Alliance ULA / Blue Origin pour remplacer le RD-180

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@phenix a écrit:bonjour
juste pour info, quelle est l'impulsion specifique recherche pour des moteur methane/Lox?
En 2005 j'avais établis ce tableau Excel pour les moteurs LCH4-LOX de l'époque :
http://minilien.fr/a08jv7

Henri
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bonjour et merci
de se que j'ai entendu dire, les methalox ont une isp égale ou meilleur que les kerolox et sont plus simple d'utilisation, donc pourquoi il n'y en a pas d’opérationnel?
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@phenix a écrit:bonjour et merci
de se que j'ai entendu dire, les methalox ont une isp égale ou meilleur que les kerolox et sont plus simple d'utilisation, donc pourquoi il n'y en a pas d’opérationnel?
40 à 60 secondes de mieux en Isp ça n'est pas à négliger, mais hormis pour de très gros étages de fusées, l'indice structurel se dégrade nettement en passant du kerolox au methalox pour cause de médiocre masse volumique du LCH4, et comme avant de déployer une techno sur de grosses fusées on la développe sur de plus petites, on a préféré taper directement dans les performances haut de gamme du LH2-LOX...

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@Henri a écrit:hormis pour de très gros étages de fusées, l'indice structurel se dégrade nettement en passant du kerolox au methalox pour cause de médiocre masse volumique du LCH4

Cela signifie-t'il qu'il faut des réservoirs plus grands et que cette masse de métal (ou de matériau composite ?) supplémentaire affectant la "structure" de l'étage, annule le gain obtenu en Isp au moment de la combustion ?
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@montmein69 a écrit:
@Henri a écrit:hormis pour de très gros étages de fusées, l'indice structurel se dégrade nettement en passant du kerolox au methalox pour cause de médiocre masse volumique du LCH4

Cela signifie-t'il qu'il faut des réservoirs plus grands et que cette masse de métal (ou de matériau composite ?) supplémentaire affectant la "structure" de l'étage, annule le gain obtenu en Isp au moment de la combustion ?

Air Liquide a écrit:Masse volumique de la phase liquide (1,013 bar au point d'ébullition) : 422.36 kg/m3

Comme la masse volumique du kérosène est d'environ 800  kg/m3, il faut à peu près doubler les dimensions du réservoir du carburant pour obtenir le même rapport " masse contenu / masse contenant "

Giwa
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Doubler le volume des réservoirs ! Autant dire fabriquer une toute nouvelle fusée !
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@Astro-notes a écrit:Doubler le volume des réservoirs ! Autant dire fabriquer une toute nouvelle fusée !
Il s'agit du réservoir du carburant car celui du comburant , le LOX , ne change pas.
Mais , c'est certain que çà change quand même la donne !

Giwa
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La pertinence d'utiliser le méthane se rétrécit donc aux situations où on fabriquerait cet ergol à partir de ressources locales (genre Mars) avec des techniques ISRU *

En partant de la Terre ...c'est Kerolox ou LH2/LOX qui sont définitivement (?) les meilleures combinaisons ?

* Bien sûr si on sait maîtriser ces techniques (donc qu'on fait des tests en conditions réelles avec des missions automatiques, ce que des lanceurs lourds comme le SLS ou la future CZ 9 chinoise permettraient)
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@montmein69 a écrit:La pertinence d'utiliser le méthane se rétrécit donc aux situations où on fabriquerait cet ergol à partir de ressources locales (genre Mars) avec des techniques ISRU *

En partant de la Terre ...c'est Kerolox ou LH2/LOX qui sont définitivement (?) les meilleures combinaisons ?

*  Bien sûr si on sait maîtriser ces techniques (donc qu'on fait des tests en conditions réelles avec des missions automatiques, ce que des lanceurs lourds comme le SLS ou la future CZ 9 chinoise permettraient)
Effectivement pour les techniques ISRU (genre Mars) l'utilisation du méthane est  pertinente.

En partant de la Terre, c'est moins évident  car il y a du pour et du contre .
Tout d'abord la masse volumique de l'hydrogène liquide est encore bien plus faible que celle du méthane:
Air Liquide a écrit:Masse volumique de la phase liquide (1,013 bar au point d'ébullition) : 70.849 kg/m3
Pour rappel:
Air Liquide a écrit:Masse volumique de la phase liquide (1,013 bar au point d'ébullition) : 422.36 kg/m3
Donc à peu près 6 fois plus faible soit un réservoir de dimension 6 fois plus grand si on considère que la masse du réservoir  ∝ surface ∝ D2 et masse du contenu ∝volume ∝D3
D'autre part la combustion du méthane produit plus de vapeur d'eau et moins de dioxyde de carbone , ce qui est tout de même intéressant pour l'écologie et l'impact sur l'effet de serre ... même si ce n'est pas grand chose relativement aux voitures.

Giwa
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Quand on tient compte du carburant et du comburant, la densité moyenne du methalox est de 80 % de celle du kerolox. C'est donc tout à fait jouable en lanceur orbital, mais l'avantage n'est pas évident pour les petits lanceurs*. C'est la plus grande richesse des produits de réaction du methalox en vapeur d'eau (et autres structures moléculaires transitoires contenant de l'hydrogène) qui permet le gain d'Isp.
Un autre avantage des moteurs au methalox par rapport au kerolox, c'est leur plus grande stabilité de combustion (la formation accidentelle d'un mélange de kérosène liquide et de LOX a déjà provoqué des explosions de réacteurs) couplée à une absence de formation de suies.

* un ergol liquide à la température ordinaire gagne moins en terme d'indice structurel en dimensionnant plus grand, car sa masse augmente et la surface subissant la pression de pressurisation aussi (et proportionnellement au cube des dimensions). Au final pas trop de différence d'indice structurel entre un étage au kerolox de la classe des Atlas et un étage au kerolox de la classe des Saturn. Par contre un réservoir de LCH4 nécessite une isolation thermique (comme le LOX, mais simplifie l’inter-réservoir LOX-LCH4) et là, la masse de l'isolation ne croit que proportionnellement au carré des dimensions.

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J'ai lu dans ce fil que le BE-3 n'avait pas été testé, or Blue Origin a procédé à l'envol d'une capsule qui est montée à 100 km d'altitude environ, et le moteur qui a propulsé la capsule n'était autre que le BE-3 (dont ce devait être le premier vol officiel) et dans le désir affirmé de remplacer le RD-180, russe, très gênant dans des conditions de quasi guerre froide (ministre russe de l'espace s'interrogeant sur le fait de savoir si les américains pensaient « se servir d'un trampoline » pour envoyer des astronautes vers la station spatiale internationale »)

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@BHenninger a écrit:J'ai lu dans ce fil que le BE-3 n'avait pas été testé, or Blue Origin a procédé à l'envol d'une capsule qui est montée à 100 km d'altitude environ, et le moteur qui a propulsé la capsule n'était autre que le BE-3 (dont ce devait être le premier vol officiel) et dans le désir affirmé de remplacer le RD-180, russe, très gênant dans des conditions de quasi guerre froide (ministre russe de l'espace s'interrogeant sur le fait de savoir si les américains pensaient « se servir d'un trampoline » pour envoyer des astronautes vers la station spatiale internationale »)




Le BE-3 moteur d'environ 500kN (et non 110kN) de poussée fonctionnant au Lox/LH2 a bien fait un vol suborbital à un petit peu moins de 100km. Le post précisant que le BE-3 n'avait jamais volé date d'octobre 2014 alors que le vol a eu lieu en avril 2015. Ce n'était donc pas une contre-vérité ;)

Mais il n'est pas question de mettre le BE-3 en remplacement du RD-180 de 3.800N, c'est bien le BE-4 moteur de 2.400kN (donc il y en aura 2) fonctionnant au Lox/Methane qui est le candidat avec comme objectif un premier vol en 2019 sur Vulcan.
Sur le planning, ils disent avoir testé depuis 2014 des éléments principaux sur banc comme un injecteur et la pré-chambre de combustion. Les premiers essais à feu complet sont prévus pour fin 2016 en vue d'une qualification du moteur en 2017 puis le 1er vol en 2019.
C'est ambitieux mais pas impossible, tout dépend de l'argent investit et des experts récupérés.

Syl35

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