Re: Orion nouvelle version "606"

**Dirk De Winne** Messages : 1394 Inscrit le : 14/08/2006

voir l'europe :lolnasa:

J'ai entendu parler d'une étude portant sur un ARES 1 avec un booster 4 segments (donc idem SRB de la navette) mais un deuxième étage sur-vitaminé équipé de deux moteurs J2 X.
L'argument étant que la poudre étant très dense, le 5ème segment alourdissait le lanceur sans pour autant permettre un gain de poussée suffisant (pour parler simplement la poussée du 5ème segment ne servirait qu'à soulever son propre poids)

Hoax ou quelqu'un peut-il confirmer ?

Le lobbying de ATK-Thiokol (et d'Horowitz le père du "stick" et controversé démissionnaire) pour un premier étage à poudre et le montant estimé du contrat pour développer la version 5 segments sont aussi chaudement discutés.
Difficile de savoir s'il y a magouille ou pas.

montmein69 a écrit:J'ai entendu parler d'une étude portant sur un ARES 1 avec un booster 4 segments (donc idem SRB de la navette) mais un deuxième étage sur-vitaminé équipé de deux moteurs J2 X.
L'argument étant que la poudre étant très dense, le 5ème segment alourdissait le lanceur sans pour autant permettre un gain de poussée suffisant (pour parler simplement la poussée du 5ème segment ne servirait qu'à soulever son propre poids)

Hoax ou quelqu'un peut-il confirmer ?

Je confirme le "bruit" récurrent, ce qui en fait ne confirme rien du tout ;)
Le problème est que cela augmente les proba de LOC/LOM, mais on retrouverait une perf comparable d'avec le SSME qui avait été envisagé au début du projet avant qu'on ne "découvre" qu'on ne pouvait pas l'allumer en vol :suspect:

Steph a écrit:
montmein69 a écrit:J'ai entendu parler d'une étude portant sur un ARES 1 avec un booster 4 segments (donc idem SRB de la navette) mais un deuxième étage sur-vitaminé équipé de deux moteurs J2 X.
L'argument étant que la poudre étant très dense, le 5ème segment alourdissait le lanceur sans pour autant permettre un gain de poussée suffisant (pour parler simplement la poussée du 5ème segment ne servirait qu'à soulever son propre poids)

Hoax ou quelqu'un peut-il confirmer ?
Je confirme le "bruit" récurrent, ce qui en fait ne confirme rien du tout ;)
Le problème est que cela augmente les proba de LOC/LOM, mais on retrouverait une perf comparable d'avec le SSME qui avait été envisagé au début du projet avant qu'on ne "découvre" qu'on ne pouvait pas l'allumer en vol :suspect:

Que signifie SVP les abréviations LOC et LOM.
Merci d'avance

montmein69 a écrit:J'ai entendu parler d'une étude portant sur un ARES 1 avec un booster 4 segments (donc idem SRB de la navette) mais un deuxième étage sur-vitaminé équipé de deux moteurs J2 X.
L'argument étant que la poudre étant très dense, le 5ème segment alourdissait le lanceur sans pour autant permettre un gain de poussée suffisant (pour parler simplement la poussée du 5ème segment ne servirait qu'à soulever son propre poids)

Hoax ou quelqu'un peut-il confirmer ?

Le lobbying de ATK-Thiokol (et d'Horowitz le père du "stick" et controversé démissionnaire) pour un premier étage à poudre et le montant estimé du contrat pour développer la version 5 segments sont aussi chaudement discutés.
Difficile de savoir s'il y a magouille ou pas.

Effectivement si la poudre permet des poussées élevées au décollage ce qui est favorable dans cette première phase où il ne s'agit pas de lutter en pure perte en quasi stationnaire contre la pesanteur, elle est bien moins intéressante pour la phase finale vue sa plus faible ISP . C'est un peu pour çà que je voyais plutôt un élargissement de cet étage à poudre plutôt qu'une augmentation de sa hauteur (quitte à ce que l'accélération soit un peu plus conséquente) ...tout en sachant bien que si l'autre solution avait été préférée , c'était sans doute pour utiliser au maximum l'existant . Mais voilà, les lois de la Mécanique et de la Gravitation Universelle n'ont aucune complaisance !
Une autre question qui me trotte dans la tête: c'est à propos du nom de la firme Thiokol qui évoque le soufre.Est-ce que certaines poudres produites par cette firme contiennent des dérivés soufrés et qu'en est-il pour les pains de poudre des boosters de la Navette et de ceux du projet Arés ?
Avez-vous quelques informations à ce sujet?
Cordialement.
Giwa

giwa a écrit:Que signifie SVP les abréviations LOC et LOM.
Merci d'avance

Respectivement Loss Of Crew (perte de l'équipage) et Loss Of Mission (perte de la mission).
Je crois que la NASA a calculé pour Ares I un LOC de 1/1900 (une chance sur 1900) et ne veut pas descendre en dessous de 1/1000. Je ne me rappelle plus du LOM donné.

Steph a écrit:
giwa a écrit:Que signifie SVP les abréviations LOC et LOM.
Merci d'avance
Respectivement Loss Of Crew (perte de l'équipage) et Loss Of Mission (perte de la mission).
Je crois que la NASA a calculé pour Ares I un LOC de 1/1900 (une chance sur 1900) et ne veut pas descendre en dessous de 1/1000. Je ne me rappelle plus du LOM donné.

Merci. Je n'avais pas trouver ces abréviations dans notre lexique : pourrait-on les ajouter?
Cordialement.

giwa a écrit:Merci. Je n'avais pas trouver ces abréviations dans notre lexique : pourrait-on les ajouter?
Cordialement.

Voilà qui est fait.

giwa a écrit:
Une autre question qui me trotte dans la tête: c'est à propos du nom de la firme Thiokol qui évoque le soufre.Est-ce que certaines poudres produites par cette firme contiennent des dérivés soufrés et qu'en est-il pour les pains de poudre des boosters de la Navette et de ceux du projet Arés ?
Avez-vous quelques informations à ce sujet?

Une réponse au moins partielle sur le sujet.

Pour ce qui est de la poudre utilisée dans les EAP d'Ariane 5 on donne la composition suivante

The propellant has three main constituents:

* ammonium perchlorate: the oxidiser
* aluminium powder: acts as the reducer
* polybutadiene: binder and catalyser

http://www.esa.int/SPECIALS/Launchers_Access_to_Space/ASEDYQI4HNC_0.html

Ce doit être la même composition pour celle utilisée par Thiokol. Donc s'il y a du soufre ce n'est qu'en tant qu'additif.

A noter que la combustion produit une grande quantité d'HCl, l'eau servant à "inonder" le pad devient donc acide.

Et ceci pour compléter :

montmein69 a écrit:J'ai entendu parler d'une étude portant sur un ARES 1 avec un booster 4 segments (donc idem SRB de la navette) mais un deuxième étage sur-vitaminé équipé de deux moteurs J2 X.
L'argument étant que la poudre étant très dense, le 5ème segment alourdissait le lanceur sans pour autant permettre un gain de poussée suffisant (pour parler simplement la poussée du 5ème segment ne servirait qu'à soulever son propre poids)

Je croyais que l’ajout d’un 5ème segment servait à augmenter le temps de combustion et non la poussée ?

Goro a écrit:
Je croyais que l’ajout d’un 5ème segment servait à augmenter le temps de combustion et non la poussée ?

Cela semble être exactement l'inverse de ce que tu pensais :

Dans cet article parlant d'essais effectués en 2003 sur un premier prototype de booster 5 segments on peut lire :

During the test, the rocket generated 16 million newtons (3.6 million pounds) of thrust. It burned for 128 seconds.
In comparison, during a launch, each SRB generates an average of 11.6 million newtons (2.6 million pounds) of thrust. Plus, they only burn for about 123 seconds.

http://www.nasaexplores.com/show2_5_8a.php?id=03-082&gl=58

Même si le modèle qui est en développement pour l'Ares1 ne sera probablement pas exactement le même on note que la durée de combustion n'est que peu affectée (128 s au lieu de 123 s)
Par contre le gain de poussée est significatif.

Ok, merci pour ta réponse, j’aurais appris quelque chose aujourd’hui. Super

montmein69 a écrit:
Goro a écrit:
Je croyais que l’ajout d’un 5ème segment servait à augmenter le temps de combustion et non la poussée ?

Cela semble être exactement l'inverse de ce que tu pensais :

Dans cet article parlant d'essais effectués en 2003 sur un premier prototype de booster 5 segments on peut lire :

During the test, the rocket generated 16 million newtons (3.6 million pounds) of thrust. It burned for 128 seconds.
In comparison, during a launch, each SRB generates an average of 11.6 million newtons (2.6 million pounds) of thrust. Plus, they only burn for about 123 seconds.

http://www.nasaexplores.com/show2_5_8a.php?id=03-082&gl=58

Même si le modèle qui est en développement pour l'Ares1 ne sera probablement pas exactement le même on note que la durée de combustion n'est que peu affectée (128 s au lieu de 123 s)
Par contre le gain de poussée est significatif.

J'en rajoute une couche :
En effet pour un propulseur à poudre, la combustion s'effectue dans l'axe central creux du pain de poudre sur toute la hauteur : donc tous les segments rentrent en ignition simultanément. C’est pourquoi aussi ces propulseurs ont une forte poussée par rapport aux propulseurs à ergols liquide où la combustion n’a lieu qu’à la sortie des réservoirs dans la chambre de combustion de volume restreint avant l’éjection des gaz par la tuyère. Cette force poussée permet d’arracher du sol une masse considérable, c’est pourquoi par exemple les boosters à poudre sont au niveau des premiers étages. Mais pourquoi ces propulseurs n’ont pas supplantés ceux à ergols liquides qui procurent moins de poussée ,en particulier pour les derniers étages. C’est à cause de leur plus faible ISP (impulsion spécifique : qui représente le temps pendant lequel une masse donnée d’ergols peut soulever son propre poids ) que les ergols liquides . La meilleure ISP est détenue actuellement par le couple dihydrogène/dioxygène à cause de la légèreté de l’hydrogène et de sa combustion très énergétique (on pourrait faire mieux en remplaçant le dioxygène par du trioxygène qui est l’ozone , mais avec d’énormes problèmes de sécurité et çà serait très onéreux) . Donc au fur et à mesure que la fusée fonctionne et qu’elle s’allège, cette qualité (l’ISP) devient prépondérante : mieux vaut avoir moins de poussée , mais qu’elle dure beaucoup plus longtemps .

giwa a écrit:
J'en rajoute une couche :
En effet pour un propulseur à poudre, la combustion s'effectue dans l'axe central creux du pain de poudre sur toute la hauteur : donc tous les segments rentrent en ignition simultanément. C’est pourquoi aussi ces propulseurs ont une forte poussée par rapport aux propulseurs à ergols liquide où la combustion n’a lieu qu’à la sortie des réservoirs dans la chambre de combustion de volume restreint avant l’éjection des gaz par la tuyère. Cette force poussée permet d’arracher du sol une masse considérable, c’est pourquoi par exemple les boosters à poudre sont au niveau des premiers étages. Mais pourquoi ces propulseurs n’ont pas supplantés ceux à ergols liquides qui procurent moins de poussée ,en particulier pour les derniers étages. C’est à cause de leur plus faible ISP (impulsion spécifique : qui représente le temps pendant lequel une masse donnée d’ergols peut soulever son propre poids ) que les ergols liquides . La meilleure ISP est détenue actuellement par le couple dihydrogène/dioxygène à cause de la légèreté de l’hydrogène et de sa combustion très énergétique (on pourrait faire mieux en remplaçant le dioxygène par du trioxygène qui est l’ozone , mais avec d’énormes problèmes de sécurité et çà serait très onéreux) . Donc au fur et à mesure que la fusée fonctionne et qu’elle s’allège, cette qualité (l’ISP) devient prépondérante : mieux vaut avoir moins de poussée , mais qu’elle dure beaucoup plus longtemps .

Donc pour avoir un temps de combustion supérieur il faudrait augmenter le diamètre des SRB ?

Goro a écrit:
Donc pour avoir un temps de combustion supérieur il faudrait augmenter le diamètre des SRB ?

Ce qu'il ne faut pas perdre de vue, c'est qu'on ne peut envisager une modification, sans prendre en compte tous les paramètres qui vont être affectés (une sorte d'effet dominos).
Comme signalé dans les précédents posts la combustion dans un SRB est très particulière.
Ainsi augmenter le diamètre (donc la section) ferait changer la surface intérieure qui brûle, augmenter le volume de gaz éjecté instantanément, modifier les contraintes sur la tuyère, etc ...
En plus l'aérodynamisme du lanceur serait aussi modifié, le centre de masse déplacé donc les contraintes de stabilisation et de guidage du lanceur différentes, etc ...
Pour toute modification suggérée, Il y a à trouver un compromis qui soit "meilleur" que celui de la solution précédente.

Goro a écrit:
Donc pour avoir un temps de combustion supérieur il faudrait augmenter le diamètre des SRB ?

A condition de ne pas augmenter le diamètre initial de l'axe central creux ,là où s'effectue la combustion. Toujours est-il qu'au cours de la combustion le trou axial central s'élargit et donc la surface cylindrique correspondante aussi, là, où s'effectue la combustion aussi et donc la combustion augmente...Sauf si au lieu d'avoir une section interne circulaire, on donne à celle-ci une forme étoilée ce qui rend au départ la surface de combustion plus grande ...et comme celle-ci s'émousse au fur et à mesure de la combustion, paradoxalement la surface de combustion peut diminuer au fur et à mesure que la combustion se propage ce qui est nécessaire si on veut éviter que l'accélération ne fasse qu'augmenter puisque la masse de la fusée diminue...Un peu touffu : tout çà mais comme le fait remarquer Montmein 69,il y a une multitude de paramètres pour les SRB liés entre eux ...et on ne peut modifier l'un sans influencer les autres. Il faut sans doute des superordinateurs pour faire des simulations assistées par de nombreux essais réels pour atteindre le compromis optimal.
Donc si le temps presse,mieux vaut tenter des modifications sur les étages supérieurs à ergols liquides pour compenser le manque de puissance ou rajouter des petits SRB d'appoint...ou réduire la charge utile.

Orion nouvelle version "606"