Lanceur super-lourd russe : le retour !

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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.


Dernière édition par aRes le Mar 23 Aoû 2016 - 19:22, édité 1 fois

aRes

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Les étages de certains lanceurs Soyouz sont remplis avec des kérosènes différents, voir http://www.kosmonavtika.com/lanceurs/soyouz/sol/remplissage/remplissage.html
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Avec le méthane on peux monter à près de 360 s d'Isp dans l'atmosphère et près 380 s dans le vide, ça compense nettement la masse volumique moyenne plus faible du tandem Methalox que du tandem Kerolox. En plus on peut faire plus de chilling avec le méthane qu'avec le kérosène (mais moins qu'avec l'oxygène), il se conserve plus longtemps à l'état liquide que le kérosène dans l'espace et génère moins de suies que le kérolox...

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Lanceur super-lourd russe : le retour ! - Page 3 1458782828-discovey2001-terre
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@Henri a écrit:
Avec le méthane on peux monter à près de 360 s d'Isp dans l'atmosphère et près 380 s dans le vide, ça compense nettement la masse volumique moyenne plus faible du tandem Methalox que du tandem Kerolox. En plus on peut faire plus de chilling avec le méthane qu'avec le kérosène (mais moins qu'avec l'oxygène), il se conserve plus longtemps à l'état liquide que le kérosène dans l'espace et génère moins de suies que le kérolox...

Oui comme je disais l'isp est globalement supérieure de 10 pour le méthane par rapport au kérosène, ça peut varier légèrement suivant le moteur, mais pas de quoi concurrencer l'isp du LH2/LO2 et encore moins un NERVA.

Les Russes ne vont pas se lancer dans la R&D longue et coûteuse d'un super-moteur CH4 alors qu'ils ont sous la main le moteur le plus puissant au monde : un RD-171 kérosène qui tourne comme une horloge. Ils ne vont pas réinventer la roue à chaque nouvelle fusée.

Et la suie leur importe peu pour deux premiers étages qui vont retomber au sol après quelques minutes de vol.

On est plutôt curieux de voir les caractéristiques du troisième étage une fois les 80T en LEO.


Dernière édition par aRes le Mar 23 Aoû 2016 - 19:02, édité 1 fois
aRes
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Un peu surpris par les valeurs annoncées plus haut
Plus de 800 kg mètre cube pour CH4 et le kérosène plus lourd que l'eau je sais que la chimie a fait des progrès mais quand meme je suis dubitatif.
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hector 45
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@aRes a écrit: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.
C'est pas le seul "grand avantage", l'autre grand avantage c'est l'absence de suie qui permet une réutilisation des étages. Et offre un meilleur potentiel pour le double flux et le pintle.
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@hector 45 a écrit:Un peu surpris par les valeurs annoncées plus haut
Plus de 800 kg mètre cube pour CH4 et le kérosène plus lourd que l'eau je sais que la chimie a fait des progrès mais quand meme je suis dubitatif.

Désolé. Valeurs corrigées; l'écart reste le même.
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@Space Opera a écrit:
@aRes a écrit: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.
C'est pas le seul "grand avantage", l'autre grand avantage c'est l'absence de suie qui permet une réutilisation des étages. Et offre un meilleur potentiel pour le double flux et le pintle.

Sans rentrer dans le débat du réutilisable, SpaceX a bel et bien choisi le RP-1+LOx pour son moteur Merlin réutilisable. Pas de CH4 avant le Raptor.
Les faits sont là, les Russes ont choisis le RD-171, donc ça sera le kérosène pour le premier étage, et probablement pour le second.
Par contre pour les étages supérieurs à voir, je parierai sur de l'UDMH vu qu'ils maîtrisent également.
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@aRes a écrit:
Les Russes ne vont pas se lancer dans la R&D longue et coûteuse d'un super-moteur CH4 alors qu'ils ont sous la main le moteur le plus puissant au monde : un RD-171 kérosène qui tourne comme une horloge. Ils ne vont pas réinventer la roue à chaque nouvelle fusée.
Et la suie leur importe peu pour deux premiers étages qui vont retomber au sol après quelques minutes de vol.

Assurément ce sont les points qui guideront la décision des russes (avec et cela a déjà été dit, le coût élevé des infrastructures à intégrer sur le cosmodrome pour gérer un nouvel ergol).
On remarque d'ailleurs que plusieurs discussions du FCS, qui avaient été initiées à partir de déclarations d'intention - ou même d'essais préliminaires - des russes afin de s'orienter vers d'autres propulsions, ont fait pschittt notamment après les problèmes budgétaires aggravées du pays et en conséquence des budgets contraints dans le spatial :
https://www.forum-conquete-spatiale.fr/t824-programme-franco-russe-oural#47670
https://www.forum-conquete-spatiale.fr/t13870-les-nouvelles-du-moteur-au-melange-acetylene-et-ammoniaque-atsetam

Les discussions académiques sur le sujet des mérites comparés des couples d'ergols, ne sont certes pas sans intérêt .... mais ne les feront pas changer d'idée dans le cas de ce projet de lanceur : s'ils le font ce sera du kerolox.
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@aRes a écrit:
@Space Opera a écrit:
C'est pas le seul "grand avantage", l'autre grand avantage c'est l'absence de suie qui permet une réutilisation des étages. Et offre un meilleur potentiel pour le double flux et le pintle.
Sans rentrer dans le débat du réutilisable, SpaceX a bel et bien choisi le RP-1+LOx pour son moteur Merlin réutilisable. Pas de CH4 avant le Raptor.
Les faits sont là, les Russes ont choisis le RD-171, donc ça sera le kérosène pour le premier étage, et probablement pour le second.
Par contre pour les étages supérieurs à voir, je parierai sur de l'UDMH vu qu'ils maîtrisent également.
Les russes n'ont pas vraiment le choix sur le Rp-1 de toute façon, leur filière industrielle est déjà lancée comme un train à grande vitesse. SpaceX a vite envie de transitioner vers le CH4 pour les avantages de la réutilisation, ils veulent s'éviter un certain nombre de casse-tête qu'ils ont actuellement avec le Merlin.
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Donc tout le monde y va de sa grosse fusée en vue d'un éventuel avenir radieux dans les années 2020, mais pas l'Europe. C'est quand même curieux.
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Spaceman

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@Spaceman a écrit:Donc tout le monde y va de sa grosse fusée en vue d'un éventuel avenir radieux dans les années 2020, mais pas l'Europe. C'est quand même curieux.

Hormis quelques arbres majestueux (Rosetta, Huygens, et plus loin dans le passé Giotto) qui cachent l'absence de forêt, le manque d'ambition de l'Europe spatiale n'est pas une nouveauté...

Et dire que l'Europe a même failli réduire sa capacité de satellisation en envisageant la version PPH d'Ariane-6...
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@David L. a écrit:
@Spaceman a écrit:Donc tout le monde y va de sa grosse fusée en vue d'un éventuel avenir radieux dans les années 2020, mais pas l'Europe. C'est quand même curieux.

Hormis quelques arbres majestueux (Rosetta, Huygens, et plus loin dans le passé Giotto) qui cachent l'absence de forêt, le manque d'ambition de l'Europe spatiale n'est pas une nouveauté...

Et dire que l'Europe a même failli réduire sa capacité de satellisation en envisageant la version PPH d'Ariane-6...

On louera ou achètera des places sur les vaisseaux américains, pendant que les Russes et Chinois s'allieront à terme pour leurs grandes ambitions.
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Pour en revenir à notre lanceur voici ce qui avait été proposé en 2013 par RKK Energia, ça envoyait 79T au septième ciel  :


Lanceur super-lourd russe : le retour ! - Page 3 Iso_cutaway_1


Ca mangeait du kérolox sur les 2 premiers étages en grappe à base de RD-171 (notre fameux monstre) : ça envoie du 7550KN au niveau de la mer et 7900KN dans le vide pour chaque réacteur (qui a 4 chambres de combustion).
Au total le bousin devait envoyer 3775 tonnes de poussée au décollage.
L'isp n'est "que" de 303(mer)/331(vide).

Puis du RD-191V pour le 3ème étage. Le RD-191 classique envoie 1920KN(mer)/2090Kn(vide). Ce petit animal utilisé pour tous les premiers étages URM-1 d'Angara n'est autre que le petit frère du RD-171. Kerolox aussi les gars (oui les pro-CH4 vont maudire les Russes). L'isp est de 311(mer)/337(vide). Cette version V devait être optimisé pour le vide spatial (Vacuum) donc avoir un meilleur isp.

Ces 3 étages faisaient 4.1 m de diamètre .... comme le Proton, afin de pouvoir aisément utiliser leur infrastructure de chez GKNPTs Khrunichev à Moscou vers ..... Baikonour. Car pour Votochny tout est calibré au max pour du 3.8m, à moins de prendre l'avion.

Ces 3 étages nous mettaient 79 tonnes en orbite....

Le quatrième étage devait être du LH2/LOX propulsé par deux petit RD-0146.


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Enterré ? ...... voilà que je tombe sur http://sputniknews.com/russia/20160822/1044508098/russia-roskosmos-super-heavy-carrier-rocket.html  :study:  qui nous explique que le nouveau bébé super-lanceur russe sera équipé du moteur RD-171, que les deux premiers étages ne seront pas à base d'hydrogène (donc on aura bien nos RD-171 en grappe pour les 2 premiers étages).

Tout aussi intéressant le 3ème étage sera basé sur Angara (donc obligatoirement le p'tiot RD-191 ou un proche cousin ... le RD-191V ? vous m'ôtez les mots de la bouche).

Allez je vous laisse revoir le croquis de fusée en haut.

L'inconnue va bel et bien être leur 4ème étage:
- vont-ils miser en LH2/LOX ? dans ce cas ils utiliseront leur moteur RD-0146 de l'étage KTV d'Angara, isp(vide) de 463 et 10 tonnes de poussée, mais seulement allumable 5 fois. Donc à utiliser par 2.
- ou de l'UDMH/peroxyde d'azote : le s5.92 utilisé pour Fregat et pour Briz offre une isp(vide) de 331 et 2 tonnes de poussée, en utiliser plusieurs permettrait une redondance. Allumable 25 fois.

Leur raison ? le développer rapidement (en 5 à 7 ans) sans que ça leur coûte un bras.
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@aRes a écrit: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.
Effectivement , tout çà est à prendre en compte.
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@aRes a écrit:Pour en revenir à notre lanceur voici ce qui avait été proposé en 2013 par RKK Energia, ça envoyait 79T au septième ciel  :

Lanceur super-lourd russe : le retour ! - Page 3 Projet12


Ca mangeait du kérolox sur les 2 premiers étages en grappe à base de RD-171
.../cut/....
Puis du RD-191V pour le 3ème étage.

Oui on retrouve trace de l'appel d'offre de l'époque - lancé par Roscosmos - dans ce FIL de notre forum ....

https://www.forum-conquete-spatiale.fr/t14211-une-fusee-russe-lourde-pour-le-pts-vostochny-et-la-lune

Et la proposition de design de RKK Energia (avec le modèle 67 t au milieu) :
(selon la dénomination russe les 4 boosters sont appelés premier étage et le corps central deuxième étage soit 5 éléments en fagot)

Lanceur super-lourd russe : le retour ! - Page 3 B8267410
https://www.forum-conquete-spatiale.fr/t14211-une-fusee-russe-lourde-pour-le-pts-vostochny-et-la-lune#271435

Donc les russes ont déjà réfléchi au problème. Le projet ré-apparait maintenant (par volonté Poutinienne) après avoir été mis en sommeil pour les raisons budgétaires que l'on connait.

Reste à savoir si ce projet sera finalement géré par RKK Energia ou un autre constructeur ? Krounitchev ayant à gérer Proton qui n'a pas fini sa carrière et Angara ce serait assez logique ?
Reste aussi à préciser où sera installé le pas de tir : Baïkonour ou Vostochnyi (avec les possibles problèmes de transport - si le diamètre des cores est trop grand - , comme signalé) :scratch:
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Dmitri Rogozine indique lors d'une conférence que la construction du pas de tir du lanceur super-lourd commencera à Vostotchnyi en 2023.

https://ria.ru/space/20161028/1480233038.html

Commentaire perso : chacun accordera à cette date la crédibilité qu'il souhaitera, mais ce que je retiens c'est que l'idée du super-lourd semble être prise au sérieux.

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@nikolai39 a écrit:Dmitri Rogozine indique lors d'une conférence que la construction du pas de tir du lanceur super-lourd commencera à Vostotchnyi en 2023.

https://ria.ru/space/20161028/1480233038.html

Commentaire perso : chacun accordera à cette date la crédibilité qu'il souhaitera, mais ce que je retiens c'est que l'idée du super-lourd semble être prise au sérieux.

Sait-on à quelle échéance, même informelle, l'architecture de ce lanceur sera décidée ?
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@David L. a écrit:Sait-on à quelle échéance, même informelle, l'architecture de ce lanceur sera décidée ?

Moi en tout cas je ne sais pas...

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Une image de presentation d'ingénieur principal de Roscosmos (Alexandr Medvedev):
Lanceur super-lourd russe : le retour ! - Page 3 1474807566-7e1a94959834dd234632bf2d8c5dab4f
Premier étage — Feniks (Kerolox)
Deuxième étage — KVTK de Angara (hydrogène)
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@Sytyi a écrit:Une image de presentation d'ingénieur principal de Roscosmos (Alexandr Medvedev):
Lanceur super-lourd russe : le retour ! - Page 3 1474807566-7e1a94959834dd234632bf2d8c5dab4f
Premier étage — Feniks (Kerolox)
Deuxième étage — KVTK de Angara (hydrogène)

Merci pour l'info.
Par contre, est-ce bien le KVTK ? Pour moi, le KVTK serait un bloc d'insertion orbitale (= dernier étage), et non un étage de lanceur.

EDIT : ok, on a bien un KVTK placé après le troisième étage Hydro/LOx

Mais bon, là, ça fait développer le A5-V ET le Feniks. C'est plus cher que la solution 100% Kerolox avec un Rd-190 en troisième étage.
Entre le développement de la version H2/LOx de Angara, et la construction des installations H2 au sol, coûts, délais ... mirages ?


Dernière édition par MrK le Sam 5 Nov 2016 - 18:18, édité 1 fois (Raison : précisions KVTK)
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Magnifique !
Tu l'as trouvé où ?

Pour les versions STK-3 et -5, il y a certes un Kvtk en étage supérieur, mais en-dessous il y a un 2ème étage URM-3V avec le moteur RD-0150.

Attention toutefois : ceci est une proposition de Khrounitchev, et non pas une architecture validée par Roscosmos.

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@nikolai39 a écrit:
Attention toutefois : ceci est une proposition de Khrounitchev, et non pas une architecture validée par Roscosmos.

Haha, chassez-les par la porte, ils reviennent par la fenêtre !

Et moi qui croyait que le projet de lanceur super lourd devait s'articuler autour du corps central Feniks comme premier/second étage, et ce même Feniks développé à partir de technologies sur étagères ... et même avec ça, il faudra croiser les doigts pour le voir se réaliser, voila que Khrounitchev revient à la charge en proposant un "montage" permettant de justifier le core Hydro/LOx de Angara !

C'est vraiment une guerre impitoyable pour les projets et crédits ?
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@MrK a écrit:Et moi qui croyait que le projet de lanceur super lourd devait s'articuler autour du corps central Feniks comme premier/second étage, et ce même Feniks développé à partir de technologies sur étagères

Mais c'est bien ça ! Sur ton schéma, on voit que le lanceur super-lourd (STK) aura un premier étage constitué de 3, 5 ou 7 Feniks, suivant la version, et que le Feniks sera une "Zenit made in Russie" motorisée par un RD-171M. Et l'entreprise qui fera le Feniks n'a pas encore été choisie...

C'est pour le deuxième étage du STK que l'étage LOX/LH2 d'Angara-A5V sera utilisé.

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@nikolai39 a écrit:
C'est pour le deuxième étage du STK que l'étage LOX/LH2 d'Angara-A5V sera utilisé.

C'est quoi le "gros second étage" qu'on voit pour le STK-7 avec un fagot de 7 cores Feniks en premier étage ?
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@montmein69 a écrit:C'est quoi le "gros second étage" qu'on voit pour le STK-7 avec un fagot de 7 cores Feniks en premier étage ?

C'est pas très lisible, mais a priori il serait motorisé par quatre RD-0150 LOX/LH2... Un beau bébé !

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