[SpaceX] Actualités et développements de la Falcon 9 et du moteur Merlin

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@Space Opera a écrit:Je commence par noter les préparatifs autour du drone-ship:

Gergovie a écrit:(bon je vais poster là donc pour l'instant )

je n'ai pas trop bien compris ce qu'ils ont fait : installé une barrière de poteaux sur presque la longueur du pourtour on dirait ? bizarre ...
(si un pied de l'étage vient à se poser sur un poteau, le risque de bascule est accru, non ? ...)

Vous avez vu le gars sur son transat. Ben c'est moi, mais il m'a fallu dégager vite car on m'a dit que je n'avais rien à faire ici. Encore une téléportation qui s'est mal passée. Ben oui, j'étais dans mon jardin, quand tout à coup.....

Papy Domi

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Ah ouiii dis donc, on te reconnait bien !  C'est quand même génial ce nouveau mode de transport...
Mais ils ne t'ont pas trop houspillé, j'espère ?

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Tiens, trouvé au hasard d'un surf sur le net, un tweet de Musk datant de début mars, concernant les prochaines évolutions de la Falcon 9 (probablement nommée Falcon 9v1.2 ?) :
https://twitter.com/elonmusk/status/572257004938403840
"Upgrades in the works to allow landing for geo missions: thrust +15%, deep cryo oxygen, upper stage tank vol +10%"

Traduction perso :
"Améliorations en cours de développement pour permettre l’atterrissage (du premier étage) à l'occasion des missions vers l'orbite géostationnaire : augmentation de la poussée de 15 %, sur-refroidissement de l'oxygène liquide, augmentation de 10 % du volume des réservoirs de l'étage supérieur"

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@Henri a écrit:Tiens, trouvé au hasard d'un surf sur le net, un tweet de Musk datant de début mars, concernant les prochaines évolutions de la Falcon 9 (probablement nommée Falcon 9v1.2 ?) :
https://twitter.com/elonmusk/status/572257004938403840
"Upgrades in the works to allow landing for geo missions: thrust +15%, deep cryo oxygen, upper stage tank vol +10%"

Traduction perso :
"Améliorations en cours de développement pour permettre l’atterrissage (du premier étage) à l'occasion des missions vers l'orbite géostationnaire : augmentation de la poussée de 15 %, sur-refroidissement de l'oxygène liquide, augmentation de 10 % du volume des réservoirs de l'étage supérieur"
L'augmentation de la poussée doit être la conséquence du sur-refroidissement de l'oxygène liquide , mais comment ?
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Giwa
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@Giwa a écrit:
@Henri a écrit:Tiens, trouvé au hasard d'un surf sur le net, un tweet de Musk datant de début mars, concernant les prochaines évolutions de la Falcon 9 (probablement nommée Falcon 9v1.2 ?) :
https://twitter.com/elonmusk/status/572257004938403840
"Upgrades in the works to allow landing for geo missions: thrust +15%, deep cryo oxygen, upper stage tank vol +10%"

Traduction perso :
"Améliorations en cours de développement pour permettre l’atterrissage (du premier étage) à l'occasion des missions vers l'orbite géostationnaire : augmentation de la poussée de 15 %, sur-refroidissement de l'oxygène liquide, augmentation de 10 % du volume des réservoirs de l'étage supérieur"
L'augmentation de la poussée doit être la conséquence du sur-refroidissement de l'oxygène liquide , mais comment ?
L'augmentation de la poussée est la conséquence de l'amélioration des moteurs Merlin (augmentation de la pression dans la chambre de combustion à ce que j'ai cru comprendre). Cette augmentation de la poussée permet de soulever une fusée plus lourde, ce qui permet d'augmenter la quantité d'ergols, mais comme il n'est pas question de trop augmenter la taille de la fusée pour ne pas avoir à trop modifier les installations du pad de tir, seul le deuxième étage sera rallongé. Le premier étage verra sa quantité d'ergols augmentée en sur-refroidissant le LOX ce qui en augmentant sa masse volumique permet d'en mettre plus dans le même réservoir avec l'effet bénéfique d'une amélioration de l'indice structurel...

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La raison pour laquelle la taille du 1er étage de la F9 ne sera pas augmenté, c'est parce qu'ils sont déjà à la taille maximale possible pour un transport par la route.
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MrFrame

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@Henri a écrit:
@Giwa a écrit:
L'augmentation de la poussée doit être la conséquence du sur-refroidissement de l'oxygène liquide , mais comment ?
Le premier étage verra sa quantité d'ergols augmentée en sur-refroidissant le LOX ce qui en augmentant sa masse volumique permet d'en mettre plus dans le même réservoir avec l'effet bénéfique d'une amélioration de l'indice structurel...
Merci Henri pour tes explications l Super

Effectivement, j'avais bien aussi pensé à l’augmentation de la masse volumique de l'oxygène liquide avec la baisse de température, mais mes recherches quantitatives sur internet n'avaient pas abouties, même si cela m'a permis de voir pas mal de choses intéressantes sur l'oxygène liquide et solide  comme l'association moléculaire ( O2 )2 dans le liquide ou O 8 dans le solide.

Où peut-on trouver le graphe des variations de la masse volumique de l'oxygène liquide en fonction de la température sous la pression normale ?
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Giwa
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Plus de comburant et donc plus de carburant aussi j'imagine ? D'ailleurs, question de béotien: la combustion des moteurs fusées se fait-elle toujours dans les rapports stœchiométriques ?
Space Opera
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@Space Opera a écrit:Plus de comburant et donc plus de carburant aussi j'imagine ? D'ailleurs, question de béotien: la combustion des moteurs fusées se fait-elle toujours dans les rapports stœchiométriques ?
Effectivement si on maintient le ratio massique Ox/Red (le comburant est l'oxydant et le réducteur, le carburant), il faut emporter plus de carburant ou alors augment le ratio Ox / Red qui est entre 2,5 à 2,7 pour le carburant kérosène.  

Cela répond en même temps à ta question : NON, on ne respecte pas les proportions stœchiométriques pour obtenir les conditions optimales , en particulier pour l' impulsion spécifique .
Cela peut paraître surprenant, mais pour obtenir la plus grande vitesse d'éjection, cela ne dépend pas que de la température dans la chambre de combustion, mais aussi de la masse moléculaire moyenne des éjectas qui doit être la plus faible possible, d'où par exemple un ratio de 5,8 et non 8 pour le moteur  VINCI
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Donc si je comprends bien, on fait exprès d'avoir des imbrûlés pour augmenter l'Isp ? Est-ce que ça augmente la poussée aussi ?
Partant de là, on pourrait (j'imagine) avoir 2 ergols qui brûlent en rapport stœchiométrique, et rajouter un réservoir de "déchet" d'imbrulé optimal (typiquement du H2), qui ne serait pas forcément un des deux ergols ? Est-ce justement un des intérêts de l’hélium qui sert à pressuriser les réservoirs ?
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@Space Opera a écrit:Donc si je comprends bien, on fait exprès d'avoir des imbrûlés pour augmenter l'Isp ? Est-ce que ça augmente la poussée aussi ?
Partant de là, on pourrait (j'imagine) avoir 2 ergols qui brûlent en rapport stœchiométrique, et rajouter un réservoir de "déchet" d'imbrulé optimal (typiquement du H2), qui ne serait pas forcément un des deux ergols ? Est-ce justement un des intérêts de l’hélium qui sert à pressuriser les réservoirs ?
Effectivement on le fait exprès si ces imbrûlés sont légers (de faible masse moléculaire) ce qui est le cas du dihydrogène à 2 g /mol;on augmente ainsi l'ISP ... par contre pour la poussée, cela dépend du débit d'éjection, donc en plus de la vitesse d'éjection de la taille et du nombre de tuyères.

A ce sujet l'hélium bien que léger, l'est moins que le dihydrogène (4 g/mol au lieu de 2)

En HS , mais pas tellement, ce serait l'intérêt du moteur nucléothermique de ne rejeter que du dihydrogène sans être obligé d'apporter un comburant qui par ses produits de combustion augmentera la masse molaire moyenne.

Il existerait en théorie (mais en pratique irréalisable actuellement à cause de l'agressivité de ces substances) d’utiliser la combustion du lithium dans le fluor très exothermique avec un fort excès de dihydrogène : un mélange ternaire F2 /H2-Li 60.7/39.3 de ratio Ox/Red de 1, 08  ... mais à n'utiliser que bien loin de notre Terre :hot:
Voir:Liquid rocket propellant
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Attention aux combinaisons d'ergols trop exothermiques, aucun alliage ne résiste aux températures de combustion dans la chambre...
Quant aux rapports de mélanges, c'est vrai qu'une surabondance d'hydrocarbures permet d'améliorer l'Isp, mais risque aussi de provoquer la formation de suies de carbone imbrulés génératrices d'explosions dans la chambre de combustion...

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@MrFrame a écrit:La raison pour laquelle la taille du 1er étage de la F9 ne sera pas augmenté, c'est parce qu'ils sont déjà à la taille maximale possible pour un transport par la route.
Autant s'il s'était agit d'une augmentation de diamètre j'aurai peut-être* souscrit à cet argument, autant j'ai plus de doutes pour une augmentation de la longueur.

* Maintenant quand je vois le gabarit des équipements industriels parfois transportés sur les routes d’Europe ou d'Asie par des convois exceptionnels (fuselages d'avions, cuves de réacteurs, rames de train, turbines hydrauliques, éoliennes, navires et bateaux, tabliers de ponts, j'en passe et des meilleures)...
http://copain-d-avant-et-ma.forumgratuit.org/t8839-convoi-exceptionnel
et
Recherche Google images

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@Henri a écrit:Attention aux combinaisons d'ergols trop exothermiques, aucun alliage ne résiste aux températures de combustion dans la chambre...
Je ne suis pas partisan de telles combinaisons aussi pour d'autres raisons et en particulier le fait que l'on est trop obnubilé par l'augmentation de l'impulsion spécifique à tout prix dans le but de réduire la taille des fusées ... car  " Small is beautiful, but not always cheaper ! " pour céder au snobisme de la pub " in english "  ( mais l'étude de l'impact publicitaire montre que çà rapporte car çà fait plaisir à l'égo d'être considéré comme quelqu'un comprenant l'anglais ) ;)

En effet  mieux vaut une fusée plus lourde, mais moins chère à performances égales ... ce qui me semble évident et qui est dans la philosophie de Space X où on ne se préoccupe pas trop de la consommation en ergols qui n'est pas le plus cher dans une fusée.

Sinon, pour revenir à ces combinaisons, on atténuerait la température de combustion justement parce que une grande partie de l'hydrogène ne participe pas à la combustion , mais seulement comme éjectât... mais il y beaucoup d'arguments contre comme la toxicité et la dangerosité  en plus de la tenue de la chambre de combustion à la température et à l'agressivité des substances.
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Giwa
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les 542s de l'ISP  du trio lithium / fluor / hydrogène est appétissant  certes mais ne pas oublier un léger détail ou 2
d’après Google et Wikipédia
"l'hydrogène doit être réfrigéré en dessous de -252 °C, le fluor doit être maintenu entre -219 et -188 °C, tandis que le lithium doit être chauffé au-dessus de +180 °C"
sans parlé des tarif et toxisité de ces produits
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peronik

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@peronik a écrit:les 542s de l'ISP  du trio lithium / fluor / hydrogène est appétissant  certes mais ne pas oublier un léger détail ou 2
d’après Google et Wikipédia
"l'hydrogène doit être réfrigéré en dessous de -252 °C, le fluor doit être maintenu entre -219 et -188 °C, tandis que le lithium doit être chauffé au-dessus de +180 °C"
sans parlé des tarif et toxisité de ces produits

C'est sûr que la cohabitation de ce trio poserait quelques problèmes  ... comme le mariage de la carpe et du lapin !
En tout cas pour passer de la théorie à la pratique, il y a des chemins moins périlleux !

Considérons plutôt çà comme une expérience de pensée pour illustrer que l'hydrogène peut être un agent double ;)  pouvant servir de carburant , mais aussi de simple éjectât pour la propulsion de la fusée .

D'ailleurs cela montre aussi où conduit les cogitations quand on est trop obnubilé par l'ISP  plutôt que de rester pragmatique quitte à utiliser une masse d'ergols plus importante, mais plus faciles d'emploi et plus économiques.
Bien sûr l'ISP reste un critère important en fuséologie...mais pas à n'importe quel prix !
Et çà , cela me parait être dans la "philosophie " de Space X d'aller chercher les économies ailleurs que dans la consommation massique en ergols.
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Giwa
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Le sur-refroidissemnt des ergols de la Falcon 9 n'a-t'il pas un coût (en terme de déperdition) lors de la phase de transfert des ergols vers les réservoirs (remplissage) et pendant la période d'attente avant le "lift-off", un délai qui peut durer pas mal de temps et où il faut compenser la "part des anges" ?
Les modifications prévues portent-elles aussi sur une isolation renforcée au niveau du premier et du deuxième étage ?
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@montmein69 a écrit:Le sur-refroidissemnt des ergols de la Falcon 9 n'a-t'il pas un coût (en terme de déperdition) lors de la phase de transfert des ergols vers les réservoirs (remplissage) et pendant la période d'attente avant le "lift-off", un délai qui peut durer pas mal de temps et où il faut compenser la "part des anges" ?
Les modifications prévues portent-elles aussi sur une isolation renforcée au niveau du premier et du deuxième étage ?
En sur- refroidissant on arrête l'ébullition et on limite l'évaporation du LOX, mais il y a le revers de la médaille car, alors si l'isolation thermique n'est pas suffisante, la température du LOX va s'élever rapidement  puisque la la transformation du liquide en vapeur ne permettra plus de maintenir la température. En conséquence par dilatation du LOX, soit le réservoir déborde s'il n'est pas hermétique , soit il éclate s'il n'est pas assez résistant.
Donc effectivement , il ne faut pas trop traîner pour le remplissage et/ou que l'isolation thermique soit conséquente.
Si il y a besoin d'une isolation thermique supplémentaire , celle-ci ne peut-elle pas rester au sol et ne servir qu'avant le décollage car ensuite les réservoirs se vident suffisamment vite pour que le LOX  en montant en température se dilate avec la place dégagée dans le réservoir jusqu'au palier de l'ébullition ?

Mais qu'envisage Space X  car ce problème se pose effectivement ? ? ?
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Giwa
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En termes de coûts, le sur-refroidissement des ergols ne représentent quasiment rien (actuellement pour un tir facturé 60 M$, les ergols ne représentent que 200 k$).
Le vrai problème est celui des retards pris pour n'importe quelle raison quelques minutes avant le tir (dégradation de la météo, station de poursuite défaillante, anomalie sur un capteur quelconque, etc.).
Là si ça s'éternise trop, pas de recette, il faut entièrement vidanger le réservoir de LOX avant qu'il ne déborde et le re-remplir de LOX sur-refroidit, et je ne connais pas le temps nécessaire pour ces deux opérations, il y a alors un risque de louper la fenêtre de tir et de devoir l'ajourner...

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@Henri a écrit:En termes de coûts, le sur-refroidissement des ergols ne représentent quasiment rien (actuellement pour un tir facturé 60 M$, les ergols ne représentent que 200 k$).
Le vrai problème est celui des retards pris pour n'importe quelle raison quelques minutes avant le tir (dégradation de la météo, station de poursuite défaillante, anomalie sur un capteur quelconque, etc.).
Là si ça s'éternise trop, pas de recette, il faut entièrement vidanger le réservoir de LOX avant qu'il ne déborde et le re-remplir de LOX sur-refroidit, et je ne connais pas le temps nécessaire pour ces deux opérations, il y a alors un risque de louper la fenêtre de tir et de devoir l'ajourner...
Effectivement il faut envisager ces cas où le compte à rebours est arrêté !
Si le délai est très long, il faut enclencher la procédure que tu décris.
Mais en cas de délai moins long où il est possible d'attendre en laissant se dilater le LOX et en vidangeant le trop plein pour éviter le débordement, il y a peut-être l'option si la satellisation est primordiale et doit se faire absolument dans la fenêtre de mise à feu de procéder quand même au lancement en supprimant de la programmation la récupération du premier étage comme c'est le cas actuellement pour le géostationnaire.
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SpaceX table peut-être sur une amélioration de la fiabilité de toute la chaîne de procédures de tir et des composants de ses lanceurs pour rendre exceptionnels les arrêts prolongés de comptes à rebours. Compte tenu des choix architecturaux qu'ils ont fait c'est envisageable. La météo, elle est prévisible, mais pour être sûr d'avoir un nombre suffisant de journées météo à 95 % favorables (contrairement aux jongleries météo du dernier tir) dans l'année, il leur faudra quitter la Floride et son satané climat... C'est d'ailleurs ce qui se prépare à long terme à Boca Chica... Les cieux du Texas semblent plus clément que ceux de la Floride (À titre de comparaison, c'est vrai que le site de Kourou n'est pas seulement idéal du point de vue de la latitude et de l'orientation, mais aussi - on a tendance à l'oublier - du point de vue du climat).

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@Henri a écrit:SpaceX table peut-être sur une amélioration de la fiabilité de toute la chaîne de procédures de tir et des composants de ses lanceurs pour rendre exceptionnels les arrêts prolongés de comptes à rebours. Compte tenu des choix architecturaux qu'ils ont fait c'est envisageable. La météo, elle est prévisible, mais pour être sûr d'avoir un nombre suffisant de journées météo à 95 % favorables (contrairement aux jongleries météo du dernier tir) dans l'année, il leur faudra quitter la Floride et son satané climat... C'est d'ailleurs ce qui se prépare à long terme à Boca Chica... Les cieux du Texas semblent plus clément que ceux de la Floride (À titre de comparaison, c'est vrai que le site de Kourou n'est pas seulement idéal du point de vue de la latitude et de l'orientation, mais aussi - on a tendance à l'oublier - du point de vue du climat).

La Guyane, c'est chaud mais lorsqu'il pleut tu ramasses. bon c'est principalement en automne, durant la saison des pluies. Par contre, les vents y sont faibles et les grands vents très rares et les tempetes tropicales inexistantes.
Pour le choix du Texas, c'est délicat car cela oblige le lanceur a survoler des zones à forte population, et en cas de problème lanceur ça va etre dangereux. Pas sur que le gouvernement donne son aval pour une telle installation.
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C'est déjà fait pourtant.
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La plage de Boca Chica se trouve à la pointe sud du Texas, à coté de Brownsville. Ensuite, c'est le golf du Mexique. Il n'y a pas de zone habitée.
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MrFrame

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Ça dépend de l'azimut de tir.
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