Le projet SKYLON

[Geb]

Bonjour,

J'ai oublié un point important figurant dans le papier, peut-être est-ce d'ailleurs un apport du CNES, c'est la redessin de la tête et de l'arrière du véhicule inspiré par Skylon.

Il convient de préciser que l’étude du CNES concerne le premier étage d’un TSTO, les choix techniques doivent donc être, on sans doute, très différents de ceux qui avaient été envisagés par REL pour le défunt SKYLON.

J’ai trouvé un peu plus d’infos sur les concepts étudiés par les chercheurs aux États-Unis en ce qui concerne un TSTO dont le premier étage serait propulsé par des moteurs SABRE :

- Two Stage to Orbit Conceptual Vehicle Designs using the SABRE Engine (Hellman et al., 2016)

The Air Force Research Laboratory Aerospace Systems Directorate, High Speed Systems Division (AFRL/RQH) entered into a Cooperative Research and Development Agreement (CRADA) with Reaction Engines, Ltd. (REL) in 2014 to understand their SABRE (Synergetic AirBreathing Rocket Engine) engine design and pre-cooler technology. As part of this CRADA, AFRL with technical analysis from SpaceWorks Enterprises, Inc. developed a conceptual design for a Two Stage to Orbit (TSTO) access to space vehicle utilizing the SABRE engine to power the first stage.

Two different TSTO configurations were designed and will be presented in this paper. The first option is a partially reusable TSTO concept with the booster stage being reusable and powered by the SABRE. The upper stage is an expendable all rocket powered stage. This vehicle is sized to put a 5,000 lbm payload into a 100nmi orbit with a 28.5° inclination launched from Cape Canaveral Air Force Station (CCAFS). This is about the same payload class as the Minotaur VI[SUP]1[/URL]. The second vehicle is a full reusable TSTO concept with booster stage powered by the SABRE and the upper stage all rocket powered. It is sized for 20 klbm payload into a 100nmi orbit with a 28.5° inclination launched from CCAFS. The payloads sizes are different since they were for different AFRL internal studies (discussion of these studies is beyond the scope of this conference paper).

En cherchant un peu dans la littérature spécialisée de l’année dernière, j’ai également remarqué qu’au moins quatre équipes chinoises étudiaient de très près les travaux de Reaction Engines sur leur moteur SABRE en matière d’échangeur de chaleur pour une application à un lanceur orbital.

Les quatre équipes chinoises travaillent au Harbin Institute of Technology, à la Rocket Force University of Engineering, et aux Universités Xiamen et Nanjing :

- Thermal Protection System and Thermal Management for Combined-Cycle Engine: Review and Prospects (janvier 2019)

- Effect of post-bond heat treatment on microstructural evolution and mechanical properties of brazed ultrathin-walled structure (janvier 2019)

- Precooler-design & engine-performance conjugated optimization for fuel direct precooled airbreathing propulsion (mars 2019)

- Experimental investigation on thermal and combustion performance of a combustor with microchannel cooling (août 2019)

- Thermodynamic analysis of the influential mechanism of fuel properties on the performance of an indirect precooled hypersonic airbreathing engine and vehicle (septembre 2019)

- Configuration optimization of the tandem cooling-compression system for a novel precooled hypersonic airbreathing engine (octobre 2019)

- Thermodynamic assessment on performance extremes of the fuel indirect precooled cycle for hypersonic airbreathing propulsion (novembre 2019)

- Study on the Influence of Tube Curvature on Heat Transfer Characteristics of High Efficiency Air Pre-cooler (décembre 2019)

- Control-oriented low-speed dynamic modeling and trade-off analysis of air-breathing aerospace vehicles (décembre 2019)

Apparemment, certains des résultats de ces équipes chinoises ont aussi été présentés à des conférences :

- Rapid Aerodynamic Shape Optimization With Payload Size Constraints for Hypersonic Vehicle (juin 2019)

- Integrated Low-speed Dynamic Modeling of Air-breathing Aerospace Vehicles (octobre 2019)

Cordialement.
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[EspritTordu]

Pardonnez-moi de répondre si tardivement, je viens de voir le message seulement il y a quelques temps, celui-ci m'avait échappé. Je voulais seulement en présenter mon humeur à leur sujet. Je comprendrais si vous n'apportez pas de réponse.

Bonjour,



Il convient de préciser que l’étude du CNES concerne le premier étage d’un TSTO, les choix techniques doivent donc être, on sans doute, très différents de ceux qui avaient été envisagés par REL pour le défunt SKYLON.

Seulement il me semble que Skylon est à la fois un SSTO (un seul étage pour atteindre l'orbite) et un TSTO (Deux étages (dont l'un est à priori perdu)). Dans sa configuration cargo de l'ISS, il est SSTO, dans sa configuration mise en orbite satellitaire, il est TSTO dans la mesure où un tracteur spatial est nécessaire et envisagé d'ailleurs récupéré je crois.

Je ne comprends pas ta question. Qu'est-ce que tu entends par "intérêts nationaux ou européens" ?



Le développement du SKYLON, s'il avait été poursuivi jusqu'à son terme aurait coûté, selon les estimations, au moins 20 à 25 milliards d'euros (peu ou proue le coût de développement de l'Airbus A380). C'est beaucoup d'argent. Or, pour beaucoup d'ingénieurs en aérospatial, l'argument de base c'est un peu : "Si un SSTO était possible techniquement, les Etats-Unis l'aurait déjà développé". En général, la démonstration s'arrête là.

Les ingénieurs motoriste de l'ESA, Mark Ford le premier, ont bien déclaré à plusieurs reprises (depuis le mois de mai 2011) que les travaux de REL étaient "révolutionnaires", et ce après avoir assisté aux premiers essais du "prérefroidisseur" du SABRE, et analysé les travaux de REL de manière indépendante, et aussi que tout cela semblait parfaitement faisable. Mais l'ESA n'a pas les moyens de lancer un tel programme de développement ; la priorité c'était et ça reste le "réalisme" d'Ariane 6 (et on peut le comprendre).

Le TSTO est donc jugé moins risqué techniquement (et financièrement). On aurait (au moins selon la NASA et BAE) une probabilité plus importante de voir un prototype réussir son lancement orbital si on développait un TSTO plutôt qu'un SSTO. La seule différence avec le SKYLON c'est qu'il n'y a plus de volonté affichée de développer ce TSTO.

Cordialement.

Je voulais seulement souligner que les intérêts nationaux ou européens, vus leurs tournures, leurs désaveux, leur incompétence, et dans la situation actuelle et probablement à venir, sont peu à même de préparer l'avenir de leur secteur. Vous le confirmez avec cette vision très étatsuniennes d'une génération d'ingénieur digne de leur époque... et d'une problématique qui dépasse et de loin leur seule discipline, dans la mesure que l'investissement n'est évaluable que dans une dimension plus large politico-sociétale et doit répondre à la question Que veut-on faire avec ce véhicule? ; Qu'est-ce qu'on est prêt à faire avec? du lancement de Satellite, du voyage lunaire/habité, de la construction orbitale...?.
Une chose est importante quand on parle du budget de Skylon, c'est que cela concernait à la fois le développement de la machine et le programme accepté de mise en œuvre de la machine sur 40 ans. Comme la fusée linéaire Ariane sur une durée similaire et pour un coût similaire voire peut-être même supérieur.
Que le Skylon soit revu, cela a du bon pour en optimiser encore son potentiel. Que la Chine ne l'ait pas exclu, cela montre simplement l'absence de suffisance actuelle du pays qui ne veut plus manquer une piste de développement comme le pays avait fait au 19ème avec la révolution industrielle (que la Chine a connu en 1940, soit un siècle après l'Angleterre).
Sa redéfinition doit s'apparenter à un redimensionnement du véhicule plutôt alors.

[Geb]

Seulement il me semble que Skylon est à la fois un SSTO (un seul étage pour atteindre l'orbite) et un TSTO (Deux étages (dont l'un est à priori perdu)). Dans sa configuration cargo de l'ISS, il est SSTO, dans sa configuration mise en orbite satellitaire, il est TSTO dans la mesure où un tracteur spatial est nécessaire et envisagé d'ailleurs récupéré je crois.

Dans l'étude ONERA/CNES/Reaction Engines le 1er étage ne dépasse jamais les 6,5 km/s. Or, il faut au moins 7,9 km/s pour pouvoir se mettre en orbite terrestre. Il faut un deuxième étage (une petite fusée) auquel on attache la charge utile pour permettre la satellisation. C'est en cela que ce projet est qualifiable de TSTO. Feu le projet SKYLON avait pour ambition d'atteindre la 1re vitesse cosmique sans 2e étage et c'est en cela qu'il aurait pu être qualifié de premier véritable "avion orbital" (ou SSTO). Quoi qu'il en soit, puisque dans l'idée du TSTO le 1er étage "s'arrête" entre 5,5 et 6,5 km/s les choix techniques (aérodynamisme, protection thermique, etc.) peuvent être très différents. C'est la raison pour laquelle j'avais souhaité réagir à ta remarque dans mes messages précédents. Pour rappel, l'étude du Ames Research Center de la NASA (2015) recommandait une séparation du deuxième étage à 7,16 km/s. On pourrait conclure que le CNES choisit d'être encore plus prudent que la NASA, ou qu'il croit encore moins à la faisabilité d'un SSTO basé sur le moteur SABRE.

Sa redéfinition doit s'apparenter à un redimensionnement du véhicule plutôt alors.

De quelle "redédifinition" parles-tu ? Celle du CNES ? Si c'est le cas, ce n'est pas du tout le même cas de figure. Je ne pense pas qu'on puisse parler de simple "redéfinition". En comparaison de feu le SKYLON, dans sa dernière mouture (baptisé SKYLON D1.5), on avait un véhicule de 84 mètres de long, 25 mètres d'envergure une masse à vide de 53 tonnes et la capacité de mettre au moins 15 tonnes en orbite basse à 300 km d'altitude avec un lancement depuis Kourou. Lorsque l'équipe ONERA/CNES/Reaction Engines a présenté les résultats de l'étude le mois dernier, ils ont donné les statistiques suivantes (à 2'30'' dans la vidéo) :

GTOM: 400 T
Empty Mass: 77 T
Length: 96 m
Span 25 m
Diameter 7.3 m

L'objectif étant un rien plus ambitieux avec toujours un départ depuis Kourou avec une charge utile de 15 tonnes, mais une satellisation à 400 km d'altitude au lieu de 300 km pour le SKYLON D1.5. Sans surprise, le premier étage du TSTO serait donc plus lourd que ne l'aurait été le SKYLON D1 (d'après les estimations), mais ce choix du TSTO est perçu comme moins risqué techniquement et donc financièrement. En d'autres termes, le risque d'un échec ou d'un abandon du programme (c'est-à-dire en définitive l'absence d'une mise en orbite réussie sans dommages) et donc, d'une perte sèche pour les éventuels investisseurs est moins élevée, même si cela devrait coûté davantage que les 25 milliards d'euros prévus pour le développement du SKYLON D1.

Cordialement.

[EspritTordu]

Vous êtes une bible pour toutes ces informations ! Merci beaucoup.
Il est regrettable que des études françaises soit néanmoins toutes en anglais ou en anglais francisé...

Je comprends effectivement le changement de paradigme avec Skylon. Ici, en effet, on a un premier étage de fusée (celui du vulcain d'Ariane 5 actuel) qui marche à l'air et qui est réutilisable. Au fond cette étude est un approfondissement du projet Adeline, mais avec des innovations disruptives bienvenues.
On ne monte plus qu'à 175 km, avant qu'un second étage type fusée, monté en pointe classiquement, ou mis en soute comme Skylon, fasse l'ascension jusqu'à 400 km en orbite circulaire qui est la cible d'étude. On retrouve la division aérien/spatial du matériel.

On reste dans la logique de base de Skylon qui consiste à utiliser l'atmosphère terrestre comme tremplin au lieu qu'elle soit un frein comme pour les fusées actuelles. On redimensionne Skylon au sens ou celui-ci devient plus petit et prétend à des performances moindres. Cela conduit à moins de réutilisation. Le diaporama Youtube semble (cela ne m'est pas trop clair) qu'ils estiment que la mise en œuvre au sol est deux fois moins cher. Mais vous le souligner, les présentations sont partielles, car l'avion s'alourdit et son coût doit l'être aussi.

On fait du Skylon a plus petite échelle. Au lieu que le relais soit donné dans l'orbite à un second étage jouant avec les orbites, on fait la division à plus basse altitude et on utilise un étage fusée classique. Le véhicule, dans son ensemble, redevient un simple lanceur, ou une partie de lanceur, de la manière que l'on voit les fusées aujourd'hui.

Mais-est-ce un profil plus rassurant? Le véhicule coûte plus cher à construire, on reste dans une logique de mise en œuvre très centralisée, on développe deux lignes de véhicules et leurs tissus industriels (celui du véhicule réutilisable, celui de l'étage fusée classique), en cas de mise en orbite ratée, le véhicule réutilisable est, peut-on penser, récupéré, mais l'étage fusée est perdu et sa charge utile aussi. Néanmoins, on le voit dans l'étude, cela est plus entreprenant, dans la mesure où chacun peut recycler son matériel : l'Angleterre Sabre, les Français, leur Prometheus, ces derniers trouvent d'ailleurs un débouché pertinent pour remplacer l'étage Vulcain vieillissant qui est moins convaincant pour l'avenir...

Je me demande si ce n'est pas plus rassurant de concevoir un Skylon, ou un véhicule réutilisable dans le même genre, qui n'a pour prétention qu'atteindre (et ce de lui-même), une plate-forme minimaliste et téléopérée en orbite semi-basse. Ensuite, après avoir déposé son contenu ici, le satellite est envoyé par un tracteur spatial réutilisable vers sa cible de destination. Mais c'est un programme plus audacieux qui impose une contrepartie spatiale et des débouchés à soutenir pour la rendre rentable?