Fusées Jupiter contre Ares, l'architecture alternative 'DIRECT'

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@Henri a écrit: Le lobying n'est peut-être pas en cause,.

Le sujet fut abordé ici à propos d'Horowitz. (et ce n'était pas de l'anti-américanisme primaire mais la reprise de multiples avis sur des forums américains peu soupçonnables sur ce plan)

http://astronautique.actifforum.com/usa-f8/scott-horowitz-quittera-la-nasa-t3558.htm

Cet efficace ambassadeur des intérêts notamment d'ATK-Thiokol, est d'ailleurs toujours actuellement en première ligne pour demander que le budget augmente (prolongation des vols de navette, effort important pour réduire le gap ...).

montmein69

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Le lobbying existe bel est bien aux USA, il est même légalement encadré, mais il concerne essentiellement les élus. Les administrations dépendent de ces derniers. Maintenant dans le cas des lobbyings "officieux" ils ne marchent que s'il y a coïncidence des intérêts (ici : "pas assez d'argent pour tout développer sur la base d'une feuille propre" contrairement à l’époque d’Apollo où c’était Von Braun, ses ingénieurs et les militaires qui imposèrent leurs choix aux industriels grâce à l’argent fédéral qui coulait à flots).

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@Henri a écrit:... contrairement à l’époque d’Apollo où c’était Von Braun, ses ingénieurs et les militaires qui imposèrent leurs choix aux industriels grâce à l’argent fédéral qui coulait à flots).

Ah (sigh) nostalgie quand tu nous tiens ;)
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Steph a écrit:Un article (différent de l'article presse) sur le site de Popular Mechanics : http://www.popularmechanics.com/science/air_space/4298615.html
L'article paru dans la presse est désormais sur le site de PM : http://www.popularmechanics.com/science/air_space/4295233.html
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Le sujet étant revenu dans les discussions à propos de la succession de Griffin, je remonte le sujet. On y retrouve pas mal d'argumentations (pour et contre) et un historique de ce contre-projet.

A ajouter un article paru en janvier dont on n'avait pas (du moins je ne m'en rappelle pas) fait état.

http://www.spacelifestyle-digital.com/spacelifestyle/2008fall/?pg=63

et le site des concepteurs des lanceurs Jupiter :

http://www.launchcomplexmodels.com/Direct/what_is_direct.htm
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En ces temps d'incertitude, il n'est pas inopportun de regarder ce que devient ce projet alternatif.

La NASA envisageant d'abandonner le RS-68 pour retourner au SSME "jetable", le projet DIRECT songe donc à faire la même chose.

Bien que de poussée plus faible, ce moteur dispose d'une meilleure ISP, et donc la part de DeltaV dévolue au deuxième étage pour atteindre l'orbite basse est diminuée. Ainsi, il est inutile de développer un nouveau moteur de forte puissance (le J-2X), et on peut se contenter d'un ensemble de "petits" RL-10.

Par rapport à l'architecture que nous connaissions :

- La Jupiter 120, lanceur intérimaire, deviendrait la Jupiter 130 : 3 SSME au lieu de 2 RS-68. CU de 60 tonnes en orbite basse.

- La Jupiter 232 deviendrait la Jupiter 246 : 4 SSME au lieu de 3 RS-68, 6 RL-10 au lieu de 2 J-2X. La performance annoncée est autour de 100 tonnes en orbite basse, et de 80 tonnes en TLI (lancement double dans ce dernier cas).
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Steph a écrit:La NASA envisageant d'abandonner le RS-68 pour retourner au SSME "jetable", le projet DIRECT songe donc à faire la même chose.

:scratch: Je croyais que le RS-68 était déjà une version simplifiée "jetable" du SSME, ou alors je mélange tout là :scratch:
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D'autant que le RS-68 est encore en production alors que le SSME est voué à disparaître à court terme (je ne suis même pas sûr qu'on ne vit pas déjà sur les stocks de pièces détachées).

Etrange. Une investigation s'impose...
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Steph a écrit:En ces temps d'incertitude, il n'est pas inopportun de regarder ce que devient ce projet alternatif.

La NASA envisageant d'abandonner le RS-68 pour retourner au SSME "jetable", le projet DIRECT songe donc à faire la même chose.

Bien que de poussée plus faible, ce moteur dispose d'une meilleure ISP, et donc la part de DeltaV dévolue au deuxième étage pour atteindre l'orbite basse est diminuée. Ainsi, il est inutile de développer un nouveau moteur de forte puissance (le J-2X), et on peut se contenter d'un ensemble de "petits" RL-10.

Je ne suis pas sûr de comprendre.
Ce que tu dis concernerait l"Ares 5 ? Vu que le SSME n'est allumable qu'au sol. Je n'ai pas vu dans un autre FIL qu'on parle de ce possible changement ?

Du coup ... avec l'Ares 1 et son premier étage constitué d'un booster pas forcément très vaillant ... comment serait propulsé le deuxième étage si on ne développe plus le J2 X ? Des petits RL-10 conviendraient ? bizarre ... bizarre j'avais l'impression que plus on avait de poussée moins on serait obligé de faire une cure d'amaigrissement pour Orion.


Dernière édition par montmein69 le Ven 1 Mai 2009 - 20:22, édité 1 fois
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@Goro a écrit: :scratch: Je croyais que le RS-68 était déjà une version simplifiée "jetable" du SSME, ou alors je mélange tout là :scratch:
Le RS-68 est un moteur très différent du SSME, il n'y a pas de lien entre les deux si ce n'est les ergols ;)

@Aspic a écrit:D'autant que le RS-68 est encore en production alors que le SSME est voué à disparaître à court terme (je ne suis même pas sûr qu'on ne vit pas déjà sur les stocks de pièces détachées).

Etrange. Une investigation s'impose...
Effectivement la production de SSME est très lente, et se fait au coup par coup. Le dernier batch de 3 a dû être produit après la perte de Columbia pour remettre le stock à niveau.

@montmein69 a écrit:Je ne suis pas sûr de comprendre.
Ce que tu dis concernerait l"Ares 5 ? Vu que le SSME n'est allumable qu'au sol. Je n'ai pas vu dans un autre FIL qu'on parle de ce possible changement ?

Du coup ... avec l'Ares 1 et son premier étage constitué d'un booster pas forcément très vaillant ... comment serait propulsé le deuxième étage ? Des petits RL-10 conviendraient ? bizarre ... bizarre j'avais l'impression que plus on avait de poussée moins on serait obligé de faire une cure d'amaigrissement pour Orion.
Pour Ares 1 il faudra toujours le J-2X. Eviter le développement d'un nouveau moteur, et n'utiliser que de l'existant n'est possible qu'avec les Jupiter ici.
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Steph a écrit:
Pour Ares 1 il faudra toujours le J-2X. Eviter le développement d'un nouveau moteur, et n'utiliser que de l'existant n'est possible qu'avec les Jupiter ici.

Alorssi je comprend, la NASA développerait le J2 X et l'utiliserait pour l'Ares 1 , mais ne l'utiliserait pas pour l'Ares 5.

Je trouve cela assez bizarre quand même :
- on ne rechigne jamais à disposer de plus de puissance moteur habituellement.
- on augmente les difficultés et frais de fabrication .. avec une gamme de motorisation qui se met à diverger entre les deux lanceurs. :scratch:

Peut-être y a t'il du lobbying dans l'air, pour distribuer le gâteau entre plus de fournisseurs (dans le cadre de leur plan de relance pour dynamiser les productions et conserver des emplois) ?
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Direct profite d'un éventuel retour au SSME pour enfoncer un peu plus le clou en proposant le RL-10 comme moteurs du deuxième étage. Ainsi ils éliminent tout développement de nouveaux moteurs.

Direct : SSME (existant) + SRB 4 segment (existant) + RL-10 (existant).
Ares : SSME (existant) + SRB 5 segments (nouveaux) + J-2X (nouveaux).
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autant pour ares 1, un retour a un autre lanceur est difficilement faisable je pense, est-ce que ce serai la cas pour ares 5 ???
bon, si il faudrait 2 tir Jupiter pour 1 voyage lunaire, pourquoi pas 2 tir ares 5 alors !!! ça permettrai d'envoyer tout un convoie ça !
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@yoann a écrit:autant pour ares 1, un retour a un autre lanceur est difficilement faisable je pense, est-ce que ce serai la cas pour ares 5 ???
bon, si il faudrait 2 tir Jupiter pour 1 voyage lunaire, pourquoi pas 2 tir ares 5 alors !!! ça permettrai d'envoyer tout un convoie ça !

Le problème c'est pas 1 ou 2 tirs de Ares V par rapport à Direct, mais le temps de développement et le coup qui s'allonge pour le développement d'Ares.
Techniquement, Ares 1 est une bourde, les perfs qui diminuent sans cesse (donc faudra le répercuté sur AresV), tout ca parcequ'il faut absolument garder le 1er étage à ergols solide.
Etage à poudre = Isp faible + masse inerte importante = faible perfs.
Et tout ca pour faire plaisir aux lobbies :evil:
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@yoann a écrit:bon, si il faudrait 2 tir Jupiter pour 1 voyage lunaire, pourquoi pas 2 tir ares 5 alors !!! ça permettrai d'envoyer tout un convoie ça !
Remarque très juste. Deux tirs de Ares V peuvent très facilement envoyer la masse nécessaire aux missions envisagées. Il faudrait que je fasse le calcul mais on doit être au dessus des 100 t en TLI pour 75 demandées.

Mais il y a d'autres éléments à considérer. Par exemple Ares V ne respecte pas une règle établie par la NASA pour le nouveau système de transport, à savoir une probabilité de perte d'équipage (LOC ou Loss Of Crew) inférieure à 1/1000. De mémoire Ares V est donnée autour des 1/300 et Ares I flirte avec la limite des 1/1000 (alors qu'au départ on était autour des 1/2000, un autre paramètre qui s'est dégradé soit dit en passant).

Un autre élément à prendre en compte est le coût de l'engin, Ares V coute très cher car il ne réutilise pas les éléments du STS. Ainsi il faut développer un nouveau réservoir cryotechnique de 10 m (au lieu de 8,4), un nouveau SRB 5 segments (éventuellement à enveloppe composite, et éventuellement avec un carburant différent), et le moteur J-2X. Autant de matériel sur lequel on dispose de peu de recul. Sans parler des modifications des pads. Bref un tir d'Ares V coute cher, et le risque est que l'on en envoie très peu au final.

Une solution serait donc de diminuer la taille de Ares V, ne lui faire utiliser que des éléments existant et limitant les développements hasardeux, jusqu'à ce qu'on arrive à la performance requise. Un lanceur de classe 100 t en orbite basse est bien moins cher, et fait parfaitement l'affaire. D'ailleurs Lamba0 vient de donner un lien vers une étude qui évoque 82 t dans ce fil comme optimum.
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@yoann a écrit:autant pour ares 1, un retour a un autre lanceur est difficilement faisable je pense, est-ce que ce serai la cas pour ares 5 ???
bon, si il faudrait 2 tir Jupiter pour 1 voyage lunaire, pourquoi pas 2 tir ares 5 alors !!! ça permettrai d'envoyer tout un convoie ça !
Oui mais là vous oubliez un élément de taille.

L'Ares I doit être man-rated, donc elle a intérêt a être la plus simple possible. Chose que l'architecture de l'Ares I fait parfaitement.

Par contre l'ARES ne l'est pas, man-rated, normale.

Dans ton cas le gros vaisseau devrait être man-rated d'une part pour envoyé du cargo et d'autre par la capsule. Or ca coute cher très cher, et rien que pour ca je suis d'avis que ce concept alternatif ne fonctionnera pas.
Il n'y a qu'à lire les doc de la Nasa, le taux de fiabilité de l'ARES I est beaucoup plus élévé que celui des ARES V.

Bon autre sujet, plus haut on parlais des moteur SSME de la navette. Le problème sont les suivants:
- Ces moteur sont très très complexe et dure à fabriquer de tel manière qu'il me semble qu'il est plus rentable d'utiliser 5 RS-68 qu'un unique SSME!
- Le temps de fabrication + test de ces moteur sont extrêmement long
- Même le fabriquant du moteur SSME dit lui même qu'il est impossible de pouvoir augmenter les capacité de production de ces moteurs de tel manière à satisfaire la demande pour le programme lunaire. Il en faudra plusieurs dizaine chaque année. Or techniquement il est impossible dans les délais d'en fabriquer en quantité.


Autre petit chose. Les images de ces Jupiter sont bien belles. Mais prenons exemple du réservoir centrale, qui est réutilisé en partie de la navette spatiale, pour réduire les couts. Or je doute que sa structure soit capable de soutenir toute la charge sur son sommet alors qu'à sa conception la charge se trouve sur son dos.
Ce que je veux dire, c'est que le projet sur le papier est bien beau. Mais c'est quand on passe à l'étape suivante de la conception que les problèmes apparaissent, et je doute qu'avec les moyens limiter des ingénieurs travaillant sur jupiter, qu'ils aient la possibilité d'avoir tous les éléments ne mains pour dire si oui ou non leurs système sera moins cher ou non que l'ARES.


EDIT:
Personnellement je ne voit pas où est le problème d'utiliser des booster sur l'ARES I, ca fait polémique, néanmoins niveau sécurité je ne vois pas le danger, dans le cas ou la capsule se trouve bien plus haut séparer par un autre étage et pourvu d'un système d'éjection.
Un booster n'explose pas aussi violemment qu'un étage cryo.
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@soa a écrit:...
EDIT:
Personnellement je ne voit pas où est le problème d'utiliser des booster sur l'ARES I, ca fait polémique, néanmoins niveau sécurité je ne vois pas le danger, dans le cas ou la capsule se trouve bien plus haut séparer par un autre étage et pourvu d'un système d'éjection.
Un booster n'explose pas aussi violemment qu'un étage cryo.
Là, çà n'est pas tout à fait juste. Un étage cryo qui part en vrille (en général suite au "désassemblage dynamique" d'un de ses moteurs) met plusieurs secondes pour se disloquer et les ergols ont beau être plus énergétiques, ils ne sont pas intimement mélangés comme dans un étage solide. Résultat, l'explosion est plus "molle" que pour un propulseur solide et on est averti plus tôt avant la catastrophe. (d'ailleurs, la navette Challenger n'a pas été détruite par l'explosion du réservoir central, mais par la trainée atmosphérique).
Un booster solide explose en moins d'une fraction de seconde (et sans prévenir, confère la vidéo de l'explosion d'une Delta quelque part sur ce forum).
Or la plupart des problèmes du stick, viennent de là ; ces considérants ont amené les concepteurs d’Ares I à surdimensionner la tour d’éjection, et c’est ce qui plombe le rapport de masse de ce lanceur.

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Tu as raison, le reservoir ne serait pas utilisé “tel quel” pour passer d’une conf avec charge excentrée à une conf avec charge au dessus. Il y aura des modifications à apporter, d’ailleurs l’équipe Direct n’élude pas la question. Mais elle fait remarquer que ces modifications seront bien moins importantes que celle à apporter au réservoir de Ares V, ce dernier faisant 10 m de diamètre (au lieu de 8,4 pour le STS et les Jupiter), et des points d’attache modifiés pour les SRB 5 (ou 5,5) segments au lieu des SRB 4 segments, etc ...

Personnellement, j’étais assez favorable à l’architecture sélectionnée par l’ESAS en 2005 (4 ans déjà …). Utiliser un SRB comme premier étage semblait une bonne idée sur le papier, mais force est de constater que cette option technologiquement risquée ne paye pas. Le fait de ne plus utiliser un SSME démarré en vol comme moteur du 2e étage, et le passage à un SRB segment 5 segment a annulé le bénéfice de l’engin. S’y ajoute les graves problèmes de vibrations ayant imposé l’utilisation d’amortisseurs entre premier et second étage. La CU est tombée de 25 à 20 tonnes en orbite basse, et Orion en a subi lourdement les conséquences …
Et comme le fait remarquer Henri, cela impose l’utilisation d’une tour de sauvetage surdimensionnée, à cause du profil de vol assez atypique et pour qu’en cas d’évacuation la capsule ne soit pas percutée par le SRB …

Concernant les moteurs, oui les SSME sont plus chers que les RS-68. Mais l’équipe Direct n’envisage leur utilisation que parce que la NASA l’envisage également ! A cause des difficultés à faire cohabiter autant de RS-68 (six) et les deux SRB. L’environnement thermique étant trop contraignant pour les tuyères des RS-68 qui ne sont pas refroidis. S’il s’avère que finalement les RS-68 peuvent être utilisés, la configuration Direct V2.0 est toujours valable.
Il ne faut pas oublier que les prix actuels des SSME reflètent les très petites séries, et les couteux travaux de remise en état entre chaque vol. Si le SSME devient « jetable », les prix chuterait forcément même s’il n’atteindrait jamais ceux des RS-68 conçus comme tel dès le départ.

Bref, l'architecture Direct n'est certainement pas une solution magique dénuée de tout problème, néanmoins celle-ci limite les développements hasardeux et reste sur des solutions plutôt conservatrice si l'on compare à l'architecture Ares 1+5, tout en remplissant les exigences formulées en terme de perfo que de calendrier par exemple.
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Steph a bien résumé l'argumentaire qui peut montrer l'intérêt de faire une Jupiter man-rated avec comme base les éléments existants.
Ce lanceur n'aura pour travail que de monter la capsule en orbite LEO ne l'oublions pas (c'est déjà un sacré objectif) ... et une capsule fret pourrait aussi y trouver son compte (pour la desserte de l'ISS).

Je suis nettement moins convaincu de l'intérêt d'abandonner l'Ares 5. On peut jouer "dans la cour des grands" avec ce lanceur, ce qui sera bien plus délicat s'il faut utiliser un lanceur moins performant, car il faudrait multiplier les lancements avec tous les inconvénients possibles et un coût probablement pas inférieur.

Il y a bien sûr de multiples arguments pour ou contre (notamment l'intérêt d'avoir une homogénéité de "morceaux" dans une famille de lanceurs, la maintenance simplifiée etc ...) .
Mais je pense qu'il est possible de dissocier:
- le problème posé par le lanceur man-rated pour monter une capsule habitée en LEO , si le stick devait être remis en cause (ce n'est pas fait ...)
- et le problème d'un lanceur lourd pour le train lunaire, le fret à transporter sur la Lune ou ailleurs etc ...
D'autant que pour Ares 5 ... il y a moins de pression sur les délais, la NASA peut donc s'attaquer plus sereinement à la résolution des problèmes pour maintenir les spécifications.
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montmein69 je crois (ou je t'ai mal lu) que tu oublies que s'il y a bien une version orbite basse (dépourvue d'étage supérieur), il y a également une version avec un étage supérieur dont la capacité simple est autour des 100 tonnes en orbite basse et qui envoie 80 tonnes vers la Lune en lancement double.
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Steph a écrit:montmein69 je crois (ou je t'ai mal lu) que tu oublies que s'il y a bien une version orbite basse (dépourvue d'étage supérieur), il y a également une version avec un étage supérieur dont la capacité simple est autour des 100 tonnes en orbite basse et qui envoie 80 tonnes vers la Lune en lancement double.

Non, je suis seulement un peu sceptique sur la réelle performance de cette version de la Jupiter. Je pense que l'engin s'il était développé serait en deçà des performances espérées sur le papier.
Je ne suis bien sûr pas "fuséologue" ... mais même "à la louche" je me demande comment la Jupiter-Lune pourrait s'approcher des performances de l'Ares 5 (et donc de ses capacités de payload à la fois en masse et aussi en taille ... diamètre de la coiffe) ... vu que l'Ares 5 aura un réservoir cryo beaucoup plus grand, des boosters 5 segments ou même 5,5 ... donc qu'elle sera plus motorisée au niveau de son premier étage.

Mais ... je me trompe peut-être avec un raisonnement si simpliste en première approche ???

Je ne nie pas qu'il y a une part de "coeur" dans mes appréciations ... je n'ai aucune sympathie pour le stick ... mais l'Ares 5 me tape dans l'oeil 🤡
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Je pense que je peux poster cet article dans ce fil, car il y a un rapport avec les fusées Jupiter :

Programme constellation sur la sellette
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je viens de tomber sur ce fil sur nasa spaceflight.com nasa analysis rebuttal

j'ai surement pas tous compris ! :scratch: mais j'ai pas l'impression d'être surpris
( il n'y a pas pire aveugle que celui qui ne veux pas voir )
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peronik

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The NASA analysis was performed in October 2007, but kept secret until an independent journalist uncovered it late last year.

Il s'agit donc d'une éxhumation du rapport fait du temps de Griffin. Donc rien de bien nouveau.

Il sera intéressant par contre de savoir si la commission d'évaluation créée par la nouvelle équipe Obama a entériné les mêmes conclusions.
Probable que oui. Le stick est le lanceur qui sera adopté .. je n'ai guère de doute depuis le début.
Remplira-t'il ses spécifications ? A quel prix ? l'histoire future nous le dira ... mais pas avant un bon moment.
Pour l'instant ... on attend ce que fera l'ersatz Ares1-X ... cet été si le programme ne prend pas de retard.
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@peronik a écrit:je viens de tomber sur ce fil sur nasa spaceflight.com nasa analysis rebuttal

j'ai surement pas tous compris ! :scratch: mais j'ai pas l'impression d'être surpris
( il n'y a pas pire aveugle que celui qui ne veux pas voir )

@montmein69 a écrit:
The NASA analysis was performed in October 2007, but kept secret until an independent journalist uncovered it late last year.

Il s'agit donc d'une éxhumation du rapport fait du temps de Griffin. Donc rien de bien nouveau.
En fait il s'agit d'une contre-analyse (rebuttal) du rapport fait par la NASA (qui lui date de 2007 mais n'a été dévoilé que l'an dernier) au sujet de l'architecture DIRECT. Cette contre-analyse a donc été publiée il y a peu.
On y apprend entre autres que la NASA a pris des hypothèses propres, utilise d'autorité une architecture différente de celle proposée, et a oublié certains aspects comme l'utilisation de fond commun pour le second étage, etc ...

http://www.nasaspaceflight.com/2009/05/direct-rebuttal-nasa-analysis-jupiter-launch-vehicle/
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