Le tourisme spatial

[Sax Russel]

Bonsoir à tous,
parmi les sujets où courent des quantités d'avis opposés, le tourisme spatial figure en bonne place.
Impossible à grande échelle? Immoral?
J'attends vos avis...
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[invite02ff802c]

parmi les sujets où courent des quantités d'avis opposés, le tourisme spatial figure en bonne place.
Impossible à grande échelle? Immoral?

Pour placer un objet en orbite basse il faut consommer en gros dix fois son poids en ergols. Comme il faut compter au bas mot 10tonnes de hardware par personne, mis à part le lanceur, le calcul en première approximation est assez simple.
Comme il faut encore compter avec un lanceur jetable ça plombe encore la facture.
Ça restera des vacances de VIP super friqués. Les masses continueront à aller dans leurs clubs pour les masses. Est-ce immoral pour autant ?

ND

[invite08c33337]

Bonsoir à tous,
parmi les sujets où courent des quantités d'avis opposés, le tourisme spatial figure en bonne place.
Impossible à grande échelle? Immoral?
J'attends vos avis...

Exellent sujet , Sax. Surtout que les portes sont à présent ouvertes (haaaaa si j'avais quelques dizaines de millions d'euros.
Je te complète par ce lien , si cela ne te dérange pas.

http://www.futura-sciences.com/fr/ne...httwo_16274-1/

Et on se demande ce que fait la NASA avec son budget alors que de richissimes milliardaires nous font rêver et nous offre de toucher du doigt les cieux.

Immoral ? pourquoi immoral ? ce sont ces gens qui nous offriront (ce qui est hors de prix aujourd'hui) ce qui coutera le prix d'un vol transatlantique, dans 10-20 ans.
Je me souviens de mon premier "Lecteur" (pas enregistreur) vidéo au début des années 80 qui m'avait couté 40.000 bef ; avec l'évolution économique , je n'hésiterais pas à dire 60.000 francs belges en 2009 (40.000 bef = 1000 € ) alors qu'aujourd'hui un lecteur Blue Ray coute 200 € à peine
Non à mes yeux , ce n'est pas immoral , c'est un passage par lequel on doit passer

[invite08c33337]

Pour placer un objet en orbite basse il faut consommer en gros dix fois son poids en ergols. Comme il faut compter au bas mot 10tonnes de hardware par personne, mis à part le lanceur, le calcul en première approximation est assez simple.
Comme il faut encore compter avec un lanceur jetable ça plombe encore la facture.
Ça restera des vacances de VIP super friqués. Les masses continueront à aller dans leurs clubs pour les masses. Est-ce immoral pour autant ?

ND

Nico , tu pense comme la Nasa aux lanceurs lourds , jette un oeil sur mon lien ; merci

[A voir en vidéo sur Futura]

[inviteec0d6e6f]

Salut,

La satellisation, c'est très difficile et cher pour l'instant.

Mais le tourisme spatial pour quelques minutes d'apesanteur (et un gros boost avant ça), c'est très bien parti.
En plus de l'engin de virgin, il y a bientôt l'astrium d'EADS !
Ca fait baver

Je suis sûr que des mâchoires vont tomber par terre chez certains qui ne connaissent pas.




Et la "démocratisation" a toujours permis d'avancer beaucoup plus vite, c'est donc de bonne augure.
Même si la mise en orbite est quand même une tout autre paire de manche.

[inviteec0d6e6f]

d'ailleurs ce topic serait mieux dans la rubrique astronautique.

je viens de remater le film ... quel super concept ... mieux que celui de virgin je trouve : 2 reacteur classiques pour decoller, puis un gros booster (regardez la taille de la tuyère !) pour mettre l'acceleration de la trajectoire parabolique.

Un grand espace intérieur qui permet d'evoluer, apparemment pas mal de passager, tout en un seul engin.

Je bave ... je veux piloter ça !!

On le retrouvera certainement sur orbiter pour se consoler.



va y avoir un siècle de liste d'attente sur ce truc là !

[invite02ff802c]

Avoir trois minutes d’impesanteur avec ces énormes hublots ! génial ! Avec le moteur fusée l’accélération doit être formidable. Beau jouet !

En matière de tourisme spatial j’entendais la mise sur orbite, pas un vol balistique.

ND

[Sax Russel]

La satellisation, c'est très difficile et cher pour l'instant.

Mais le tourisme spatial pour quelques minutes d'apesanteur (et un gros boost avant ça), c'est très bien parti.
En plus de l'engin de virgin, il y a bientôt l'astrium d'EADS

Justement, la barrière qu'il y a pour l'instant entre ce genre d'engin et la capacité à se satelliser tient, je suppose essentiellement à la puissance nécessaire et à la capacité à encaisser le retour dans l'atmosphère. (Plus d'autres pb que j'ignore?)
Cela pourra-t-il selon vous être dépassé, et si oui comment? (Ce qui bénéficierait à toute l'activité spatiale, pas seulement au tourisme.)

[invite02ff802c]

Justement, la barrière qu'il y a pour l'instant entre ce genre d'engin et la capacité à se satelliser tient, je suppose essentiellement à la puissance nécessaire et à la capacité à encaisser le retour dans l'atmosphère. (Plus d'autres pb que j'ignore?)
Cela pourra-t-il selon vous être dépassé, et si oui comment? (Ce qui bénéficierait à toute l'activité spatiale, pas seulement au tourisme.)

Ce qui est important c’est d’abord la quantité d’énergie nécessaire pour parvenir à la vitesse de satellisation 7,9 kilomètres par seconde (soit 28 500 km par heure), bien plus élevée que pour un vol balistique.
Ensuite il y a le problème d’annuler cette vitesse en rentrant dans l’atmosphère.

Le Graal serait d’utiliser dans la première partie du vol dans l’atmosphère des moteurs aérobies pour éviter d’avoir à décoller du sol avec de l’oxygène, puis de recourir à des moteurs anaérobies à partir des hautes couches de l’atmosphère.
Mais cela introduirait des complications qui font que le système ne serait pas nécessairement plus économique.

ND

[invite08c33337]

si je comprends bien le début de ton intervention Nico , j'ai du mal à suivre la deuxième partie concernant des moteur aérobie ... was is ?

[invitebd2b1648]

Je m'incruste dans la conversation !

j'ai du mal à suivre la deuxième partie concernant des moteur aérobie ... was is ?

Je pense que Nicolas veut parler des fameux statoréacteurs qui compriment l'air (donc l'O₂) sur leurs passages pour ne pas embarquer de l'oxygène liquide, pour ensuite déclencher un étage fusée hors atmosphère comme les propergols solides sans doute plus rentable que les propergols liquides (H₂ + O₂) qui demandent une technologie complexe de cryoengineerie !

@ +

[invite02ff802c]

Un moteur aérobie consomme l’oxygène de l’air, comme un réacteur ou un moteur à explosion, par opposition à un moteur de fusée qui emporte son comburant soit sous forme d’oxygène liquide soit sous la forme d’un composé comme dans les étages à poudre et qui est donc anaérobie.

La masse d’oxygène est très pénalisante et augmente encore la quantité d’énergie nécessaire. Pour cette seule raison il serait inenvisageable d’utiliser des moteurs anaérobies pour les avions. Ça tombe tellement sous le sens qu’on ne le mentionne jamais.

ND

[invite02ff802c]

Je pense que Nicolas veut parler des fameux statoréacteurs qui compriment l'air (donc l'O₂) sur leurs passages pour ne pas embarquer de l'oxygène liquide, pour ensuite déclencher un étage fusée hors atmosphère comme les propergols solides sans doute plus rentable que les propergols liquides (H₂ + O₂) qui demandent une technologie complexe de cryoengineerie !

Un statoréacteur ne possédant pas de compresseur, l’air étant comprimé lorsqu’il pénètre dans la chambre, il ne peut pas démarrer du sol à V=0. Il faut donc déjà des moteurs d’accélération. Malgré son apparente simplicité sa mise au point reste délicate.
Cela dit, turbo réacteur ou statoréacteur sont aérobies et pourraient être utilisés pour la première phase atmosphérique. Le problème est chaque type n’est vraiment performant qu’à certaines vitesses.
En ce qui concerne les moteurs à propergols solides et liquides chacun a ses avantages et ses inconvénients, d’où l’utilisation massive de solutions mixtes comme Ariane ou la navette.

ND

[invite08c33337]

ok , je capte un peu mieux , merci

[invite0475583c]

Je prefère de loin le rêve d'Einstein et préférer la syntonisation de l'esprit en sphère de lumière à tout ces bricolages de l'âge (et des egos) de fer.

[invitebd2b1648]

C'est comme un cancer, çà finit par se répandre ... !

[invitebba55d79]

Cela dit, turbo réacteur ou statoréacteur sont aérobies et pourraient être utilisés pour la première phase atmosphérique. Le problème est chaque type n’est vraiment performant qu’à certaines vitesses.

C'est vrai, les statos ne peuvent fonctionner que sur une plage réduite de vitesses. Dans les années 70, beaucoup d'études on été portées sur des statos à géométrie variable, mais ça devenait extrèmement complexe, et donc fragile, car le gros avantage du stato par rapport à un turboréacteur c'est sa simplicité et donc sa robustesse (c'est juste un tube et des brûleurs). Ces études ont donc avorter.

Je pense néanmoins que l'avenir du tourisme spatial, et même de l'accès à l'espace de manière générale réside dans ces moteurs, qui sont avec les moteurs type scimitar, les seules solutions réalistes, du moins développées en Europe, pour réduire considérablement le coût d'accès à l'espace et sa "démocratisation".

[invite02ff802c]

Sur le papier il serait très séduisant d’avoir un premier étage :
* qui serait une sorte d’avion porteur, qui assurerait le décollage et toute la phase atmosphérique et qui retournerait à la base aussitôt,
* qui serait donc récupérable (contrairement à Ariane),
* qui utiliserait des technologies matures et ne demanderait pas une maintenance démente (contrairement à la navette),
* qui serait propulsé par des turboréacteurs pour le décollage et jusqu’à mach 2 environ et par des statoréacteurs au delà et qui consommerait donc du kérosène ordinaire avec l’oxygène atmosphérique.
Il libérerait alors un deuxième étage de type fusée telle qu’on les connait aujourd’hui.

Elementary my dear Watson, sauf qu’il y a une foule de problèmes sans solutions à ce jour.

L’idéal serait bien entendu le concept du type A2, voir :L'avion hypersonique A2 : deux fois plus rapide que le Concorde !, ou son petit frère The Skylon Vehicle, qui serait propulsés par des moteurs cryogéniques (LOx/LH) aérobies: LAPCAT - Scimitar Engine.

Mais ça me semble une vue de l’esprit pour l’instant.

ND

[invitebba55d79]

L’idéal serait bien entendu le concept du type A2, voir :L'avion hypersonique A2 : deux fois plus rapide que le Concorde !, ou son petit frère The Skylon Vehicle, qui serait propulsés par des moteurs cryogéniques (LOx/LH) aérobies: LAPCAT - Scimitar Engine.

Mais ça me semble une vue de l’esprit pour l’instant.

Je ne pense pas que ces projets soient des vues de l'esprit et je n'ai aucun doute sur le fait qu'on arrivera bientôt à faire marcher ce type de moteurs. Les verrous technologiques pour leur réalisation sont en effet beaucoup moins insurmontables que ceux d'un ascenceur spatial par exemple. Il y en a principalement deux :

Le premier, et le plus important étant à mon avis l'aspect matériaux, car les températures et l'oxydation dans ces moteurs est gigantesque.
Ensuite, il y a bien sûre des problèmes d'aérodynamique et d'énergétique, notamment le problème du "soufflage" de la flamme de combustion quand l'écoulement devient trop rapide. Mais là encore, les solutions existent et sont en cours d'étude : http://www.onera.fr/dmph/plasmas/combustion.php

Quant au LAPCAT scimitar, j'ai lu que leur problème était que le refroidissement de l'air de 1000°C jusqu'à -140°C conduirait à remplir le moteur de glace , et je me demande juste pourquoi ils le refroidissent autant ! 100°C par exemple me paraitrait largement suffisant pour ne pas éprouver les matériaux! est-ce que quelqu'un aurait une idée sur la raison d'un tel refroidissement?

Le tourisme spatial réellement démocratisé me parait plus se jouer ici, dans ces études sur de nouveaux modes de propulsion que dans les projets à court terme de petit lanceurs "classiques" qui, de part leur faible taille, et donc le petit nombre de passagers emportés resteront réservés à une clientèle fortunée.

[invite02ff802c]

Je ne pense pas que ces projets soient des vues de l'esprit et je n'ai aucun doute sur le fait qu'on arrivera bientôt à faire marcher ce type de moteurs. Les verrous technologiques pour leur réalisation sont en effet beaucoup moins insurmontables que ceux d'un ascenceur spatial par exemple.

C’est vrai que, vu la fiabilité des moteurs à reaction malgré leur énorme sophistication et les conditions limites de leur fonctionnement, pourquoi n’arriverait-on pas à réaliser des moteurs de type Scimitar opérationnels ?

Le premier, et le plus important étant à mon avis l'aspect matériaux, car les températures et l'oxydation dans ces moteurs est gigantesque.
Ensuite, il y a bien sûre des problèmes d'aérodynamique et d'énergétique, notamment le problème du "soufflage" de la flamme de combustion quand l'écoulement devient trop rapide.

Le moteur proprement dit est de type cryogénique tout à fait standard, il est alimenté en oxygène liquide pur et pas en air comprimé. Il n’y a donc pas de problème de soufflage. La technologie est plutôt mature. C’est la partie amont de liquéfaction qui reste à développer.

Quant au LAPCAT scimitar, j'ai lu que leur problème était que le refroidissement de l'air de 1000°C jusqu'à -140°C conduirait à remplir le moteur de glace , et je me demande juste pourquoi ils le refroidissent autant ! 100°C par exemple me paraitrait largement suffisant pour ne pas éprouver les matériaux! est-ce que quelqu'un aurait une idée sur la raison d'un tel refroidissement?

Le site de Reaction Engines est très peu explicite. Si j’ai bien compris, le but de la liquéfaction est d’isoler l’oxygène par distillation fractionnelle. Bien entendu avant d’obtenir de l’oxygène l’eau contenue dans l’air devient de la glace à moins qu’on réussisse à l’éliminer lors de sa phase liquide.

Le tourisme spatial réellement démocratisé me parait plus se jouer ici, dans ces études sur de nouveaux modes de propulsion que dans les projets à court terme de petit lanceurs "classiques" qui, de part leur faible taille, et donc le petit nombre de passagers emportés resteront réservés à une clientèle fortunée.

La R&D des moteurs à réaction standard est amortie par les énormes séries produites pour l’aviation. Les moteurs de ce type, destinés au seul spatial, ne peuvent pas espérer de telles chiffres de production. Si le prix n’est pas trop un problème pour les lanceurs commerciaux ça peut devenir rédhibitoire pour le tourisme de masse.

ND

[invitebba55d79]

Le moteur proprement dit est de type cryogénique tout à fait standard, il est alimenté en oxygène liquide pur et pas en air comprimé. Il n’y a donc pas de problème de soufflage. La technologie est plutôt mature. C’est la partie amont de liquéfaction qui reste à développer.

Pour le soufflage, je parlais plutôt des statoréacteurs, mais après j'avais pas compris que le but de l'échangeur était de liquéfier l'oxygène!
si derrière il y avait eu un simple moteur fusée OK, mais là il s'agit d'un turbocompresseur ! Je pensait que c'était juste pour le refroidir.
Alors si je comprend bien l'échangeur refroidit l'air à -140°C, le turbocompresseur le comprime à quelques bars pour le liquéfier et le faire réagir avec l'hydrogène?

La R&D des moteurs à réaction standard est amortie par les énormes séries produites pour l’aviation. Les moteurs de ce type, destinés au seul spatial, ne peuvent pas espérer de telles chiffres de production. Si le prix n’est pas trop un problème pour les lanceurs commerciaux ça peut devenir rédhibitoire pour le tourisme de masse.

Bien sûre je ne pensait pas à des coût comparables aux moteurs standards, mais si ce genre de moteur fonctionne on pourrait considérablement diminuer le coût d'accès à l'espace, en remplaçant une partie de l'oxygène habituellement embarquée par de la charge utile. Et rien ne prouve que si on rend le secteur spatial plus attractif, celui-ci ne se développera pas rapidement augmentant ainsi le besoin de ce genre de moteur, et en réduisant ainsi le coût...

[invite02ff802c]

Encore une boite extraordinairement avare de détails. Il y a une vue simplifiée (très simplifiée) : The Sabre Engine
Il est possible que j’aie confondu avec un autre système et que mon topo soit erroné. Je ne comprends d’ailleurs pas bien ce que signifie : it « cools down the air to the vapour boundary and avoids liquefaction ». Est-ce qu’il alimente le moteur avec de l’air, avec tous les gaz qu’il contient ?
En tout cas un moteur fusée nécessite des compresseurs pour injecter les comburants dans la chambre.

Un des points qui rend le projet A2 à mon avis non viable est justement la présence de ces moteurs cryogéniques. Les gaz sont éjectés à environ 4000m/s et le bruit peut être entre 150 et 200 dB. On est très loin des réacteurs modernes à haut taux de dilution ! Pas un seul aéroport au monde ne peut l’accepter pour cette seule raison. Il ne peut donc utiliser que des sites spéciaux comme Kourou ou Cap Canaveral ou autre.

ND

[invite0966762a]

Bonjour à tous


Je crois que la propulsion à fusion nucleaire("External Pulsed Plasma Propulsion") est la meilleur.
L'aeronef peut avoir des grandes possibilites de manoeuvrabilité dans l'espace vide!...
L'aeronef peut avoir une grande surface extérieure en contact avec des produits nucleaires et donc la puissance peut etre elevé...
Surement elle aurait besoin d'experimentations sur la lune...

[invitebba55d79]

Bonjour Morit, pour ma part je ne trouve la propulsion nucléaire pulsée si avantageuse que ça !

tout d'abord, même si ça parrait simple sur le papier, ça me semble quasiment infaisable techniquement à cause des contraintes thermiques colosales : par exemple sur Orion la plaque de poussée est censée réfléchir un plasma à 67000K et à plus de 100 km/s! autant dire que l'érosion de cette plaque serait tellement élevée qu'elle devrait avoir une masse énorme et serait un "poids mort " extrêmemnt pénalisant.

mais ce n'est pas le pire! imagine l'érosion de l'enveloppe réfléctrice de la chambre de réaction nucléaire, en uranium et oxyde de gadolinium (espèce qui a le plus grand pouvoir de réflexion des neutrons thermiques), je me demande franchement quelle épaisseur il faudrait donner à cette paroie pour pouvoir "canaliser" sur la durée de nombreuses explosions nucléaires de 1kt. Et quid de la résistance mécanique?

Enfin, comme toutes les techniques "nucléothemiques" le rendement énergétique risque d'être mauvais, car on consomme la majeur partie de l'énergie de la fusion à chauffer le plasma, et seule une petite partie est transformée en énergie cinétique.

je trouve que des concepts comme le VASIM-R sont plus intéressants car l'agitation thermique liée à la fusion est transformée en énergie cinétique de rotation autour des lignes de champ (mouvement cyclotronique) puis en énergie cinétique de translation grâce à une tuyère magnétique. Ainsi, toute l'E nucléaire est transformée en Ec (moins l'énergie pour le champs magnétique).

[Geb]

Bonsoir,

Pour placer un objet en orbite basse il faut consommer en gros dix fois son poids en ergols. Comme il faut compter au bas mot 10tonnes de hardware par personne, mis à part le lanceur, le calcul en première approximation est assez simple.

Je sais que cette discussion date un peu... Mais je m'étonne que personne n'ait réagi à ceci. Satelliser 10 tonnes de charge utile par astronaute me paraît beaucoup tout de même. Est-ce vraiment tant que cela ?

Par exemple, la version "TM" du Soyouz pesait 7250 kg (dont 900 kg de carburant). Soit moins de 2,5 tonnes par astronaute (avec sa combinaison spatiale).

Aussi, dans le cas d'un lanceur réutilisable comme le Skylon, il me semble que ce n'est plus ainsi que l'on devrait raisonner. En effet, si l'on veut faire une incursion en orbite basse, entre 200 et 400 km, il "suffit" d'avoir un lanceur réutilisable capable de satelliser environ 150 kg à cette altitude, soit :

- un astronaute (80 kg)
- sa combinaison (20 kg)
- son Primary Life Support System (30 kg)

Même si on peu discuter sur l'aspect économique de n'envoyer qu'un seul homme à la fois. De prime abord, 150 kg de CU suffisent non ? Qu'en pensez-vous ?

Cordialement

[invite02ff802c]

Tu ne m’as pas bien compris.
Je ne dis pas qu’il faut 10 t de matos par tonne de passager. Je dis que pour satelliser 1 tonne de quoi que ce soit en orbite basse (matos, personnel, CU, lanceur jetable, etc.) il faut dépenser grosso-modo 10 t d’ergols.

ND

[inviteec0d6e6f]

Et t'as été radin comme tout !

Cf Ariane en LEO, qui a un des meilleurs rapports avec 750t pour 21t en LEO (ce qui n'a jamais été fait a ma connaissance, chiffres théoriques donc).
Les ergols et poudre font un total de 480 t de poudre (avec la masse des propulseurs) et 220 t d'ergols (tout nus, dont + de 85% de masse d'oxygène).
Ariane, c'est moins de 100 tonnes de structure sur ses 750 t totales.
Donc 650 t d'ergols et poudre pour mettre 21t en orbite basse.
ratio de 1 pour 30 (concernant uniquement les ergols, sans la masse de la structure), le meilleur du marché.

Et si on prend la navette c'est considérablement pire que ça (mais au moins ce n'est pas que théorique comme Ariane en LEO) :
2046 t pour 24.5 t sur l'orbite la plus basse ou 16.4 tonnes a l'ISS.
Bien sûr, ici il n'y a pas que du consommable, contrairement a Ariane.
Ce qui fausse singulièrement les calculs et entre en bonne part dans les prix faramineux des tirs de navettes.

On rêve carrément de n'avoir que du 1 pour 10 !
Ça ferait des Ariane au moins 5 fois moins massives qu'aujourd'hui, au decollage, pour la même CU !

- sa combinaison (20 kg)
- son Primary Life Support System (30 kg)

Celles d'Apollo pesaient 72 kg.
Le poids de ta combinaison va directement dépendre de ce que tu comptes faire avec.
On ne peut donc pas généraliser un poids pour ça.

De prime abord, 150 kg de CU suffisent non ? Qu'en pensez-vous ?

La question est : pour faire quoi ?
t'auras peut-être aussi besoin de rajouter un MMU de 150 kg a lui tout seul...

[Geb]

Bonjour,

Effectivement, je n'avais pas bien compris le sens de la phrase de Nicolas. Merci d'avoir clarifié.

Le bilan de la navette américaine n'est pas si catastrophique que cela si on prend en compte qu'au plus 109 tonnes (l'orbiteur, sa charge utile maximale et 7 astronautes) sur les 2046 tonnes de départ atteignent la vitesse de satellisation en orbite basse.

A 200 km d'altitude, le rapport est alors inférieur à 1 sur 20.

Le moteur du Skylon est ce qu'on appelle moteur à cycle combiné. Il s'agit d'un «*deeply-cooled turbojet engine*» jusqu'à Mach 5.14 et 28.5 km d'altitude, qui passe en mode moteur-fusée convenitionnel par la suite.

Au début des années 90, le chercheur russe Vladimir Balepin a conçu le cycle KLIN, dont le principe est similaire à celui du moteur SABRE du britannique Alan Bond.

Le docteur Balepin a quitté la Russie pour développer son concept au sein de la société américaine MSE Technology Applcations, dans le Montana.

En 1999, il a entamé une étude de faisabilité pour le compte de la Navy en collaboration avec United Technologies Research Center et HyperTech Concepts Company, à travers un contrat accordé par le Département de la Défense américain.

L'objectif de cette étude était d'imaginer, à partir du cycle de Balepin, un petit lanceur SSTO réutilisable (Gross Take-Off Weight de 50 à 100 tonnes maximum) capable de satelliser une charge utile de 150 kg à une altitude de 220 miles nautiques (~ 407 km) et à une inclination orbitale de 28,5 degrés (projet BANTAM Lifter).

Les résultats de cette étude préliminaire ont été publiés dans l'édition de Novembre-Décembre 2001 d'un bimensuelle américain, le Journal of Propulsion and Power :

- Combined Engine For Reusable Launch Vehicle (KLIN Cycle)

Finalement, on a un petit lanceur automatique à décollage vertical de 20 mètres de long avec une GTOW de 62 tonnes. Sa masse à vide s'élève à 12 tonnes. Son aspect est celui d'un planeur hypersonique (comme le Shuttle) de type FDL-7.

Après avoir lu le papier, je me suis rencardé pour savoir si on pouvait y mettre un astronaute en Advanced Crew Escape Suit (qui pèse 42 kg). Pour se faire, j'ai recherché les dimensions typiques d'une charge utile de 150 kg environ. Pour le satellite d'observation PICARD on a :

0,7 m x 0,8 m x 1,1 m.

C'est un peu étroit je vous l'accorde, mais peut-on en faire un cockpit ? En d'autres termes (je vais vous paraître franchement déraisonnable mais bon...), pourrait-on transformer ce petit joujou de 62 tonnes en Super X-15 à décollage vertical, genre limousine volante qualifiée pour un transfert, habité et piloté, vers l'ISS ?

Cordialement

[Geb]

Les résultats de cette étude préliminaire ont été publiés dans l'édition de Novembre-Décembre 2001 d'un bimensuelle américain

Petite erreur de parcours que je m'empresse de corriger... Il s'agit bien entendu d'un bimestriel et non pas d'un bimensuel.

Cordialement

[invite02ff802c]

Et t'as été radin comme tout !
Cf Ariane en LEO, qui a un des meilleurs rapports avec 750t pour 21t en LEO

Tu ne comptes que la charge utile. Je parlais de la masse totale mise en orbite. Geb a raison : il faut compter aussi la masse de la navette elle-même, dans les 80 tonnes ! Ce qui évidemment grève le rapport pour la seule charge utile. L’erreur de calcul de la part des concepteurs de la navette parait rétrospectivement incroyable.
J’aurais plutôt dû dire que la masse d’ergols nécessaire pour mettre une masse donnée en orbite (charge utile + tout ce qui va trainer là haut) est d’un ordre de grandeur supérieur.

ND