Devis masse, en configuration transfert vers Mars

TPS

La masse surfacique pour le X33 est donnée à 2,2 lb/ft² = 2,2*0,454 / 0,305² = 10,7 kg/m². En considérant la surface en plan de 445 m², on obtient 4,77 T pour la partie ventrale chaude. Si on se réfère aux proportions de la TPS de la Navette (partie ventrale de 4,4 T pour un total TPS de 7,65) on obtient ici :

M_TPS = 4,77*(7,65/4,4) = 8,3 T

Une autre source donne pour le TPS du Shuttle, toutes zones comprises, 8,58 T pour une surface de 1100 m², qui correspond bien à nos dimensions (2*490 m² + flancs).

Ici, rentrant dans l’atmosphère terrestre au voisinage de la seconde vitesse cosmique, l’énergie cinétique à dissiper est double du cas Shuttle ; c’est pourquoi on prévoit de délivrer cette énergie en trois phases, en procédant d’abord à une aérocapture, puis à un aérofreinage, enfin à la désorbitation ; les flux seront plus élevés, ce qui est critique sur le nez (d’où son rayon de 3,5 m), mais les charges thermiques de chaque phase resteront du même ordre de grandeur (reste à évaluer les conditions de leur dissipation). Notons cependant que le X33 n’avait pas à affronter la 2^ème vitesse cosmique. Nous savons aussi que l’atmosphère martienne accroît les flux sur les parties arrière du TPS du fait de la recombinaison de la molécule CO₂. Par contre les travaux sur le TPS du X33 ont mis en évidence un gain de masse par rapport à la technologie Shuttle. Compte tenu de ces éléments, nous retiendrons :

 M_TPS = 8,5 T

Structure corps portant

(à titre très approximatif, un calcul resterait à faire)

L’étude DRA5 donne 22,5 T, pour un corps cylindrique de 30mx10m et une masse totale de 110 T. Une étude NASA indépendante sur l’EDL dans différentes configurations donne, pour la formule DRA5, une valeur légèrement inférieure : 18,3 T.

Pour le Shuttle, on trouve dans les notes de calcul détaillées du projet 6,8 lb/ft² = 33 kg/m² pour l’ensemble Str + TPS, soit 33-10,7 = 22,3 kg/m² (de surface « mouillée »). Si on approxime la surface mouillée par deux fois la surface en plan, on aboutit à M_Str = 2*445*22,3 = 19,8. Mais, 40 ans après, l’utilisation de pièces en composite carbone s’est généralisée dans l’aéronautique, générant des gains de masse importants. Nous prendrons donc une valeur moyenne entre ces deux dernières évaluations :

M_Str   = 19 T

Réservoirs principaux

C’est la quantité de propergol au départ de la Terre qui les dimensionne : 209,7 * 1,05 T (injection en transfert) + 200 T (fin de mise en LEO) = 420 T. Au retour, ces 420 T de capacité suffisent avec de la marge pour la remontée en orbite et l’injection en transfert. Il est à noter que, contrairement à ceux d’un lanceur, ces réservoirs n’ont pas à reprendre les efforts en vol transmis par la masse de la navette ; on peut aussi tabler sur un allégement lié à l’emploi de structures composites (telle que carbone-époxy), comme cela avait été prévu sur le X33. Par contre ils devront permettre d’assurer la conservation longue durée de la quantité d’ergols nécessaire aux manœuvres orbitales et à l’EDL sur Mars (17,4 T à l’aller, 3 T au retour). Pour des raisons de difficulté qu’il y aurait à puiser dans des réservoirs horizontaux presque vides, mais aussi d’économie de masse d’isolation thermique, il serait probablement judicieux de prévoir pour ces ergols des réservoirs auxiliaires spécifiques.

On considère donc que ces réservoirs représenteront une masse de seulement 4% de la masse d’ergols.

Masse volumique moyenne propergol (rapport mélange 3,5) =	0,83 T/m3
Volume = 420/0,83 = 506 + 5% volume mort =	531 m3
Masse = 4 % Mpropergol =	16,8 T
Organes propulsifs divers :	0,3 T
MRésP =	17,1 T

Réservoirs auxiliaires

Leur charge est maximale à l’aller : 3,7 T (manœuvres orbitales) + 13,7 T (EDL) = 17,4 T.

Volume = 17,4/0,83 = 21 + 5% volume mort = 22 m³

Masse (avec isolation multicouches) :

MRésA = 8% Mpropergol =	1,4 T, et avec organes spécifiques :
MRésA =	1,5 T

 

Moteurs ventraux

Nous prendrons un rapport poussée/poids de 100, identique à celui du Raptor, soit, pour les 4 moteurs : M_Mot = 4 * 70000 / 100 = 2800 kg, plus 1 T d’organes annexes, dont la commande des trappes.

M_Mot = 3,8 T

Habitacle pressurisé

La forme sphérique est optimale pour la masse. Pour la version à dominante cargo (équipage limité à une douzaine de personnes) un diamètre de 6 m offre un volume de 113 m³, soit environ 10 m³/par personne, ce qui est jugée acceptable pour le maintien des performances humaines. Le transport de passagers plus nombreux nécessiterait un habitacle cylindrique, étendu dans le sens longitudinal aux dépens de la soute cargo non pressurisée et, vraisemblablement, des dimensions d’ensemble accrues.

L’atmosphère choisie est un mélange 46% oxygène / 54% azote, à 0,57 bar. A la masse de la coque (en alliage léger), il convient d’ajouter l’isolation thermique, les cadres porteurs, les liaisons ; en l’absence d’étude, on prendra, hors équipements :

M_Hab = 1,5 T

Soutes équipées (3)

 M_Soutes = 1,5 T

Système de contrôle d’attitude (à ergols stockables)

M_RCS = 2 T

Alimentation électrique (pour les phases non planétaires)

(20 kW, panneaux solaires, batteries, distribution)

M_Ener = 1 T

Autres équipements  (ECLSS, avionique, palan, actuateurs des surfaces aérodynamiques, trappes et moteurs) 

M_Equ = 2,5 T

Train (tricycle)

Le projet Shuttle donnait 4% de la masse à l’atterrissage (84 T) ; ici, pour 68,1 T, on obtiendrait 2,7 T, qu’on peut légitimement réduire à 2,5 T du fait des progrès des matériaux :

M_Train =2,5 T 

Charge utile (y compris consommables vol non recyclés)

M_CU =  17 T

Récapitulatif

POSTE	MASSE (T)
TPS	8,5
Structure corps portant	19,0
Réservoirs principaux	17,1
Réservoirs auxiliaires isolés	1,5
Moteurs ventraux (4)	3,8
Habitacle pressurisé	1,5
Soutes équipées (3)	1,5
RCS	2,0
Energie	1,0
Autres équipements	2,5
Train	2,5
Ergols Orbitation & EDL	17,4
SOUS-TOTAL	78,3
CHARGE UTILE	17,0
TOTAL	95,3