4. Architecture et dimensionnement du lanceur
Le lanceur monocorps à 27 moteurs qui vient à l’esprit d’après les choix qu’auraient faits SpaceX en 2014 (monocorps, Raptor de poussée 230 tonnes) s’avère largement sous-performant pour s’intégrer au schéma précédent. Il faut souligner cependant que l’ampleur du présent dimensionnement résulte pour beaucoup de l’adoption du retour « immédiat » (opposition) et de la décision de réduire la vitesse de rentrée dans l’atmosphère au niveau de la vitesse de libération ; mais ces choix nous sont apparus les plus conformes à l’esprit du projet MCT, qui poursuit le rêve d’un système de transport de masse « abordable » en coût d’exploitation.
Dans le présent projet, le nombre de moteurs est porté à 31 (2 de plus dans chaque secteur d’une disposition ternaire) et leur poussée sol à 300 tonnes, pour atteindre un niveau de performance satisfaisant, même s’il n’est pas tout-à-fait celui espéré :
- on atteint 90 tonnes de charge utile à l’aller (et 12 tonnes au retour, ce qui est jugé suffisant), pour 100 tonnes visées, dans le cas favorable où Mars se trouve au voisinage du périhélie ;
- ceci à la condition d’emprunter la trajectoire aller la plus économique en propergol (trajectoire de Hohmann), c’est-à-dire en sacrifiant le critère de la durée de trajet ; en effet il faut alors compter 3 mois de plus que dans le cas de l’option plus communément admise du « libre retour » ; ce n’est évidemment pas très heureux et ce choix mérite d’être remis en question;
- un certain nombre de points techniques jouant sur les performances peuvent être considérés comme traités de façon trop optimiste : coefficient de structure du lanceur, pertes de propergol en mise en froid et en transvasements de ravitaillement, lancement équatorial, calcul de trajectoires en deux dimensions, pertes dues à la courte phase balistique après extinction du premier étage, etc. Tous ces points méritent effectivement d’être affinés.
Cela étant, il faut noter qu’il existe de fortes incertitudes sur le poste important des structures (45 tonnes). Difficile de dire si quelques tonnes ne devraient pas glisser d’un poste à l’autre…
Contrairement à la phase d’étude précédente, nous avons pu cette fois intégrer la trajectoire de lancement et par conséquent aboutir à une évaluation robuste des pertes par gravité. Par ailleurs, comme le programme n’optimise pas le lancement (au sens mathématique), les performances obtenues, suite à une simple exploration des paramètres (braquages de la poussée, répartition des masses de propergol), doivent être plutôt sous-optimales.
Une architecture de lanceur bi étage a été retenue ; c’est en pratique un mono étage dans la mesure où c’est la navette qui joue le rôle de deuxième étage. Plusieurs raisons militent pour cette conception :
- un seul étage de fusée est à développer ;
- la navette devant être équipée d’une capacité d’emport de propergol conséquente (1100 T) pour assurer son retour énergétiquement coûteux en mode « opposition », il paraît évident qu’il faut utiliser cette capacité pour contribuer au lancement;
- enfin, n’avoir à récupérer (à la mode SpaceX) qu’un premier étage est une aubaine pour le système. En effet :
- en premier lieu, la grande taille d’un premier étage (ici, 12,5 m de diamètre et 71 m de hauteur) permet d’atteindre des indices de structures très faibles (sur la base des réalisations actuelles, on a considéré un indice de 4%). Ceci joue directement sur la quantité de propergol pour le freinage, mais est également favorable pour l’efficacité du freinage aérodynamique ;
- en second lieu on évite le difficile problème d’un deuxième étage atteignant des vitesses beaucoup plus importantes, dont la récupération ne pourrait faire l’économie d’un bouclier thermique ablatif… Ici, le deuxième étage est conçu pour cela, les rentrées atmosphériques, puisque c’est la navette elle-même !
Dans cette configuration, en adaptant notre programme de calcul de lancement, nous avons pu tester différents jeux de paramètres de récupération et avons trouvé pour le pourcentage de propergol à réserver la valeur assez faible de 10,4 %, avec un scénario type SpaceX à trois phases de freinage, mais sans retour au site de lancement. La nécessité d’un freinage intermédiaire, destiné à limiter la vitesse dans les couches denses de l’atmosphère, entraîne une pénalité importante ; dans le cas illustré, on atteint encore plus de 1,2 km/s à 12,7 km d’altitude, au début de la phase de freinage final ; le freinage intermédiaire retenu est-il suffisant ?
A noter aussi l’influence du coefficient de traînée ; on a pris Cx = 0,7, ce qui est peut-être pessimiste.
L’autre choix d’architecture lanceur important est l’abandon de la formule multi corps, que nous avions précédemment explorée en parallèle du mono corps. Cette orientation serait préférée par SpaceX. Son principal inconvénient est la taille accrue de l’étage de fusée (dimensions et nombre de moteurs), avec ses conséquences en termes d’investissements industriels et de moyens d’essai. Par ailleurs, comme souligné dans l’étude précédente, ce choix oblige à limiter la surface aérodynamique portante de la navette, donc aussi ses performances de rentrée (dynamiques et thermiques). Par contre, la formule est plus simple, plus facile de mise en œuvre et, comme on vient de le voir, moins problématique en matière de récupération si on l’associe à la formule mono étage.
Un des problèmes d’aménagement d’un tel lanceur est de loger un aussi grand nombre de moteurs. Dans la mesure où il est souhaitable de limiter le diamètre (ici à 12,5 m) pour des raisons de moyens de fabrication, d’intégration et d’essai, on est amené à légèrement surdimensionner la baie de propulsion des 31 moteurs de 300 T, et à la couvrir d’un carénage aérodynamique de 15 m de diamètre. Notons que ce carénage jouerait un rôle essentiel dans l’aérodynamique de la récupération, y compris un rôle défavorable pour la stabilité, et qu’il devrait être dimensionné mécaniquement et thermiquement en conséquence.
Pour le pilotage, il devrait être suffisant de rendre mobiles, chacune sur une direction et les deux moteurs ensemble, les 6 paires de moteurs périphériques.
Données propulsives
ITEMS | VALUE |
---|---|
%propellant to recover stage 1 | 0.104 |
gIsp Shuttle (380 s) | 3728 |
gIspvac stage1 (363 s) | 3561 |
Shuttle final mass | 394,0 |
Shuttle propellant mass for LEO | 905,0 |
Shuttle initial mass | 1299,0 |
Shuttle ΔV * | 4448 |
initial mass composite1 | 7750 |
Stage1 structural index | 0.040 |
Stage1 useful propellant mass | 5560 |
Stage1 ΔV * | 4501 |
Total ΔV * | 8949 |
Losses – Earth rotation effect | 1193 |
FINAL SPEED | 7756 |
* Les DV sont ici déduits uniquement des rapports de masse, tandis que le chiffrage des pertes et de l’effet positif de la rotation terrestre résulte du calcul de trajectoire par intégration numérique.
Données dimensionnelles
Les données de dimensionnement du lanceur étudié sont les suivantes (tonnes et m) :
ITEMS | VALUE |
---|---|
Mass at taking off | 7750 |
Thrust at taking off (kN) | 91230 |
Total height (incl. shuttle) | 111 |
Diameter, 1st stage | 12.5 |
Height, 1st stage | 71 |
Propellant Mass, 1st stage (total / useful) | 6200/5560 |
Propulsion, 1st stage (Raptor @ 300 TSL) | 31 engines |
Diameter, 2nd stage (Shuttle) | 12 |
Height, 2nd stage | 41 |
Propellant Mass, 2nd stage (total/used for launch) | 1100/905 |
Propulsion, 2nd stage : Raptor vacuum adapted | 4 engines |
LEO Perfo at 300 km | 394 |
On calcule une performance de 394 T en orbite de parking à 300 km, avec 1193 km/s de pertes par gravité et aérodynamiques, après déduction de l’effet bénéfique de la rotation terrestre (lancement supposé équatorial).
If you allow for 2 refueling trips, or refueling depo. Then the design could use a launcher with 19 Raptors and 240t to LEO payload. The shuttle only has 550t of fuel. Meaning that the tanks could be half as big. Or possibly make them from multiple toroid shaped taks. The center of the craft would then serve as an unpressurised acces to cargo bay. Toroid tanks would also allow to use round baffles to keep liquid pressurised while in microgravity.
Bonjour,
juste pour signaler à quel point, semble-t-il, le projet MCT et colonisation de Mars , serait d’une dimension jamais imaginée. Le 6 octobre 2015, Chris Bergin, l’administrateur du fameux site NasaSpaceflight.com, qui suit de près l’évolution des projets de SpaceX à tweeté que ce qu’il lui a été montré est la chose la plus excitante qu’il ait jamais vu. https://twitter.com/NASASpaceflight
Il semble que Chris Bergin a eu l’autorisation de voir le projet, qu’il décrit comme allant beaucoup plus loin que tout ce qui a pu être envisagé lors des nombreux fils de discussions. Bien au delà des espérences des uns et des autres. Chris Bergin s’est engagé à ne pas aller plus loin et confirme que la priorité de SpaceX actuellement est le retour en vol d’essai de F9. Donc révélation du programme plutôt l’année prochaine et ça vaudra le détour.
Il s’en explique sur son site. http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=38593.0
Bonjour, plutôt que d’envisager des moteurs ventraux traversant le bouclier ventral du MCT, pourquoi ne pas envisager des moteurs placer sur les flancs avec un angle de 15 degrés, à l’image du design de dragon V2? Il y a une légère perte de performance à cause de l’inclinaison, mais les benéfices sont intéressants non? De plus à l’atterissage et décollage de Mars, l’éloignement des moteurs par rapport au sol permet de minimiser les risques de projections de matières contre la coque du vaisseau. Autre point, un système de by pass des gazs éjectés, entre des tuyères orientées vers le bas et d’autres orientées vers l’arrière est-il techniquement envisageable?
oui, mais il faudrait voir la conséquence sur l’aérodynamique de rentrée(si les moteurs sont latéraux).<
non, on ne déviera pas le jet des tuyères, cela créerait des échauffements de structure considérables et des pertes de performance rédhibitoires.
Merci de votre réponse éclairante. Toujours dans l’idée de comprendre à quoi peut ressembler le système MCT, vous dites dans votre étude que la rétropropulsion est un point critique de la sécurité des passagers pour un retour sur Terre, la panne étant interdite faute de solution de rechange. Il y eut le programme avorté Venture Star de Lookheed Martin et le démonstrateur X-33. Ce corps portant permettait un retour plané et un roulé sur une piste. C’est peut-être ici la solution de rattrapage en cas de panne des moteurs? Au prix surement, d’autres contraintes notamment l’appariement avec le lanceur pour le décollage. J’ajouterais qu’un train roulant permettrait au véhicule une certaine mobilité sur Mars, pour facilité les opérations de transfert de carburant ou autre logistique. Mais le devis de masse s’envolerait surement.
Concernant les objectifs de Spacex sur la charge utile, 100mt, bien que cyclopéen, cet objectif est encore le plus facile à atteindre il me semble, face au défi de transporter et faire vivre, 100 personnes pendant 6 à 11 mois (et encore si tout ce passe bien et que l’EDL sur Mars est possible), dans un espace compté. Il est déjà difficile d’organiser la vie de 4 astronautes dans l’ISS, une structure de 400 tonnes, comment réussir un tel pari sans un vaisseau de type « Galactica ». E.Musk a déclaré récemment qu’à l’annonce du projet, au mois de septembre, les gens diront que « c’est completement fou ». Mais qu’est ce donc?!….