui se rendent au moyen de propulseurs solaires électriques vers le LOP-G en RLHO..
Cette même orbite (1.500 km périlune-70.000 km apolune, 6 jours pour une orbite) pourrait servir pour l'observation du Soleil, de la Terre (en rotation), de la face cachée de la Lune, de l'espace profond (grands télescopes spatiaux ravitaillables par les mêmes engins qui assisteraient les lunar landers, le LOP-G...L'orbite très elliptique serait stable (pas d'influence des Mascons), pas trop éloignée (comme L2 du système Soleil-Terre), constamment en vue de la Terre et du Soleil (pour l'énergie et les communications). L'atout du NRHO c'est de servir toutes sortes de besoins en même temps (on expose les astronautes au même vide qu'entre la Terre et Mars, donc on étudie cela pour le voyage vers Mars; on scrute l'univers proche et lointain par des télescopes ravitaillables; on utilise la plus faible microgravité pour faire mieux qu'à bord de l'ISS; on envoie des robots sur la Lune ou même des engins habités...L'important c'est de créer une route régulière entre LEO et NRHO pour acheminer le carburant, les vivres, le matériel et les humains, au moyen de la propulsion électrique. Donc pleins de projets possibles pour des partenaires internationaux, institutionnels et privés!

Raoul a écrit:En réfléchissant et en analysant un peu, le LOPG-G semble en effet assez prometteur ! Lockheed Martin a dévoilé un concept de Lunar Lander qui serait ravitaillé en Rectilinear Halo Orbit (par un engin propulsé électriquement), complètement réutilisable et capable de se poser sur toutes sortes de sites lunaires (avec à chaque fois 1 tonne de charge utile). Le tout, c'est de maîtriser le ravitaillement de carburant dans l'espace.
SpaceX avec le Falcon Heavy ou le Falcon 9, a déjà résolu en partie le problème de la fréquence des vols et leur réutilisabilité. On envoie en LEO les réservoirs de carburants qui se rendent au moyen de propulseurs solaires électriques vers le LOP-G en RLHO..
Cette même orbite (1.500 km périlune-70.000 km apolune, 6 jours pour une orbite) pourrait servir pour l'observation du Soleil, de la Terre (en rotation), de la face cachée de la Lune, de l'espace profond (grands télescopes spatiaux ravitaillables par les mêmes engins qui assisteraient les lunar landers, le LOP-G...L'orbite très elliptique serait stable (pas d'influence des Mascons), pas trop éloignée (comme L2 du système Soleil-Terre), constamment en vue de la Terre et du Soleil (pour l'énergie et les communications). L'atout du NRHO c'est de servir toutes sortes de besoins en même temps (on expose les astronautes au même vide qu'entre la Terre et Mars, donc on étudie cela pour le voyage vers Mars; on scrute l'univers proche et lointain par des télescopes ravitaillables; on utilise la plus faible microgravité pour faire mieux qu'à bord de l'ISS; on envoie des robots sur la Lune ou même des engins habités...L'important c'est de créer une route régulière entre LEO et NRHO pour acheminer le carburant, les vivres, le matériel et les humains, au moyen de la propulsion électrique. Donc pleins de projets possibles pour des partenaires internationaux, institutionnels et privés!

Pour l’intendance (vivres, matériels,propergols) , la propulsion électrique peut être appropriée ; par contre pour les humains, mieux vaut un trajet plus rapide en propulsion chimique. Mais il serait toujours possible d’acheminer les propergols nécessaires pour cette navette chimique en orbite basse.

Raoul a écrit:Cette même orbite (1.500 km périlune-70.000 km apolune, 6 jours pour une orbite) pourrait servir pour l'observation du Soleil, de la Terre (en rotation), de la face cachée de la Lune, de l'espace profond (grands télescopes spatiaux ravitaillables par les mêmes engins qui assisteraient les lunar landers, le LOP-G...L'orbite très elliptique serait stable (pas d'influence des Mascons), pas trop éloignée (comme L2 du système Soleil-Terre), constamment en vue de la Terre et du Soleil (pour l'énergie et les communications). L'atout du NRHO c'est de servir toutes sortes de besoins en même temps (on expose les astronautes au même vide qu'entre la Terre et Mars, donc on étudie cela pour le voyage vers Mars; on scrute l'univers proche et lointain par des télescopes ravitaillables; on utilise la plus faible microgravité pour faire mieux qu'à bord de l'ISS; on envoie des robots sur la Lune ou même des engins habités...L'important c'est de créer une route régulière entre LEO et NRHO pour acheminer le carburant, les vivres, le matériel et les humains, au moyen de la propulsion électrique. Donc pleins de projets possibles pour des partenaires internationaux, institutionnels et privés!

Cette orbite est intéressante, mais le gain par rapport à LEO ou une orbite à 1000 km parait faible. En effet, on peut aussi y observer le soleil, la Terre, l'espace profond, avoir un ravitaillement, bénéficier de l'énergie du soleil, être sur une orbite assez stable, exposer les astronautes à la microgravité (en fait, vaudrait mieux tester la gravité 1/6 ou 13g), et surtout servir de relais pour une mission martienne ou lunaire ...

Raoul a écrit:1) En réfléchissant et en analysant un peu, le LOPG-G semble en effet assez prometteur ! Lockheed Martin a dévoilé un concept de Lunar Lander qui serait ravitaillé en Rectilinear Halo Orbit (par un engin propulsé électriquement), complètement réutilisable et capable de se poser sur toutes sortes de sites lunaires (avec à chaque fois 1 tonne de charge utile). Le tout, c'est de maîtriser le ravitaillement de carburant dans l'espace.

2) Cette même orbite (1.500 km périlune-70.000 km apolune, 6 jours pour une orbite) pourrait servir pour l'observation du Soleil, de la Terre (en rotation), de la face cachée de la Lune, de l'espace profond.

3) L'atout du NRHO c'est de servir toutes sortes de besoins en même temps (on expose les astronautes au même vide qu'entre la Terre et Mars, donc on étudie cela pour le voyage vers Mars; on scrute l'univers proche et lointain par des télescopes ravitaillables; on utilise la plus faible microgravité pour faire mieux qu'à bord de l'ISS; on envoie des robots sur la Lune ou même des engins habités...

4) L'important c'est de créer une route régulière entre LEO et NRHO pour acheminer le carburant, les vivres, le matériel et les humains, au moyen de la propulsion électrique. Donc pleins de projets possibles pour des partenaires internationaux, institutionnels et privés!

1) Une tonne de charge utile, c'était à peu près celle du LM d'Apollo. Cela permet des expériences scientifiques intéressantes, même d'envoyer des astronautes quelques jours, mais pas d'envisager une base même non permanente. Dans ce cas, pourquoi ne pas envoyer des atterrisseurs directement depuis la Terre? Car même non réutilisables, vu le coût certainement pharamineux du LOP-G, on peut en construire quelques dizaines.

2) On étudie déjà le Soleil, la Terre et l'espace depuis des observatoires spatiaux, sans avoir besoin de construire une structure de 100 à 150 milliards de dollars.

3) Cette idée d'étudier toujours et encore les effets sur l'organisme humain, alors que cela fait 60 ans que des cosmonautes se promènent dans l'espace....

4) Acheminer le nécessaire avec une propulsion électrique vers la Lune n'empêche pas de d'abord le satelliser autour de la Terre. Quel serait réellement le gain financier de la propulsion électrique, en comptant toutes les composantes (en particulier, mobiliser les stations de poursuite et le contrôle au sol pendant des mois au lieu de quelques jours)?

Raoul a écrit:Le tout, c'est de maîtriser le ravitaillement de carburant dans l'espace.

Cette piste avait été préconisée dès la commission Augustine sous la présidence Obama, mais rien n'a été fait depuis...

Objections imparables de Lunarjojo ! bravo

Ripley a écrit:Objections imparables de Lunarjojo !

S’il n’y avait que des raisons rationnelles !....oh, pardon pour ce pléonasme ;) ...mais la politique spatiale a ses raisons que la Raison ignore ...enfin feint d’ignorer ;)

Oh, Monsieur Giwa! Pour une fois que quelqu'un me faisait un compliment sur le forum, depuis plus de 10 ans que j'interviens, et vous le mettez en doute....

Je suis triste 8-) 8-)

Bon, il est temps que :iout:

Lunarjojo a écrit:Oh, Monsieur Giwa! Pour une fois que quelqu'un me faisait un compliment sur le forum, depuis plus de 10 ans que j'interviens, et vous le mettez en doute....

Je suis triste 8-) 8-)

Bon, il est temps que :iout:

Je regrette :( ... ;) ... LOL

Bon, pour réparer :

Ripley a écrit:Objections imparables de Lunarjojo !

C'est évident que l'on peut déjà faire pleins de choses beaucoup plus près de la Terre... Ici, l'intérêt c'est qu'on peut EN PLUS ajouter d'autres activités impossibles trop près de la Terre...Par exemple, étudier le corps humain en condition interplanétaire (en-dehors de la ceinture de radiation de la Terre) pour un voyage martien du futur. Et même si un voyage vers Mars ne sera pas encore envisagé dans 20 ans, les pôles de la Lune (ça nous le savons) méritent qu'on s'y attarde dans l'éventualité de la découverte et l'exploitation de glaces...Et comme le NRHO passe justement par les pôles...Et comme en plus, une activité potentielle serait l'installation de radio-télescopes sur la face cachée, un satellite relais en NRHO serait bien utile..
L'intérêt c'est la grande variété de tâches possibles sur une telle orbite. Certaines prendront plus d'ampleur, d'autres seront vite abandonnées.

La NASA trouve que ce Lunar Lander même vidé de son carburant, est trop lourd à transporter vers la Lune (ce n'est pas faux) et propose un tel engin en 3 parties: étage de descente-étage de remontée et tug.... Ceci permettrait à de nombreux lanceurs commerciaux existant et internationaux ou privés de participer à l'aventure lunaire (je n'ai pas encore vu d'images de ce concept-là).
Il y a encore beaucoup de réticence sur le NRHO et ils préfèrent se poser sur la Lune d'abord..L'ennui c'est que ça prive le projet des atouts nombreux de cette orbite (voir plus haut dans le fil) ! Par exemple un ou des radio-télescopes sur la face cachée, la Terre et le NRHO pourraient fonctionner comme un radio-télescope géant de la taille de la distance Terre-Lune pour épier les mystères du Trou Noir du centre de notre Galaxie (un exemple parmi d'autres).

C'est de cet engin dont on parle ?

Lunar Lander de Lockheed Martin Lander10

https://www.flickr.com/photos/lockheedmartin/albums/72157671935059557

ya plus d'échelle ? :D
que se passe-t-il si l'ascenseur est en panne ?

fredB a écrit:C'est de cet engin dont on parle ?

https://www.flickr.com/photos/lockheedmartin/albums/72157671935059557

Si c'est cet engin, à vue de nez, il doit peser dans les 25 tonnes. Je comprends qu'il soit trop lourd à transporter (25 tonnes sur la Lune, c'est environ 70 à 80 tonnes à envoyer vers la Lune)

Et c'est quoi ce délire sur les drapeaux autour ? :suspect: Je distingue ceux de l'Uruguay, de Trinidad et Tobago, d'Aruba (qui n'est pas un pays indépendant d'ailleurs), des Emirats Arabes Unis, de Taiwan, de Sao Tomé et Principe, de la Moldavie, du Nicaragua (ou Salvador impossible à déterminer), de la Biélorussie, à gauche je vois Antigua et Barbuda, l'Argentine ? On peut savoir ce qu'ils ont fumés ?

Si c'est avec eux qu'ils veulent aller sur la Lune... :megalol:

Pour l'instant, il n'y a que le LOP-G comme début de programme et de toute façon il faut une grosse fusée qui n'existe pas encore, même chez les Américains. Ensuite envoyer un cosmonaute de Trinitad et Tobago, ou de la Jamaïque, je vois bien ce que tu veux dire, Vadrouille. J'ai plutôt qu'ils cherchent des gogos ! (et c'est vrai que vu ce que d'autres ont annoncé pour demain matin…).

Admettons qu'il faille bien commencer par annoncer quelque chose, mais en ce qui concerne ce monstre de 25 tonnes, je crois qu'il ne faut pas trop en rêver. D'autant plus que je vois quatre cosmonautes (?).

Lunarjojo a écrit:
Si c'est cet engin, à vue de nez, il doit peser dans les 25 tonnes. Je comprends qu'il soit trop lourd à transporter (25 tonnes sur la Lune, c'est environ 70 à 80 tonnes à envoyer vers la Lune)

Les données le concernant sont ici puisqu'il y avait déjà un sujet à propos de ce lander : https://www.forum-conquete-spatiale.fr/t20106-proposition-de-lander-lunaire-par-lockheed-martin-qui-mnera-probablement-rien

Je relisais divers articles sur ce Lunar Lander de Lockheed Martin et les questions de la réutilisation d'un vaisseau lunaire reliant un éventuel LOP-Gateway et le sol lunaire me laissent perplexe :

Qui dit réutilisabilité dit vaisseau monobloc. Ce qui veut dire que TOUT le vaisseau participe à la remontée, et pas juste un étage de remontée allégé au maximum. Cela augmente énormément la masse d'ergols nécessaire à la remontée, et derrière cela la masse d'ergols nécessaires à la descente.

Dans le cas d'une future station en orbite autour de la Lune, celle-ci ne sera probablement pas en orbite basse mais sur une orbite "haute", dite de NHRO, un type d'orbite de Lissajous garantissant une stabilité à long-terme. La Lune étant bien moins massique que la Terre, il semblerait que maintenir une station de la masse du LOP-Gateway poserait problème à long-terme. Donc le vaisseau devrait emporter une quantité significative d'ergols par rapport à si celui-ci desservait simplement un Orion en orbite basse.

Pour donner des ordres de grandeurs, je suis allé recherché les masses du LM d'Apollo. Comme les données que j'ai sont celles d'époque en livres (lbs), je m'en excuse, je vais utiliser celles-ci mais l'important n'est pas là, c'est surtout de voir le rapport masse à sec/masse totale et les indices de structure.

Un LM version Apollo 15/16/17 fait 10850 lbs à vide. Il emporte environ 19560 lbs d'ergols pour la descente et 5240 lbs d'ergols pour la remontée. Les ergols représentaient donc 69,5% de la masse totale (Son indice de structure est de 30,5%, évidemment c'est incomparable avec les lanceurs terrestres). Supposons qu'au lieu de faire un LM en deux parties on veuille en faire un monobloc, avec donc toute la masse sèche à remonter.

Le module de remontée fait 4740 lbs, et emporte 5240 lbs d'ergols environ, soit 111% de sa masse sèche (indice de structure de 52,5%). On peut donc raisonnablement approximer que faire décoller un LM monobloc nécessiterait un peu plus du double de sa masse sèche. Donc par exemple, pour le LM d'Apollo, 10850*1,11=12044 lbs d'ergols.

Mais ce n'est pas tout, car cette quantité d'ergols supplémentaire doit arriver sur la Lune. Pour la descente les 19560 lbs d'ergols ont servit à amener 10850+5240 = 16090 lbs à la surface. Donc en gardant le même rapport de 121,5% pour un LM monobloc :
Masse du LM monobloc : 10850 +12044 lbs = 22894 lbs "amenés" sur la Lune, donc il faudrait initialement 22894*1,215= 27816 lbs d'ergols juste pour la descente.
Bilan : la masse totale initiale du LM monobloc est donc de 22894 + 27816 = 50710 lbs.
Alors qu'en réalité avec un étage de remontée la masse du LM était autour de 35 650 lbs, ce qui fait que dans une configuration monobloc on est 42% plus lourd à charge utile égale.

Alors certes, il y a des approximations dans ce calcul, qui ne tient pas en compte des appareils laissés sur la Lune, et qui considère la masse à vide d'un LM monobloc identique à celui du réel alors qu'il y aurait nécessairement des différences entre les deux, mais quand même, l'idée et là.

Passons au concept-craft de Lockheed Martin (et en même temps au système métrique) : il fait 25 tonnes, et est conçu pour abriter 4 astronautes durant 15 jours sur la Lune, quand le LM d'Apollo n'en hébergeait que 2 pour au maximum 3 jours (à vide il faisait 4,9 tonnes).

Pour un LM monobloc, on vient de calculer qu'il faudrait multiplier la masse sèche environ par 5 (10850 => 50710) pour obtenir la masse initiale. Donc 25 tonnes => 125 tonnes !

Et ce n'est pas fini : là vous avez un module lunaire qui va et revient depuis l'orbite basse. Pas depuis le LOP-Gateway ! Je ne connais pas la masse supplémentaire d'ergols, mais c'est loin d'être négligeable.

Donc pour que ce beau concept de Lockheed Martin opère normalement, il faut à chaque rotation, le ravitailler d'au moins 100 tonnes d'ergols. Facile à amener jusqu'à l'orbite lunaire !

On peut toujours discuter sur le carburant (Apollo utilisait des ergols hypergoliques... comme Crew Dragon !), on pourrait utiliser un moteur cryogénique avec un meilleure impulsion spécifique mais l'hydrogène étant moins dense, il faudrait des réservoirs plus gros et donc plus lourd, le gain n'est pas énorme.

Conclusion : la réutilisation c'est quand même mieux lorsque l'on fait le ravitaillement depuis le sol plutôt que depuis le haut. Et c'est valable pour tout les vaisseaux.

Pour un vaisseau non réutilisable sécable on peut tabler sur une masse totale égale à 3,5 fois la masse sèche du vaisseau. (Indice de structure : autour de 28-30%)
Pour un vaisseau (réutilisable ou non) monobloc on peut tabler sur une masse totale égale à 5 fois la masse sèche. (Indice de structure : autour de 20%).

Ca devient vite une contrainte. Car en fin de compte la masse d'ergols à réacheminer à chaque fois est au moins égale, voire supérieure à la masse totale d'un nouveau module lunaire non réutilisable sécable.

@ Vadrouille
C'est un louable effort de recherche mais je ne suis pas certain que ce soit la bonne approche.

Selon moi, pour vérifier la validité d'un tel concept de d'alunisseur réutilisable, il faut partir des données de bases :
Gravité lunaire (0.165G ou 1.622 m/s²) qui conditionne le delta V nécessaire à la mise sur orbite et la quantité d'énergie à apporter pour y parvenir.
Masse sèche du vaisseau, ISP et masse du carburant embarqué qui conditionne la masse total de l'ensemble.

Pour les ergols, je pencherais plutôt pour le couple Oxygène / Méthane qui offre le meilleur compromis ISP (380 s), encombrement, masse et isolation thermique.
Pour la masse sèche liée au réservoir, je prendrais un ratio de 8% (extrapolé du premier étage d'Ariane 5) On peut sans doute faire mieux.
Pour la masse de la structure du vaisseau et la charge utile, je tablerais pour une dizaine de Tonnes. Variable à ajuster mais je pense que 5 T est le minimum pour l'habitacle, le support vie, les systèmes de contrôle et la structure (dont train d'atterrissage)

Qui sur le forum se sent capable de poser les bases de calcul ? Pour ma part, je vais essayer mais mes maths et ma physique sont passablement rouillés.

calculons un peu

d'abord on a besoin des budget Dv
NHRO (orbite du NHRO)<=>LLO (obrite lunaire basse)=0,73km/s
LLO<=>surface= 1,8km/s

on vas comparé 3 technologie
hypergolique: isp=327s mv(etage)/me=0,1 technologie la mieux connu, se realume tres bien dans le vide, compact et simple
methalox: isp=380s mv(etage)/me=0,1 on a aucun retour d'experience dessus (surtout dans la structure des reservoir
hydolox: isp=460s mv(etage)/me=0,15 technologie complexe, connu et tres performente

la charge utile (le compartiment pressurisé et les astronautes dedans) certes d'unité de masse de basse et donc vaut 1

donc le but est d’atteindre la surface depuis le LOP

on a 3 senario

1) approche direct: un seul etage pour monté et desendre

approche direct	hyper	metha	hydolox
Mt	7,93	5,51	4,45
me	6,3	4,1	3
dv	5,07508458	5,0808979	5,06016132

donc entre chaque utilisation il faut amener la masse d'ergol (me) pour le réutilise

2) l'approche demi: un étage pour la monté (de la surface au lop) et un pour la descente qui est abandonné en surface

monté	hyper	metha	hydolox
mt	2,54	2,21	1,9775
me	1,4	1,1	0,85
2,53	2,56993956	2,56708423	2,53531689
descente
mt	6,39	4,85	3,7375
me	3,5	2,4	1,6
2,53	2,54537352	2,54567988	2,5215507

me total	4,9	3,5	2,45
mv perdu	0,35	0,24	0,16

donc la il faut la masse d'ergole et la masse de l'etage de descente (mv perdu)

3) l’approche en pyramide inversé: c'est le plus compliqué, il y a 3 élément, un étage de remonté avec le compartiment pressurisé et qui fait surface=> LLO. il est déposé en surface par un étage de descente (abandonné) qui fait juste LLO=>surface. pour finir il y a un remorqueur qui descend l'ensemble etage monte+descente depuis le LOP jusqu'a la LLO puis qui remonte l'etage de remonté (vide) depuis la LLO jusqu'au LOP

LLO-NHRO	hyper	metha	hydolox
mt	3,395	2,555	2,067
me	0,7	0,45	0,32
0,73	0,74071501	0,72221188	0,75901142
surface-LLO
mt	1,935	1,77	1,605
me	0,85	0,7	0,55
1,8	1,8558405	1,87627964	1,8934102
LLO-surface
mt	3,695	3,09	2,5825
me	1,6	1,2	0,85
1,8	1,82023205	1,83256509	1,80139594
NHRO-LLO
mt	6,705	5,025	3,9145
me	1,4	0,9	0,6
0,73	0,75129517	0,7357165	0,75081011

me total	4,55	3,25	2,32
mv pedu	0,16	0,12	0,1275

même principe , pour le réutilisé il faut faire le plein plus remplacé l’étage de descente (qui est bien plus petit)

[mod]Mustard: Pensez à formater correctement vos messages et les vérifier une fois posté svp, il y avait des blancs énormes.[/mod]

Merci phénix pour les calculs. Je retiens :

L'hydrolox semble être la technologie offrant les meilleurs performances (je le savais mais je n'imaginais pas l'écart aussi important). Mais même avec celle-ci un module lunaire monobloc semble délicat à opérer, sauf à être en capacité d'amener en LLO des quantités importantes d'ergols.

Pour la troisième option en pyramide inversée, il faudrait voir si Orion est capable de servir de remorqueur entre le LOP-Gateway et l'orbite basse (tout en conservant assez d'ergols pour rentrer sur Terre après).

On se rend surtout compte que rapidement, les performances des plus gros lanceurs capables d'envoyer au mieux 40 tonnes en orbite lunaire (ce qui est colossal déjà) ne permettront pas d'envoyer un "train lunaire" complet avec vaisseau de retour+vaisseau lunaire, il faudra s'y prendre en deux fois si on veut un vaisseau lunaire suffisamment gros pour rester une semaine ou deux sur le sol lunaire avec 3 ou 4 personnes.

utilisé Orion comme remorqueur est théoriquement faisable , en faite c'est exactement se que faisait le CSM appolo sauf qu'il ne s’arrête pas en orbite haute et descendait directement en orbite lunaire basse (ok c'etait une orbite équatorial alors que si on passe par le lop on se mettrait plutôt en orbite polaire). Par contre es une bonne idée? personnellement je n'aime pas cette option, sa veut dire qu'on trimbal une grosse capsule avec une bouclier thermique , des parachutes , un blindage antiradiatif (van allen) sur 1,46 km/s supplémentaire , c'est beaucoup de gachie. A l’époque appolo le choix était logique, sa simplifie le rendez-vous et surtout les astronautes en surface devait pouvoir rejoindre rapidement le CSM, c'est possible en orbite basse (periode de quelque heure) mais pas avec une orbite haute (période pouvant aller jusqu’à une semaine). Demain si on a le LOP au bonne endroit, autant l'utilisé pour faire le transfert d’équipage et y laisser l'orion

Petite nuance avec les performances du couple H2/O2 (Hydrolox) vs CH4/O2 (Méthane / Oxygène):
À performances équivalentes, un réservoir d'hydrogène est plus de deux fois plus grand qu'un réservoir de méthane.
La température de liquéfaction de l'hydrogène étant beaucoup plus basse, l'isolant thermique doit être plus épais et hors de question d'avoir des fonds communs. L'O2 gèle à température de liquéfaction de l'hydrogène.
La turbopompe qui aspire l'hydrogène tourne à 90 000 tours/minutes contre 20 000 pour celle dédiée à l'oxygène.

En résumé, L'ISP du CH4/O2 est moins bonne mais :
La masse du réservoir est beaucoup plus faible.
L'O2 et le CH4 ont des températures de liquéfaction similaires et demandent une isolation moins performante.
On peut utiliser le même modèle de turbopompe pour l'O2 et le CH4, sa réalisation est plus facile et à 20 000 tours/minute elle s'use moins donc meilleur pour la réutilisation.

C'est à cause de ces détails que les prochains lanceurs réutilisables utiliseront tous du méthane et de l'oxygène liquides.
Dernière remarque, les ergols du lander lunaire seraient stockés dans le LOP. Stocker de l'hydrogène liquide durant de long mois nécessite des réservoirs énormes et super isolés.

Vadrouille a écrit:On se rend surtout compte que rapidement, les performances des plus gros lanceurs capables d'envoyer au mieux 40 tonnes en orbite lunaire (ce qui est colossal déjà) ne permettront pas d'envoyer un "train lunaire" complet avec vaisseau de retour+vaisseau lunaire, il faudra s'y prendre en deux fois si on veut un vaisseau lunaire suffisamment gros pour rester une semaine ou deux sur le sol lunaire avec 3 ou 4 personnes.

Le problème du train lunaire à déjà été étudié voici deux articles de Robert Zubrin qui traite de la manière d'utiliser le Falcon Heavy pour envoyer homes sur la Lune.
Ce que le succès de SpaceX signifie pour la Lune, Mars et plus encore,
Autre article de Robert Zubrin
Sa proposition est d'utiliser deux FH à capacité maximale et un F9, un FH pour déposer un habitat sur la Lune et l'autre pour mettre en orbite le train lunaire (module lunaire et étage de transfert). Les astronautes rejoindraient le train lunaire dans un Dragon II lancé par le F9.

Dans tous les cas, on s'aperçoit qu'un atterrisseur lunaire réutilisable et qui en plus, sert d'habitat est une hérésie en terme d'optimisation.

Vadrouille a écrit:Et c'est quoi ce délire sur les drapeaux autour ? :suspect: Je distingue ceux de l'Uruguay, de Trinidad et Tobago, d'Aruba (qui n'est pas un pays indépendant d'ailleurs), des Emirats Arabes Unis, de Taiwan, de Sao Tomé et Principe, de la Moldavie, du Nicaragua (ou Salvador impossible à déterminer), de la Biélorussie, à gauche je vois Antigua et Barbuda, l'Argentine ? On peut savoir ce qu'ils ont fumés ? Si c'est avec eux qu'ils veulent aller sur la Lune... :megalol:

C'est sur qu'avec l'argent planqué dans certains de ces pays qui sont des paradis fiscaux, il y aurait de quoi financer ce bazar ! :iout:

Lun 3 Déc 2018 - 22:42

Mar 4 Déc 2018 - 9:14

Mar 4 Déc 2018 - 11:06

Mar 4 Déc 2018 - 13:19

Mar 4 Déc 2018 - 14:07

Mar 4 Déc 2018 - 15:24

Mar 4 Déc 2018 - 15:33

Mar 4 Déc 2018 - 17:03

Mar 4 Déc 2018 - 17:08

Mar 4 Déc 2018 - 21:57

Ven 7 Déc 2018 - 9:45

Ven 7 Déc 2018 - 10:26

Ven 7 Déc 2018 - 10:54

Ven 7 Déc 2018 - 12:45

Ven 7 Déc 2018 - 13:23

Ven 7 Déc 2018 - 13:40

Ven 7 Déc 2018 - 20:32

Jeu 3 Jan 2019 - 23:44

Ven 4 Jan 2019 - 9:12

Ven 4 Jan 2019 - 11:02

Ven 4 Jan 2019 - 15:35

Ven 4 Jan 2019 - 17:03

Ven 4 Jan 2019 - 17:09

Ven 4 Jan 2019 - 17:36

Ven 4 Jan 2019 - 18:07