Ares V pourrait se voir ajouter un sixième moteur, et dépasser Saturn V en hauteur

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Autant pour moi ... j'avais mal lu :roll:

montmein69

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La coiffe se divisera en quatre partie????
Décidément, on réchauffe le programme Apollo... ;) (on se souvient tous de la coiffe de protection du LM dans la Saturn V... :roll: )
Pourquoi utilisé une coiffe en quatre partie au lieu d'une en deux parties?? Il y a t'il des avantages à tout cela?

La partie interstage est assez grande je trouve... :scratch:
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La partie interstage est assez grande je trouve... :scratch:


Ils ont pas trop le choix je trouve.....étant donné la taille du moteur J-2 et la forme de la partie inférieure non cylindrique de l'étage supérieur....
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Airazor

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Steph a écrit:
Je pense que Apolloman parlait du second étage, à l'heure actuelle le réservoir externe du STS utilise deux réservoirs séparés pour l'hydrogène et l'oxygène.

Oui tout à fait mais j'ai oublier de le préciser :oops: ... A contrario je n'avais pas fait attention que le premier étage utilisait aussi le mélange LOX/LH2
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Dernière édition par Gloupy le Jeu 15 Avr 2010 - 15:43, édité 1 fois
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Confirmé pour Ariane 5 :

Le réservoir principal est en aluminium. il est composé de deux réservoirs à fond commun. L' enveloppe métallique est constituée de trois fonds et 7 viroles.
Le cycle de fabrication de l' EPC commence à DASA Dornier à Oberpfaffenhofen (Allemagne) avec la fabrication des trois fonds, celui avant pour le réservoir O2, celui arrière pour le réservoir H2 et le commun. Chaque fond comprend 8 secteurs et un anneau en Y qui sert d' interface entre le fond les autres composants de l' EPC.

source : http://www.capcomespace.net/dossiers/espace_europeen/ariane/ariane5/production_ariane5_EPC.htm
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Gloupy a écrit:
@Airazor a écrit:À ma connaissance, seuls les étages supérieurs peuvent avoir des réservoirs à fond commun...

Je ne vois pas pourquoi. L'EPC d'A5 a un fond commun (je crois). Maintenant, le fond commun n'est pas une panacée, cela génère tout un tas de contraintes pour les utilisateurs, c'est pourquoi les étages simples s'en passe !!!


Pour l'EPC je l'ignorais, mais l'Ares V est loin d'être le seul engin, il me semble, avoir le premier étage avec réservoirs disjoints et l'étage supérieurs avec un fond commun...
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Airazor

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@Airazor a écrit:
Pour l'EPC je l'ignorais, mais l'Ares V est loin d'être le seul engin, il me semble, avoir le premier étage avec réservoirs disjoints et l'étage supérieurs avec un fond commun...

Saturn V
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@Apolloman a écrit:
@Airazor a écrit:
Pour l'EPC je l'ignorais, mais l'Ares V est loin d'être le seul engin, il me semble, avoir le premier étage avec réservoirs disjoints et l'étage supérieurs avec un fond commun...

Saturn V
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En effet, je pensais justement à la Saturn V dont seul l'étage S-IVB était en fond commun, je pensais également à la fusée Delta II
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Airazor

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@Airazor a écrit:
@Apolloman a écrit:
@Airazor a écrit:
Pour l'EPC je l'ignorais, mais l'Ares V est loin d'être le seul engin, il me semble, avoir le premier étage avec réservoirs disjoints et l'étage supérieurs avec un fond commun...

Saturn V
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http://www.de-la-terre-a-la-lune.com/apollo.php?page=etage_s2 en cours de finition


En effet, je pensais justement à la Saturn V dont seul l'étage S-IVB était en fond commun, je pensais également à la fusée Delta II

Erreur... Non Non Non le S-IVB certes :D mais aussi le S-II ;)
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Erreur... Non Non Non le S-IVB certes :D mais aussi le S-II ;)


Toutes mes excuses :o
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Airazor

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@Gaétan a écrit:Pourquoi utilisé une coiffe en quatre partie au lieu d'une en deux parties??

Simple supposition, mais lorsque l’on voit les mouvements d’oscillation des demi coiffes (5,4m de diamètre) d’Ariane V ou des Delta IV après leur éjection , le risque de contact avec la charge utile d’Ares V et une demi coiffe de 10m de diamètre doit être plus grand.


L’EDS devant pouvoir rester 4 jours en attente, les contraintes d’isolation thermique expliquent peut-être ce choix des réservoirs séparés. Curieusement les étages supérieurs des Delta IV qui ont (mais à une échelle moindre) la même forme générale, sont aussi à réservoirs séparés.
Baratong
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Je pense aussi que c'est en raison des oscillations.

Certains lanceurs ont une coiffe qui se découpe en 3 morceaux comme celle des Titan IV et à fortiori la grande coiffe des Delta IV puisque c'est celle des Titan IV.
Yantar
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@Apolloman a écrit:
@Airazor a écrit:


En effet, je pensais justement à la Saturn V dont seul l'étage S-IVB était en fond commun, je pensais également à la fusée Delta II

Erreur... Non Non Non le S-IVB certes :D mais aussi le S-II ;)

Salut à tous : première tentative de réponse dans ce super forum (j'espère que j'ai bien pigé comment faire...)

A mon avis, il n'y a pas de règle générale concernant fond commun vs fonds séparés ; chaque exemple correspond de fait à une optimisation sous contraintes.

- Le fond commun a l'avantage d'induire une bonne compacité de l'étage en évitant la longueur d'un fond, plus la marge entre fonds, et la jupe inter-réservoirs associée. Par ailleurs, ce fond commun peut être léger, dimensionné à l'écart de pression entre réservoirs, et non à la pression totale du réservoir ; ainsi, si on se débrouille bien, si les pressions des deux réservoirs sont extrèmement proches, le fond commun sera construit au minimum technologique. Lors de l'avant projet de l'EPC, certains dessins étaient à fonds séparés, mais l'étage mesurait du coup au moins 5 mètres de plus, et était sensiblement plus lourd (problèmes de pilotabilité, de performances, de taille de bâtiments, de longueur de convoi, etc...). C'est pour cette raison également que le second étage d'Ares I a évolué d'un concept fonds séparés à un à fonds communs.

- En revanche, un fond commun peut poser de gros problèmes de thermique, le réservoir LH2 refroidissant trop le LOX de l'autre réservoir ; la protection thermique sur la zone mouilée par les deux ergols est délicate. C'est ce qu'on observe sur l'EPC où on a eu quelques problèmes de sur-refroidissement du LOX dans la partie mouillée par le LH2. Par ailleurs, en fond commun, si la casserole de puisage d'ergols est au mileu, la ligne d'alimentation correspondante doit soit traverser ce réservoir avec un coude (gros problèmes de vidange, syphon, nstabilités...), soit traverser l'autre réservoir (avec les problèmes d'écarts thermiques, de fiabilité, ...) avec de toute façon des traversées de lignes dans les parois de réservoirs. De plus, en fond commun, la pression des deux réservoirs est délicate à contrôler lors des phases balistiques. Enfin, une fois le réservoir intégré et fermé, il devient très difficile d'aller inspecter l'état de ce qui se trouve à l'intérieur, aussi on préfèrera peut être ne rien y avoir. Ainsi, le 2nd étage du H-II était à fond commun, puis a évolué en fonds séparés sur la H-IIA

L'analyse faite lors de l'avant-projet de l'ESCA dAriane 5 incluait plusieurs concepts de chacune des deux solutions, et il n'y avait aucun critère clair de sélection sur ce point. Concernant l'ET, la solution fonds séparés a été imposée, à mon avis, par l'emplacement de la poutre de reprise des efforts des SRB, que la NASA a naturellement voulu garder hors réservoirs.
Globalement donc, l'analyse consistant à dire quon préfèrera un fond commun sur le premier étage (compacité) mai des fonds séparés sur le secon étage (hermique en phase balistique) se défend pas mal...

Spaceman Spiff
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Et bien voilà un premier message fort instructif, bienvenue sur le forum ;)
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Welcome home rookie :cheers: :cheers: :cheers:
Sois ici comme chez toi Super

Et superbe analyse pour un premier message Super Super

PS : un exemple le(s) puisard(s) et le(s) ligne(s) d'alimentention peuvent être extérieurs (exemple étages S-IVB et S-II du lanceur Saturn V, ils étaient cachés sous des carénages).
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Ha, belle entrée en matière.

Tu ne changes surtout pas de style, tu as tout bon. Pour un premier contact tu as été excellent. Bienvenu au FCS on te
lira avec plaisir.
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Très bonne réponse, en effet

Bienvenue à toi, Spacemaan spiff 🍺
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@Apolloman a écrit:Welcome home rookie :cheers: :cheers: :cheers:
Sois ici comme chez toi Super

Et superbe analyse pour un premier message Super Super

PS : un exemple le(s) puisard(s) et le(s) ligne(s) d'alimentention peuvent être extérieurs (exemple étages S-IVB et S-II du lanceur Saturn V, ils étaient cachés sous des carénages).

Tout à fait, et c'est pour ça que ce n'est vrai que pour le cas où la casserole de puisage est au centre (comme le RLOX de l'EPC pour lequel on se paye une crosse LOX de 4 m et des puis une traversée de paroi).
Ca dépend donc bien sûr du sens du fond commun suivant qu'il est ouvert vers le haut (EPC) ou vers le bas (S-IVB, SII), celui ci dépendant lui même des pressions relatives des deux réservoirs, eux mêmes fonction des caractéristiques des pompes des moteurs.
Un puisage périphérique pose un problème d'ergols inépuisables plus important car la fin des consommables se trouve dans une espèce de "tore" de volume important, même pour des très faibles hauteurs. Ces inépuisables sont cependant minorés quand on a plusieurs moteurs, comme SII.
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Merci pour ces renseignements Spaceman Spiff... :ven:

A vrai dire sorti du programme Apollo et de ses "fantastiques machines volantes"... Je ne sais pas grand chose sur les lanceurs actuels tous confondus :oops:
Apolloman
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Bienvenue sur le forum, et bravo pour ces enseignements clair et précis ;)
Intéressantes ces informations sur les réservoirs, je me couche moins bête ce soir :eeks:
Commander Ham
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Puisqu'on est à fond dans la technologie des réservoirs, une question sur leur dimensionnement liée au passage à 6 moteurs.
Le volume des réservoirs LH2 et LO2 suit-il une progression linéaire (6 moteurs ... donc 6/5 du volume précédent) ?
Quelle incidence prévisible sur le surcroit de masse (augmentation de masse de la structure + masse d'ergols embarqués) ?
Quelle proportion de la poussée du moteur supplémentaire "mangée" par ce surcroit de masse structuro-ergolique 🤡 ?

Précision : les ergols "inépuisables' (dans le sens non-puisable ?) sont-ils bien le reliquat lorsqu'il y a déclenchement du capteur ECO dans le réservoir LOX ?
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@montmein69 a écrit:Précision : les ergols "inépuisables' (dans le sens non-puisable ?) sont-ils bien le reliquat lorsqu'il y a déclenchement du capteur ECO dans le réservoir LOX ?

Oui en ce qui concerne le Shuttle... Sinon à la vue de l'emplacement du puisard (position centrale légerement excentrée), ils seraient siphonnés de toute manière

Ares V pourrait se voir ajouter un sixième moteur, et dépasser Saturn V en hauteur - Page 7 119006mainexternaltankctl6.th


Ares V pourrait se voir ajouter un sixième moteur, et dépasser Saturn V en hauteur - Page 7 Etplanjd4.th

Image n°2 capcomespace
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@montmein69 a écrit:Puisqu'on est à fond dans la technologie des réservoirs, une question sur leur dimensionnement liée au passage à 6 moteurs.
Le volume des réservoirs LH2 et LO2 suit-il une progression linéaire (6 moteurs ... donc 6/5 du volume précédent) ?
Quelle incidence prévisible sur le surcroit de masse (augmentation de masse de la structure + masse d'ergols embarqués) ?
Quelle proportion de la poussée du moteur supplémentaire "mangée" par ce surcroit de masse structuro-ergolique 🤡 ?

Précision : les ergols "inépuisables' (dans le sens non-puisable ?) sont-ils bien le reliquat lorsqu'il y a déclenchement du capteur ECO dans le réservoir LOX ?

En premier ordre de grandeur, la masse d'ergols est indépendante du nombre de moteurs. Les réservoirs sont dimensionnés par le rapport de mélange des moteurs (O2/H2), et la masse totale embarquée est fonction de la performance totale visée pour l'étage (Delta V propulsif) pour une performance moteur donné (impulsion spécifique et rapport de section).
Le fait d'augmenter la poussée de 20%, donc de diminuer le temps de combustion de 17%, permet de diminuer les pertes trajectoire de l'étage, à iso masse d'ergols : on décolle plus franchement, la trajectoire est plus proche de l'optimum, etc... Par exemple, le gain de performance sur l'EPC lié au passage du Vulcain 1 au Vulcain 2 est essentiellement dû à l'augmentation de poussée (+18%), bien plus qu'à la faible augmentation d'Isp (+2,5 s).
Tu as raison sur la question de la masse : un moteur supplémentaire pèse très lourd (6,6 t pour le RS-68, auquels il faut ajouter l'alourdissement du bâti moteur et des structures ; ce denier point est cependant sans doute faible car le 1er étage est probablement dimensionné par les SRB ; le total doit aller chercher dans les 10 tonnes de masse sèche). Il n'est pas facile de savoir combien coûte ce surcroît de masse, il faudrait pour cela connaître les dérivées de performance d'Ares V, souvent fonction des contraintes externes liées à la sauvegarde ou à la visibilité TM.
Plus finement, pour une poussée donnée, qui plus est légèrement modulable, il y a une masse d'ergols optimale : il est donc crédible qu'il y ait une augmentation de la masse d'ergols embarquée si toutefois les contraintes externes, à nouveau, l'autorisent (taille des bâtiments, impact système notamment sur le pilotage...).

Pour compléter la réponse d'Apolloman, il faut se souvenir que lors de l'épuisement de l'ET la navette étant accrochée à la paroi de l'étage, le centre de gravité de l'ensemble n'est pas sur l'axe de l'ET mais décalé quelque part entre celui ci et la navette. C'est pour ça que le puisage est décentré comme on le voit sur la seconde image d'Apolloman : il est localisé pile sur l'axe de la résultante, dans l'axe de la poussée, ce qui permet de minimiser les inconsommables. Enfin, on ne coupe pas les SSME dès déclenchement de l'ECO car il y a un timer permettant de consommer tout ou partie de la ligne d'alim LOX après dénoyage du fond (ce qui, toutefois, n'arrive jamais, cette fin de cuve correspondant à la réserve statistique).
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@Astro-notes a écrit:Ha, belle entrée en matière.

Tu ne changes surtout pas de style, tu as tout bon. Pour un premier contact tu as été excellent. Bienvenu au FCS on te
lira avec plaisir.

Merci.
Ta collec de pas de tir est superbe ! Il faudra bientôt ajouter Vostotchny.
Très beau site, photos peu classiques... très agréable.
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http://www.flashespace.com/html/juillet08/15a_07_08.htm

Le nouveau mode de transport spatial des Etats-Unis

La NASA qui prévoit toujours d'arrêter l'utilisation des navettes en 2010 poursuit en parallèle le développement de sa future architecture de transport spatial qui s'appuiera sur 2 lanceurs (Ares I & V) et plusieurs versions d'Orion (projet Constellation).

Les efforts entrepris dans le cadre de ce projet sont les plus ambitieux jamais entrepris par la NASA depuis le lancement du projet de la navette spatiale en 1972. Ils visent à doter les Etats-Unis d'une architecture de transport capable de desservir la Station spatiale internationale et transporter des humaines sur la Lune, Mars et quelques astéroïdes. Autrement dit, les vaisseaux et lanceurs en cours de développement vont servir pendant plusieurs décennies, jusqu'au moins en 2050.

Et pourtant, lorsque le projet Constellation est lancé à la suite du discours de G.W. Bush, insufflant à la NASA une nouvelle vision de l'exploration spatiale tant habitée que robotique du Système Solaire, le moins que l'on puisse dire, c'est qu'il n'a pas fait l'unanimité au sein même de l'agence (janvier 2004)!

Entre ceux qui souhaitaient un statu quo, c'est-à-dire moderniser une énième fois la flotte de navette, ou autre chose, comme le projet Direct, la NASA a eu droit à tout. Sarcasmes, doutes sur la faisabilité technique, doutes sur les performances attendues de ces futurs lanceurs, ect, ect.

Comme le déclare M. Jeff Hanley, le directeur du projet Constellation, 'J'espère que les gens auront au moins une petite idée de la difficulté de concevoir à la fois une nouvelle fusée et l'engin qui s'y attache'. Malheureusement, il semble que nom.

Les études conceptuelles n'ont pas été aussi simples que laissait penser le développement d'un système de transport utilisant du matériel existant, des technologies largement éprouvées pour le vol habité et s'inspirant, pour la conception d'Orion, du programme Apollo.

Et comme on ne peut pas attendre d'une première version d'un projet qu'elle soit parfaite, la NASA n'a pas hésité à remanier son projet. Plusieurs fois même.

Les modifications les plus récentes visaient à alléger la masse des modules qui forment Orion et à augmenter les capacités d'emport de 10 tonnes d'Ares V en prévision d'une masse du véhicule lunaire supérieure à ce qui était initialement prévue. Ce lanceur serait donc doter d'un sixième moteur au niveau de son étage principal et ses propulseurs à poudre pourraient être allongés et fabriqués dans un matériau composite plus léger.

la suite sur le lien ci dessus
grysor
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