LDSD, le parachute supersonique de la NASA

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Largage. Mach 1
EDIT : Mach 2
EDIT : Mach 3
EDIT : Mach 4

Arrêt du moteur !

Lucas31

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Encore raté  :(
La parachute ne s’est pas déployé correctement, en gros comme l'année dernière.
Espérons la prochaine fois...
Sojourner
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Echec. La propulsion est partit dans tout les sens et ensuite le parachute a explosé comme la dernière fois. Bref ya encore du travail si on veut un jour aller sur mars avec cette technique ...

LDSD, le parachute supersonique de la NASA - Page 3 Giphy
lionel
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Le parachute est parti en lambeaux, il s'est détruit. La propulsion n'a pas l'air d'avoir fonctionné correctement non plus  :scratch:

Lionel: le spin est normal, c'est nominal, par contre ce qui sort du moteur qui va à droite puis à gauche, ça doit l'être beaucoup moins...
Lucas31
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Ok je croyais que c'était anormal.
Enfin l'important c'était le freinage en hypersonique et ça a foiré il me semble donc voilà fail :|
lionel
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Peut-on expliquer ces difficultés par la différence de "densité" entre l'atmosphère terrestre et celle qu'on trouverait sur Mars ?
montmein69
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Je me souviens des premiers tests sur le parachute de MSL: meme probleme d'éclatement au début... Résolu après moultes tests en soufflerie.
Pour celui-ci qui fait 1/3 de plus, il n'y a pas, je crois de soufflerie assez grande pour le tester au sol. Donc il doit etrès difficle de gerer ce problème d'éclatement.

LDSD, le parachute supersonique de la NASA - Page 3 122

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@Lucas31 a écrit:Lionel: le spin est normal, c'est nominal, par contre ce qui sort du moteur qui va à droite puis à gauche, ça doit l'être beaucoup moins...

Une image qui montre le lancement du spin par un genre de thruster

LDSD, le parachute supersonique de la NASA - Page 3 Screen35

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Ce n'est pas le spin que je trouvais énorme, je sais que c'était voulu, mais le phénomène de précession.
Bien mis en évidence dans mon gif
lionel
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@montmein69 a écrit:Peut-on expliquer ces difficultés par la différence de "densité" entre l'atmosphère terrestre et celle qu'on trouverait sur Mars ?
Il est vrai que l'atmosphère martienne n'a pas la même composition moléculaire que celle de la Terre  et que même à masse volumique égale , sa densité par rapport à l'air terrestre - indépendante de la masse volumique - est plus grande  car elle contient pus de CO 2 de masse moléculaire élevée ( 44 g/mol)
Mais c'est encore un autre problème à résoudre , déjà rencontré pour les boucliers thermiques des landeurs martiens : l'attaque oxydante à très haute température par le  CO2, ( ce qui peut paraître paradoxale pour les pompiers qui utilisent des extincteurs à mousse carbonique )
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Giwa
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Quelques éléments :
- La séquence d'ouverture du parachute débute à mach 2,4
- Au moment du déploiement la traction exercée sur le parachute est d'environ 53 tonnes
- C'était le deuxième des trois essais prévus. Le troisième planifié en 2016 devait tester un bouclier gonflable de plus grand diamètre capable de poser 20 tonnes sur le sol martien contre 3/4 tonnes pour le bouclier testé jusque là et 1 tonne max pour le véhicule de descente utilisé notamment par MSL. Un test qui sera sans doute remis à plus tard.

source : Article Spaceflight101 du 8 juin
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Pline

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20T sur Mars ?
Ca commence à faire sérieusement là.
L'engin qu'ils vont tester sera encore plus gros du coup ?
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Finalement le dispositif le plus innovant, le SIAD (Supersonic Inflatable Aerodynamic Decelerator ) a bien fonctionné tandis que le parachute supersonique SSRS ( SuperSonic RingSail) s'est déchiré ! Souhaitons que la NASA solutionne se problème ... mais à se demander si pour le landing , la voie préconisée par Space X au moyen de rétrofusées n'est-elle pas plus sûre... et plus précise ? Ce qui n'empêche pas de conserver le SIAD en première phase de freinage avant de le larguer et de finir en rétrofusées.
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Giwa
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@Giwa a écrit:Finalement le dispositif le plus innovant, le SIAD (Supersonic Inflatable Aerodynamic Decelerator ) a bien fonctionné tandis que le parachute supersonique SSRS ( SuperSonic RingSail) s'est déchiré ! Souhaitons que la NASA solutionne se problème ... mais à se demander si pour le landing , la voie préconisée par Space X au moyen de rétrofusées n'est-elle pas plus sûre... et plus précise ? Ce qui n'empêche pas de conserver le SIAD en première phase de freinage avant de le larguer et de finir en rétrofusées.
Surtout que les 2,5 derniers Mach à neutraliser - à raison de 340 m/s/Mach - ne représentent que 850 m/s, ce qui avec une Isp LOX-LCH4 de 380 s (à la faible pression atmosphérique de Mars) n'implique qu'un rapport de masse de ~1,26, soit un emport d'ergols représentant 20 % de la masse avant freinage propulsif... C'est pas la mer à boire et on a la précision d’atterrissage en prime.

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Au fait, quels sont les matériaux utilisés pour le SIAD ? Je ne trouve pas l'info sur le web.

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@lionel a écrit:Echec. La propulsion est partit dans tout les sens et ensuite le parachute a explosé comme la dernière fois. Bref ya encore du travail si on veut un jour aller sur mars avec cette technique ...

Bon ! Question soucoupe, les terriens ont encore beaucoup de progrès à faire.

Les E.T. doivent se tordre LOL

Et moi , :iout:
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@lionel a écrit:20T sur Mars ?
Ca commence à faire sérieusement là.
L'engin qu'ils vont tester sera encore plus gros du coup ?

Oui 8 mètres au lieu de 6 mètres (illustration ci dessous)

LDSD, le parachute supersonique de la NASA - Page 3 SIAD-Diagram
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Pline

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@Argyre a écrit:Au fait, quels sont les matériaux utilisés pour le SIAD ? Je ne trouve pas l'info sur le web.

Argyre

Du kevlar selon le Dossier de presse du premier test (page 7 dans le texte situé en haut à droite)

"a large saucer-shaped vehicle carrying an inflatable Kevlar inner-tube-shaped decelerator"
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Pline

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@Pline a écrit:
@Argyre a écrit:Au fait, quels sont les matériaux utilisés pour le SIAD ? Je ne trouve pas l'info sur le web.

Argyre

Du kevlar selon le Dossier de presse du premier test (page 7 dans le texte situé en haut à droite)

"a large saucer-shaped vehicle carrying an inflatable Kevlar inner-tube-shaped decelerator"

Wikipédia, à propos du Kevlar : "mauvaise tenue au feu (décomposition à 400 °C)".

Il y a un truc qui cloche ... à moins que cela soit viable sans oxygène ?
Malgré tout, certains matériaux carbone carbone composite sont effectivement préconisés pour la ré-entrée atmosphérique, donc c'est peut-être un dérivé du Kevlar ?
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@Argyre a écrit:
@Pline a écrit:
@Argyre a écrit:Au fait, quels sont les matériaux utilisés pour le SIAD ? Je ne trouve pas l'info sur le web.

Du kevlar selon le Dossier de presse du premier test (page 7 dans le texte situé en haut à droite)

"a large saucer-shaped vehicle carrying an inflatable Kevlar inner-tube-shaped decelerator"

Wikipédia, à propos du Kevlar : "mauvaise tenue au feu (décomposition à 400 °C)".


Argyre
Il y a un truc qui cloche ... à moins que cela soit viable sans oxygène ?
Malgré tout, certains matériaux carbone carbone composite sont effectivement préconisés pour la ré-entrée atmosphérique, donc c'est peut-être un dérivé du Kevlar ?


Il me semble avoir lu quelque part... Que le Kevlar n'était utilisé que pour certaines parties à renforcées!

EDIT : ca y est  : Teams analyzed when and where the tares in the chute originated and how they propagated to come up with design changes to reinforce these areas of interest. Engineers went back to the decades-old remedy of making the chute stronger in most of its areas using Kevlar, also putting more curve into its crown to help survive the initial shock when being thrown into the supersonic flow

http://www.spaceflight101.com/nasas-ldsd-craft-set-for-rocket-powered-test-flight-with-improved-parachute.html
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Autant l'actuel SIAD-R testé avec succès (c'est en fait le parachute supersonique devant prendre le relais du SIAD sous Mach 2,5 qui a échoué, pas le SIAD) est un "simple" ballon toroïdal gonflé avec une réserve de gaz emportée, autant le futur SIAD-E, en plus d'être plus grand relève d'un concept beaucoup plus original.
Sa structure, au lieu d’être gonflée par une réserve de gaz emportée doit l'être par le flux de gaz hypersonique ambiant. Ce serait en fait une sorte de parachute hypersonique de forme annulaire cerclant la base et les flancs du véhicule de rentrée et activé après la partie la plus "chaude" de la rentrée atmosphérique, mais avant d'être descendu à Mach 2,5 où là c'est le parachute "traditionnel" supersonique qui doit prendre le relais, celui qui vient d'échouer pour la deuxième fois...
Je me demande si la technologie des parachutes de formes "traditionnelles" n'atteint pas ses limites pour ces vitesses, ces tailles et ces niveaux de masses (il n'existe notamment pas de souffleries supersoniques assez grandes pour les tester*).

* Le même problème de limitation de taille des souffleries supersoniques et hypersoniques pour tests en grandeurs réelles avait été soulevé dans un autre fil de discussion au sujet de la rétropropulsion par moteur-fusée.

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Bon, il suffisait que je cherche dans ma propre bibliothèque d'articles ....
Extrait de OVERVIEW OF THE NASA ENTRY, DESCENT AND LANDING SYSTEMS ANALYSIS
EXPLORATION FEED-FORWARD STUDY
Alicia D. Cianciolo(1), Thomas A. Zang(1), Ronald R. Sostaric(2), M. Kathy Mcguire

Papier dispo ici : http://www.google.fr/url?sa=t&rct=j&q=&esrc=s&source=web&cd=1&cad=rja&uact=8&ved=0CCIQFjAAahUKEwjtnsO5hojGAhVC7BQKHdFmAJc&url=http%3A%2F%2Fsolarsystem.nasa.gov%2Fdocs%2F1_a133.pdf&ei=27V5Va3FL8LYU9HNgbgJ&usg=AFQjCNHXHuNgd2Pl0k9FN1AQSjRd5rJqIg&sig2=Jb_4Wgz_DJEc9Xqa7xqz8Q&bvm=bv.95277229,d.d24


<The thermal protection system (TPS) is one of the key
components of HIAD aeroshells; it protects the
inflatable decelerator from the extreme thermal
environment during the aerocapture and entry phases.
The HIAD TPS must be lightweight, suitable for
efficient packaging and be capable of performing its
function upon deployment after being stowed for
periods of up to 6 months. Ablator and insulator
concepts are currently two primary candidates for the
HIAD TPS. The ablator mass model used in this study
was developed at NASA Ames Research Center, and it
was based on SIRCA-flex (flexible Q-felt plus silicone
matrix) and PICA-flex (flexible Q-felt plus phenolic
matrix)) concepts [7,8]. The insulator mass model was
developed at NASA Langley Research Center, and it
was based on a multilayer concept with an outer fabric
(Nextel 440), an insulator (Pyrogel 3350), and a
laminated gas barrier (Kapton-Kevlar-Kapton layer).
The model, based on the IRVE 3 and 4 concepts, does
have manufacturability, packaging and development
maturity.>>

Il y a donc bien des matériaux ablatifs et leur masse n'est pas négligeable. L'originalité provient de la flexibilité de ces matériaux.
Argyre
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La NASA faute de soufflerie de taille suffisante, utilise les anciennes installation de l'Air Force, notamment le rail supersonique.



Il y a encore du travail pour rendre plus "smooth" le déploiement du parachute.
Son ouverture est beaucoup trop violente, il prend un méchant coup de fouet, à moins de surdimensionné l'enveloppe (donc du poids), il y a du travail sur le déploiement qui se fait  sur les éléments récupéré (Orion, Booster navette ) en plusieurs étapes.
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OXIA

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Ces tests sur rail ne peuvent simuler que très approximativement une arrivée supersonique dans l'air raréfié martien : pression, température et composition très différentes ... Mais , bon, c'est mieux que rien !
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Giwa
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@Giwa a écrit:Ces tests sur rail ne peuvent simuler que très approximativement une arrivée supersonique dans l'air raréfié martien : pression, température et composition très différentes ... Mais , bon, c'est mieux que rien !

Je pense que ce n'est pas le principal centre de test, en tout cas pas pour tester la résistance thermique. Il existe des souffleries à plasma qui tentent d'approcher les conditions de ré-entrée.
https://www.editions-ue.com/catalog/details//store/fr/book/978-3-8417-3779-3/etude-d%E2%80%99un-%C3%A9coulement-plasma-dans-une-soufflerie-%C3%A0-plasma-inductif
Argyre
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@Argyre a écrit:
@Giwa a écrit:Ces tests sur rail ne peuvent simuler que très approximativement une arrivée supersonique dans l'air raréfié martien : pression, température et composition très différentes ... Mais , bon, c'est mieux que rien !

Je pense que ce n'est pas le principal centre de test, en tout cas pas pour tester la résistance thermique. Il existe des souffleries à plasma qui tentent d'approcher les conditions de ré-entrée.
https://www.editions-ue.com/catalog/details//store/fr/book/978-3-8417-3779-3/etude-d%E2%80%99un-%C3%A9coulement-plasma-dans-une-soufflerie-%C3%A0-plasma-inductif
C'est vrai que là ils essayent de simuler les efforts induits par un flux supersonique d'air raréfié en testant avec un flux d'air subsonique dense. Je ne sais pas si c'est validable... Quant aux souffleries, on se heurte toujours à ces problèmes de tailles insuffisantes qui obligent à tester en modèles réduits là où les effets d'échelle ne sont pas négligeables.

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