Décélérateurs gonflables

Le sujet  sur le bouclier thermique ADEPT nous a conduit à évoquer aussi des systèmes gonflables.
S’il existe aussi à l’essai aussi un système de bouclier gonflable à l’étude que Space Opera a évoqué  et dont il doit y avoir déjà un sujet sur notre forum (qu’il serait utile de retrouver), de tels dispositifs s’occupent de la première phase de décélération dans le domaine de l’hypersonique élevé.

La phase qui suit – celle du supersonique jusqu’au transsonique - reste aussi délicate  et difficile à traiter au moyen de parachutes sans risque de mise en torche et/ou de déchirement  pour du matériel  lourd.

Là encore de nouveaux dispositifs  gonflables sont à l’étude :
Les LDSD



On peut évoquer aussi le SIAD-R ( Supersonic Inflatable Aerodynamic Decelerator) envisagés pour des missions robotiques lourdes pour Mars.

Giwa a écrit:Le sujet  sur le bouclier thermique ADEPT nous a conduit à évoquer aussi des systèmes gonflables.
S’il existe aussi à l’essai aussi un système de bouclier gonflable à l’étude que Space Opera a évoqué  et dont il doit y avoir déjà un sujet sur notre forum (qu’il serait utile de retrouver), de tels dispositifs s’occupent de la première phase de décélération dans le domaine de l’hypersonique élevé.

Sujet retrouvé:  
IRVE-3, la Nasa va tester un bouclier thermique gonflable par Mustard

Très intéressant également.
Relativement aux structures rigides, ces systèmes présentent sans doute des inconvénients supplémentaires : tout d'abord, ils sont plus grands, ce qui est un avantage pour le coefficient balistique, mais complique le contrôle d'attitude. De plus, leur souplesse contribue à la difficulté du contrôle. Or, lors de la descente, il convient de pouvoir contrôler avec précision l'orientation de la capsule (c'est ce qui a été fait avec Curiosity) afin d'atterrir exactement à l'endroit désiré, avec une marge d'erreur très faible, typiquement inférieure à 5 km, qui se réduisent à 1 km avec un peu d'ergols en plus. Cette précision est fondamentale, car dans la plupart des scénarios martiens, on prépositionne un cargo à la surface et il faut pouvoir le rejoindre facilement.

L'autre problème fondamental est qu'il faudrait un bouclier pour l'aérocapture, un bouclier pour les vitesses hypersoniques et encore un autre bouclier pour les vitesses supersoniques. En effet, les contraintes de résistance à la pression et à la chaleur ne sont pas les mêmes ...
Voir cet article de synthèse : http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20100033145_2010034556.pdf

Argyre a écrit:
L'autre problème fondamental est qu'il faudrait un bouclier pour l'aérocapture, un bouclier pour les vitesses hypersoniques et encore un autre bouclier pour les vitesses supersoniques. En effet, les contraintes de résistance à la pression et à la chaleur ne sont pas les mêmes ...
Voir cet article de synthèse : http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20100033145_2010034556.pdf

Cet article de synthèse permet de classer les différentes options envisageables.
Toutefois une question que je me pose concerne l'aérocapture : ne peut-on envisager deux options possibles : celle où effectivement cette aérocapture est suivi d'une descente, puis d'une pose sur l'astre ciblé et une autre : celle où cette aérocapture ne servirait qu'à réduire partiellement la vitesse pour uniquement se satelliser par exemple pour le vaisseau de retour en attente de l'équipage  s'étant posé sur l'astre.
Certainement qu'un tel type d'aérocapture devrait être conduit avec une grande précision et demanderait un petit appoint de propulsion à l'apoastre pour relever le périastre du vaisseau et éviter que celui ne s'enfonce toujours un peu plus et définitivement à ses périastres successifs .
Cela serait très délicat à conduire ; mais si ce vaisseau était installé au préalable et son état vérifié avant que le feu vert à  l'équipage destiné à se poser soit donné, pourquoi pas ?

Pour moi, le terme "aérocapture" implique forcément une mise en orbite derrière. Sinon c'est une simple rentrée atmosphérique.

Giwa a écrit:
Cet article de synthèse permet de classer les différentes options envisageables.
Toutefois une question que je me pose concerne l'aérocapture : ne peut-on envisager deux options possibles : celle où effectivement cette aérocapture est suivi d'une descente, puis d'une pose sur l'astre ciblé et une autre : celle où cette aérocapture ne servirait qu'à réduire partiellement la vitesse pour uniquement se satelliser par exemple pour le vaisseau de retour en attente de l'équipage  s'étant posé sur l'astre.
Certainement qu'un tel type d'aérocapture devrait être conduit avec une grande précision et demanderait un petit appoint de propulsion à l'apoastre pour relever le périastre du vaisseau et éviter que celui ne s'enfonce toujours un peu plus et définitivement à ses périastres successifs .
Cela serait très délicat à conduire ; mais si ce vaisseau était installé au préalable et son état vérifié avant que le feu vert à  l'équipage destiné à se poser soit donné, pourquoi pas ?

L'aérocapture vise à se placer en orbite suite à un passage dans l'atmosphère. Il faut dans tous les cas un petit appoint de propulsion pour se caler sur l'orbite définitive. Le fait qu'il y ait ultérieurement un atterrissage ne change rien à la problématique. A noter qu'en cas d'entrée directe depuis la trajectoire interplanétaire et atterrissage sans retour en orbite, on ne parle pas d'aérocapture.
Dans la mission de référence de la NASA, il est prévu que les 2 vaisseaux cargos se mettent en orbite grâce à l'aérocapture, donc les risques sont jugés acceptables. Le corridor est étroit mais on sait obtenir une telle précision.

Pour ce qui est du vaisseau habité, il est beaucoup plus gros car on ne se sépare pas des réservoirs d'H2 prévus pour le retour et il y a 2 petites capsules qui sont comme des boursouflures sur le vaisseau et qui complexifient grandement le contrôle (la capsule pour le transfert vers le premier cargo qui contient l'habitat de surface et la capsule pour la réentrée terrestre). De plus, le vaisseau arrive avec une vitesse plus grande, ce qui implique une décélération plus forte.
Néanmoins, si on réduit l'équipage à 3, le vaisseau est plus petit et si on s'y prend autrement, par exemple en prenant un vaisseau différent pour le retour, c'est tout à fait faisable, même en tout chimique et les gains massiques sont très importants. C'est d'ailleurs un point fondamental de la mission.

A+,
Argyre

Argyre a écrit:L'aérocapture vise à se placer en orbite suite à un passage dans l'atmosphère. Il faut dans tous les cas un petit appoint de propulsion pour se caler sur l'orbite définitive. Le fait qu'il y ait ultérieurement un atterrissage ne change rien à la problématique. A noter qu'en cas d'entrée directe depuis la trajectoire interplanétaire et atterrissage sans retour en orbite, on ne parle pas d'aérocapture.
Dans la mission de référence de la NASA, il est prévu que les 2 vaisseaux cargos se mettent en orbite grâce à l'aérocapture, donc les risques sont jugés acceptables. Le corridor est étroit mais on sait obtenir une telle précision.

Pour ce qui est du vaisseau habité, il est beaucoup plus gros car on ne se sépare pas des réservoirs d'H2 prévus pour le retour et il y a 2 petites capsules qui sont comme des boursouflures sur le vaisseau et qui complexifient grandement le contrôle (la capsule pour le transfert vers le premier cargo qui contient l'habitat de surface et la capsule pour la réentrée terrestre). De plus, le vaisseau arrive avec une vitesse plus grande, ce qui implique une décélération plus forte.
Néanmoins, si on réduit l'équipage à 3, le vaisseau est plus petit et si on s'y prend autrement, par exemple en prenant un vaisseau différent pour le retour, c'est tout à fait faisable, même en tout chimique et les gains massiques sont très importants. C'est d'ailleurs un point fondamental de la mission.

A+,
Argyre

Merci pour cette mise au point sur l'aérocapture.

Ces graphes correspondent - ils à l’atmosphère martienne ? En effet les extensions et les natures  par exemple des atmosphères  terrestres, martiennes et vénusiennes sont différentes  et je suppose que cela doit changer ces graphes.

En examinant ce graphe , la lucarne de visée est la plus large vers 6,5 km/s et redevient très étroite vers 12 km/s si on ne souhaite pas dépasser 5 G  ( pour des vaisseaux cargo, on peut peut-être accepter un peu plus de G ?)
Puisque l'on est sur ce sujet, à quelle vitesse pour la trajectoire la plus économique, aborde-t-on l'atmosphère martienne et a-t-on envisageait d'élargir un peu la lucarne quitte à consommer un petit peu d'ergols pour un freinage par rétro-fusée?

Les ingénieurs ont la parole.
*
Il y a plusieurs scénarii : la mise en orbite, la navigation dans l'atmosphère (par exemple pour les planète gazeuses) et l'atterrissage sur un sol dur (pour les comètes, Mars et Vénus en particulier).
*
On pourrait déjà imaginer ce que ça donnerait pour Mars et Vénus ?
*
En ce qui concerne Vénus, je pense qu'une navigation dans l'atmosphère serait moins dangereuse car les sondes envoyées et qui ont touché le sol n'ont que très peu vécu, ce n'était donc pas la bonne option. La connaissance de l'atmosphère de Vénus a beaucoup progressée et peut-être serait-il possible d'envoyer des "ballons-sondes" suffisamment solides et qui dériveraient dans la haute atmosphère. Je m'intéresse beaucoup plus à Vénus qu'à Mars en réalité, mais le challenge est différent.
*
J'oublie de parler de la Lune, mais là, on peut compter sur des petites bases spatiales dès 2020-2030, si j'ai bien compris les calendriers des agences spatiales internationales.

Argyre a écrit:L'autre problème fondamental est qu'il faudrait un bouclier pour l'aérocapture, un bouclier pour les vitesses hypersoniques et encore un autre bouclier pour les vitesses supersoniques. En effet, les contraintes de résistance à la pression et à la chaleur ne sont pas les mêmes ...
Voir cet article de synthèse : http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20100033145_2010034556.pdf

Merci pour ce pdf très intéressant.
Mais attention: que la techno soit rigide ou gonflable, changer de bouclier en fonction du régime de vol n'est ni indispensable (qui peut le plus peut le moins), ni forcément souhaitable du point de vue du bilan de masse. Ca peut même être l'inverse, comme le montre justement la comparaison des 8 architectures sélectionnées (dont 4 ont 1 seul bouclier et les 4 autres 2 boucliers). C'est l'architecture 2, à 1 seul bouclier gonflable, qui permet d'obtenir une masse totale nettement inférieure à celle de toutes les autres (dont certaines à 2 boucliers), à l'exception de la 8 dont l'architecture à 2 boucliers gonflables ne fait encore gagner que 3 malheureuses tonnes ...

CosmoS a écrit:

Argyre a écrit:L'autre problème fondamental est qu'il faudrait un bouclier pour l'aérocapture, un bouclier pour les vitesses hypersoniques et encore un autre bouclier pour les vitesses supersoniques. En effet, les contraintes de résistance à la pression et à la chaleur ne sont pas les mêmes ...
Voir cet article de synthèse : http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20100033145_2010034556.pdf

Merci pour ce pdf très intéressant.
Mais attention: que la techno soit rigide ou gonflable, changer de bouclier en fonction du régime de vol n'est ni indispensable (qui peut le plus peut le moins), ni forcément souhaitable du point de vue du bilan de masse. Ca peut même être l'inverse, comme le montre justement la comparaison des 8 architectures sélectionnées (dont 4 ont 1 seul bouclier et les 4 autres 2 boucliers). C'est l'architecture 2, à 1 seul bouclier gonflable, qui permet d'obtenir une masse totale nettement inférieure à celle de toutes les autres (dont certaines à 2 boucliers), à l'exception de la 8 dont l'architecture à 2 boucliers gonflables ne fait encore gagner que 3 malheureuses tonnes ...

Effectivement cette architecture 2 parait un bon compromis entre l’augmentation de la charge utile sans que l'architecture se complexifie trop au détriment de la fiabilité.

PS: J'ai modifié le titre en le simplifiant puisque nous sommes amenés aussi bien à traiter d'aérocapture, de régimes hyper-, super- et subsoniques.  Bon, je garde quand même l'adjectif "gonflables" qui fait l'originalité des procédés... et puis sinon à force d'élaguer, il ne resterait rien comme dans le sketch " ici on vend des oranges pas chères" du regretté humoriste  Fernand Raynaud ;)

Bonjour,

Un complément tiré de l'article :
http://www.ssdl.gatech.edu/papers/conferencePapers/AIAA-2006-7427.pdf

Désolé, c'est plutôt pour les boucliers rigides, mais la conclusion vaut pour les 2 :


Le point fondamental, entouré sur les 2 graphes, c'est que pour 24 tonnes de charge utile, 2 atterrisseurs de 40 tonnes en entrée (soit 80 tonnes au total) seraient moins lourds qu'1 seul emportant les 24 tonnes.
Pour l'anecdote, déjà dite sur le forum me semble-t-il, j'avais assisté à une conférence à Washington où étaient présenté le graphe avec les 8 options présentées plus haut. A la fin de la conférence, j'avais fait la remarque suivante : il me semble qu'il y a une 9ème option qui n'a pas été envisagée : diviser en 2 parties la charge utile et faire atterrir 2 vaisseaux. La réponse a été : oui, c'est une option intéressante, mais nous sommes partis de la contrainte imposée que la charge utile n'était pas divisible ... ce à quoi j'ai répondu que de mon avis, sachant que la phase entrée descente et atterrissage est une des plus risquées de la mission, c'était plutôt à vous d'imposer les contraintes et non l'inverse.
Affaire à suivre ...

Giwa a écrit:
Ces graphes correspondent - ils à l’atmosphère martienne ? En effet les extensions et les natures  par exemple des atmosphères  terrestres, martiennes et vénusiennes sont différentes  et je suppose que cela doit changer ces graphes.

En examinant ce graphe , la lucarne de visée est la plus large vers 6,5 km/s et redevient très étroite vers 12 km/s si on ne souhaite pas dépasser 5 G  ( pour des vaisseaux cargo, on peut peut-être accepter un peu plus de G ?)
Puisque l'on est sur ce sujet, à quelle vitesse pour la trajectoire la plus économique, aborde-t-on l'atmosphère martienne et a-t-on envisageait d'élargir un peu la lucarne quitte à consommer un petit peu d'ergols pour un freinage par rétro-fusée?

Oui, c'est bien entendu (what else ;-)) pour l'atmosphère martienne.
Même avec une trajectoire de Hohmann standard, la vitesse d'arrivée varie en fonction de la configuration planétaire. 6km/s est souvent pris comme valeur moyenne. J'ai lu dans un article une étude avec une vitesse d'arrivée entre 5 et 8 km/s.

A+,
Argyre

Giwa a écrit:PS: J'ai modifié le titre en le simplifiant puisque nous sommes amenés aussi bien à traiter d'aérocapture, de régimes hyper-, super- et subsoniques.  Bon, je garde quand même l'adjectif "gonflables" qui fait l'originalité des procédés... et puis sinon à force d'élaguer, il ne resterait rien comme dans le sketch " ici on vend des oranges pas chères" du regretté humoriste  Fernand Raynaud ;)

Je ne connaissais pas ce sketch. Simple mais efficace!

Allez, pour rêver un peu (même si la séquence n'est pas réaliste à plus d'un titre), voici la scène d'aérocapture de "2010 Odyssée 2":



PS: on comprend que le personnage joué par Roy Scheider ne soit pas rassuré: il nous dit en voix-off que cette technique n'a jamais été réalisée auparavant :pale:. Heureusement que depuis "2010", on sait mieux maîtriser les risques dans les programmes spatiaux. :megalol:

Puisque les terriens ne sont pas encore sur Mars, les martiens viendront à nous en soucoupe volante … comme il se doit!

Bon, soyons un peu plus sérieux, un essai de LDSD – rien à voir avec le LSD et ses hallucinations - devrait avoir lieu en Juin du côté d’Hawaï
Le LDSD est le sigle  de  Low Density Supersonic Decelerator , donc du décélérateur supersonique à basse densité  


A lire sur NewScientist : NASA 'flying saucer' for Mars to land in Hawaii