revelation du stato

[Geb]

Cordialement,

j'interviens pour donner "mon idée" d'un lanceur utilisant un statoréacteur.

Pour ma part, j’imagine très bien un avion spatial SSTO de type "Waverider" (ou un TSTO) pour remplacer les lanceurs actuelles. Voilà comment j’imagine une mise en orbite :

1) Des turboréacteurs assurent le décollage, et la montée jusqu’à 15 km où ils poussent jusqu’à 1,2 km/s (Mach 4). Le haut rapport portance/traînée jusqu’à ce point, permet de diviser la poussée nécessaire par 4 à 7, en comparaison avec une fusée classique.

2) Ensuite, les Dual Combustion Ramjets poussent progressivement jusqu’à 2,4 km/s (Mach 8) et une altitude de 30 km. La température dans la chambre de combustion atteint les 3000°C, limite des matériaux les plus performants à l’heure actuelle (en l’absence de refroidissement actif).

3) Arrivé là, les moteurs de type DCR peuvent théoriquement pousser jusqu’à une vitesse comprise entre 5,6 km/s (Mach 17) et une vitesse supérieure à celle de satellisation, tout en grimpant jusqu’à 50 km. Cette étape essentielle prendrait de 15 à 40 minutes (ça dépend de l’accélération moyenne) et nécessiterait une vitesse ascensionnelle très réduite, comprise entre 20 et un peu moins de 10 m/s.

4) Lorsque les moteurs aérobies ne parviendront plus à accélérer le véhicule, ils seront utilisés pour assurer uniquement la montée en altitude jusqu’à 70 km, avec une vitesse ascensionnelle plus décente.

5) Enfin, un moteur fusée classique prendrait le relais, pour augmenter la vitesse jusqu’à 7,9 km/s si nécessaire.

6) Le restant de propergols, servirait à alimenter le moteur fusée pour assurer la circularisation de l’orbite une fois dépassée l’altitude de 200 km.

Cordialement

[Geb]

Bonjour,

Le programme NASP, annoncé à grand bruit en 1986, avait donné naissance, assez rapidement, à des petits frères de par le monde : les Russes en tête, avec le Tupolev 2000, mais aussi le projet Hotol britannique, le Prépha français, le Sänger allemand, ou encore le Himes japonais. Tous n’étaient pas de véritables avions spatiaux, certains étaient des TSTO, d’autres étaient largués d’un avion porteur. L’abandon du développement du X-30 avait entraîné à sa suite tous ses petits frères.

Cependant, le développement du projet HOTOL (Horizontal Take-Off and Landing), a été repris au sein d’un partenariat publique/privé, en association avec l’agence spatiale britannique, l’ESA et l’Union Européenne, l’organisation britannique LAPCAT et la société Reaction Engines Limited. Que du beau monde tout ça !

Le partenariat, tourne autour du développement du moteur SABRE, du nouveau projet rebaptisé Skylon.

C’est toujours la même rengaine depuis l’annonce du Space Transportation System par Nixon en 1972 : on nous promet de diviser par 10 le coût du kilogramme en orbite, par rapport à une fusée classique.

Toutefois, c’est donc que l’Europe fait finalement quelque chose de vraiment encourageant, puisque début 2009, la société Reaction Engines Ltd a annoncé que le développement du moteur allait commencer, par la mise au point d’un démonstrateur avec trois programmes menés de concert :

The rocket that thinks it's a jet

Le premier volet concerne le développement du système de liquéfaction de l’air qui sera mené par Reaction Engines Ltd dans ses installations à Culham.

Le deuxième volet concerne le système de refroidissement actif de la chambre de combustion du moteur, qui fonctionne à partir d’air ou d’oxygène liquide. Une particularité par rapport au système habituelle à l’hydrogène liquide des fusées classiques, qui sera développé par EADS Astrium et l’agence spatial allemande (DLR), au sein des installations de la DLR à Lampoldhausen.

Le troisième volet, consistera a définir la technologie avancée de tuyères qui doivent s’adapter à la pression atmosphérique ambiante. Ce développement, à l’Université de Bristol suit le programme STERN (Static Test of ED Rocket Nozzle) qui a été complété avec succès l’année dernière. Ce dernier volet comprendra également un système de refroidissement à l’eau développé dans le cadre d’un contrat d’un million d’euros accordé par l’ESA : le “Experimental Investigation of Key Technologies for a Turbine Based Combined Air-breather Rocket Engine”.

Cordialement

[Carcharodon]

Salut,

Les 100 à 150 m/s de vitesse ascensionnelle proposée pour le deuxième étage me chagrine un peu. Pas le fait d’accélérer de Mach 4-5 à Mach 20, mais plutôt de le faire en 4 à 6 minutes, si c’est bien ce qui est suggéré. Soit, et c’est là le problème, une accélération comprise entre 12,6 m/s² (15 Mach en 6 minutes) et 20,2 m/s² (16 Mach en 4 minutes). N’est-ce pas un peu surestimé ?

En fait je parle ici de vitesse verticale, la vitesse a laquelle l'engin prend de l'altitude, mais qui ne donne pas en soit l'accélération longitudinale, sauf a donner l'altitude initiale et finale précise, ce dont je suis incapable pour l'instant.
Sachant que le scramjet est capable de très belles poussées, le problème étant finalement plus au niveau des températures, des contraintes, que des performances possibles.

J'ai mis du temps a répondre car on arrive ici dans des domaines fort intéressants mais très pointus, laissant néanmoins une grande part a l'imagination, mais pour lesquels il faut vraiment savoir de quoi on parle et prendre le temps de la reflexion.
Je n'aurais jamais imaginé avoir la satisfaction que ce topic nous emmène si loin.

Si je reprends ta description, j'aimerais savoir si tu comptes te séparer de ton premier étage suite a la fin de l'utilisation des reacteurs, et comment tu vois exactement le concept.
je pense personnellement que l'ensemble qui constitue les scramjet (avec leur réservoir) + propulsion cryo + charge utile sera démesurément trop lourd pour envisager de le faire décoller a l'horizontale par un avion porteur (un peu type White Knight Two).

Même si on économise tout l'oxygène de mach ~4 a mach ~20, il restera au moins 50% de la masse initiale au décollage sans scramjet.

Donc je ne vois pas encore un avion capable de soulever 750 tonnes (pour comparer avec une Ariane qui en fait 1500) pour mettre 20 tonnes en LEO ou 10 en GTO.

C'est pour ça que j'ai personnellement tablé sur un décollage classique, très puissant, basé sur la technique actuelle : le gros pétard chimique "expendable" ("consommable") du décollage.
Peut-être uniquement constitué de boosters d'ailleurs.

Pour revenir aux performances brutes du scramjet, si on les compare aux propulseurs a ergols conventionnels, après, tout dépend de ce qu'on sera capable de faire.

Mais si on reprend quelque chiffres :
au decollage, le chimique envoie jusqu'a 3 G (juste avant le largage du 1er étage), donc ~30m/s².
Alors que les mêmes moteurs envoient ~1/2G au moment du décollage lui même, exactement dans la même configuration, mais avec toute la masse de poudre et d'ergols qui n'ont pas encore été consommés au moment du largage du premier étage.
Ceci étant l'exemple du Shuttle, pas forcément celui d'Ariane qui ne doit cependant pas en être loin.

L'acceleration d'une fusée n'est jamais linéaire, du fait de la perte de masse.
Sachant que la courbe d'accélération est très spéciale puisqu'elle retombe a chaque largage d'étage (le "nouveau moteur se retrouve alors dans la configuration poids/poussée la plus défavorable jusqu'à ce que l'engin s'allège de nouveau en consommant ses réserves).

Toi, Geb, tu me dis qu'il est incertain de tabler sur une accélération supérieure au 1/6 de la meilleure configuration chimique actuelle (évidemment dans la même configuration favorable : à la fin des reserves).
Là, je pense qu'il est très difficile de se prononcer.
Sachant que la masse va varier, durant l'utilisation, de 1 a 5 au minimum, donc que la poussée finale sera 5 fois supérieure a la poussée initiale.
Et que ça dépendra avant tout de l'utilité qu'on va avoir de ce scramjet, donc de son cahier des charges.
Le scramjet a déjà prouvé qu'il était capable de très belles accelerations, depuis la fin des années 50.

Dans l'absolu, il n'est donc pas impossible de tabler sur une accélération assez puissante, approchant les performances actuelles des 2èmes étages.
sachant, cependant, que ce moteur va s'exprimer dans des conditions de résistance aérodynamique...

Mais le problème, c'est que pour avoir une accélération puissante, il faut "sélectionner" une plage d'exploitation réduite... en tout cas aujourd'hui.
Ce qui devient antinomique, c'est vrai, avec le concept d'utilisation du scramjet sur la majeure partie de l'accélération de mise en orbite... sauf a disposer d'artifices puissants pour y parvenir ( refroidissement de l'admission, modification dynamique de la chambre de combustion....), dont la mise en œuvre en est a peine a ses balbutiements.

Tout ceci pour dire qu'entre ma méthode bourrine et plus traditionnelle, et la tienne, plus fine, mais révolutionnaire, il existe des avantages et des problèmes spécifiquement liés, qui ne sont pas encore résolus.

Mais ça bouge dans le secteur !
Il a de belles perspectives a attendre dans des délais raisonnables, a mon avis.

[Geb]

Bonsoir,

J'ai mis du temps a répondre car on arrive ici dans des domaines fort intéressants mais très pointus, laissant néanmoins une grande part a l'imagination, mais pour lesquels il faut vraiment savoir de quoi on parle et prendre le temps de la reflexion.

J'ai aussi besoin de temps pour organiser convenablement mes réponses. Je commencerai donc par ce à quoi il m'est le plus facile de répondre.

Si je reprends ta description, j'aimerais savoir si tu comptes te séparer de ton premier étage suite a la fin de l'utilisation des reacteurs, et comment tu vois exactement le concept.
je pense personnellement que l'ensemble qui constitue les scramjet (avec leur réservoir) + propulsion cryo + charge utile sera démesurément trop lourd pour envisager de le faire décoller a l'horizontale par un avion porteur (un peu type White Knight Two).

Les Américains et les Australiens développent conjointement, en ce moment même, un modèle de TSTO. Pour l’instant il est question du développement du premier étage de ce système uniquement. C’est de ce projet que je m’inspire pour le plan de vol ci-après.

Le second étage, qui pourra être soit un orbiter récupérable, soit l’étage supérieur d’un lanceur classique, est monté sur le dos du premier étage.

Dans cette configuration, le véhicule décolle à l’horizontal à l’aide de turboréacteurs militaires avec postcombustion. Passés Mach 3 et 30 km d’altitude, les turboréacteurs sont éteints, leurs entrées d’air sont couvertes et conditionnées pour un redémarrage ultérieur.

C’est alors que le véhicule est accéléré par ces statoréacteurs, d’abord en mode subsonique jusqu’à Mach 4, puis en mode supersonique jusqu’à Mach 12. Le véhicule va alors entamer une trajectoire balistique pour atteindre son plafond absolu à 80 km d’altitude.

Le projet américano-australien prévoit qu’arrivé à ce point, la poussée du premier étage est réduite et le véhicule va décélérer afin de permettre au second étage d’accélérer suffisamment pour se séparer du premier.

Une fois la séparation effectuée, le premier étage éteint ses statoréacteurs et modifie son attitude, à l’aide de petits moteurs d’appoint à l’hydrazine, pour entamer une rentrée atmosphérique.

Le second étage continue son ascension, accéléré par un moteur-fusée classique LOX/LH2 jusqu’à l’orbite désirée où il libérera sa charge utile.

Le second étage, en phase de rentrée atmosphérique moteurs éteints, rallume ces turboréacteurs pour finalement atterrir à l’horizontal. Si nécessaire, on peut imaginer un rendez-vous avec un avion tanker qui injecterait du kérosène supplémentaire pour retourner à la base.

D’après les études préliminaires, un TSTO de ce type, avec un avion porteur hypersonique de 70 mètres de long et une masse de l’ensemble au décollage avoisinant les 180 tonnes, pourrait envoyer en LEO une charge de 8 tonnes au maximum.

Même si on économise tout l'oxygène de mach ~4 a mach ~20, il restera au moins 50% de la masse initiale au décollage sans scramjet.

Donc je ne vois pas encore un avion capable de soulever 750 tonnes (pour comparer avec une Ariane qui en fait 1500) pour mettre 20 tonnes en LEO ou 10 en GTO.

Ariane 5 ECA ne pèse "que" 780 tonnes sur le pas de tir et sa poussée s'élève, elle, à 1300 tonnes au décollage (c'est peut-être ce qui t'a induit en erreur). Ces performances honorables lui permettent de mettre 21 tonnes de charge utile en LEO et jusqu'à 9,6 tonnes en GTO.

Comme je l’avais mentionné au message #91, l'avantage primordial de ce procédé par rapport à une fusée classique, c’est la portance apportée par les ailes. C’est exactement comme si Ariane 5 n’avait plus besoin de ses boosters pour décoller !

Dixit Wikipedia :

All aircraft utilize aerodynamic surfaces in order to generate lift. Typically the force of lift generated by these surfaces is many times that of the drag that they induce. The ratio of these forces (the Lift-to-drag ratio or L/D) varies between different aircraft designs. It can be as high as 60 in high performance gliders, but is usually closer to 7 or less for typical supersonic aircraft configurations including aerospace planes.

In practice a lift to drag ratio of 7 means that a thrust force equal to 1/7th of the weight of the aircraft is sufficient to support it in flight. This low thrust requirement significantly reduces the amount of fuel required to carry the weight of an aerospace plane in comparison to rocket launch systems which must provide thrust greater than the weight of the vehicle.

Cordialement

[Carcharodon]

Ariane 5 ECA[/URL] ne pèse "que" 780 tonnes sur le pas de tir et sa poussée s'élève, elle, à 1300 tonnes au décollage (c'est peut-être ce qui t'a induit en erreur). Ces performances honorables lui permettent de mettre 21 tonnes de charge utile en LEO et jusqu'à 9,6 tonnes en GTO.

oops ... j'étais fatigué lors du denier message ...
bon, reste quand même + de 300 tonnes a faire décoller a l'horizontale pour offrir les mêmes capacités LEO.

Aujourd'hui, soyons clairs, les seuls satellites, mis en orbite par ce biais, ne pesaient que quelques dizaines de kg.
Y encore un sacré boulot.

Une fois la séparation effectuée, le premier étage éteint ses statoréacteurs et modifie son attitude, à l’aide de petits moteurs d’appoint à l’hydrazine, pour entamer une rentrée atmosphérique.

donc, ici, forcément, il a la forme d'un glider pour la rentrée.
Sinon, c'est simple : il crame.
Ceci conditionne directement la forme de sa structure, et l'avion porteur sera donc un glider et donc il ne sera pas facile a faire decoller horizontalement (portance forcément faible).

Le second étage continue son ascension, accéléré par un moteur-fusée classique LOX/LH2 jusqu’à l’orbite désirée où il libérera sa charge utile.

Deuxième étage "classique", excepté que c'est normalement la fonction du 3ème étage.
Mais justement, ici, la performance du scramjet (consommation moindre donc masse moindre) pourrait permettre de se passer de l'actuel indispensable 2ème étage (la propulsion du premier étant désormais essentiellement le fait de boosters a poudre).

Le second étage, en phase de rentrée atmosphérique moteurs éteints, rallume ces turboréacteurs pour finalement atterrir à l’horizontal. Si nécessaire, on peut imaginer un rendez-vous avec un avion tanker qui injecterait du kérosène supplémentaire pour retourner à la base.

Alors là j'ai du mal a conceptualiser ça :
si le 2ème étage met un truc en orbite, il devra ensuite procéder a une accélération rétrograde pour faire une rentrée et avoir une forme de glider lui aussi pour pouvoir en faire un truc récupérable (sinon aucun intérêt de le récupérer).

ici encore, on a une contradiction entre la fonction initiale et finale : comment avoir un 2ème étage en forme de glider qui s'incrusterait dans la structure d'un premier étage lui aussi en forme de glider.

Par contre, il est exclu de penser a un ravitaillement avant rentrée, car il suppose une procédure de rendez-vous qui consommerait plus que ce qui est nécessaire pour rentrer, qui est vraiment très faible, quelques dizaines de m/s, disons 100m/s au grand maxi, a comparer a plusieurs centaines pour procéder a un rendez vous dans les meilleures conditions, donc forcément avec un lancement prévu dès le départ pour faire un rdv avec le tanker, d'ou dépendance obligatoire de fenêtre de tir et de délivrance de charge dans les limites de l'orbite imposée par le rdv.
Donc exclu pour toutes ces raisons.

D’après les études préliminaires, un TSTO de ce type, avec un avion porteur hypersonique de 70 mètres de long et une masse de l’ensemble au décollage avoisinant les 180 tonnes, pourrait envoyer en LEO une charge de 8 tonnes au maximum.

Ici, ça présume d'un rendement qui serait tout simplement plus de 2 fois meilleur que celui d'Ariane !
=> 750t / 20t LEO contre 180t / 10t LEO
Le tout en supposant un premier et un deuxième étage récupérable...

Tu sais a quoi ça me fait penser pour l'instant ? a ce qui était prévu a l'origine pour le Space Shuttle et qui s'est avéré totalement irréaliste...

Je pense qu'on en est néanmoins a une époque formidable d'exploration et de découverte prochaine de solutions meilleures dans la méthode de mise en orbite, mais qu'il va quand même falloir être patient pour disposer de données réellement exploitable dans les progrès à envisager (la réalisation sera tardive a mon avis).

Et je te renouvelle mes remerciement et chaleureuses félicitations pour la qualité de tes interventions sur ce sujet Ô combien jubilatoire pour ceux qui aiment l'astronautique et ses perspectives.

Surtout ne t'arrêtes pas

[Carcharodon]

un autre truc :

In practice a lift to drag ratio of 7 means that a thrust force equal to 1/7th of the weight of the aircraft is sufficient to support it in flight. This low thrust requirement significantly reduces the amount of fuel required to carry the weight of an aerospace plane in comparison to rocket launch systems which must provide thrust greater than the weight of the vehicle.

Sauf que ...
Sauf que le frein aérodynamique sera supérieur au gain apporté par la portance.
et que dans les faits, cette portance ne compensera donc pas la sur-consommation induite par la résistance atmosphérique.
car si on s'élève d'avantage pour éviter ce frottement, alors, le moteur n'a plus de rendement car la pression dynamique tombe trop bas.
C'est tout le paradoxe du scramjet qui l'empêche justement d'offrir réellement dans les faits ce qu'il promet en théorie : il faut trouver l'équilibre entre pression suffisante pour le rendement et résistance aérodynamique modérée.

[Geb]

Bonjour,

Alors là j'ai du mal a conceptualiser ça :
si le 2ème étage met un truc en orbite, il devra ensuite procéder a une accélération rétrograde pour faire une rentrée et avoir une forme de glider lui aussi pour pouvoir en faire un truc récupérable (sinon aucun intérêt de le récupérer).

ici encore, on a une contradiction entre la fonction initiale et finale : comment avoir un 2ème étage en forme de glider qui s'incrusterait dans la structure d'un premier étage lui aussi en forme de glider.

Une petite erreur s'est glissée dans mon texte. Je devais moi aussi être fatigué... Il est ici question non pas du 2e étage comme écrit dans mon message, mais bien du 1er étage.

Tu sais a quoi ça me fait penser pour l'instant ? a ce qui était prévu a l'origine pour le Space Shuttle et qui s'est avéré totalement irréaliste...

C'est aussi mon avis. J'ai l'impression que les Américains et les Australiens veulent "sauter une étape" dans le développement des lanceurs aérobies. C'est pourquoi je lui préfère et de loin le projet européen Skylon : techniquement moins ambitieux, et prévu pour un premier lancement en 2019.

Le Skylon c'est une charge de 15 tonnes (pour la version D1 en cours de développement) sur une orbite de 200 km. Tout cela avec un système LACE (Liquid Air Cycle Engine) de liquéfaction de l'air avant injection dans la chambre de combustion.

Le moteur SABRE du Skylon (lui aussi en cours de développement), bien que révolutionnaire, n'est censé fonctionner que jusqu'à Mach 5,5 à 26 km d'altitude. Il s'agit donc d'un hybride turbo/statoréacteur à combustion subsonique, plus simple à réaliser.

Cordialement

[Geb]

C'est tout le paradoxe du scramjet qui l'empêche justement d'offrir réellement dans les faits ce qu'il promet en théorie : il faut trouver l'équilibre entre pression suffisante pour le rendement et résistance aérodynamique modérée.

Puisque le Skylon est pour bientôt, et que le sujet est lancé, je ne résiste pas à poster les dernières infos que j'ai glané sur le Liquid Air Cycle Engine.

La difficulté d’obtenir de grandes pressions à partir d’air à l’état gazeux est une des raisons pour lesquelles les premiers projets d’avions spatiaux (ASP, X-30…) ont étudié d’emblée la nécessité de liquéfier de l’air en cours de vol. Le SABRE, moteur destiné à propulsé le SSTO Skylon vers l’orbite basse, repose lui aussi sur ce principe de base : le Liquid Air Cycle Engine (LACE), imaginé par Randolph Rae en 1954.

Pour le réacteur J58 qui propulsait le SR-71, une combinaison d’une compression à l’entrée d’air (à géométrie variable) et de l’action des turbocompresseurs à l’intérieur du réacteur produisait une pression interne de 1,38 bar à Mach 3 et 24 km d’altitude. Dans le moteur Vulcain 2 de l’Etage Principale Cryotechnique (EPC) d’Ariane 5, la pression interne (au sol) s’élève à 115 bars.

Le paradigme de l’époque voulait que si l’on ne parvenait pas à faire grimper la pression de fonctionnement d’un moteur aérobie, aucun avion spatial basé sur ce concept ne pourrait atteindre l’orbite basse. La solution envisagée était de liquéfier l’air atmosphérique en cours de vol.

Dès les premières réflexions théoriques, la réaction envisagée était la combustion d’hydrogène avec l’oxygène de l’air. Pour brûler 1 kg d’hydrogène, il faut à peu près 40 kg d’air. Mais dès le départ, un problème de taille surgit…

Etant donné la capacité thermique limitée de l’hydrogène, les calculs montrent qu’il faut en moyenne 8 kg d’hydrogène pour liquéfier ces 40 kg d’air atmosphérique pendant le vol. C’est 8 fois trop !

Il y aurait donc dans la chambre, seulement 12,5 % d’hydrogène utile à la combustion. Même si un excédent d’hydrogène dans les gaz chauds en sortie de tuyère n’a pas d’incidence trop négative sur l’efficacité du moteur, c’est un trop plein qu’il faudra emporter dans les réservoirs.

[Geb]

Il y aurait donc dans la chambre, seulement 12,5 % d’hydrogène utile à la combustion. Même si un excédent d’hydrogène dans les gaz chauds en sortie de tuyère n’a pas d’incidence trop négative sur l’efficacité du moteur, c’est un trop plein qu’il faudra emporter dans les réservoirs.

Pour augmenter la part d’hydrogène « utile », on a mis au point plusieurs sous-systèmes. Le premier a pour objet la séparation des deux composants principaux de l’air atmosphérique : l’oxygène d’un côté (seul contribuant à la réaction de combustion) et l’azote de l’autre. Le principe appliqué serait semblable à celui utilisé pour la distillation du pétrole brute. L’azote est liquide en dessous de 77 K, tandis que l’oxygène se liquéfie en dessous de 90 K. Il existe deux dispositifs utilisables pour exploiter ces propriétés physiques : la Rotating Fractional Distillation Unit (RFDU), et le Vortex Tube Air Separator (VTAS).

Dans le cas de la RFDU, on effectue une distillation fractionnée à l’aide d’un dispositif rotatif, à très grande vitesse, qui permet de traité un plus grand débit de gaz, tout en améliorant fortement le rendement global du processus.

Dans le cas du VTAS, on utilise le principe du tube de Ranque-Hilsch. Comme ces tubes ne peuvent, à la fois, assurer une grande pureté en sortie et un rendement global élevé, on utilise plusieurs de ces tubes en série.

Un LACE équipé d’un système d’extraction d’oxygène est appelé Air Collection and Enrichment System (ACES). De plus, l’azote liquide peut servir de liquide réfrigérant dans un échangeur de chaleur primaire placé avant l’échangeur principal, et l’oxygène liquide dans un système de refroidissement actif des parois de la chambre de combustion. Un surplus d'azote pourrait également servir à pressuriser les réservoirs.

Le plus efficient des procédés serait de parvenir à se débarrasser de l’azote directement a partir du flux d’air gazeux passant par l’entrée d’air. L’espoir de parvenir à un tel système repose sur l’existence d’oxydes métalliques capables d’absorber tout ou partie de l’oxygène directement dans l’air surchauffé, et de le libérer sous basse pression.

Dans ce cas, seuls 8 kg d’oxygène devraient être liquéfiés à 90 K, au lieu des 40 kg d’air (à 77 K) dans notre exemple de départ. Ce qui aurait pour effet de diviser par 5 la quantité d’hydrogène à embarquer, passant de 8 à 1,6 kg, pour la liquéfaction de l’oxygène seul. Soit 62,5 % d’hydrogène embarqué utile à la combustion.

[Geb]

(...) Ce qui aurait pour effet de diviser par 5 la quantité d’hydrogène à embarquer, passant de 8 à 1,6 kg, pour la liquéfaction de l’oxygène seul. Soit 62,5 % d’hydrogène embarqué utile à la combustion.

Un petit dernier pour la route

Il est encore possible d’améliorer ce pourcentage… en s’attaquant à la chimie fondamentale du réfrigérant : l’hydrogène liquide. La molécule d’hydrogène (H₂) a deux atomes dans sa molécule et existe en deux formes : para et ortho, qui différent par l’orientation du spin de leurs électrons. La forme ortho a des vecteurs de spin parallèles, tandis que la forme para a des vecteurs de spin qui sont alignés à l’opposée. La forme ortho représente un état d’énergie plus élevé et perd de l’énergie sous forme de chaleur quand elle se transforme en la forme para. La réaction est donc exothermique.

Les deux formes sont à l’équilibre dans l’hydrogène, qui varie en relation avec la température. A température ambiante, le gaz est composé d’à peu près 25 % de forme para et 75 % de forme ortho. Quand l’hydrogène est sous forme liquide, l’état d’équilibre est à 100 % de forme para. Cependant, il n’est pas envisageable de préparer l’hydrogène liquide simplement en liquéfiant du gaz à température ambiante. Les 75 % de forme ortho vont se transformer en para au bout de quelques heures, entraînant la production de chaleur et l’évaporation de l’hydrogène.

Le gaz doit plutôt être exposé à un catalyseur (du ruthénium déposé sur une couche d’oxyde d’aluminium) qui le convertira en forme para avant qu’il ne soit liquéfié. Cependant, pour une conversion de 90 % de la forme para en forme ortho, il faut pouvoir disposer de 5 à 7 quantités de catalyseur pour chaque quantité d’hydrogène convertit par seconde. Ce ratio d’au moins 5 sur 1 peut être amélioré, mais l’utilisation d’un tel procédé dans un avion spatial requiert un ratio de 2 sur 1, qui semble, malheureusement, définitivement hors d’atteinte.

Quoiqu’il en soit, cet effet pourrait permettre d’augmenter la capacité thermique de l’hydrogène jusqu’à 25 %. Pour liquéfier les 8 kg d’oxygène nécessaire à la combustion de notre kilogramme d’hydrogène, il ne nous faudrait plus que 1,28 kg d’hydrogène ! Il y aurait donc 78 % d’hydrogène utile à la combustion dans la chambre… de combustion.

Cordialement

[Carcharodon]

Dès les premières réflexions théoriques, la réaction envisagée était la combustion d’hydrogène avec l’oxygène de l’air. Pour brûler 1 kg d’hydrogène, il faut à peu près 40 kg d’air. Mais dès le départ, un problème de taille surgit…

Etant donné la capacité thermique limitée de l’hydrogène, les calculs montrent qu’il faut en moyenne 8 kg d’hydrogène pour liquéfier ces 40 kg d’air atmosphérique pendant le vol. C’est 8 fois trop !

Il y aurait donc dans la chambre, seulement 12,5 % d’hydrogène utile à la combustion. Même si un excédent d’hydrogène dans les gaz chauds en sortie de tuyère n’a pas d’incidence trop négative sur l’efficacité du moteur, c’est un trop plein qu’il faudra emporter dans les réservoirs.

Très interessant, on voit ici a quel point l'optimisation de la combustion peut améliorer les performances.
De belles perspectives !!
Car dans la théorie, on "pourrait" n'emporter qu'une fraction de la masse actuelle au décollage, dans l'hypothèse de beaucoup mieux maitriser le rendement et la combustion d'un scramjet.
ces chiffres parlent et font baver.

le scramjet et le vasimar sont deux immenses espoirs de l'astronautique.
Puissions nous vivre assez vieux pour en voir de beaux fruits !

[Geb]

Même si un excédent d’hydrogène dans les gaz chauds en sortie de tuyère n’a pas d’incidence trop négative sur l’efficacité du moteur, c’est un trop plein qu’il faudra emporter dans les réservoirs.

C'est faux. Je me suis rencardé sur l'influence d'une importante quantité d'hydrogène.

En se basant sur les propriétés thermiques (inflammabilité principalement) de l’hydrogène et de l’air, la limite théorique pour qu’un moteur fonctionne est de 4 kilos d’air liquéfié pour chaque kilo d’hydrogène. Cependant, le moteur devrait fonctionner, dans ce cas de figure, avec un mélange si riche que la poussée serait SÉRIEUSEMENT entamée.

En effet, c’est à comparer avec le rapport stœchiométrique (précis celui-là ) de 34,6 kilos d'air par kilo d’hydrogène pour arriver au rapport oxygène/hydrogène présent dans la chambre de combustion d'un moteur-fusée classique.

Alors qu’elle développait le moteur du deuxième étage de la fusée japonaise H-2, Mitsubishi Heavy Industries entreprit, en 1987 et 1988, une série d’expériences sur les moteurs LACE. Elle parvint à construire un échangeur de chaleur qui liquéfiait 3 kilos d’air par kilo d’hydrogène employé. Soit un rapport proche de la limite de 4/1 susmentionnée.

Les expériences ont montrées que si Mitsubishi avait remplacé le moteur classique LH-5 (10 tonnes de poussée) propulsant le deuxième étage de la H-2, par un LACE de taille équivalente utilisant son échangeur de chaleur, il n’aurait fournit qu’une poussée de 2,7 tonnes.

C'est une sérieuse diminution de poussée. Et dire qu'un important rapport en hydrogène "n’a pas d’incidence trop négative sur l’efficacité du moteur" était donc une erreur.

Cordialement

[Geb]

Bonjour,

J’ai récolté plus d’infos sur les travaux des Australiens pour un TSTO comprenant un premier étage pouvant atteindre Mach 12. Ils prévoient un test, avec un démonstrateur modèle réduit du premier étage, qui serait basé sur le Winged-Cone Vehicle (WCV), un véhicule étudié par la NASA dans les années 90 pour un SSTO.

Le modèle australien serait accéléré par un propulseur à poudre jusqu’à Mach 6 et 26,6 km d’altitude. Le modèle réduit du winged-cone (16,33 m de long pour 2,10 m d’envergure tout de même) se séparerait pour entamer un vol autonome. Le véhicule proprement dit, équipé de 3 scramjets de type REST (Rectangular-to-Elliptical Shape Transition) accélèrerait jusqu’à Mach 12. Un prototype du moteur est évalué depuis 2008, dans le tunnel T4 à l’Université du Queensland.

Début 2007, le professeur Michael K. Smart de l'Université du Queensland affirmait à propos des REST's :

“We have been getting very favourable results in our ground tests. The engines are performing even better than we predicted”.

Le scramjet est allumé à Mach 6 et 26,6 km d’altitude. A ce point (que je nommerai A), le démonstrateur pèse 3 tonnes, dont 800 kg de carburant : de l’hydrogène maintenu à l’état liquide dans les réservoirs.

Au point B, le véhicule est à Mach 8 et 30,5 km d’altitude. Il ne pèse plus que 2750 kg.

Au point C, le véhicule est à Mach 10 et 33,5 km d’altitude et ne pèse plus que 2500 kg.

Au point D, le véhicule a dépensé tout son carburant et ne pèse plus que 2200 kg. Il a atteint Mach 12 et 36 km d’altitude, pour une masse de 2200 kg.

La température maximale autorisée a été fixée à 2000 K aux bords d’attaque pendant toute l’ascension. Pour remplir cet objectif, la pression dynamique doit être approximativement constante, à 50 kPa.

Une simulation plus poussée donne une pression dynamique variant de 45,8 à 57,7 kPa pendant le vol. Et afin de ne pas dépasser les 2000 K de température aux bords d’attaque (leading edges), l’angle d’attaque devrait varier dans une fourchette comprise entre 0,9 et 2,7° pendant l’ascension.

D'après cette même simulation, le véhicule mettrait 294 secondes pour passer de Mach 6 à 26,6 km à Mach 12,1 à 35,6 km. Une accélération phénoménale pour un scramjet.

Cordialement

[Carcharodon]

D'après cette même simulation, le véhicule mettrait 294 secondes pour passer de Mach 6 à 26,6 km à Mach 12,1 à 35,6 km. Une accélération phénoménale pour un scramjet.

tu vois que ça patate un scramjet !

Je savais bien que le scramjet pouvait delivrer des puissances formidables, proches de celle des moteurs chimiques actuels les plus véloces.
d'ailleurs c'est pas pour rien qu'il équipe de plus en plus de missiles en remplacement des moteurs fusée : missiles plus légers pour mêmes performances, donc plus d'emport possibles.
Parce que s'il y a un domaine ou le scramjet n'est pas nouveau c'est bien celui des missiles.

Par contre 50kpa ça me parait énorme et je trouve que la température de 2000K annoncée semble faible en vertu de ça.
Sur ma "simu" orbiter, l'objectif est de rester entre 20 et 8 kpa pour limiter la chauffe, lors de l'ascension orbitale.
ce qui se respecte assez facilement en se calant sur une vertical speed de ~100m/s, en l'augmentant et la réduisant pour maintenir cette pression dynamique dans ces valeurs, a parti du moment ou on enclenche le stato (de Mach4 a Mach20, de 30 a 60 km d'altitude... ce qui donne en fait les mêmes valeurs que toi en augmentation de Mach/altitude : 1 mach pour 1.5 km d'altitude), en dehors desquelles le rendement s'écroule ou l'engin crame.

[Geb]

Bonjour,

J'ai mis du temps a répondre car on arrive ici dans des domaines fort intéressants mais très pointus, laissant néanmoins une grande part a l'imagination, mais pour lesquels il faut vraiment savoir de quoi on parle et prendre le temps de la reflexion.

Le mieux serait de s'assurer qu'on "parle la même langue". Pour se faire un extrait d'une thèse de doctorat (2002, Université du Queensland) :

The Mach 3 limit for turbojets represents a constraint on the turbine inlet temperature, which increases with Mach number, ultimately compromising structural integrity.

As the Mach number increases, the continued drop in turbojet cycle efficiency gives the advantage to ramjets.

Assuming forecasted technological improvements are met the operation range of hydrogen fueled ramjets extends to a maximum flight speed of around Mach 7.

This operational limit is imposed by the heat release accompanying the slowing down of the highly energetic airstream to locally subsonic conditions prior to combustion.

Material and structural limits are compromised and the benefits of combustion are reduced through higher initial temperatures and the dissociation of reactants.

Both ramjets and scramjets compress the air stream by the forward speed of the aircraft. In ramjets the passive surfaces generate strong normal shock waves with losses that increase with flight speed.

Above Mach 6 a scramjet configuration provides less inlet compression, lower shock losses, lower combustion temperatures, and supersonic combustor flow.

The lower static temperature and pressure mean less heat transfer to the airframe and lower structural loads, and enable an increased benefit from the burning fuel.

Scramjet superiority at hypersonic speeds is thus a result of the thermal and structural advantages of adding heat to a supersonic rather than a subsonic combustor flow.

Pour plus détails, je propose à qui veut bien y consacrer le temps qu'il faudra, la lecture d'extraits du pdf "Facing the Heat Barrier" que j'ai mis en lien dans un précédent message :

The subsonic airflow within a ramjet results from its passage through one or more shocks. The flow is

- Slowed
- Compressed
- Heated

By becoming stronger with increasing Mach, the shocks allow for greater internal compression of the flow, which in turn improves the engine’s efficiency.

Still, above Mach 5, with the internal flow being very hot, it becomes more difficult to add still more heat by burning fuel, without overtaxing the materials or the cooling arrangements.

With high internal temperatures promoting dissociation of molecules of air, combustion reactions would not go to completion and hence would cease to add heat.

To avoid this problem, the airflow has to be supersonic and has to sustain combustion. This approach reduces heat if the airflow is fast enough. This relatively cool internal airflow can therefore, continue to gain heat through combustion, which is not slowed down by dissociation of air, causing failure in combustion to go to completion.

Yet, burning fuel in the duct of such an engine could produce shock waves. Such shocks could produce severe internal heating, destroying the benefits of supersonic combustion by slowing the flow to subsonic speeds.

Celui-ci concerne le principe de compression thermique dont on a déjà parlé :

Antonio Ferri repeatedly emphasized that scramjets could offer performance far higher than that of rockets. More than anyone else, Ferri turned the scramjet from an idea into an invention, which might be developed and made practical.

Shock-free flow in a duct continued to loom as a major problem. Ferri did not flinch. He took the problem of shock-free flow as a point of departure, thereby turning the ducted scramjet from a wish into a serious topic for investigation.

In supersonic wind tunnels, shock-free flow was an everyday affair. However, the flow in such tunnels achieved its supersonic Mach values by expanding through a nozzle. By contrast, flow within a scramjet was to pass through a supersonic inlet and then be strongly heated within a combustor. The inlet actually had the purpose of producing a shock, an oblique one that was to slow and compress the flow while allowing it to remain supersonic. However, the combustion process was only too likely to produce unwanted shocks, which would limit an engine’s thrust and performance.

James Nicholls, an individual investigator of the University of Michigan, proposed to make a virtue of necessity by turning a combustor shock to advantage. Such a shock would produce very strong heating of the flow. If the fuel and air had been mixed upstream, then this combustor shock could produce ignition. Ferri would have none of this.

Specifically, he started with a statement by NACA’s Weber and MacKay on combustors. These researchers had already written that the combustor needed a diverging shape, like that of a rocket nozzle, to overcome potential limits on the airflow rate due to heat addition (“thermal choking”). Ferri proposed that within such a combustor, “fuel is injected parallel to the stream to eliminate formation of shocks…. The fuel gradually mixes with the air and burns…and the combustion process can take place without the formation of shocks.” Parallel injection might take place by building the combustor with a step or sudden widening. The flow could expand as it passed the step, thereby avoiding a shock, while the fuel could be injected at the step.

Ferri also made an intriguing contribution in dealing with inlets, which are critical to the performance of scramjets. He did this by introducing a new concept called “thermal compression.” One approaches it by appreciating that a process of heat addition can play the role of a normal shock wave.

When an airflow passes through such a shock, it slows in speed and therefore diminishes in Mach, while its temperature and pressure go up. The same consequences occur when a supersonic airflow is heated. It therefore follows that a process of heat addition can substitute for a normal shock.

Practical inlets use oblique shocks, which are two-dimensional. Such shocks afford good control of the aerodynamics of an inlet. If heat addition is to substitute for an oblique shock, it too must be two-dimensional. Heat addition in a duct is one-dimensional, but Ferri proposed that numerous small burners, set within a flow, could achieve the desired two-dimensionality. By turning individual burners on or off, and by regulating the strength of each one’s heating, he could produce the desired pattern of heating that in fact would accomplish the substitution of heating for shock action.

Why would one want to do this? The nose of a hypersonic aircraft produces a strong bow shock, an oblique shock that accomplishes initial compression of the airflow. The inlet rides well behind the nose and features an enclosing cowl. The cowl, in turn, has a lip or outer rim. For best effectiveness, the inlet should sustain a “shock-on-lip” condition. The shock should not impinge within the inlet, for only the lip is cooled in the face of shock-impingement heating. But the shock also should not ride outside the inlet, or the inlet will fail to capture all of the shock-compressed airflow.

To maintain the shock-on-lip condition across a wide Mach range, an inlet requires variable geometry. This is accomplished mechanically, using sliding seals that must not allow leakage of very hot boundary-layer air. Ferri’s principle of thermal compression raised the prospect that an inlet could use fixed geometry, which was far simpler. It would do this by modulating its burners rather than by physically moving inlet hardware.