Le lanceur mono corps
Nous avons déterminé la performance requise LEO, 631 tonnes, sachant qu’il est prévu de surdimensionner les réservoirs de la navette pour confier à celle-ci la fin de placement en orbite terrestre, pour les raisons déjà mentionnées. Sur cette base nous avons cherché à optimiser un lanceur bi-étage, à moteurs Raptor, entièrement récupérable. Les paramètres sont :
- d’une part le facteur de charge au décollage, l’instant de basculement initial en inclinaison et son taux, qui déterminent la plus grande partie des pertes par gravité et aérodynamiques ;
- d’autre part le ratio des masses de propergol entre premier et deuxième étage et la quantité de propergol réservée dans la navette.
Pour le premier étage, nous avons considéré les impulsions spécifiques annoncées pour la version adaptée au sol du Raptor (321 s au niveau de la mer et 363 s au vide), estimant par un calcul de trajectoire approché (basculement en « gravity turn », « Terre plate ») que l’on pouvait retenir une Isp moyenne pour le vol du premier étage de 352 s. Ce calcul nous a également permis de confirmer les ordres de grandeur trouvés dans la littérature pour les pertes d’un lanceur décollant au faible facteur de charge de 1,2 g (Saturn 5, Falcon 9). Nous avons ainsi été amenés à retenir une valeur de 1,1 km/s, déduction faite du gain dû à la rotation de la Terre.
Pour le deuxième étage, ainsi que pour les moteurs de la navette, nous avons supposé une adaptation au vide, conduisant à une Isp de 380 s (les Russes ont obtenu 386 s pour un moteur similaire). Dans le cas de la navette, cela serait obtenu par déploiement d’une extension de divergent en carbone-carbone (analogue à ce qui se pratique sur le RL-10).
Éléments du calcul simplifié pour estimation de l’Isp moyenne du 1er étage et des pertes par gravité.
Sur ces bases, les calculs montrent que l’atteinte de la performance de 631 tonnes nécessite de monter l’échelle du lanceur jusqu’à atteindre la valeur phénoménale de 13700 tonnes de masse au décollage, impliquant un premier étage doté d’une baie de propulsion garnie de 61 moteurs Raptor d’une poussée au sol de 270 tonnes (afin d’assurer 1,2 g) !
Un diamètre de 20 m pour la baie de propulsion est requis pour loger une soixantaine de moteurs. On trouve une disposition de symétrie hexagonale permettant de loger 61 moteurs de la taille (supposée) du Raptor 270 T. Cette baie serait raccordée à un étage de 17,5 m de diamètre (le diamètre de la N1 lunaire soviétique).
Les valeurs du calcul des caractéristiques propulsives de ce géant apparaissent dans le tableau suivant.
| GRANDEUR | VALEUR |
| %propergol pour récup étage1 | 0,057 |
| %propergol pour récup étage2 | 0,160 |
| gIsp étage3 (380 s) | 3,730 |
| gIsp étage2 (380 s) | 3,730 |
| gIsp étage1 (352 s) | 3,453 |
| masse finale étage3 | 630,9 |
| masse propergol étage3 | 400,0 |
| ratio masses étage1/étage2 | 4,9 |
| masse initiale étage3 | 1030,9 |
| deltaV étage3 (navette) | 1,832 |
| masse initiale composite1 | 13725,0 |
| indice structurel étage1 | 0,045 |
| indice structurel étage2 | 0,050 |
| masse propergol utile étage2 | 1581,5 |
| masse initiale composite2 | 3007,7 |
| deltaV étage2 | 2,783 |
| masse propergol utile étage1 | 9671,2 |
| deltaV étage1 | 4,211 |
| deltaV total | 8,826 |
| forfait pertes gravité & aérod. – rot. Terre | 1,100 |
| VITESSE FINALE | 7,726 |
| deltaV pour récup étage2 | 5,353 |
| deltaV pour récup étage1 | 2,826 |
| composite n : ensemble lors du fonctionnement de l’étage n |
| vitesse orbitale circulaire à 300 km : 7,725 km/s |
| masses en tonnes |
Ce que devrait représenter la baie de propulsion d’un lanceur de MCT mono corps réutilisable !
Le lanceur aurait les principales caractéristiques dimensionnelles figurant dans le tableau suivant :
| Masse au décollage (T) | 13700 |
| Poussée au décollage (Tf) | 16500 |
| Hauteur totale (avec navette) (m) | 129 |
| Diamètre 1er étage (m) | 17,5 |
| Hauteur 1er étage (m) | 61 |
| Masse Propergol 1er étage (totale / utile, T) | 10256/9671 |
| Propulsion 1er étage : Raptor 270 T | 61 |
| Diamètre 2ème étage (m) | 12 |
| Hauteur 2ème étage (m) (avec jupe 2/3) | 29 |
| Masse Propergol 2ème étage (totale / utile, T) | 1883/1582 |
| Propulsion 2ème étage : Raptor adaptés au vide | 12 |
| Perfo en LEO 300 km (avec contrib.navette, T) | 631 |
| Longueur Navette (m) | 39 |
| Hauteur x Largeur Navette (hors ailerons, m) | 12 x 12 |
Conception d’un MCT en version lanceur mono corps : 129 m de haut, 13700 T au décollage ! CU : 95 T sur Mars au périhélie, 80 T sur Mars à l’aphélie.
Un tel gigantisme peut faire douter de la faisabilité industrielle et opérationnelle du concept, même si les Soviétiques s’étaient aventurés à cette échelle avec la N1 (17 m de diamètre à la base, 30 moteurs au premier étage, mais « seulement » 2700 tonnes au décollage). Ce n’est pas la faisabilité technique qui est en cause, mais le coût des investissements à consentir pour travailler à cette échelle, en matière d’outils de production (par exemple, machine à souder les viroles), de moyens d’essai capables de supporter un tel niveau de poussée (et de bruit !) et de coût de développement.
C’est pourquoi, bien qu’Elon Musk ait indiqué avoir une préférence pour ce type d’architecture de lanceur, nous avons examiné à quoi pourrait conduire un concept multi corps (du style Falcon Heavy).
La fusée lunaire soviétique N1 au pas de tir ; 17 m de diamètre.
