Lanceur super-lourd russe : le retour

Les Izviestia annoncent que Roscosmos se lance dans la réalisation d'un lanceur super-lourd (80t en LEO). Il utilisera le moteur déjà existant RD-171 (le plus puissant du monde), utilisé sur Zenit et Energuia.
Le projet d'Angara-A5V à hydrogène est abandonné.
Ce nouveau lanceur n'utilisera pas de moteur à hydrogène pour ses deux premiers étages. Ce ne sera donc pas une Energuia "new age".

http://izvestia.ru/news/628028

Toujours difficile de suivre ... vu les annonces et contre-annonces qui se succèdent.

Ça paraît sensé pour la finalité de missions lunaires / exploration lointaine.

Les technos sont en effet "sur étagère" et ont déjà fait leurs preuves (2 * 4 Rd-170 sur les 2 tirs d'Energia, plus l'historique de Zenit).

C'est un peu modeste, mais plutôt réaliste, de ne pas se lancer en plus dans la maîtrise hydro/lox (expertise moteur ? expertise conception lanceurs ? expertise opérations de lancement ? Pour le peu que je sache, en dehors d'energia, pas grand chose du côté soviéto-russe ! Qu'ils sortent le KVTK ça serait déjà une très bonne chose).


Les bémols que j'y trouve sont :

- les technologies sont sur étagères, mais l'étagère est poussiéreuse ! En l'absence d'exploitation régulière de Zenit, y-a-t-il de vraies économies d’échelle sur la motorisation avec les "petits frères" Rd-19x ?

- la course à la lune leur a pourtant démontré, pour y aller, il faut du fiable et grosse TWR en 1er étage (maintenant avec les Rd-17x, ils sont au top) ET du haut ISP sur la suite (H2LOX au 2nd). Cependant, pour un faible nombre de mission, la moindre efficacité compensera peut-être les coûts et risques de développement en L2/O2 ?

- Au final, n'est-ce pas juste une énième péripétie entre les acteurs du spatial russe pour repartager le gâteau ? Quoique la mission en 4 tirs d'Angara 5V ça me semble bien bancal. Angara-5 doit d'abord faire ses preuves sur la durée et en "man-rated", et depuis Vostochny ! Y'a déjà du pain sur la planche ...

Je croyais que le moteur actuel le plus puissant, toutes catégories confondues, était le RS-25 américain. 
A moins que tu ne parles que des moteurs à ergols liquide  ;)

Hayabusa2015 a écrit:Je croyais que le moteur actuel le plus puissant, toutes catégories confondues, était le RS-25 américain. 
A moins que tu ne parles que des moteurs à ergols liquide  ;)

Un moteur RD-17x pousse plus que les 3 RS-25 d'une navette réunis.

Ben oui je ne comprends pas ta remarque Hayabusa. RS-25 et RD-170/171 son tous les deux des moteurs à ergols liquides.

Le RS-25 a une poussée de 230tf, le RD-170 de 790tf (chiffres approximatifs).
Le moteur américain qui s'est le plus approché du RD-170 est le F-1 de Saturn 5, avec 770tf de poussée si ma mémoire est bonne.

Bon .... on va essayer de se recentrer sur le sujet.

J'ai déjà réussi à ouvrir le lien vers l'article ... ouf !

Cela confirmerait - mais bien sût tout cela reste marqué d'un gros point d'interrogation - plusieurs orientations :

The use of hydrogen circuits on the first and second stages of this support, we are not considering. The third step we want to take on the already flying "Angara". This compilation will allow us to save both time and money. We take what we already have, we do not bear the additional costs and do not go in, "the prospect of decades." I am sure that the creation of "superheavy" under this scheme is possible in record time - it is about five to seven years.

On va "utiliser ce que nous avons déjà" donc le RD-171 (kerolox) et on gagne du temps et de l'argent sans se lancer dans des longues innovations (donc pas de propulsion LH2/LOX sur les premiers et deuxièmes étages). Le développement du lanceur super lourd pourrait être très rapide : de 5 à 7 ans.

The head of RKK explained that the draft is laid rocket, which send about 80 tons into low support orbit (LEO). The further evolution of "superheavy" based on the RD-171 technology implies the possibility of increasing rocket carrying capacity up to 120 tons to LEO, and if necessary to 160 tons in LEO by changing the layout of the rocket engines and expansion opportunities.

Donc on peut même envisager une famille évolutive (vers des capacités accrues 80/120/160 t) selon les besoins..... (mais sans pour autant préciser quelles pourraient être les techniques...... disposition des moteurs ? c'est bien vague)

En tout cas le plan d'une mission Lune utilisant quatre Angara 5 est mis au rencard :

By this time we have, I think, to begin work on the implementation of "superheavy" that will allow us to turn of 2025 to come up with a carrier that will realize all our ambitions for the lunar program.
.../cut/....
Load "Angara A5V" was to be 38 tons of payload into LEO when used in the composition of its upper stage with an oxygen-hydrogen stage. This, of course, is not enough for this "moon rocket".

Reste à voir quel constructeur publiera un premier design de ce lanceur  :bounce1:

Je me fiais entre autre à ceci. Comme quoi, on apprend tous les jours  

http://m.futura-sciences.com/videos/fiche/rs-25-moteur-fusee-plus-puissant-monde-assemble-time-lapse-2140/

Le RD-170 est une vraie pépite, je suis ravi qu'il soit remis au goût du jour. Il mérite de voler ! :hot:

Serait-ce comparable au projet Energia 5 ?

http://russianspaceweb.com/energia5k.html

Kero-lox, Rd-171 et Rd-191.

Les chiffres donnés sont de 80 tonnes en orbite basse, pour 2400 tonnes au départ (=> 3%).

Pour rappel, Saturn-V, c'était ~140 tonnes pour 3000 tonnes au départ (=> 4.6%)

Tirez en vos conclusions sur le couple L2/O2

Hayabusa2015 a écrit:Je me fiais entre autre à ceci. Comme quoi, on apprend tous les jours  

http://m.futura-sciences.com/videos/fiche/rs-25-moteur-fusee-plus-puissant-monde-assemble-time-lapse-2140/

j'ai arrêté de lire futura-sciences, c'est malheureusement souvent truffé d'erreurs :(

MrK a écrit:Serait-ce comparable au projet Energia 5 ?

http://russianspaceweb.com/energia5k.html

Kero-lox, Rd-171 et Rd-191.

Les chiffres donnés sont de 80 tonnes en orbite basse, pour 2400 tonnes au départ (=> 3%).

Pour rappel, Saturn-V, c'était ~140 tonnes pour 3000 tonnes au départ (=> 4.6%)

Tirez en vos conclusions sur le couple L2/O2

Je pense qu'il ne faut s'obnubiler sur ce ratio tonnage départ/LEO.
C'est avant tout le coût qui est le nerf de la guerre. Couplé au besoin réel que tu as.

Le Kerolox reste bien plus simple et bien moins cher à mettre en oeuvre que le LH2/LO2
Après tout dépend de quel tonnage tu as besoin de placer en LEO. Pour 140T d'Apollo tu dois impérativement passer par du LH2/O2 en premier étage, idem pour le STS (109T en LEO), car en Kerolox ta fusée super-lourde aurait atteint un poids dantesque au décollage (dans les 4500 tonnes), avec tous les problèmes de structure qui vont avec.

Par contre pour la tranche lourde moins de 90T en LEO le kerolox est jouable et économique pour le premier étage, SpaceX ne s'y est pas trompé pour sa Falcon Heavy (1400T au sol / 54T en LEO).

Pour les étages supérieurs LH2/LO2 reste et restera indispensable en attendant une évolution majeur de la propulsion spatiale.

Saturn V en Hydro/Lox premier étage ???

https://en.wikipedia.org/wiki/Rocketdyne_F-1

???

rappel des moteurs de 1er étages :

grosse image:

MrK a écrit:Saturn V en Hydro/Lox premier étage ???

https://en.wikipedia.org/wiki/Rocketdyne_F-1

???

Effectivement, le premier étage de Saturn 5 est bien évidemment kérosène/LOx et non à hydrogène...

BBspace a écrit:

MrK a écrit:Saturn V en Hydro/Lox premier étage ???

https://en.wikipedia.org/wiki/Rocketdyne_F-1

???

Effectivement, le premier étage de Saturn 5 est bien évidemment kérosène/LOx et non à hydrogène...

Oups effectivement, le 1er étage était bien RP-1-Lox. C'est le second étage qui était Hydro/Lox.

Un peu difficile de rester dans le "on topic" sur ce FIL où les "historiens" noient un peu le poisson sur ce sujet plutôt tourné vers l'avenir :bounce:

A la fin de l'article cité par Nikolaï, une phrase m'a intrigué

And not to develop the hydrogen engine, because it would have had to create from scratch and plus hydrogen technologies require the creation of a very expensive infrastructure at Baikonur.

Cela voudrait dire qu'un des éléments pris en compte pour rester en kerolox, c'est que créer une usine à LH2 et l'alimentation d'un pas de tir serait très cher. Donc (déduction personnelle) même les étages supérieurs n'utiliseraient pas le couple LH2/LOX.
De plus c'est Baïkonour qui serait envisagé comme cosmodrome lunaire .... et pas Vostochnyi.

L'emploi du kérox pour le premier étage, ce n'est pas qu'une question de prix des ergols ou de facilité d'emploi par rapport à l'hydrox : il permet aussi des poussées supérieures pour cet étage porteur, donc une accélération plus grande au départ et par conséquent une réduction des pertes gravitationnelles . Pour les étages inférieures, on privilégie la poussée ,quitte à réduire l'impulsion spécifique ... d'où aussi les boosters à poudre.

 Par contre pour les étages supérieurs , c'est l'ISP qu'il faut privilégier pour avoir le moins possible à faire porter par les étages en dessous avant leur largage .  D'où l'emploi de l'hydrox et aussi les moteurs ioniques pour les sondes spatiales.

Une vidéo très orientée mais très intéressante sur les merveilles de l'astronautique russe (en fait soviétique principalement):

Cette usine Voronezh Machine Factory devrait donc être impliquée dans la motorisation du nouveau lanceur super-lourd (si bien sûr le projet annoncé se concrétise) ?

montmein69 a écrit:
De plus c'est Baïkonour qui serait envisagé comme cosmodrome lunaire .... et pas Vostochnyi.

C'est une erreur malheureusement classique de la traduction automatique: cosmodrome est traduit en Baïkonour.

Le texte en russe est bien cosmodrome:

И не разрабатывать водородную ступень, потому что создавать ее пришлось бы с нуля и плюс к тому водородные технологии требуют создания очень дорогой инфраструктуры на космодроме.

montmein69 a écrit:Un peu difficile de rester dans le "on topic" sur ce FIL où les "historiens" noient un peu le poisson sur ce sujet plutôt tourné vers l'avenir :bounce:

A la fin de l'article cité par Nikolaï, une phrase m'a intrigué

And not to develop the hydrogen engine, because it would have had to create from scratch and plus hydrogen technologies require the creation of a very expensive infrastructure at Baikonur.

Cela voudrait dire qu'un des éléments pris en compte pour rester en kerolox, c'est que créer une usine à LH2 et l'alimentation d'un pas de tir serait très cher. Donc (déduction personnelle) même les étages supérieurs n'utiliseraient pas le couple LH2/LOX.
De plus c'est Baïkonour qui serait envisagé comme cosmodrome lunaire .... et pas Vostochnyi.

Bonne déduction, ça rejoint ce que je disais précédemment (malgré mon erreur sur les étages  :oops:). Les russes vont certainement se passer totalement de LH2/LOX d'où le ratio tonnage sol/LEO très bas. Mais s'ils n'ont pas besoin de plus en LEO l'idée est bonne et économique, et donc réaliste vu leurs moyens limités.

L'isp du kero n'est "que" 26% inférieure à celle du LH2 (320 contre 435).

Oui mais l'indice structurelle des réservoirs de RP1 sont très inférieurs à ceux du LH2, surtout pour les étages supérieurs. L'avantage du LH2 n'est pas forcément évident quand on prend tous les paramètres en compte. Quant au ratio de tonnage, il est pour finir plus dépendant des trajectoires et des matériaux que du type de carburant, les fusées "full-RP1" ne sont pas beaucoup moins efficaces que celles au LH2.
Quand au CH4, c'est probablement une solution optimale sur pas mal de plans.

RD107 a écrit:

montmein69 a écrit:
De plus c'est Baïkonour qui serait envisagé comme cosmodrome lunaire .... et pas Vostochnyi.

C'est une erreur malheureusement classique de la traduction automatique: cosmodrome est traduit en Baïkonour.

Oui et en dehors de la traduction automatique * je suis incapable de prendre connaissance d'un article écrit en russe.
* je préfère une version qui traduit en anglais, car le texte qu'on obtient en français est, je trouve, un galimatias pire et les erreurs d'interprétation plus fréquentes.

Le texte en russe est bien cosmodrome:

И не разрабатывать водородную ступень, потому что создавать ее пришлось бы с нуля и плюс к тому водородные технологии требуют создания очень дорогой инфраструктуры на космодроме.

OK ... merci pour la correction.
Donc si c'est "cosmodrome" le bon terme ..... rien n'indique lequel serait privilégié. Avec mon erreur d'interprétation, je trouvais bien un peu bizarre que ce ne soit pas Vostochnyi qui soit choisi .... mais comme ils ont un bail pour Baïkonour jusqu'à 2050 (et les relations avec les kazhaks plus apaisées) et qu'il sont déjà occupés à construire à Vostochnyi, le pas de tir pour Angara ....

Il faudra donc attendre des précisions..... pour voir où cela se concrétise et surtout si l'argent nécessaire est bien au rendez-vous :bounce1:

Space Opera a écrit:
Quand au CH4, c'est probablement une solution optimale sur pas mal de plans.

Effectivement  et sans tenir compte des projets martiens  de production de méthane à partir du dioxyde de carbone  par réaction de Sabatier ... donc en restant Terre à Terre ! ;)

Le CH4 ne va pas apporter de bénéfice par rapport au kérosène. Si l'isp du méthane est légèrement meilleur (+10 tant au niveau de la mer que dans le vide) l'étage va cependant être plus volumineux - le méthane liquide a une densité de 422kg/m3 contre 800kg/m3 pour le kérosène. De même le ratio oxygène brûlé est plus élevé pour le méthane (3.5) que pour le kérosène (2.1). Les réacteurs méthane sont plus lourds que les kérosène. Globalement un étage méthane va être 3% plus lourd qu'un kérosène malgré la meilleur isp. Sans compter la perte de CX.

A moins d'avoir tout un panel moteurs, structures et infrastructures CH4 sous la main, les Russes ont meilleur temps de rester sur le kérosène qu'ils maitrisent. Ils ne gagneraient absolument rien avec le méthane.

Et ce serait une gabegie d'équiper leur second étage en CH4 si leur premier étage est kérosène : double infrastructure de remplissage et de stockage d'ergols.

Non le grand avantage du CH4 c'est pour faire le plein sur Mars. Ce type de moteur y est même indispensable, SpaceX ne s'y est pas trompé.