Les fusées récupérables

[Tontonlyco]

J'en ai eu une en version Versailles, moteur Ford V8 à soupapes latérales et boite 3 vitesses largement suffisante la 3e descendait à 500T

[Luc Lion]

Mais le propulseur sur lequel tu as attiré notre attention est accompagné de moteurs d'orientation.
J'ai la flemme de rechercher le lien, mais j'ai vu une fois un schéma détaillé du second étage de la fusée.
Il y a tout ce qu'il faut pour orienter correctement la fusée avant un réallumage et pour garder l'orientation pendant la poussée.

Le seul problème est qu'il n'y avait que trois allumages prévus, qu'ils ont tous eu lieu, que le troisième a pour finalité de placer la charge sur une orbite héliocentrique et que ce troisième allumage a duré jusqu'à épuisement du carburant.
Je présume que le but de la non-interruption de la troisième poussée était de montrer à des clients potentiels jusqu'à quel niveau d'aphélie la fusée pouvait mener.

Luc

[Luc Lion]

Léon,

je constate avec fierté qu'Ariane est immatriculée sur le registre belge.

Luc

[Tontonlyco]

Je présume que le but de la non-interruption de la troisième poussée était de montrer à des clients potentiels jusqu'à quel niveau d'aphélie la fusée pouvait mener.
Luc

Cet argument n'est pas convainquant, le niveau d' aphélie est aussi fonction de la poussée des étages précédents et  comme les combinaisons sont multiples on fait un peu ce que l'on veut.

Quel gachis on pouvait satelliser autour de Mars.

[Leon Robin]

J'en ai eu une, moteur Ford V8 à soupapes latérales et boite 3 vitesses largement suffisante la 3e descendait à 500T

Alors, c'était une Versailles (ou Chambord pour la finition haut de gamme et peinture bicolore). L'Ariane n'avait que le modeste 1300 cm3 emprunté à  l'Aronde pour traîner le même poids. La grenouille qui veut se faire aussi grosse que le boeuf.

Pour en revenir à mon élucubration pour le 1er vol d'Ariane 6, ce serait techniquement aussi probant, tout comme envoyer un lingot de plomb de la même masse

[Tontonlyco]

Oui c'était une Versailles.

[Haflinger]

j'ai bien connue Ariane en bicolore, rouge vif et creme si je me souviens bien, contrefacon ?

[Kurt phinal]

j'ai bien connue Ariane en bicolore, rouge vif et creme si je me souviens bien, contrefacon ?

http://breizhell31.canalblog.com/archiv ... 38842.html

Elle était belle !

[Luc Lion]

Cet argument n'est pas convainquant, le niveau d' aphélie est aussi fonction de la poussée des étages précédents et  comme les combinaisons sont multiples on fait un peu ce que l'on veut.

C'est exact que la trajectoire finale dépend de l'impulsion totale fournie par tous les étages de la fusée.
Mais il y a beaucoup de contraintes si on cherche, à la fois, à minimiser la consommation de carburant et à se rendre à l'endroit voulu.
Et donc les combinaisons ne sont pas si variées que cela.

Je sais que la plupart de ce qui suit t'est familier.
Mais j'explique quand même pour que tout le monde puisse comprendre.

Les changements de trajectoire de satellites sont régis par des changement d'énergie (cinétique+potentielle).
Toutefois, les moteurs de fusée ne fournissent pas de l'énergie mais de la poussée pendant un certain temps. C'est à dire de la quantité de mouvement.

En principe, les changements de trajectoires sont caractérisés par des changements de quantité de mouvements qui sont additifs si on les effectue au moment et à l'endroit optimal.
Optimal car les changements d'énergie cinétique sont plus efficaces s'ils se font à grande vitesse et donc au périapse de l'orbite qui précède le changement (nommé périgée si l'orbite est terrestre).
C'est l'effet Oberth.
Explication: la variation d'énergie cinétique c'est ∆E = m.(v+∆v)²/2 - mv²/2 = vm . m∆v   , où vm = v+∆v/2 est la vitesse moyenne.
On voit que pour une même augmentation de quantité de mouvement m∆v, le gain d'énergie est d'autant plus important que la vitesse moyenne est grande.

Et, ramené à une masse transportée unitaire, ces changements de trajectoire optimaux sont séparés par des variations de vitesse bien connues.
Les graphes de passage d'une trajectoire standard à une autre sont régis par des tables de "delta-v budget" ou bilan de quantité de mouvement.
En voici un exemple:

Les orbites de transfert permettent de passer d'une orbite d'un niveau d'énergie à une orbite à un autre niveau en minimisant la dépense en quantité de mouvement.
Typiquement, il y a deux dépenses : 1 au périapse (périgée) en entrant dans l'orbite de transfert et 1 à l'apoapse (apogée) en sortant de l'orbite de transfert pour la transformer en orbite +/- circulaire.
Si le transfert est une orbite d'échappement (ou de capture) il n'y a qu'une dépense au périapse.

Le graphe ci-dessus se lit comme ceci:
Exemple 1 : pour passer d'une orbite basse (LEO) à une orbite géostationnaire (GEO), on dépense 4.1 km/s, soit 2.5 km/s pour entrer dans l'orbite de transfert (GTO) et 1.6 km/s pour en sortir et entrer dans l'orbite circulaire géostationnaire.
Exemple 2 : pour quitter l'attraction terrestre en provenance d'une orbite basse (LEO), sans destination précise, sur une orbite de libération (une orbite de transfert dont l'orbite haute a un rayon infini) on dépense 3.2 km/s (2.5 km/s + 0.7 km/s). Les orbites de libération ou de capture sont notées C3=0. (C3 est l'énergie totale ou énergie caractéristique).
Exemple 3 : pour passer d'une orbite basse (LEO) à une orbite héliocentrique qui atteint Mars (l'aphélie est au voisinage de Mars), on dépense 3.8 km/s (2.5+0.7+0.6). En fait entre 3.6 et 3.9 km/s en fonction de la position de la terre sur son orbite autour du soleil.
Exemple 4 : pour passer d'une orbite basse (LEO) à une orbite de capture vers de Mars, on dépense 4.7 km/s (2.5+0.7+0.6+0.9). Le 0.9 km/s est dépensé en freinage de l'autre côté de Mars sur l'aphélie.
Cet exemple 4 avec orbite de capture ne donne pas encore une orbite autour de Mars mais une orbite parabolique. Il faut ralentir plus encore pour avoir une orbite classique autour de Mars.
Exemple 5 : pour passer d'une orbite basse (LEO) à une orbite basse autour de Mars, on dépense 6.1 km/s (2.5+0.7+0.6+0.9+1.4). Le 1.4 km/s est le freinage supplémentaire.

En théorie, Jacques, ce que tu suggères est correct : le deuxième étage peut amener le vaisseau à la bonne altitude et vitesse en orbite basse et ensuite donner une seule impulsion de 3.8 km/s.
Le seul problème c'est le vaisseau quittera bien l'attraction terrestre mais dans n'importe quelle direction sauf la bonne.
Déjà, si le lancement est de jour, le vaisseau sera du mauvais côté de la terre.
Donc il faut des changements de trajectoires intermédiaires avant de quitter l'attraction terrestre.

Si on combine cela avec l'effet Oberth, on obtient au minimum 3 poussées.
1. Une poussée en orbite basse (donc périgée) pour entrer en orbite de transfert (terrestre)
2. Une poussée significativement avant ou après l'apogée qui change l'orientation de l'orbite en gardant une excentricité importante. On est alors sur l'orbite d'attente.
3. Une poussée au périgée de l'orbite d'attente (côté nuit opposé au soleil) pour lancer le véhicule avec une vitesse supérieure à la vitesse de libération et dans la bonne direction pour une orbite de transfert héliocentrique.

Tu remarqueras que les témoignages des gens qui ont observé la 3ème poussée sont situés dans le Nevada à 02h45 GMT, soit 18h45 locales.
Donc côté nuit.

Pour que toute la manoeuvre soit économe en poussée, il faut que les poussées 1 et 3 soient à haute vitesse et la poussée 2 à basse vitesse.
Il faut donc que l'orbite de transfert soit à haute énergie et forte excentricité et l'orbite d'attente doit être à peu près à la même énergie et même excentricité. (Si l'excentricité augmente, le périgée devient trop bas).
Donc une GTO (orbite de transfert vers le niveau géostationnaire) ou une orbite de transfert vers un niveau encore plus haut mais inférieur à l'énergie de libération.
La différence entre une GTO et une orbite de libération n'étant que de 0.7 km/s en delta-v.
Donc les variations possibles sont faibles.

Luc

[popele3]

Moi aussi j'ai bien connu une Ariane.
Très belle en effet, mais elle m'a donné du fil à retordre !

[Tontonlyco]

Exemple 4 : pour passer d'une orbite basse (LEO) à une orbite de capture vers de Mars, on dépense 4.7 km/s (2.5+0.7+0.6+0.9). Le 0.9 km/s est dépensé en freinage de l'autre côté de Mars sur l'aphélie.
Cet exemple 4 avec orbite de capture ne donne pas encore une orbite autour de Mars mais une orbite parabolique.
Luc

Vous voulez dire parabolique ou elliptique ce qui est suffisant dans ce cas, comment se calcule le seuil ou l'orbite parabolique devient elliptique.

Je m'explique, on freine insuffisamment derrière mars et l'on se retrouve sur une trajectoire de retour parabolique, mais il faut quand même que l'énergie soit supérieure à la vitesse de libération martienne sinon le résultat sera une ellipse "décentrée"

La raison de cette satellisation incomplète n'est-elle pas dans le refus de la NASA d'apporter son aide indispensable pour la satellisation (station hertzienne etc...) vu le risque de percuter Mars et le peu d'intérêt de son comité scientifique.

[Matthias]

Finalement il avait pas arrêté de tourné...

[Luc Lion]

Les trajectoires paraboliques et elliptiques n'existent vraiment que dans des problèmes à deux corps.
Exemple: la trajectoire d'une comète autour du soleil avec des vitesses telles que l'effet de l'attraction des planètes est négligeable.

Dès qu'on se place dans le contexte d'un problème à trois corps (ou plus) et qu'on l'examine du point de vue du système gravifique du corps de masse intermédiaire, il n'y a plus de trajectoire parabolique ni de trajectoire hyperbolique dans la direction du corps principal. Les trajectoires peuvent être assimilées (en première approche) à l'accollement de deux courbes du deuxième degré.
Il s'agit de l'accollement d'un morceau de parabole, hyperbole ou ellipse dont le foyer est occupé par le corps intermédiaire (la planète) avec un (large) morceau d'ellipse dont le foyer est occupé par le corps principal (le soleil).
Donc la trajectoire de libération (ou de capture) n'est pas caractérisée par une forme parabolique mais par le fait que l'ellipse cesse de se refermer entre les deux corps et s'ouvre sur une large pseudo-ellipse englobant les deux corps (planète et soleil). Cette trajectoire est caractérisée par une énergie plus que par une forme.
En théorie, un satellite qui a exactement cette énergie peut effectuer une trajectoire en forme de huit entre les deux corps (en passant par le point de Lagrange L1).
En réalité, cette trajectoire est extrêment instable et la moindre variation aboutit à une trajectoire ellipsoïde autour du corps le plus massique.

Le meilleur moyen d'apréhender les trajectoire dans un problème à trois corps, c'est de dessiner les puits de potentiel.


Bon le dessin n'est pas très approprié : la courbure globale devrait être dans l'autre sens.

Luc

[Jacques HM Cohen]

Au delà des pitoyables palinodies de JL pour faire un plein succès du lancement de la fusée d'Elon Musk, on peut rappeler: a) que le moteur principal n'a pu être récupéré comme prévu, b) que l'annonce de communication de satelliser sa bagnole autour de Mars ne peut être tenu, comme prévisible d'ailleurs. Le complotisme de JL lui fait envisager que ce soit faute d'aide de la NASA !! Vu que l'ensemble des opérations spatiales d'E Musk ne tiennent que comme faux nez du gouvernement des USA, c'est particulièrement risible.
L'ensemble du programme ne tient que par des commandes de lancement de satellites militaires US plus nombreuses que les lancements civils d'Ariane prévus à plein régime !! Et généreusement surfacturés comme subvention de dumping anti européen à peine camouflée. Pourquoi Musk ? Parce qu'il est sud-africain d'origine et non pas citoyen US, vitrine d'universalisme pour en fait cacher un protectionnisme étroit. Et que le côté loufoque mais communiquant efficace du personnage est idéal.
E Musk, est un génie,.. des affaires et de la com et non un génie scientifique. Il sait très bien que l'annonce de l'envoi vers Mars de son tas de ferraille suffit. Peu importe si le machin passera au large ou au près pour les annonces de presse.
Pour Ariane, une bagnole d'époque avec Super Dupont au volant associée à un combi Volskwagen , survivant de Woodstock avec l'effigie d'une égérie de l'époque genre J Fonda pourraient représenter une réponse.
Mais Ariane Espace étant trop sage, on aura sans doute quelque chose qui rappelle la fille de Minos et de Pasiphae et son amoureux au bout du fil....
J.

[Luc Lion]

Jacques (Cohen), tu as un parti pris qui t'entraîne très loin de l'objectivité.

1. Elon Musk n'a jamais annoncé qu'il satelliserait sa voiture autour de Mars mais seulement qu'il l'enverrait vers Mars.
C'est notre ami Tontonlyco qui en a conclu que "vers Mars" ne pouvait que signifier "en orbite autour de Mars".
2. L'objectif annoncé de SpaceX était d'envoyer Falcon Heavy dans l'espace sans explosion prématurée.
La récupération des trois lanceurs était souhaitée, mais comme une option.
3. Pour l'aide d'état, tu as probablement raison, mais je suspecte que c'est un peu plus compliqué ; la coopération SpaceX et Nasa étant à la limite de la joint venture.

Luc