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 :
MTPS = 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 2ème 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 :
MTPS = 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 MStr = 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 :
MStr = 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 : MMot = 4 * 70000 / 100 = 2800 kg, plus 1 T d’organes annexes, dont la commande des trappes.
MMot = 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 :
MHab = 1,5 T
Soutes équipées (3)
MSoutes = 1,5 T
Système de contrôle d’attitude (à ergols stockables)
MRCS = 2 T
Alimentation électrique (pour les phases non planétaires)
(20 kW, panneaux solaires, batteries, distribution)
MEner = 1 T
Autres équipements (ECLSS, avionique, palan, actuateurs des surfaces aérodynamiques, trappes et moteurs)
MEqu = 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 :
MTrain =2,5 T
Charge utile (y compris consommables vol non recyclés)
MCU = 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 |
Merci beaucoup pour cette synthèse passionnante qui permet de suivre une aventure exceptionnelle.
Merci pour cette superbe étude, et en français! Quel plaisir. J’ai vu sur des sites américain que le ravitaillement orbital faisait maintenant partie du concept, ce qui pourrait augmenter sensiblement les charges utiles sans compromettre vos idées. Une option de propulsion solaire électrique pour réduire les temps de transfert seraient également à l’étude, selon les affirmation de la ceo de spacex. Je vais immédiatement voler les précieuses informations sur la rentrée atmosphérique martienne pour améliorer mon propre, modeste et amateur petit système de transport colonial. Merci et je vous souhaite bien des commentaires intéressants
Michel lamontagne
J’ai voulu voir ce que donnait une solution avec le moins de “modules” et d’opérations orbitales, et entièrement récupérable. Mais on voit bien qu’on atteint des dimensions peu réalistes… Oui, le ravitaillement orbital permettrait de réduire les tailles, mais augmenterait le nb de lancements et la complexité des opérations. Ce sera peut-être une obligation. Pour la prop électrique, vu les masses de vaisseau, je n’y crois pas trop (il faudrait de grosses puissances…).
Merci pour vos réflexions.
On m’a fait la remarque, quand je l’ai proposé sur un autre site, qu’un lanceur a trois corps n’est pas si simple non plus. Il faut reconnaitre que les manoeuvres orbitales ont aidé a atteindre la Lune, par exemple. Mais je reconnais que le transfert de grandes quantités de carburant en orbite reste un inconnu de taille. Cependant, je me demande si Falcon Heavy, avec son transfert de carburant en vol n’est pas un essai précuseur de la part de SpaceX, dans l’optique de travail qu’ils semblent avoir depuis leurs début, financer la recherche avec des activités lucratives…