Pertinence d'un 1er étage "navette"

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Peut-être serait-il utile d'expliciter plus ce qui est entendu par "navette" dans le titre " pertinence d'un premier étage "navette" ?

Est-ce seulement que cet étage est récupérable ? Alors le premier étage du futur Falcon 9 appartient à cette catégorie.

Doit-on ajouter étage "ailé"  pour faire intervenir la portance qui peut réduire les pertes par gravité... mais en contre partie augmenter la trainée et le poids à vide ?

Doit-on penser à un étage à motorisation aérobie qui permet d'aller chercher le comburant: le dioxygène " pendant le vol dans l'atmosphère au lieu d'être contraint à le transporter dès le décollage?
On pense alors aux turboréacteurs , statoréacteurs et superstatoréacteurs  ou alors au moteur SABRE du projet Skylon qui permettrait de prélever dans l'atmosphère le dioxygène lors de sa traversée, puis d'utiliser le surplus en mode fusée en dehors.

Amha , c'est dans cette direction qu'il y aurait le plus à gagner en propulsion chimique.

Car le problème de base se résume aux proportions en masse de l'hydrogène et de l'oxygène dans la molécule d'eau H2O : 8 g d'oxygène( le comburant) pour 1g d'hydrogène (le carburant).
On n'a beau faire en optant pour le carburant le plus léger (l'hydrogène), il faudra dans le mode fusée transporter huit fois plus de comburant (l'oxygène) en masse et il n' y a pas mieux car si le fluor peut être un comburant plus énergétique, il est extrêmement toxique et corrosif et de plus le produit de combustion est le fluorure d'hydrogène HF et donc la demande en fluor est doublée par rapport à celle de l'oxygène, et en surplus sa masse molaire atomique est de 19 g/mol au lieu de 16 g/mol pour l'oxygène.

Giwa
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Le moteur Sabre est intéressant, mais il consomme de l'hydrogène. Serait-il possible d'avoir une mise en service économique et réellement réutilisable avec ce type d'ergol cryogénique ?

Si on compare le prix au kilos de ce que serait une Falcon 9 avec d'autres lanceurs comme la Delta ou Ariane 5, l'avantage est nettement au kérosène.

http://fr.wikipedia.org/wiki/Ariane_5#Utilisation_commerciale

Une solution intermédiaire serait d'utiliser du méthane mais ce moteur ne le fait pas. Alors quelle est la meilleur motorisation possible pour un premier étage navette réutilisable (3 k/s 150 km), sachant que l'on est obligé d'utiliser l'oxygène de l'aire pour compenser le mauvaise indice structurel. Et cela avec le meilleur rapport performance/coût.

Et bien j'en ai aucune idée !
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jean217

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@jean217 a écrit:Le moteur Sabre est intéressant, mais il consomme de l'hydrogène. Serait-il possible d'avoir une mise en service économique et réellement réutilisable avec ce type d'ergol cryogénique ?

Si on compare le prix au kilos de ce que serait une Falcon 9 avec d'autres lanceurs comme la Delta ou Ariane 5, l'avantage est nettement au kérosène.

http://fr.wikipedia.org/wiki/Ariane_5#Utilisation_commerciale

Une solution intermédiaire serait d'utiliser du méthane mais ce moteur ne le fait pas. Alors quelle est la meilleur motorisation possible pour un premier étage navette réutilisable (3 k/s 150 km), sachant que l'on est obligé d'utiliser l'oxygène de l'aire pour compenser le mauvaise indice structurel. Et cela avec le meilleur rapport performance/coût.

Et bien j'en ai aucune idée !
Le prix des ergols n'est pas le facteur principal du coût d'un vol et même si le LH2 revient plus cher que le kérosène actuellement (plus tard c'est à voir) , dans le cas du moteur SABRE, c'est le principe même de ce moteur qui l'impose pour disposer d'une source très froide pour liquéfier le dioxygène de l'air lors du vol dans l'atmosphère pour ensuite l'utiliser en anaérobie dans l'espace.  
Le Skylon sera un engin complexe , donc couteux et c'est pourquoi on ne peut l'envisager qu'en réutilisable.
Voir: Skylon & Sabre
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Giwa
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Mmmmm, vous brassez un sujet intéressant là. Je suis avidement toutes les conjectures pour la pertinence d'un 1er étage "navette" ;
dans l'esprit "navette" que rappelle giwa. A vous suivre.
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@Giwa a écrit:Peut-être serait-il utile d'expliciter plus ce qui est entendu par "navette" dans le titre " pertinence d'un premier étage "navette" ?

Est-ce seulement que cet étage est récupérable ? Alors le premier étage du futur Falcon 9 appartient à cette catégorie.

Doit-on ajouter étage "ailé"  pour faire intervenir la portance qui peut réduire les pertes par gravité... mais en contre partie augmenter la trainée et le poids à vide ?
En écrivant "navette', je pensais avant tout à un engin que l'on récupère en un seul morceau grâce à ses ailes, à l'opposé justement du concept réutilisable de spacex, cad un vrai étage fusée avec une masse d'ergols à brûler pour ralentir et des pieds amortisseurs qui servent aussi d'aerofreins et de gouvernes.

Spacex a choisi une solution intéressante car un étage fusée est imbattable en terme d'indice structurel et il n'y a pas plus simple et plus efficace actuellement pour lancer un 2eme étage fusée. En revanche, le retour est compliqué, et en particulier le retour au point de départ. De plus, pas moyen de profiter de l'oxygène de l'air, pas d'ailes pour avoir de la portance, une tuyère avec une isp plus faible à cause du décollage depuis le sol...

Avec un engin ailé, c'est le contraire, le retour est facile, c'est la 1ère moitié du voyage qui est difficile et sur ce point toutes les options sont ouvertes ;)

Cependant :
- Les statos et superstatos, je n'y crois pas : pas assez rapide, pas assez haut, trop de contraintes sur la structure, impossible d'avoir la fusée à l'extérieur, trop dangereux d'ouvrir une soute et de sortir une fusée à l'intérieur,..
- Le sabre est un concept  intéressant mais complexe, avec une issue incertaine
- la navette fusée larguée par un avion de ligne , ça limite beaucoup la taille de la navette et donc la charge utile

La solution turboreacteurs + moteur fusée kerolox, avec un éventuel ravitaillement en vol au milieu, ça à l'air pas mal quand même.
Carlito
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Le problème de l'hydrogène n'est pas seulement sont prix, mais les contraintes d'isolation et le stresse thermique qu'il impose au lanceur (du fait de ses quelques degrés au dessus du zéro absolu). J'avais lu également un rapport sur l'effet de ce carburant sur le moteur. Cet atome étant très petit, il passe à travers la plupart des matériaux. Impossible donc de le contenir parfaitement. Il peut même pénétrer l’intérieur d'un réseau cristallin d'un alliage métallique en changeant ses propriétés. 

Malgré des avantages évidents du fait de ses 4500 m/s en vitesse d'éjection et de son ISP de plus de 430, Il ne semble pas avoir fait ses preuves en terme de performance/prix. Toutes les fusées l’utilisant ont un prix au kilo satellisable plus chère que les autres. La navette spatiale c'est montrée extrêmement onéreuse avec ses SSME. Aucune solution employant cet ergol cryogénique à permis de baisser le prix de l’accès à l'espace. On peut par conséquent se montrer critique sur l'emploi du moteur Sabre.

Les spécialistes me corrigeront si je me trompe.
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jean217

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Comme Carlito, je pense que les ingénieurs devraient chercher une combinaison gagnante aérobie/anaérobie utilisant le kérosène. Ce carburant est bien adapté pour un premier étage. Malheureusement, je n'ai pas vu beaucoup de projet allant dans ce sens.
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jean217

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Il ne faut pas exagérer les difficultés rencontrées avec l'utilisation de l'hydrogène car tout ce que vous citez, est connu depuis longtemps et peut être surmonté  aussi bien en ce qui concerne la fragilisation des métaux par l'emploi de l'hydrogène, que pour sa dangerosité : au fait quel est le carburant Ariane V ?

En HS , on peut voir que l'on pourrait même revenir sur son remplacement par l'hélium dans les aérostats ... mais là je ne voudrais pas déclencher une polémique qui nous ferait sortir du sujet et à chacun d'être pour ou contre et je ne souhaite pas en débattre du moins dans ce sujet
Extrait de wiki sur le  dihydrogène

catastrophe du Hindenburg:
L'histoire de son utilisation dans les ballons dirigeables est parsemée d'accidents graves, dont le plus célèbre est la catastrophe du Hindenburg. Le zeppelin « LS 129 », gonflé de 200 000 mètres cubes de dihydrogène (car les États-Unis avaient déclaré envers l'Allemagne un embargo pour l'hélium) brûla le 6 mai 1937 à son arrivée à l'aérodrome de Lakehurst (New Jersey), près de New York). 36 personnes moururent sur le total de 97 embarquées. Les médias présents divulguèrent largement les images de la catastrophe, ce qui conduisit à la désaffection du public pour les ballons. Le remplacement du dihydrogène par l'hélium (beaucoup plus coûteux et plus dense) ne produisit pas le regain de faveur attendu. Les enquêtes sur l'origine de l'accident, facilitées par l'abondance de documents photographiques, n'incriminèrent pourtant pas une explosion du dihydrogène, mais une inflammation par contiguïté, à partir d'un incendie de l'enveloppe (causé probablement par une décharge d'électricité statique). La composition du revêtement étanche de l'enveloppe (butyrates et aluminium) aurait favorisé une violente réaction aluminothermique.
Par contre le ravitaillement en vol en LOX pour une  navette à décollage horizontal peut être très intéressant quelque soit le mode de propulsion utilisée ensuite puisqu'il permet de décoller avec un poids beaucoup plus réduit , même pour le Skylon où on irait ensuite  en rechercher un supplément dans l'atmosphère pour la phase anaérobie; le ravitaillement en vol est une méthode ne demandant aucune technologie nouvelle : autant l'utiliser le plus possible.

Concernant l'utilisation du kérosène, elle peut encore être envisagée pour un statoréacteur, mais  pour un superstatoréacteur  ce n'est plus possible car sa combustion n'est pas assez rapide pour se faire en hypersonique au niveau du réacteur.
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Giwa
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@Giwa a écrit: le ravitaillement en vol est une méthode ne demandant aucune technologie nouvelle : autant l'utiliser le plus possible.
Il me semblait que pour les ravitaillements en vol .... la vitesse (coordonnée) du transporteur/ ravitailleur et du ravitaillé devait rester assez faible (300 noeuds) ? N'est-ce pas pénalisant ?
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@montmein69 a écrit:
@Giwa a écrit: le ravitaillement en vol est une méthode ne demandant aucune technologie nouvelle : autant l'utiliser le plus possible.
Il me semblait que pour les ravitaillements en vol .... la vitesse (coordonnée) du transporteur/ ravitailleur et du ravitaillé devait rester assez faible (300 noeuds) ? N'est-ce pas pénalisant ?
Effectivement!
C'est surtout utile pour ne pas être obligé de décoller à pleine charge  et donc cela permet d'avoir un train atterrissage, une voilure moins conséquente,voire une motorisation moins puissante donc moins de poids aussi à vide, mais c'est loin d'être une panacée . Mais cela ne demande aucune technologie nouvelle , donc cela peut quand même être utile .
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@Giwa a écrit:Il ne faut pas exagérer les difficultés rencontrées avec l'utilisation de l'hydrogène car tout ce que vous citez, est connu depuis longtemps et peut être surmonté  aussi bien en ce qui concerne la fragilisation des métaux par l'emploi de l'hydrogène, que pour sa dangerosité : au fait quel est le carburant Ariane V ?

...

Concernant l'utilisation du kérosène, elle peut encore être envisagée pour un statoréacteur, mais  pour un superstatoréacteur  ce n'est plus possible car sa combustion n'est pas assez rapide pour se faire en hypersonique au niveau du réacteur.
L'hydrogène me semble chère et mal adapté pour un premier étage dans un lanceur réutilisable. Le retour d'expérience avec la navette spatiale et ses SSME le confirme.

Suivant :http://fr.wikipedia.org/wiki/Ariane_(fus%C3%A9e)

Ariane 5 => 22 917 $/kg
Delta IV => 40 380 $/kg

Ces deux lanceurs (a premier étage cryotechnique) sont plus chère qu'une Falcon 9 (kérosène/oxygène) => 12 115 $/kg. 


Le kérosène peut être employé dans un statoréacteur jusqu’à mach 6 soit 1.7 km/s, ce qui est honorable.


Dernière édition par jean217 le Sam 16 Nov 2013 - 22:17, édité 1 fois
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jean217

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@Giwa a écrit:...C'est surtout utile pour ne pas être obligé de décoller à pleine charge  et donc cela permet d'avoir un train atterrissage, une voilure moins conséquente,voire une motorisation moins puissante donc moins de poids aussi à vide, mais c'est loin d'être une panacée . Mais cela ne demande aucune technologie nouvelle , donc cela peut quand même être utile .
Une idée simple pour économiser du poids sur les ailes et le train d'atterrissage, c'est le décollage vertical. Cependant il y aura plus de perte par gravité et les moteurs devront être plus puissants donc plus lourds. Une mise en oeuvre et des installations au sol également plus compliquées, un coût global plus grand...
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jean217

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@jean217 a écrit:L'hydrogène me semble chère et mal adapté pour un premier étage dans un lanceur réutilisable. Le retour d'expérience avec la navette spatiale et ses SSME le confirme.

Suivant :http://fr.wikipedia.org/wiki/Ariane_(fus%C3%A9e)

Ariane 5 => 22 917 $/kg
Delta IV => 40 380 $/kg

Ces deux lanceurs (a premier étage cryotechnique) sont plus chère qu'une Falcon 9 (kérosène/oxygène) => 12 115 $/kg. 
Ton raisonnement est faux, il y a trop de facteurs qui influent sur le cout d'un lancement.
Carlito
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@Carlito a écrit:
@jean217 a écrit:L'hydrogène me semble chère et mal adapté pour un premier étage dans un lanceur réutilisable. Le retour d'expérience avec la navette spatiale et ses SSME le confirme.

Suivant :http://fr.wikipedia.org/wiki/Ariane_(fus%C3%A9e)

Ariane 5 => 22 917 $/kg
Delta IV => 40 380 $/kg

Ces deux lanceurs (a premier étage cryotechnique) sont plus chère qu'une Falcon 9 (kérosène/oxygène) => 12 115 $/kg. 
Ton raisonnement est faux, il y a trop de facteurs qui influent sur le cout d'un lancement.
Ce serait mieux d'apporter des arguments....
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jean217

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@jean217 a écrit:Ce serait mieux d'apporter des arguments....
Il y a un problème d'équivalence pour la comparaison. Et résumer un écart de prix par une différence de carburant me semble assez étonnant.

- Falcon 9 n'est pas encore pleinement opérationnelle et n'a pas encore participé à un lancement commercial "classique". En plus elle n'a pas du tout la même capacité d'emport que les autres.
- Delta IV est beaucoup utilisée pour des lancements militaires, donc avec des besoins de sécurité fortement accrus, donc des coûts qui s'envolent. Et de quelle version est-il question dans le chiffre que tu as avancé ? entre la IV de base et la Heavy, il doit y avoir un bel écart.
- Ariane 5 n'a pas un premier étage cryo, mais des boosters à poudre. Elle est bien rodée, est optimisée pour le GTO, ne participe qu'à des lancements commerciaux et à un point de départ idéal.

- Chaque lanceur n'effectue pas le même nombre de lancement par an ... évidemment une fusée qui est utilisée 3 fois par an sera beaucoup plus chère que la même fusée lancée 10 fois.

- On ne parle même pas du montage financier et politique des trois compagnies qui a lui seul va fausser le calcul.

- Et même si les lanceurs étaient de même type (capacité, utilisation), avec un même modèle économique, qui dit que l'écart de prix serait du seulement à une différence entre les carburants employés ?
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narount

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@jean217 a écrit:L'hydrogène me semble chère et mal adapté pour un premier étage dans un lanceur réutilisable. Le retour d'expérience avec la navette spatiale et ses SSME le confirme.

Le kérosène peut être employé dans un statoréacteur jusqu’à mach 6 soit 1.7 km/s, ce qui est honorable.
Attention, même remarque que pour Ariane 5 : Le premier étage de la navette n'est pas cryogénique, ce sont les boosters à poudre.
D'ailleurs le projet prévoyait un premier étage ailé qui a été remplacé par ces boosters, et un second étage ailé contenant les réservoirs pour finalement choisir de les placer à l'extérieur (le fameux external tank).

Et je ne pense pas que le "retour d'expérience" ait principalement montré du doigt l'hydrogène ... mais plus, en vrac : l'optimisme démesuré et les raccourcis de sécurité (problèmes connus négligés jusqu'à l'irréparable), le montage en parallèle entre les différents éléments (du coup la mousse qui percute l'orbiter), le bouclier thermique beaucoup trop fragile et complexe, l'entretien entre deux lancements complètement sous-évalué (moteur hydrogène ou pas), les possibilités d'abandon de mission inexistantes dans certaines phases de vol cruciales, l'absence les premières années de missions réellement à la mesure de la navette (station spatiale) ...

Si l'hydrogène est peut-être mal adapté à un premier étage (surtout ailé et réutilisable) c'est peut-être plus pour la taille conséquente qu'il impose au lanceur que pour son coût propre.

Pour le stato/superstato à mach 6 avec kérozène, on peut regarder le programme X51. Le dernier essai jugé concluant n'a pas atteint mach6 (mach 5.1), mais on se rapproche !
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narount

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@Giwa a écrit:
Par contre le ravitaillement en vol en LOX pour une  navette à décollage horizontal peut être très intéressant quelque soit le mode de propulsion utilisée ensuite puisqu'il permet de décoller avec un poids beaucoup plus réduit ,.....
Décoller avec un poids réduits, certes, mais ravitailler en LOX va multiplier le poids par 15-20 (!) dans un temps relativement bref. D'un point de vue qualités de vol, ça va être compliqué à gérer ...

le ravitaillement en vol est une méthode ne demandant aucune technologie nouvelle : autant l'utiliser le plus possible
Le ravitaillement en vol d'un fluide cryo doit au moins exiger des tuyaux "particuliers".
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cosmochris

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@cosmochris a écrit:
@Giwa a écrit:
Par contre le ravitaillement en vol en LOX pour une  navette à décollage horizontal peut être très intéressant quelque soit le mode de propulsion utilisée ensuite puisqu'il permet de décoller avec un poids beaucoup plus réduit ,.....
Décoller avec un poids réduits, certes, mais ravitailler en LOX va multiplier le poids par 15-20 (!) dans un temps relativement bref. D'un point de vue qualités de vol, ça va être compliqué à gérer ...

le ravitaillement en vol est une méthode ne demandant aucune technologie nouvelle : autant l'utiliser le plus possible
Le ravitaillement en vol d'un fluide cryo doit au moins exiger des tuyaux "particuliers".
Après réflexion je rejoins tes critiques et il me semble de plus en plus que la clé pour une navette à décollage horizontal passera par un nouveau type de motorisation hybride aérobie/ anaérobie permettant de réduire l’emport en LOX car c'est lui le facteur principal du poids élevé des lanceurs  car quitte à me répéter même en prenant le carburant le plus léger : le LH2, le LOX reste incontournable.

Vu toutes les difficultés pour la mise au point des superstatoréacteurs qui traine depuis des décennies , vraiment la solution du moteur SABRE du Skylon me parait la voie à suivre pour contourner les difficultés de combustion en supersonique et en hypersonique.

A ce sujet , il faut réfrigérer très vite l'air entrant pour liquéfier le dioxygène de cet air et un circuit à l'hélium sert pour les échanges de chaleur  et en consultant les propriétés physiques du néon, j'ai vu qu'il serait  encore bien meilleur pour ce rôle . Voir :wiki

Spoiler:
It has over 40 times the refrigerating capacity of liquid helium and three times that of liquid hydrogen (on a per unit volume basis).[3] In most applications it is a less expensive refrigerant than helium.
Certes il peut revenir beaucoup plus cher :
Spoiler:
Both neon gas and liquid neon are relatively expensive – for small quantities, the price of liquid neon can be more than 55 times that of liquid helium. The driver for neon's expense is the rarity of neon, which unlike helium, can only be obtained from air.
, mais il  serait presque  non consommable car ses pertes par diffusion sont bien moins élevées que pour l'hélium.
Bien sûr il y a sa masse molaire 5 fois plus élevée que celle de l'hélium  mais cela ne devrait pas quand même élever de beaucoup  la masse de l’ensemble ( la masse des ergols et la structure du lanceur étant bien plus importante) surtout que ses performances accrues permettraient d'en utiliser moins ... à voir même si au bout du compte on ne réduirait pas la masse de l'ensemble de l'échangeur.
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Giwa
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Merci pour vos arguments relativisant un éventuel surcoût du cryotechnique, mais je reste quand même un peu sceptique. 
Imaginez le prix d'une voiture propulsée par une turbine fonctionnant à l'hydrogène liquide a -253 degrés :affraid:

Je ne peux pas m’empêcher de penser que cette technologie plus performante que le KER/LOX et également beaucoup plus chère. D'ailleurs sur la futur Ariane 6, vous remarquerez qu'ils ont fait l'impasse sur le Vulcain avec son gros réservoir. 

A noter que le prix aux kg satellisés par lanceurs est une donnée difficile à trouver avec suffisamment de précision. On ne sait pas sur le wiki si c'est du LEO ou du GTO, ainsi que la version de la fusée.

Le tableau se trouve ici:

http://fr.wikipedia.org/wiki/Ariane_5#Utilisation_commerciale
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jean217

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@jean217 a écrit:Merci pour vos arguments relativisant un éventuel surcoût du cryotechnique, mais je reste quand même un peu sceptique. 
Imaginez le prix d'une voiture propulsée par une turbine fonctionnant à l'hydrogène liquide a -253 degrés :affraid:
Bah, imagine le prix d'une voiture propulsée par une turbine fonctionnant au KER/LOX, ce dernier à -183 °C !
(Notre voiture n'est pas, loin s'en faut, l'équivalent d'une fusée fonctionnant au KER/LOX. Comme le RP-1 est loin de notre essence SP95 ...)
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narount

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@jean217 a écrit:...
Le kérosène peut être employé dans un statoréacteur jusqu’à mach 6 soit 1.7 km/s, ce qui est honorable.
Certes, mais le  JP-7 est un carburant aviation spécial très couteux :

JP-7:
Citons un carburant exceptionnel, le JP-7, développé pour les avions de reconnaissance américain SR-71 ; ce mélange spécial très coûteux, presque sans impuretés, avait notamment une température d'inflammation très élevée et une bonne stabilité en température
On l’utilise aussi pour le X-51 :
Spoiler:
Contrairement aux superstatoréacteurs conçus avant lui, qui utilisaient comme carburant de l'hydrogène, le X-51 utilise un carburant de type militaire, le JP-7

Toutefois le record de vitesse à Mach 10 pour les superstatoréacteurs est toujours détenu par le X-43A qui a pour carburant le dihydrogène :
Spoiler:
Le X-43A Scramjet a battu, le 16 novembre 2004, le record mondial de vitesse pour un avion propulsé avec un statoréacteur atmosphérique (puisant l'oxygène dans l'atmosphère) en atteignant brièvement 11 000 km/h (Mach 10)
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Giwa
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@jean217 a écrit:On ne sait pas sur le wiki si c'est du LEO ou du GTO, ainsi que la version de la fusée.

Le tableau se trouve ici:

http://fr.wikipedia.org/wiki/Ariane_5#Utilisation_commerciale
C'est du GTO pour la version ECA (10.3T)
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Quelque soit les ergols choisies, un premier étage récupérable sera pleinement pertinent seulement s'il abaisse le prix du kg satellisé en LEO & GTO. Il faudra par conséquent éviter le syndrome "Navette spatiale". 

Il n'y a pas chez Dassault Aviation un projet de ce genre pour des petites charges ?
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jean217

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Un premier étage navette pourrait-il être aéroporté, par exemple en remplaçant le premier étage de la fusée Pégasus ?

Une avionique simplifiée avec des patins d'atterrissages et un parachute de freinage (comme pour le X15), serait réalisable à faible coût ? Éventuellement une partie du kérosène en sortie du turbopompe du moteur fusée pourrait alimenter un statoréacteur pendant la phase d'accélération dans l'atmosphère, augmentant ainsi l'impulsion spécifique de l'ensemble ?
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jean217

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DARPA a finalement choisi 3 prestataires pour le développement "Phase 1" de son projet XS-1 :


  • Boeing en équipe avec Blue Origin, 
  • Masten aerospace avec XCOR Aerospace
  • Northrop Grumman et Virgin Galactic


Des contrats d'une valeur de 4 M$ ont été signé. 
Dans cette phase 1, les prestataires doivent développer un modéle de démonstration et présenter leur projet pour construire un prototype pour un test en vol.
Le véhicule doit être capable de satelliser de 3000 à 5000lb (env 1500 kgs) pour moins de 5 millions $ et pouvoir voler 10 fois en 10 jours d'affilés.

La phase 2 se fera l'année prochaine pour la fabrication du modéle proto. Le DARPA n'a le budget que pour un seul finaliste, mais espère qu'un autre organisme US (NASA, USAF) viendra financer le développement du projet d'un autre prestataire si il se révélait intéressant.

Pertinence d'un 1er étage "navette" - Page 3 Darpa-xs-1-space-plane-possibilities
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Il me semble qu'un sujet dédié au projet de la darpa existe,  mais impossible d'y remettre la main dessus. Avis aux âmes volontaires. ..
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Sidjay

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