Starship - DearMoon - Un voyage touristique circumlunaire en 2023 ?

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Raoul a écrit:Ca veut dire quoi "Stratégique" ?

Je donne un exemple terrien : le Moyen-Orient est aujourd'hui une zone stratégique du fait de la concomitance de deux éléments :

1. Il y a des hydrocarbures dans le sous-sol.
2. Les économies occidentales sont basées sur les hydrocarbures.

Quand il n'y aura plus de pétrole, et/ou quand l'Occident n'aura plus besoin de pétrole, le Moyen-Orient ne sera plus une zone stratégique.

Exemple spatial : l'orbite de la Terre est stratégique car elle permet d'observer et de transmettre. Si on n'est pas capable d'exploiter l'orbite terrestre, on est moins haut dans le rapport de force avec les autres Etats.

La Lune n'offre AUCUNE ressource utile à nos économies ni AUCUNE capacité qui nous permette d'être mieux placés vis-à-vis des autres Etats en termes de rapport de force.

La Lune n'est donc PAS un objectif stratégique. Cela ne signifie pas pour autant qu'il ne faut pas y aller. Mais si on y va, ce n'est pas pour une raison stratégique.

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Anovel a écrit:
jassifun a écrit:Je suis d'accord que la telerealite orbitale a peu d'interet. Mais il ne faut pas la laisser masquer ce qui est le fait essentiel.
Un vol touristique autour de la Lune ça va faire parler, il ne faut pas sous estimer la part de rêve qui en découle. Certes ce sera moindre en Europe que coté US mais quand même.
Le simple fait de montrer que c'est possible va créer des vocations, un intérêt plus grand pour les études scientifiques, et puis ça va surement créer une demande pour d'autres vols privés et qui sait peut être pousser l'Europe a investir plus dans le spatial.

Beaucoup de vols spatiaux touristiques ont été réalisés vers l'ISS au cours des vingt dernières années, et je ne pense pas, en me basant sur mon propre ressenti auprès des personnes que je fréquente, qu'ils aient eu un impact, ne serait-ce que minime, sur le public.

Tu me diras qu'un vol touristique lunaire auras forcément plus d'impact qu'un vol touristique en LEO ? Je ne pense pas non plus, pour la simple raison que beaucoup de gens pensent que les astronautes comme Pesquet volent DEJA sur la Lune, voire sur Mars !

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David L. a écrit:
Anovel a écrit:Le simple fait de montrer que c'est possible va créer des vocations, un intérêt plus grand pour les études scientifiques, et puis ça va surement créer une demande pour d'autres vols privés et qui sait peut être pousser l'Europe a investir plus dans le spatial.

Le potentiel de ce genre de vol touristique pour créer des vocations pour des études scientifiques est égal à zéro. Quel est le rapport entre cette mission touristique et la science ?

Quant à son impact pour pousser l'Europe à investir plus dans le spatial, soyons sérieux...
Un rapport indirect pourrait être envisagé.

Si un privé parvient à réaliser ce genre de chose pour un coût plus faible que ce que proposent les moyens institutionnels, il pourrait alors être tentant pour un gouvernement où un organisme scientifique de se tourner vers ce privé pour affréter une mission particulière (scientifique, de prestige ou autre).
A moindre échelle, je pense à l'annonce récente de la Hongrie d'affréter un vol Axiom pour son propre compte, et ce en dehors des canaux institutionnels habituels (ESA).

Si SpaceX parvient à envoyer une dizaine de personnes vers la Lune, il n'est pas exclut que de potentiels clients se tournent vers eux pour faire autre chose que du tourisme.
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David L. a écrit:
Raoul a écrit:
Kourou, c'est pour placer des satellites de télécommunications en orbite géostationnaire!

Les satellites Galileo ne sont pas des satellites de télécommunications et n'ont pas été lancés vers l'orbite géostationnaire.

Les satellites d'observation de la Terre sont (pour la plupart) lancés vers une orbite héliosynchrone.

Rosetta, le JWST, Giotto, etc, ne sont pas des satellites de télécommunications et n'ont pas été lancés vers l'orbite géostationnaire.

Je continue ?
C'est bien pour sa position proche de l'équateur pour les satellites géostationnaires de télécommunications que Kourou a été choisie.  Tous les autres lancements (navigation, observation, interplanétaire) ont bénéficié de l'existence proche de l'océan de la base et des lanceurs.
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Choros a écrit:
David L. a écrit:

Le potentiel de ce genre de vol touristique pour créer des vocations pour des études scientifiques est égal à zéro. Quel est le rapport entre cette mission touristique et la science ?

Quant à son impact pour pousser l'Europe à investir plus dans le spatial, soyons sérieux...
Un rapport indirect pourrait être envisagé.

Si un privé parvient à réaliser ce genre de chose pour un coût plus faible que ce que proposent les moyens institutionnels, il pourrait alors être tentant pour un gouvernement où un organisme scientifique de se tourner vers ce privé pour affréter une mission particulière (scientifique, de prestige ou autre).
A moindre échelle, je pense à l'annonce récente de la Hongrie d'affréter un vol Axiom pour son propre compte, et ce en dehors des canaux institutionnels habituels (ESA).

Si SpaceX parvient à envoyer une dizaine de personnes vers la Lune, il n'est pas exclut que de potentiels clients se tournent vers eux pour faire autre chose que du tourisme.
Tout à fait d'accord!  Et même des missions de non professionnels proposent des expériences scientifiques.
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Raoul a écrit:
David L. a écrit:
Raoul a écrit:
Kourou, c'est pour placer des satellites de télécommunications en orbite géostationnaire!

Les satellites Galileo ne sont pas des satellites de télécommunications et n'ont pas été lancés vers l'orbite géostationnaire.

Les satellites d'observation de la Terre sont (pour la plupart) lancés vers une orbite héliosynchrone.

Rosetta, le JWST, Giotto, etc, ne sont pas des satellites de télécommunications et n'ont pas été lancés vers l'orbite géostationnaire.

Je continue ?
C'est bien pour sa position proche de l'équateur pour les satellites géostationnaires de télécommunications que Kourou a été choisie.  Tous les autres lancements (navigation, observation, interplanétaire) ont bénéficié de l'existence proche de l'océan de la base et des lanceurs.

Oui mais tu mélanges tout. Le site de Kourou a été choisi notamment pour les satellites géostationnaires (pas que), mais la décision de faire un lanceur européen résultait du souhait d'indépendance d'accès à l'Espace en général, pas spécialement pour le géostationnaire.

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nikolai39 a écrit:Oui mais tu mélanges tout. Le site de Kourou a été choisi notamment pour les satellites géostationnaires (pas que), mais la décision de faire un lanceur européen résultait du souhait d'indépendance d'accès à l'Espace en général, pas spécialement pour le géostationnaire.
Sans oublier que le site de Kourou a été choisi dès 1964, soit bien avant toute idée de lanceur européen.

Il s'agissait en tout premier lieu de trouver un nouveau pas de tir pour les lanceurs de la famille Diamant suite à l'indépendance algérienne.
En effet, le site d'Hammaguir devait être rétrocédé à terme à l'Algérie nouvellement indépendante (et il l'a été dès 1967).
Encore un truc stratégique du coup...  FB_clinoeil

P.S: d'ailleurs, il me semble que le vieux site de lancement des Diamants doit être remis à neuf dans le cadre du programme Thémis.
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Je remarque que
-Le Delta-V nécessaire a la mission de référence de l'atterisseur HLS de la NASA (~8.5 km/s, Orbite basse->NRHO->Surface lunaire->NRHO) est supérieur a celui d'une injection en trajectoire de retour libre suivi d'une déceleration vers l'orbite basse une fois revenu à la perigée (~6.6 km/s)
-La durée d'une telle trajectoire est de 6-7 jours, ce qui correspond au cahier des charges de la NASA pour les missions artemis: pouvoir supporter 2-4 astronautes sur et autour de la lune pendant une expedition d'une semaine
-Le Crew Dragon est concu pour durer 10 jours en vol libre habité.

Comme la NASA fait apparemment suffisamment confiance aux capacités de SpaceX pour les deux premiers et que le dernier point a été démontré, J'ai l'impression qu'une mission touristique adaptée (4 touristes lancé sur Dragon, rendez-vous avec HLS en orbite basse, petit tout autour de la lune, rendez vous avec Dragon en orbite basse, puis rentrée dans le Dragon) n'est pas plus fantaisiste qu'Artemis 3.
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Tim Dodd est interviewé par d'autres youtubeurs de l'espace (ils se connaissent). Tim reconnait que l'absence d'un système d'éjection est un problème mais il serait moindre par le fait que le Starship soit au-dessus du Super-Heavy et que le carburant soit liquide. Il dit aussi que de nombreux vols sans équipage auront lieu avant (mais on ne dit jamais combien ni après combien de mois de tests).
3 des faiblesse reprochées aux Navettes se retrouvent dans le Starship: sa taille, le nombre de tuiles et l'absence de système d'éjection.
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Il me semble assez improbable que ce vol puisse avoir lieu avant une bonne dizaine d‘années. J’ai même l’impression que dans un avenir proche, la FAA n’autorisera pas de vols habités avec des atterrissages à la Tintin. Je ne veux pas être l’oiseau de mauvais augure mais il me semble que Mr Musk dérive vers une sorte de folie qui avec le temps le ruinera et entraînera son mega projet avec lui.
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Un membre de ce forum proposait un scénario plus plausible : utiliser la capsule dragon comme taxi entre la terre et l'orbite basse, puis le Starship pour le voyage circumlunaire. On élimine les risques liés au décollage, à l'atterrissage, à la rentrée atmosphèrique et au rechargement en carburant en LEO. Mais on garde le volume du Starship pour la majorité du voyage. AMHA c'est ce qui sera retenu après discussion avec la FAA.
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Et pour le retour sur Terre tu fais comment ? Parce que le Delta V pour se remettre en LEO, en revenant de la Lune, qui le ferait ? quelqu'un a fait le calcul ?

Et neuf passagers ce n'est pas un Dragon...
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Raoul a écrit:Tim reconnait que l'absence d'un système d'éjection est un problème mais il serait moindre par le fait que le Starship soit au-dessus du Super-Heavy et que le carburant soit liquide.

Je ne vois pas ce que ça change en cas de problème. En cas de défaillance du Sper-Heavy, le Starship retombe comme une pierre. A moins qu'il soit prévu qu'il puisse se rallumer et atterrir...
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En supposant une masse à vide de 100t pour le Starship, avec 50t de support de vie (je suis assez conservatif, la capsule Orion fait 22t tout compris) et 1200t de carburant, on a un Delta V total de 363x9,81xln(1350/150) soit 7824 m/s. Le Delta V pour aller en circumlunaire depuis le LEO est de 4,1km/s. Il reste 400m/s à freiner, à voir si le Starship ou la capsule Dragon peuvent les assumer au retour. Et rien n'empêche de faire voler deux capsules dragon vers le Starship. C'est sûr que la solution est moyenne, mais elle me semble bien plus réaliste qu'un vol complet en Starship les cinq prochaines années.
Franchon
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Raoul a écrit:
3 des faiblesses reprochées aux Navettes se retrouvent dans le Starship: sa taille, le nombre de tuiles et l'absence de système d'éjection.

Si l'absence de système d'éjection était bien une faiblesse des navettes, en quoi la taille et le nombre des tuiles en étaient-ils aussi une ???

C'est le fait que la protection thermique des navettes soit exposée aux chutes de débris provenant du réservoir central et des propulseurs latéraux qui a causé la perte de Columbia et failli entraîner auparavant celle d'Atlantis (STS-27), pas le nombre des tuiles !
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AMHA la "faiblesse" qu'on peut craindre au niveau des tuiles, c'est leur système de fixation et les contraintes qu'elles doivent subir dans - au minimum - deux phases de vol. Et possiblement trois.
Cela dépend aussi de la partie du lanceur concernée -Booster ou Starship - et de l'environnement dans lequel cette partie devra opérer.
Pour le moment on n'a eu que des static fire et même dans ce créneau de fonctionnement, il y a eu des tuiles arrachées et des réparations à réaliser (sans qu'on ait vu publié un rapport précis sur leur importance et l'efficacité des remédiations apportées)

  • le décollage où il y a un environnement cahotique autour du booster* et  l'ensemble du lanceur (assemblage booster+Starship) doit être concerné : projections diverses et surtout vibrations (même si selon les zones et leur éloignement des moteurs cela puisse être à des intensités diverses)
    *Il est vrai que le "pas de tir" est assez sommaire et pourrait donc être amélioré (carneaux d'évacuation plus efficaces par exemple)
  • lors de la rentrée atmosphérique où il est demandé au revêtement de tuiles d'absorber une grande partie de l'énergie dissipée par les frottements
  • au moment de l'atterrissage vertical, contraintes variables selon qu'il s'agit d'un retour sur zone "préparée" (landing zone, barge) ou sur un sol "brut" comme du régolite et des cailloux divers.


Il faut espérer que les ingénieurs de SX ont listé les "anomalies" repérées et prévu les remédiations. Je suppute-et cela n'engage que moi - qu'ils sont laissés en plan façon "dem...dez vous" par le Big Boss qui lui, pratique la brasse coulée dans la mélasse du fonctionnement d'un réseau social global.
On est loin de la préparation du débarquement de hardis colons sur Mars.
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100 t pour le Starship est hautement optimiste. Le Big Boss lui meme a donne 200 tonnes dans un tweet avec un objectif final de 120 tonnes. 10% d'indice constructif pour un etage c'est deja un tres bon etage.
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On descend à 7000m/s alors, ce qui reste suffisant pour une orbite de transfert vers la lune avec retour, je ne sais pas s'ils ont prévu de se mettre en orbite lunaire...
Après ça reste une supposition, on verra la suite des événements, peut être trouveront ils une idée originale pour s'en sortir.
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Franchon a écrit:On descend à 7000m/s alors, ce qui reste suffisant pour une orbite de transfert vers la lune avec retour

C'est pas plutôt 11000 m/s pour un retour lunaire ? Ce n'est pas anodin comme différence, car l'énergie à dissiper est proportionnelle au carré de la vitesse. Essayons déjà de faire revenir indemne un Starship de LEO FB_ok

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  • Starship - DearMoon - Un voyage touristique circumlunaire en 2023 ? - Page 12 Favicon3 Jalons des prototypes Starship
  • Starship - DearMoon - Un voyage touristique circumlunaire en 2023 ? - Page 12 Favicon-001 Plan du site de Boca Chica
  • Starship - DearMoon - Un voyage touristique circumlunaire en 2023 ? - Page 12 Favicon3 Classement du grand concours de pronostics SpaceX (règlement)
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Thierz a écrit:
C'est pas plutôt 11000 m/s pour un retour lunaire ?

C'est la vitesse atteinte au niveau de l'orbite terrestre pour un véhicule revenant de la Lune, sans freinage. C'est d'ailleurs un des principaux écueils, à mon avis, qui me fait douter que cette mission se fera, du moins de si tôt. Freiner une telle masse (100? 200? tonnes) à une telle vitesse représente une gageure (y a intérêt à ce que les tuiles tiennent). Jusqu'à présent, ce qui revenait de la Lune ne représentait que quelques tonnes (6 pour Apollo, je n'ai pas le chiffre pour Orion). On se rappelle que le problème des tuiles a trainé tout au long de l'utilisation de la navette, qui pourtant ne revenait que de l'orbite basse.
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En fait, un starship à vide est très peu dense, il offre une surface énorme par rapport à sa masse, ça devrait freiner bien mieux qu'un CM Apollo... Je dis ça sans faire le calcul masse/surface, c'est un ressenti.

Je crois qu'on avait calculé grossièrement sur le FCS que la densité d'un Starship à vide était à peu près celle d'une cannette de soda vide... Rajouter les réservoirs d'atterrissage qui doivent peser un peu, ça donne un bon aperçu.

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Thierz a écrit:En fait, un starship à vide est très peu dense, il offre une surface énorme par rapport à sa masse, ça devrait freiner bien mieux qu'un CM Apollo...

Donc s'échauffer plus....
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11000 m/s c'est jusqu'au sol, j'ai calculé un retour en LEO (~3,5km/s) et la fin en descente freinée en capsule dragon. Dans cette hypothèse, le Starship sert de taxi entre l'orbite LEO et la lune (transfert à 3,5 - 4km/s). Le Dragon n'est utilisé qu'entre la surface et l'orbite basse.
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D'après ce que j'ai pu lire de-ci de là sur ce projet, il n'est pas question d'une mise en orbite lunaire mais d'un survol sur trajectoire de retour libre.
Autrement dit, le budget delta-v de cette mission serait d'abord investit pour se placer en TLI.
Or, une TLI c'est un delta-v d'environ 3 200 m/s.
Pour le retour, il y a deux options:
- injection en LEO (H1)
- retour au sol (H2)
Attention, ces deux hypothèses sont les miennes, je ne sais pas ce qu'ils mijotent pour Dearmoon.

Considérons d'abord la H1.
Il s'agirait essentiellement d'annuler l'énergie initialement injectée pour se mettre en TLI.
Donc 3 200 m/s à annuler.
Ce qui nous fait un budget delta-v global de 6 400 m/s

A mettre en rapport avec les 7 000 m/s envisagés précédemment comme budget delta-v global du Starship (je ne me suis pas amusé à vérifier les calculs de l'hypothèse, tant elle est conditionnée par des éléments que nous ne connaissons pas, en premier lieu la masse finale du vaisseau et donc sa fraction massique), mais il serait envisageable que le Starship décélère uniquement à la force de ses moteurs pour se replacer en LEO.
Une autre option serait un aérofreinage consistant à retirer uniquement tout ou partie de ces 3 200 m/s.

Voyons voir maintenant du côté de la H2.
Là, il faudrait non seulement annuler les 3 200 m/s de la TLI, mais aussi les 7 800 m/s de la LEO.
On retrouve ici les 11 000 m/s de  @Thierz (la fameuse "seconde vitesse cosmique").
C'est beaucoup demander au bouclier thermique. Un effort comparable à celui demandé pour Apollo ou Artémis.
MAIS le Starship a encore du jus dans ses réservoirs (entre 3 500 et 3 800 m/s de delta-v pour faire simple).
Le plus probable, c'est de procéder comme pour un retour de premier étage de Falcon 9: effectuer un "entry burn" qui réduit drastiquement la vitesse.
En pratique, ramener le delta-v à environ 7 800 m/s, soit une rentrée classique depuis la LEO.

En conclusion, que ce soit pour la H1 comme pour la H2, les contraintes sur le bouclier thermique pourraient ne pas être plus importantes que pour un retour classique depuis la LEO.
Ce qui rend inutile le développement (et le coût) d'une technologie dédiée pour gérer le retour lunaire.

Bien sûr, tout ceci n'est qu'hypothèse et élucubrations d'un béotien qui n'a pour lui que sa passion et sa curiosité pour la conquête spatiale.
C'est donc critiquable à souhait.
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Lunarjojo a écrit:
Thierz a écrit:En fait, un starship à vide est très peu dense, il offre une surface énorme par rapport à sa masse, ça devrait freiner bien mieux qu'un CM Apollo...

Donc s'échauffer plus....
C est plutôt l inverse . 
Pour une rentrée balistique (sans portance , donc ni starship ni cm apollo) à vitesse et angle de rentrer égale, le coefficient balistique (masse/ (surface x coefficient de traîner ) n influx pas sur la décélération maximal subit mais sur l altitude à laquelle il se produit.   Sa peut paraître étrange (j ai pas envie de faire la démonstration ici, j ai des lien si besoin) mais si vous subisais 5g à 20km d altitude,  vous aurais beau augmenter la surface à masse égale vous subirait toujours 5g mais  à 25 ou 30km d altitude. 
C est la qu on en arrive au flux thermique qui (toute chose étant égale par ailleurs) est plus faible en fonction de la densité de l air donc à haute altitude. Donc un vaisseau faisant un rentré balistique subirait un flux thermique d autant plus faible que sont coefficient balistique est faible.
Pour un vaisseau faisant une rentré planee (et non balistique) beaucoup d autre paramètres rentré en ligne de compte (géométrie,  coefficient de portance, loi de pilotage) mais l idée reste la même. Plus on est léger pour un grande surface plus on vas pouvoir freinée haut et limite le flux thermique
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Choros a écrit:D'après ce que j'ai pu lire de-ci de là sur ce projet, il n'est pas question d'une mise en orbite lunaire mais d'un survol sur trajectoire de retour libre.
Autrement dit, le budget delta-v de cette mission serait d'abord investit pour se placer en TLI.
Or, une TLI c'est un delta-v d'environ 3 200 m/s.
Pour le retour, il y a deux options:
- injection en LEO (H1)
- retour au sol (H2)
Attention, ces deux hypothèses sont les miennes, je ne sais pas ce qu'ils mijotent pour Dearmoon.

Considérons d'abord la H1.
Il s'agirait essentiellement d'annuler l'énergie initialement injectée pour se mettre en TLI.
Donc 3 200 m/s à annuler.
Ce qui nous fait un budget delta-v global de 6 400 m/s

A mettre en rapport avec les 7 000 m/s envisagés précédemment comme budget delta-v global du Starship (je ne me suis pas amusé à vérifier les calculs de l'hypothèse, tant elle est conditionnée par des éléments que nous ne connaissons pas, en premier lieu la masse finale du vaisseau et donc sa fraction massique), mais il serait envisageable que le Starship décélère uniquement à la force de ses moteurs pour se replacer en LEO.
Une autre option serait un aérofreinage consistant à retirer uniquement tout ou partie de ces 3 200 m/s.

Voyons voir maintenant du côté de la H2.
Là, il faudrait non seulement annuler les 3 200 m/s de la TLI, mais aussi les 7 800 m/s de la LEO.
On retrouve ici les 11 000 m/s de  @Thierz (la fameuse "seconde vitesse cosmique").
C'est beaucoup demander au bouclier thermique. Un effort comparable à celui demandé pour Apollo ou Artémis.
MAIS le Starship a encore du jus dans ses réservoirs (entre 3 500 et 3 800 m/s de delta-v pour faire simple).
Le plus probable, c'est de procéder comme pour un retour de premier étage de Falcon 9: effectuer un "entry burn" qui réduit drastiquement la vitesse.
En pratique, ramener le delta-v à environ 7 800 m/s, soit une rentrée classique depuis la LEO.

En conclusion, que ce soit pour la H1 comme pour la H2, les contraintes sur le bouclier thermique pourraient ne pas être plus importantes que pour un retour classique depuis la LEO.
Ce qui rend inutile le développement (et le coût) d'une technologie dédiée pour gérer le retour lunaire.

Bien sûr, tout ceci n'est qu'hypothèse et élucubrations d'un béotien qui n'a pour lui que sa passion et sa curiosité pour la conquête spatiale.
C'est donc critiquable à souhait.

H1: clairement possible. D apparaît des calcul que j avais fait, un starship (des données approximative qu on a ) aurait environ 8km/s de capacité deltaV avec un peu de charge utile.  On peut aussi faire la comparaison avec le modèle hls qui devra avoir au minimum 8,1km/s pour faire sa mission(leo+3,1=tli,  tli+0,4=nrlo, nrlo+0,7=llo, llo+1,6=lune et retour vers la nrlo). Mais cela nécessite un ravitaillement en Leo. On pourrait donc envisager un starship dear moon deriver du hls (sans bouclier)qui serait mis en orbite,  ravitaillement,  l équipage arriverait en dragon, ferait le tour de la l'une, reviendrai en orbite basse et serait récupérer par des dragon

H2: je vois mal un freinage atmosphère propulsé car le nez du starship est bien protégé thermiquement. Quel serait l intérêt si il freine uniquement de manière propulsé et comment pourrait il se retourner en plein rentre atmosphère si me freinage est motorisé(tuyère en avant) puis aero(nez en avant). J imagine plus un freinage purement aero(potentiel avec des multiples rebond) pour limiter les emport d ergole et donc les besoins de ravitaillement initial en leo
phenix
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