Le lanceur multi corps

La configuration « navette en parallèle » est semblable à celle envisagée lors de notre première étude, lorsque la formule du tri corps, à la Falcon Heavy, semblait avoir la faveur de SpaceX. A ceci près que, si on se réfère aux ordres de grandeur du lanceur mono corps, chaque module devrait être équipé de 20 moteurs et emporter de l’ordre de 4000 tonnes de propergol.

Un corps de 8,40 m de diamètre (comme celui du SLS) permettrait de construire un lanceur de MCT sans changement d’échelle des moyens de production.

A ce stade, puisque cette investigation du multi corps, motivée au premier chef par la recherche d’un meilleur coefficient balistique pour la navette, l’est aussi par la recherche d’une échelle industrielle moins onéreuse, il est apparu intéressant de pousser la logique jusqu’au bout en se demandant s’il n’était pas possible de concevoir un MCT non pas à 3 mais à 5 corps, 3 en dessous de la navette, 2 au-dessus. Le caractère attractif de cette architecture, qui présente certes des difficultés de répartition des efforts et d’aérodynamique, est qu’il devient possible d’utiliser des corps de 8,40 m de diamètre, dimension devenue standard à la NASA avec le réservoir de la Navette Spatiale et, maintenant, avec le corps central du lanceur lourd SLS. Ce diamètre est en effet suffisant pour loger 12 Raptor dans la baie de propulsion, selon une symétrie ternaire.

Dans le cas du retour économique du schéma classique (§2.1.1), la performance demandée, avec une CU de 85 tonnes, est de 661 tonnes en LEO (300 km) ; elle est de 691,5 tonnes pour le retour « immédiat », malgré la prise en considération d’une CU réduite à 82 tonnes. Ces performances peuvent être obtenues avec un lanceur multi corps composé de 5 corps de taille identique (diamètre de 8,40 m ; hauteur avec ogive de 67 m), emportant 2350 tonnes de propergol, et équipés chacun de 12 moteurs Raptor de 270 tonnes de poussée au sol, soit 60 au total (contre 61 pour le mono corps ; la poussée et la masse au décollage sont donc sensiblement identiques). La CU en LEO du cas « retour immédiat » est obtenue grâce à la masse supérieure de propergol navette pouvant être consacrée à la mise en orbite LEO.

Le décollage et la phase initiale, jusqu’à un instant à optimiser, se font avec les 60 moteurs à pleine poussée, le taux de pertes par gravité étant maximum. Puis le module central est mis en régime de poussée minimale, les 4 autres modules continuant à fonctionner en premier étage. Dans le tableau des données lanceur, cet instant est caractérisé par le pourcentage du propergol de l’étage 2 (le corps central) brûlé avec l’étage 1. On a considéré la valeur de 20 %, correspondant à environ 45 s, moment où le taux de pertes par gravité commence à décroître.

Après extinction des 4 modules du 1^er étage, ceux-ci sont séparés et vont opérer un retour pour récupération, pour lequel ils ont conservé 6,5 % de réserve de propergol ; ce faible pourcentage s’avère suffisant pour fournir à ces modules un DV voisin de la vitesse atteinte  (DV théorique de l’étage moins la majeure partie des pertes).

Le corps central, remis à plein régime, fait alors office de 2^ème étage, devant conserver 18 % de sa masse de propergol pour son retour à Terre.

Finalement, après séparation et rotation pour prendre la bonne attitude, la navette, ayant déjà ouvert ses 6 trappes moteurs et déployés les extensions de divergent, allume ses moteurs pour délivrer l’impulsion finale pour la mise en orbite de parking.

Les deux versions de navette diffèrent sensiblement au niveau de leur devis de masse ; la version « retour immédiat » offre une masse sèche de + 11 % et une masse au décollage de Mars augmentée de 68 %, résultant de l’effort demandé en DV, vraiment limite pour un mono étage équipé de moteurs à 380 s  d’Isp ! Concevoir si près des limites d’emploi est dangereux. Naturellement il se pourrait que certains postes de notre devis masse s’avèrent pessimistes, les plus « lourds » (structures et protection thermique) n’ayant fait l’objet que d’extrapolations à partir de cas documentés : Navette Spatiale, X33 et, dans une moindre mesure, DRA5. Mais l’expérience des projets montre que c’est généralement le phénomène inverse qui se produit…

On trouve dans les deux tableaux suivants les caractéristiques des lanceurs adaptés aux deux cas de navette examinés ; ils sont pratiquement identiques, seule la contribution au lancement en LEO (et la masse) de la navette différenciant leurs caractéristiques opérationnelles.

Cas du retour « retardé »

Cas du retour « immédiat »