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.

Calcul de la trajectoire de lancement terrestre (visé : 7727 m/s à 300 km). Zf : altitude ; Vf : vitesse finale relative ; Vfc : vitesse finale absolue ; Vz : vitesse radiale résiduelle ; Mf : masse satellisée ; Pgr : pertes par gravité ; Pae : pertes aérodynamiques (traînée uniquement).

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.

Calcul de la récupération du 1^er étage, avec évolution des conditions lors du dernier freinage (toutes les secondes). Vhor et Vvert sont les vitesses selon les axes liés à la Terre. Altitude en km. Mp : masse de propergol restante (tonnes).

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

_{* 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) :

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).