Le projet SKYLON

[Geb]

Bonjour Moinsdewatt,

250 millions de £ soit environ 300 millions d' € à trouver en financement privés, ca ne va pas être facile.

Au message #22 de cette discussion, j'ai donné le lien vers un article daté du 15 avril 2011 qui dévoilait l'existence de la Skylon Enterprises Limited, qui s'attachait à l'époque à trouver les fonds nécessaires, en créant un consortium d'entreprises partenaires de REL. L'entreprise en question existait déjà depuis plus d'un an.

Au message #134 de cette discussion, Mark Hempsell semblait dire dans une interview le 9 mai 2011 que les 350 millions de dollars avaient été trouvés, ou plutôt promis, sous réserve que les tests du precooler actuellement menés soient concluants.

Aussi, au message #143 de cette discussion, vous pouvez voir le détail du budget prévu pour la phase 3.

Donc, si les tests du precooler sont concluants d'ici la fin du mois de juillet, les 350 millions de dollars devraient être libérés et entièrement disponibles.

Cordialement.
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[kalish]

Juste pour revenir à la céramique de 0,5mm d'épaisseur. Je suppose que ça résiste bien à la chaleur mais pas très bien aux impacts non? sera-t-elle fonctionnelle même légèrement endommagée(ce qui me parait inévitable stochastiquement)?

[Geb]

Juste pour revenir à la céramique de 0,5mm d'épaisseur. Je suppose que ça résiste bien à la chaleur mais pas très bien aux impacts non? sera-t-elle fonctionnelle même légèrement endommagée(ce qui me parait inévitable stochastiquement)?

Mark Hempsell (de Reaction Engines Ltd.) sur ce point :

The reinforced glass ceramic is very tough; it is also cheaper to produce so we do not foresee TPS maintenance as being a major issue. Damage due to debris impact on orbit is the chief concern and inspecting for it is the main turn around driver.

Le danger ce sont les impacts en orbite. Hors, à ma connaissance, aucun des orbiters d'une navette spatiale américaine n'a souffert de dommages sérieux dûs à ce type d'impacts, malgré un total de 31747 heures passées en orbite basse.

Cordialement.

[Geb]

Bonsoir,

Je vous propose un petit rappel sur la protection thermique qui était utilisée sur les navettes spatiales américaines.

Source : Thermal Protection System on the Space Shuttle Orbiter (page 816)

Il y avait 3 types différents de tuiles (LI-900, FRCI-12 et LI-2200). La densité de ces matériaux était de 0,14 g/cm³ pour LI-900, 0,19 g/cm³ pour FRCI-12 (pour Fibrous Refractory Composite Insulation) et 0,35 g/cm³ pour LI-2200.

Chaque orbiter était recouvert de 24300 tuiles en moyenne. Elle recouvrait environ 70% de la surface extérieure d'un orbiter. Chaque tuile avait une configuration différente, mais les tailles allaient de 150 x 150 mm à 200 x 200 mm environ.

La résistance mécanique des tuiles de type LI-2200 et FRCI-12 est quasi équivalente, étant supérieure à celles de type LI-900. Pour résister à la chaleur d'une rentrée atmosphérique, les tuiles étaient recouvertes de différents revêtements.

Les tuiles exposées à des températures maximales comprises entre 400 et 650°C (baptisées low-temperature reusable surface insulation, ou LRSI) sont recouvertes d'une couche (de 0,20 à 0,38 mm d'épaisseur) de verre borosilicate à haute émittance thermique. Elle recouvre le haut de l'orbiter, ainsi que le haut des ailes et l'empennage. La surface de ces tuiles est blanche, ce qui réfléchi les rayons du soleil et garde l'orbiter relativement froid lorsqu'il est en orbite.

Les tuiles exposées à des températures maximales comprises entre 650°C et 1260°C étaient baptisées high-temperature reusable surface insulation, ou HRSI. Une exposition passagère jusqu'à 1480°C était également supportable. Elles étaient recouvertes du même verre borosilicate, ainsi que de trétaborure de silicium (SiB4). Ce revêtement noir recouvrait le bas de l'orbiter ainsi que les bords d'attaque et les bords de fuite de l'empennage.

Cela dit, lors de la rentrée atmosphérique, une partie de la surface de l'orbiter est exposée à une température supérieure à celle que peuvent supporter les tuiles en céramique (1260°C). Il s'agit du nez et des bords d'attaque des ailes de l'orbiter, où la température atteint jusqu'à 1650°C. Le matériau utilisé sur ces zones est un composite de carbone-carbone renforcé (une matrice en carbone renforcé avec des fibres de graphite). La surface de ce composite est recouverte d'une fine couche de 0,8 mm de carbure de silicium (SiC), qui à l'avantage de :

- protéger contre l'oxydation,
- de conserver quasi intacte sa résistance mécanique et sa raideur jusqu'à la température maximale (1650°C),
- d'avoir un bas coefficient d'expansion thermique,
- d'être très résistant au choc thermique et à la fatigue thermiques,
- d'avoir un très basse densité,
- de permettre la fabrication de pièce de formes complexes.

Évidemment, il n'y avait pas que ces 4 types de matériaux (les 3 types de tuiles et le composite en carbone). Même si ceux-ci constituaient la majeure partie du système de protection thermique. Les surfaces translucides étaient différentes, et l'orbiter incluait des surfaces exposées comportant de nombreux alliages à base de béryllium, de niobium, de titane, d'acier inoxydable (Stainless Steel 316) et quelques superalliages (Inconel 718, 625, et 750 ; alliage Haynes 188, ...).

Je n'ai pas le temps de faire un topo sur le système de protection thermique du Skylon, mais il est très bien expliqué ici (le papier date de 2004) :

Application of Carbon Fibre Truss Technology to the Fuselage Structure of the SKYLON Spaceplane

Pour rappel, il y a eu un petit changement depuis 2004 dans le TPS du Skylon :

While all the key areas in the baseline design are at TRL4 or above there will be opportunities for European companies to innovate and improve the concept with alterative technology. We have already seen an example of this with a recent technology programme into silicon carbide reinforced titanium struts proving superior to the carbon fibre reinforced struts of the baseline design.

Source : FP8 space hearing (sur le site de l'Union européenne).

Voir aussi le rapport de l'ESA :

6.4 Thermal

6.4.1 Fuselage MLI insulation

The temperature drop across the thermal blanket inside the structure and just beneath the ceramic heat shield is from 1070K to 288K, across 10 spaced layers of titanium foil. The last foil in the lay-up protects the hydrogen tank and is hence maintained at 288K by the hydrogen boil off in the tank. The foil layer above this sees a temperature of approximately 670K.

6.4.2 Wing internal MLI insulation

The wing internal structure requires some thermal protection around the spars ribs and thrust structure due to the hot skin. Furthermore there are several cryogenic lines in the wing cavity.

6.4.3 Re-entry cooling screens

There is not enough internal structure away from the regions containing tanks (nose, payload bay and tail) to absorb the heat generated during re-entry. In order to remove heat from these regions there is a 0.1 mm thick Aluminium sheet with cooling pipes at a 15 cm pitch. The hydrogen (H2) for tank pressurisation taken from the APS tankage is routed through the tubes. The aim is to limit delta T to 45 degrees during re-entry.

6.4.4 Leading edge cooling

The impingement of fore-body shocks on the wing leading edge leads to potential Type 4 shock interaction. A separate leading edge active cooling system/insert is foreseen.

Cordialement.

[Geb]

Bonjour,

Mark Hempsell (de Reaction Engines Limited) a été interviewé ce lundi 2 juillet 2012 par l'émission radiophonique américaine "The Space Show". Voici un lien vers l'interview (85 minutes) :

Mark Hempsell, Monday, 7-2-12

Comme j'en ai sans doute déjà parlé par ailleurs (peut-être pas sur ce fil), Mark Hempsell s'était exprimé à cette même émission auparavant, le 6 août 2009. Le lien vers l'interview (120 minutes) :

Mark Hempsell, Thursday, 8-6-09

Cordialement.

[Geb]

Bonjour,

Comme Mark Hempsell nous l'avait prédit dans son interview du 2 juillet, en lien dans mon message précédent, le site internet de Reaction Engines Limited vient d'être modifié. Il y a notamment de nouvelles animations inédites. Pour ceux que ça intéresse, je vous invite à aller y faire un tour !

Cordialement.

[Geb]

Rappelez-vous, au message #147 de cette discussion, je vous annonçait ceci (article à l'appui) :

Apparemment, étant donné le retard de 9 mois, Reaction Engines a abandonné l'idée de présenter ses résultats à l'ESA à la fin de ce mois comme cela était initialement prévu. L'objectif actuel semble être le meeting aérien biennal de Farnborough qui aura lieu du 9 au 15 juillet 2012.

Maintenant, si on regarde la toute nouvelle page d’accueil du site internet, on peut lire ceci :

The greatest advance in propulsion since the jet engine

Welcome to Reaction Engines Ltd

Driven by an extensive and pioneering technology programme, Reaction Engines Ltd has made a breakthrough in aerospace technology that is now allowing the development of engines that will propel aircraft at speeds of up to five times the speed of sound or directly into Earth orbit.

À mon avis, ça augure de très bonnes nouvelles à présenter pour le meeting aérien de Farnborough... et c'est dans moins d'une semaine ! Can't wait !

Il me semble que la phase 3 est sur le point de commencer, enfin ! Ça va sûrement faire les gros titres.

[Geb]

Bonjour,

REL vient de mettre un nouveau communiqué de presse en ligne aujourd'hui sur son site internet ! Voir ici :

Major advance towards the next jet engine

Extrait :

Through this second series of testing, Reaction Engines has proven the following features of the SABRE’s key pre-cooler component, demonstrating:

- aerodynamic stability and uniformity
- structural integrity
- freedom of vibration across a wide range above and beyond the flight envelope
- preliminary cryogenic cooling.

The third and final series of demonstration will commence next month, with the pre-cooler operating at very low temperatures, i.e. -150°C.

Bonne lecture.

[jacquolintégrateur]

Citation de Geb:

À mon avis, ça augure de très bonnes nouvelles à présenter pour le meeting aérien de Farnborough... et c'est dans moins d'une semaine ! Can't wait !

Il me semble que la phase 3 est sur le point de commencer, enfin ! Ça va sûrement faire les gros titres.

Bonjour
S'il n'en reste qu'un, je serai celui-là !!! Et, bien sûr, ça n'engage que moi, mais je garde mon scepticisme. Si Farnborougth révèle SKYLON, ne fût-ce qu'en vol sub-orbital hypersonique, j'arroserai ça au Coca Cola (que je n'aprécie absolument pas !!) pour me punir d'avoir douté !!!
Cordialement

[Geb]

Bonsoir,

Si Farnborougth révèle SKYLON, ne fût-ce qu'en vol sub-orbital hypersonique, j'arroserai ça au Coca Cola (que je n'aprécie absolument pas !!) pour me punir d'avoir douté !!!

Comme je l'ai dit par ailleurs, il faudra probablement attendre 2018 pour les premiers essais en vol (d'abord suborbitaux).

En attendant, voici une toute nouvelle vidéo sur le site internet de REL :

Alan Bond Interview

Il y en a quelques autres, mais celle-ci à l'avantage d'être une interview. Les autres ne sont pas commentées.

Cordialement.

[jacquolintégrateur]

Citation de Geb:

Comme je l'ai dit par ailleurs, il faudra probablement attendre 2018 pour les premiers essais en vol (d'abord suborbitaux).

En attendant, voici une toute nouvelle vidéo sur le site internet de REL :

Alan Bond Interview

Il y en a quelques autres, mais celle-ci à l'avantage d'être une interview. Les autres ne sont pas commentées.

Cordialement.

Bonjour
Je suis vraiment désolé d'être si négatif!! Mais, sur les deux liens, on ne trouve que des bonnes parôles: écrites dans l'un; parlés, dans l'autre!!
Les vidéos (pour ça, ils sont forts), sont purement artificielles Pourquoi ne montrent-ils pas le film RÈEL de l'essai de leur échangeur de chaleur qui permet de refroidir de 1000° à - 150° en 10^-2 sec ?? On serait ravis de le voir fonctionner !!! Bien sûr sans pertes de charge entraînant une excessive perte d'énergie !!! Bref, je te souhaite sincèrement de ne pas aller à l'encontre d'une déception. Mais, en ce qui me concerne, je persiste et signe !!!
Pendant ce temps, la NASA semble poursuivre tranquillement la mise au point du X51 Waverider, statoréacteur hypersonique (à combustion "en vol") donc sans échangeur sophistiqué (puisque, précisément, on ne ralentit pas le flux d'air à l'entrée), lequel, si je ne me trompe, a déjà volé (une maquette opérationnelle de 4 m).
Cordialement

[Geb]

Pourquoi ne montrent-ils pas le film RÈEL de l'essai de leur échangeur de chaleur qui permet de refroidir de 1000° à - 150° en 10^-2 sec ??

Pour moi la réponse est évidente. Justement. Je serais ravi d'avoir ton avis sur la question. Tu as une hypothèse ?

Tant que tu ne m'auras pas expliqué où les experts de l'ESA se sont trompés dans leur rapport, je serai moi-même sceptique sur la validité des justifications de ton scepticisme. En outre, depuis que nous discutons toi et moi le concept du Skylon, tu sembles utiliser des termes assez peu flatteurs à propos de Reaction Engines Limited, là où les experts de l'ESA ne tarissent pas d'éloges.

C'est pourquoi je renouvelle mes interrogations : as-tu trouvé un détail technique ignoré par l'ESA et qui justifierait ton scepticisme ? Peut-être est-ce juste une impression profonde, justifiable par la longue liste des échecs précédents en matière de lanceur orbitaux mono-étage : Aerospaceplane, X-30 NASP, DC-X, VentureStar, Tupolev 2000 et j'en passe. Si c'est bien le cas, je trouve injuste de "jeter le bébé avec l'eau du bain" sous prétexte que d'autres n'ont pas réussi avant. Ton scepticisme devrait au moins reposer sur des détails techniques (qui n'auraient pas éveillés les suspicions de l'ESA), non ?

Je n'ai aucune formation scientifique, mais j'ai lu beaucoup de choses (j'aurais même la prétention de dire tout ce qu'on peu lire qui soit digne d'intérêt) sur le Skylon, et j'ai posté la plupart de ces lectures en lien dans deux discussions différentes sur le forum : celle-ci et une autre sur le tourisme spatial :

Le tourisme spatial

Sans vouloir t'offenser, je voudrais avoir ne serait-ce qu'une raison de croire que ton scepticisme aie plus de poids que l'avis de personnes plus informées au sujet du Skylon, comme Mark Ford et les deux autres experts de l'ESA qui ont analysé le concept. N'as-tu jamais envisagé la possibilité que ton scepticisme soit basé tout simplement sur un manque d'information ?

Pendant ce temps, la NASA semble poursuivre tranquillement la mise au point du X51 Waverider, statoréacteur hypersonique (à combustion "en vol") donc sans échangeur sophistiqué (puisque, précisément, on ne ralentit pas le flux d'air à l'entrée), lequel, si je ne me trompe, a déjà volé (une maquette opérationnelle de 4 m).

Ce bon vieux superstatoréacteur...

J'étais moi aussi un partisan de la technique lorsque j'ai découvert le projet X-30 il y a quelques années. Depuis lors, l'objectif n'est plus le même puisque le Skylon vise la vitesse de satellisation.

Les Américains ont dépensé plusieurs milliards de dollars sur les statoréacteurs ces 30 dernières années, en commençant par le projet Copper Canyon (1982-1985), dont plus de 3 milliards de dollars rien que pour le programme X-30 (1986-1994). Les projets X-43 est d'ailleurs un modèle réduit du X-30.

Au bout de milliards de dollars d'investissements, on est passé du lanceur mono-étage réutilisable (X-30) de 96 mètres de long au... démonstrateur technologique de 4,2 mètres (soit la longueur de la soufflerie hypersonique de Langley, au centimètre près) qui a effectué 2 vols dont... 1 échec complet (le dernier essai en date) et 1 échec partiel (60 secondes d'accélération au lieu de 300 prévues, perte de la télémétrie au bout de 200 secondes, accélération inférieure aux prévisions). Il faudra que tu m'expliques le rapport coûts/bénéfices du programme X-51, qui en 2009 avait déjà coûté 250 millions de dollars. Au moins, le programme X-43 précédent n'avait coûté "que" 230 millions de dollars de 2004 pour 2 vols réussis sur 3 essais. Je rappelle quand même que les Australiens font aussi bien avec un budget 25 fois moindre.

Cordialement.

[jacquolintégrateur]

Citation de Jeb:

Pour moi la réponse est évidente. Justement. Je serais ravi d'avoir ton avis sur la question. Tu as une hypothèse ?

Tant que tu ne m'auras pas expliqué où les experts de l'ESA se sont trompés dans leur rapport, je serai moi-même sceptique sur la validité des justifications de ton scepticisme. En outre, depuis que nous discutons toi et moi le concept du Skylon, tu sembles utiliser des termes assez peu flatteurs à propos de Reaction Engines Limited, là où les experts de l'ESA ne tarissent pas d'éloges.

C'est pourquoi je renouvelle mes interrogations : as-tu trouvé un détail technique ignoré par l'ESA et qui justifierait ton scepticisme ? Peut-être est-ce juste une impression profonde, justifiable par la longue liste des échecs précédents en matière de lanceur orbitaux mono-étage : Aerospaceplane, X-30 NASP, DC-X, VentureStar, Tupolev 2000 et j'en passe. Si c'est bien le cas, je trouve injuste de "jeter le bébé avec l'eau du bain" sous prétexte que d'autres n'ont pas réussi avant. Ton scepticisme devrait au moins reposer sur des détails techniques (qui n'auraient pas éveillés les suspicions de l'ESA), non ?


Sans vouloir t'offenser, je voudrais avoir ne serait-ce qu'une raison de croire que ton scepticisme aie plus de poids que l'avis de personnes plus informées au sujet du Skylon, comme Mark Ford et les deux autres experts de l'ESA qui ont analysé le concept. N'as-tu jamais envisagé la possibilité que ton scepticisme soit basé tout simplement sur un manque d'information ?


J'étais moi aussi un partisan de la technique lorsque j'ai découvert le projet X-30 il y a quelques années. Depuis lors, l'objectif n'est plus le même puisque le Skylon vise la vitesse de satellisation.

Les Américains ont dépensé plusieurs milliards de dollars sur les statoréacteurs ces 30 dernières années, en commençant par le projet Copper Canyon (1982-1985), dont plus de 3 milliards de dollars rien que pour le programme X-30 (1986-1994). Les projets X-43 est d'ailleurs un modèle réduit du X-30.

Au bout de milliards de dollars d'investissements, on est passé du lanceur mono-étage réutilisable (X-30) de 96 mètres de long au... démonstrateur technologique de 4,2 mètres (soit la longueur de la soufflerie hypersonique de Langley, au centimètre près) qui a effectué 2 vols dont... 1 échec complet (le dernier essai en date) et 1 échec partiel (60 secondes d'accélération au lieu de 300 prévues, perte de la télémétrie au bout de 200 secondes, accélération inférieure aux prévisions). Il faudra que tu m'expliques le rapport coûts/bénéfices du programme X-51, qui en 2009 avait déjà coûté 250 millions de dollars. Au moins, le programme X-43 précédent n'avait coûté "que" 230 millions de dollars de 2004 pour 2 vols réussis sur 3 essais. Je rappelle quand même que les Australiens font aussi bien avec un budget 25 fois moindre.

Bonjour
1) Comment veux-tu que ce soit possible: leur rapport n'est qu'une pièce de littérature!! Il faudrait connaître le schéma complet de l'échangeur ainsi ,que les paramètres caractéristiques, tels que diamètres des différentes sections, matèriaux utilisés, etc.etc. Le travail d'analyse serait énorme (ce qui me fait douter que les experts en question l'aient réellement fait!!!)
ça ne m'offense en aucune façon!! je ne prétend ni au gènie ni à l'expertise: je suis tout juste un bricoleur!! Mais j'ai une formation de physicien et j'ai exercé, pendant 43 ans, le métier d'ingénieur, dans différents domaines, dont l'aéronautique et les missiles. Le Staoréacteur hypersonique a été dévellopé, de manière à assurer un combustion stable (ce qui est loin d'être un petit problème !!!) sans ralentir le flux d'air entrant et ça marche!! à témoin le X51 Waverider (et les autres expérimentaions bien plus réduites de l'ONERA et autres de part le monde). Quand il sera au point, le stato hyper devrait effectivement permettre de remplacer le premier étage des lanceurs mais, ce n'est pas suffisant pour accéder économiquement à l'espace.
Pour ce qui est du rapport coût/bénéfices, comme toujours pour ce genre de question, il est impossible d'obtenir des données complètes et fiables.
Pour conclure sur le SKYLON, tant que je n'aurai pas la certitude qu'il a volé, je le considérerai comme un projet bidon: Refroidir de l'air (de vitesse hypersonique) de 1000° à -150° en 10^-2 sec sans occasionner un freinage catastrophique, ça ressemble à la quadrature du cercle !!!
Cordialement

[Geb]

Comment veux-tu que ce soit possible: leur rapport n'est qu'une pièce de littérature!! Il faudrait connaître le schéma complet de l'échangeur ainsi ,que les paramètres caractéristiques, tels que diamètres des différentes sections, matèriaux utilisés, etc.etc. Le travail d'analyse serait énorme (ce qui me fait douter que les experts en question l'aient réellement fait!!!)

Donc, tu n'as aucun argument technique... Si tu veux en trouver facilement, tu peux déjà parcourir les deux discussions dont je t'ai déjà parlé. Les arguments de Nicolas Daum et moi-même (dans le rôle de l'avocat )

Malheureusement, avec ce changement de site internet, il y a peu de chance que tu trouves tous les pdf sur lesquels nous avions Nicolas et moi débattus ensemble. Mais ils sont encore tous sur mon pc si tu y tiens.

En outre, les experts de l'ESA ont eu plusieurs mois (9 il me semble) pour analyser le concept au quartier général de Reaction Engines.

Ils tiennent quand même des propos clairs à ce sujet dans le rapport officiel (du moins celui) rendu public le 24 mai 2011 :

Skylon Assessment Report

Extrait :

In particular, based on REL’s flight like heat exchanger technology and their successful demonstration of the frost control mechanism at laboratory scale (a major milestone that has so far eluded other international developments), ESA are confident that a ground test of a sub-scale engine can be successfully performed to demonstrate the flight regime and cycle and will be both a critical milestone in the development of this program and a major breakthrough in propulsion worldwide.

L'agence spatiale européenne loue donc le travail effectué par REL sur la conception et la production des échangeurs de chaleur pour le SABRE ainci que la démonstration d'un système anti-givrage efficace en laboratoire. L'ESA considérerait en outre l'éventuelle réussite du programme de développement du SCEPTRE, propulseur modèle réduit dont la construction devrait commencer juste après les tests de l'échangeur actuellement menés (si ces derniers sont concluants), comme une avancée majeure dans le domaine de la propulsion à l'échelle mondiale. Rien que ça !

Quant à l'analyse approfondie de l'ESA, elle semble garantie par les passages suivants :

This assessment was requested by the UK Space Agency (UKSA) to ESA to provide an independent assessment of the feasibility of the proposed design as well as to assess any areas of concern and provide recommendations for the future.

As well as the internal assessment performed by ESA, this report also includes the results and conclusions of the SKYLON Requirements Review, a technical and financial peer review, held on the 20th and 21st of September 2010.

À propos de l'analyse du fonctionnement des échangeurs :

REL state in RD 1 that the water vapour in the atmosphere up to an altitude of around 12 km is a problem for pre-cooled engines, causing them to block with frost in a matter of seconds. A great deal of this water is precipitated in the liquid phase during the cooling of the air and has to be rejected from the engine before it can freeze. Provision then has to be made to stop the build up of ice within the matrix as it precipitates directly from the vapour.

Thus by reference to RD 1 REL confirm that a major part of the experimental programme has been to demonstrate that this can be achieved.

Therefore as part of the ESA technical evaluation of the SABRE engine, the design and operating principles of the frost control mechanism were explained to ESA.

In addition a number of tests were performed at laboratory scale on request of ESA to demonstrate the repeatability of the frost control.

ESA can confirm that the frost control mechanism of the SABRE engine, (at laboratory scale), works and is repeatable. In addition ESA expects these positive results to be repeated on the planned tests of the heat exchanger when it is tested on a VIPER jet engine.

Les tests avec un VIPER sont ceux qui sont actuellement menés. Un peu plus loin :

Other activities include the ESA technical assessment of the SKYLON vehicle and SABRE engine. This was performed in 2010 where ESA experts visited Reaction Engines to ascertain the design and development status of the SKYLON vehicle and SABRE engine.

This included a full repeatable demonstration at laboratory scale of the critical technology for the frost control mechanism. This was in addition to a PhD sponsored by ESA at VKI investigating aspects of the SABRE cycle.

It is clear that this assessment has only been possible due to the extensive engineering work that REL has already performed on both the SKYLON and SABRE.

ça ne m'offense en aucune façon!! je ne prétend ni au gènie ni à l'expertise: je suis tout juste un bricoleur!! Mais j'ai une formation de physicien et j'ai exercé, pendant 43 ans, le métier d'ingénieur, dans différents domaines, dont l'aéronautique et les missiles.

Permet moi de te dire que c'est impressionnant. Pour ma part, j'aurais adoré faire les sciences physiques (qui restent ma passion), mais on m'a toujours dit que j'étais trop mauvais en maths, alors je me suis rabattu sur les "sciences" économiques.

Le Staoréacteur hypersonique a été dévellopé, de manière à assurer un combustion stable (ce qui est loin d'être un petit problème !!!) sans ralentir le flux d'air entrant et ça marche!! à témoin le X51 Waverider (et les autres expérimentaions bien plus réduites de l'ONERA et autres de part le monde).

Avec le SABRE, on est pas obligé de s'inquiéter de ralentir le flux d'air. L'avantage du SABRE, qui refroidit l'air entrant, c'est qu'on peut attendre d'un moteur fusée (150 bars dans la chambre de combustion), les perfomances aérobies (en terme d'impulsion spécifique) d'un statoréateur à combustion subsonique (entre ~1500 et ~3600 secondes), mais avec l'avantage d'un rapport puissance/poids bien supérieur au statoréacteur à combustion supersonique comme celui du X-51A (0,5 à 2 contre 6 à 14 pour le SABRE).

Quand il sera au point, le stato hyper devrait effectivement permettre de remplacer le premier étage des lanceurs mais, ce n'est pas suffisant pour accéder économiquement à l'espace.
Pour ce qui est du rapport coût/bénéfices, comme toujours pour ce genre de question, il est impossible d'obtenir des données complètes et fiables.

C'est ce que je pensais au départ. Cela dit c'est faux. Pour estimer à la louche les performances d'un moteur pour la satellisation, tu peux par exemple multiplier l'impulsion spécifique par le rapport puissance/poids. Tu vois par exemple que pour le moteur Vulcain 2 d'Ariane 5, on a un moteur qui pèse 2100 kg pour 1340 kN de poussée dans le vide (rapport puissance/poids = 65). En ce qui concerne l'impulsion spécifique on a 434,2 secondes soit un produit des deux de : 65 x 434 = ~28200.

Pour le SABRE on a 6 x 3600 vers Mach 3 - 3,5 (soit 21600) et 14 x 1500 au décollage (soit 21000). En moteur fusée, la poussée du SABRE n'augmente que d'un tiers (comme la pression à l'entrée de la chambre de combustion).

D'ailleurs en parlant de pression : le premier tour de force, c'est que la pression de stagnation de l'air dans la chambre de combustion serait de 102 bars (!) pour le SABRE 3 et un peu plus élevé dans le SABRE 4 à Mach 5,14 et 28,5 km d'altitude, ce qui est très proche de la plupart des moteurs-fusée LOX/LH2 actuels, qu'ils s'agissent du Vulcain 2 européen (117 bars), du LE-7 japonais (127 bars) ou du RS-68 américain (97 bars). Pour comparaison, la pression dans la chambre de combustion du SR-71 à Mach 3,2 et 24 km d'altitude était de 1,38 bars. La pression est encore plus basse pour les statoréacteurs.

D'ailleurs voici un pdf sur l'histoire du superstatoréacteur édité par la NASA :

Facing the Heat Barrier

Hors, en page 72 de ce pdf, on peut lire :

In the SR-71, for instance, a combination of inlet compression and turbocompression yielded an internal pressure of approximately 20 pounds per square inch (psi) at Mach 3 and 80,000 feet. By contrast, internal pressures of rocket engines started in the high hundreds of psi and rapidly ascended into the thousands for high performance. Unless one could boost the pressure of ram air to that level, no airbreathing rocket would ever fly.

Revenons à nos moutons... Le produit devient donc 18,7 x 459 s = 8600. C'est près d'un tiers du produit du Vulcain 2 ! D'après les calculs de REL, ça suffira toujours à atteindre l'orbite basse. Cela dit, dans le cas du superstatoréacteur, on a un produit qui oscille de 2 x 1000 (2000) à 0,5 x 3000 = (1500). Autrement dit, le moteur Vulcain est entre 14 et 18,7 fois plus performant que le Vulcain 2. Sur cette seule base, le SABRE est pour moi le meilleur moteur aérobie jamais conçu.

En outre, le superstato n'a fonctionné que de Mach 4 à Mach 10. Rien que pour décoller il lui faudrait soit un autre moteur, soit un avion porteur. En outre, au-delà de Mach 10, il lui faudrait un autre moteur pour accélérer jusqu'à l'orbite. Justement, en matière d'accélération, le X-51, qui n'est rien d'autre qu'un missile sans ogive, à démontrer une accélération maximale de 1,47 m/s². Même en supposant qu'une telle accélération est maintenue de Mach 4 à Mach 10 (~1,2 à ~3 km/s), il faudrait 1224 secondes pour seulement enclencher le 3e étage (fusée) jusqu'à l'orbite. En comparaison, le SABRE mettrait ~694 secondes pour accélérer de 0 à 1,5 km/s.

Pour conclure sur le SKYLON, tant que je n'aurai pas la certitude qu'il a volé, je le considérerai comme un projet bidon: Refroidir de l'air (de vitesse hypersonique) de 1000° à -150° en 10^-2 sec sans occasionner un freinage catastrophique, ça ressemble à la quadrature du cercle !!!

Sans freinage pas de compression et pas de détente... C'est parce que l'air est bien trop chaud que le freinage dans les superstatos est limité, pas parce que c'est mieux comme ça. Quoiqu'il en soit, rendez-vous en 2018.

Cordialement.

[jacquolintégrateur]

@ Jeb
Je me suis procuré le rapport référencé. Je vais le lire car, pour ce qui est du volume, il y a ce qu'il faut!!! En le parcourant en diagonal, une chose ressort: il n'y a pas l'ombre d'une équation!!! Uniquement de la littérature. Je cite la conclusion:"This proposed subscale SABRE test program will give confidence for the engine
development proper; allow investment in the creation of a significant project management
capability at REL ahead of the need from the full project initiation. It will also provide the
option of a test bed for further evolutions of key components and will generate actual test
data to take to prospective partners. " ça date de 2011 . Depuis plus de 30 ans, que le Hotol a été annoncé, ils en sont seulement à proposer un planing d'essais!! Quant aux résultats, puisqu'ils nous assurent que ça doit marcher, on ne peut que les croire !!!!!
Je ne peux que te répèter que tout ce que l'on peut dire sur l'acces à l'orbite bute inexorablement sur la contrainte énergétique, telle que je l'ai formulée (c'est vraiment on ne peut plus élémentaire !!!) tant que l'on ne disposera pas d'une énergie spécifique suffisamment élevée, il n'y aura pas moyen de faire beaucoup mieux qu'Ariane et ses consoeurs. Le stato HYPERSONIQUE (dont le X51 est un exemple en gestation) ne permettra pas mieux que , à l'extrème limite, de remplacer les boosters à poudre. Quant à SKYLON, plus je consulte de documents, plus je m'enlise dans un marais de verbiage. Une description complète du projet avec les équations et les paramètres. Pas seulement des affirmations concernant "une simulation pertinente et complète dont le code ne comprend que 10 millions de lignes (si vous voulez voir ??)" (air connu!) Voila ce qu'il faudrait. Ah! mais c'est secret!!! Pas possible!!!
Ho, bien sûr, si on pouvait emprunter (jusqu'à une vitesse et une altitude assez élevée) l'oxygène à l'athmosphère .... Si les vaches étaient conformées comme les chauve-souris, elles pourraient se percher dans les arbres !!!
Voici un lien concernant le propulseur-trompe de l'ingénieur Mélot, qui pourrait peut-être t'intérresser (à titre documentaire):http://www.rexresearch.com/melot/melot.htm
Cordialement

[jacquolintégrateur]

Citation de Geb:

Sans freinage pas de compression et pas de détente... C'est parce que l'air est bien trop chaud que le freinage dans les superstatos est limité, pas parce que c'est mieux comme ça. Quoiqu'il en soit, rendez-vous en 2018.

Dans le stato hypersonique, la compression ets obtenue "en vol" c'est à dire par une onde de choc: on ne bloque pas le flux d'air !!!, ce qui se traduirait immanquablement par un freinage de l'engin (la contre-poussée étant égale au produit de la masse d'air avalée par sec. par la vitesse de l'avion.) Je demande à voir le SKYLON avaler son air, le refroidir, récupérer l'impulsion et l'énergie correspondante et la réinjecter dans le propulseur !!!
Cordialement

[Geb]

Je me suis procuré le rapport référencé. Je vais le lire car, pour ce qui est du volume, il y a ce qu'il faut!!! En le parcourant en diagonal, une chose ressort: il n'y a pas l'ombre d'une équation!!! Uniquement de la littérature.

Il y a un rapport technique qui n'a pas été rendu public. J'imagine qu'il y a des équations. Mais les conclusions de l'ESA sont les mêmes. En plus tu vois REL présenter un moteur révolutionnaire, le Saint-Graal de l'astronautique, et dire "Bon les gars, je vous montre on fait comme ça..." ?

Des équations, il y en a dans d'autres papiers de REL. Mais tu ne les trouveras plus sur leur site internet. Si tu veux je peux te les faire parvenir (donnes-moi une adresse e-mail par message personnel si tu le souhaites).

ça date de 2011 . Depuis plus de 30 ans, que le Hotol a été annoncé, ils en sont seulement à proposer un planing d'essais!!

Et alors ? Toi qui es si séduit par la propulsion laser, tu sais que cette idée existe depuis 40 ans et n'en est pas encore au stade du prototype. Si j'en juge par ta façon d'encenser la propulsion laser, j'imagine que le fait qu'une bonne idée n'attire pourtant pas les financements ne doit pas t'étonner. Pour le Skylon, ça devrait changer à la fin de cette année ou l'année prochaine. Pour les lasers il faudra encore attendre un peu...

Quant aux résultats, puisqu'ils nous assurent que ça doit marcher, on ne peut que les croire !!!!!

Nicolas Daum m'a souvent répété dans nos débats aux sujets du Skylon que des experts du spatial ne s'étaient pas encore exprimé sur leurs impressions à propos du Skylon. Maintenant que l'ESA l'a fait, toi tu me dis que ça aurait dû être toi et pas Mark Ford.

Je ne peux que te répèter que tout ce que l'on peut dire sur l'acces à l'orbite bute inexorablement sur la contrainte énergétique, telle que je l'ai formulée (c'est vraiment on ne peut plus élémentaire !!!) tant que l'on ne disposera pas d'une énergie spécifique suffisamment élevée, il n'y aura pas moyen de faire beaucoup mieux qu'Ariane et ses consoeurs.

Je ne suis pas convaincu que la propulsion laser soit la panacée pour autant. En outre, l'impulsion spécifique théorique maximale du SABRE (sans pertes) serait de 5145 secondes à Mach 5 et 28,5 km d'altitude. Aujourd'hui, on estime qu'on ne fera pas mieux que 1838 secondes. Mais une fois les premiers Skylons conçus, on pourra améliorer les moteurs comme on l'a fait avec les moteurs à réaction dans l'aéronautique depuis le début de la seconde guerre mondiale.

Le stato HYPERSONIQUE (dont le X51 est un exemple en gestation) ne permettra pas mieux que , à l'extrème limite, de remplacer les boosters à poudre. Quant à SKYLON, plus je consulte de documents, plus je m'enlise dans un marais de verbiage. Une description complète du projet avec les équations et les paramètres. Pas seulement des affirmations concernant "une simulation pertinente et complète dont le code ne comprend que 10 millions de lignes (si vous voulez voir ??)" (air connu!) Voila ce qu'il faudrait. Ah! mais c'est secret!!! Pas possible!!!

Je renouvelle encore une fois ma proposition de te fournir les quelques pdf qui sont en ma possession. En outre, si cela ne te suffisait, je t'invite à me fournir une série d'objections que je me ferai un plaisir de transmettre à Nathalie Allred, qui travaille en tant que porte-parole de REL, pour enrichir ce débat.

Ho, bien sûr, si on pouvait emprunter (jusqu'à une vitesse et une altitude assez élevée) l'oxygène à l'athmosphère ...

Une fois le Skylon opérationnel, il ne resterait plus que d'améliorer le concept. On verra si la phase 3 est lancée l'année prochaine.

Voici un lien concernant le propulseur-trompe de l'ingénieur Mélot, qui pourrait peut-être t'intérresser (à titre documentaire):http://www.rexresearch.com/melot/melot.htm

Je connais, merci.

[jacquolintégrateur]

@ Jeb:
Bonjour
1)RAPPORT DU REL. Hé ben si!!! J'imagine que lorsqiue l'on veut convaincre du bien fondé d'un projet qui, selon les vues classiques, a toutes les chances d'être mis en doute, on se doit d'en décrire clairement et complètement les fondements. Comme tu le remarques, il n'était pas question que le REL décrive son "saint graal". Mais, justement, le graal, on ne l'a jamais trouvé !!!
2) PROPULSION LASER IL Y a eu des études de faites mais, effectivement pas d'expérimentation sérieuse à ma connaissance. Mais là, il n'y a pas de mystère !! Les lois physques suffisent pour se convaincre. En outre il n'y a eu aucun projet de lancé et financé officiellement. De plus, il existe des lasers de puissance disponibles commercialement: 20 kW. Tu peux consulter le lien suivant:TRUMPF SARL • Paris Nord II • 86, Allée des Erables • BP 52239 Villepinte • 95956 ROISSY CDG CEDEX
Téléphone : 01 48 17 80 40 • Téléfax : 01 48 63 77 25
E-mail : info@fr.trumpf.com • Internet : www.fr.trumpf.com
On peut également avoir recours aux microondes: le matériel est largement disponible à faible coût. Bien sûr, on ne peut nier qu'il ya un sacré parcourt du combattant à s'appuyer avant que ce soit opérationnel mais, je répète: il n't a pas de mystère!!
3) AVIS DE L'ESA. Il ne s'agit que de bonnes parôles !! On aimerait avoir des références à des essais duement constatés et validés.
4) IMPULSION SPÈCIFIQUE. 5145 sec, c'est lorsque on utilise l'O de l'atmosphère. C'est facile: le rapport des masses O/H2 est de 8. Le maximum théorique est de 8x470= 3760 sec en tenant compte du fait que l'on éjecte une masse plus élevée (à cause de l'azote de l'air, le rendement propulsif est meilleur. Il faudrait faire le calcul mais admettons. De toute façon, ce n'est vallable que jusqu'à M 5 et 25000 m. Après, on repart à 470 sec. Avec une source d'énergie extérieure (laser ou micro-ondes) on peut atteindre nettement plus (en faisant appel à des propulseurs à plasma).
L'amélioration continue des moteurs permet d'améliorer le rendement et de diminuer la masse spécifique. Pas d'augmenter ou très peu l'IS.
5) ARGUMENT. Très simple: où est l'exposé des principes de base et la justification du concept?? Je cite la remarque d'Albert Ducrocq: "Mais procédons par ordre. À la question n°1 - Le projet HOTOL est-il sérieux ? - il faut répondre incontestablement par l'affirmative. On imaginerait mal qu'il puisse en être autrement d'une étude émanant de Rolls-Royce". (Air et Cosmos N° 1094 - 3 Mai 1986 page 41). Comme tu le vois, la référence d'A. D. c'est la réputation de Rolls Royce !!! Seulement, ils ont balancé le projet à la poubelle !!!
6) L'AVENIR JUGERA. O.K. On boira chacun de son côté !! Peut-être, moi du coca et, toi, du champagne ? Je le souhaite !!!
Cordialement

[Geb]

ARGUMENT. Très simple: où est l'exposé des principes de base et la justification du concept?? Je cite la remarque d'Albert Ducrocq: "Mais procédons par ordre. À la question n°1 - Le projet HOTOL est-il sérieux ? - il faut répondre incontestablement par l'affirmative. On imaginerait mal qu'il puisse en être autrement d'une étude émanant de Rolls-Royce". (Air et Cosmos N° 1094 - 3 Mai 1986 page 41). Comme tu le vois, la référence d'A. D. c'est la réputation de Rolls Royce !!! Seulement, ils ont balancé le projet à la poubelle !!!

À ceci près que le Skylon n'est pas du tout HOTOL. Reaction Engines a mis 4 ans pour modifier le concept HOTOL pour donner vie au Skylon, en créant le SABRE au passage. Depuis 1993, même le Skylon a beaucoup évolué.

RAPPORT DU REL. Hé ben si!!! J'imagine que lorsqiue l'on veut convaincre du bien fondé d'un projet qui, selon les vues classiques, a toutes les chances d'être mis en doute, on se doit d'en décrire clairement et complètement les fondements. Comme tu le remarques, il n'était pas question que le REL décrive son "saint graal". Mais, justement, le graal, on ne l'a jamais trouvé !!!

AVIS DE L'ESA. Il ne s'agit que de bonnes parôles !! On aimerait avoir des références à des essais duement constatés et validés.

J'ai passé mon après-midi a essayé de retrouver de la documentation qui n'est plus sur leur site internet ça représente près de 300 pages de documentation disponible publiquement depuis 2001. Voici quelques pdf (je n'en ai conservé qu'une trentaine ) qui présente un intérêt (d'après moi) si tu veux vraiment avoir une impression des aspects techniques derrière le Skylon :

1) An Experimental Precooler for Airbreathing Rocket Engines (2001, 11 pages)
2) A Comparison of Propulsion Concepts for SSTO Reusable Launchers (2003, 10 pages)
3) The SKYLON Spaceplane (2004, 11 pages)
4) The sensitivity of precooled air-breathing engine performance to heat exchanger design parameters (2007, 9 pages)
5) Heat exchanger design in combined cycle engines (2008, 15 pages)
6) Heat exchanger development at Reaction Engines Ltd (2008, 8 pages)
7) The SKYLON Spaceplane: Progress to realisation (2008, 7 pages)

Je peux éventuellement te les fournir si tu le souhaites. Ainsi, tu aurais la base des informations dont je dispose et qui ont déjà été discutées dans ce fil et l'autre sur le tourisme spatial :

Il est intéressant de noter que lors de la "période de survie" qu'à traversé REL et son projet, ils se sont rabattus sur les partenariats avec les Universités pour développer les échangeurs de chaleur (le résultat est expliqué dans le premier pdf, celui de 2001 qui relate des expériences commencées en 1999).

Alan Bond a été justement invité à la chambre des communes (le parlement britannique) en 2000, avec Hempsell (qui travaillait alors avec Bond sur les échangeurs à l'Université de Oxford) et s'est plein de cette situation parce que la propriété intellectuelle n'était pas protégé. Reaction Engines n'avait pas d'argent pour faire breveter les résultats de ses recherches et l'Université d'Oxford était obligé de publier les résultats de ses travaux. Alan Bond, qui a inventé en 1982 le cycle thermodynamique à la base du moteur du HOTOL et par après, du moteur du Skylon, était à l'époque en compétition avec 2 équipes, qui avait repris son concept (en le modifiant légèrement) : une équipe japonaise derrière le développement de l'ATREX-500 et une équipe russo-américaine (un Russe qui a émigré aux États-Unis en 1991 pour faire développer son concept). Tout est exprimé ainsi :

234. We have been involved in this for some time and we have seen that British RLVs have suffered as a consequence of United Kingdom space policy not backing them. Is there any evidence that the benefits of this work that we have been engaged in has been lost to the US already?
(Mr Bond) Certainly we suspect that some of the technology that we have developed in the United Kingdom has been adopted in the US. We have seen engine technology starting to appear which we believe that Reaction Engines is the source of. The reason that that technology has spread is, of course, that we are forced, in current circumstances, to hawk our product around the world looking for a taker, and obviously every time you go to present to somebody you have to tell them what you have in the box. Unfortunately we are in an incredibly weak position because the United Kingdom stance on funding of launchers infrastructure technology is such that we cannot enter into any form of programme before we are prepared to open the box. I can think of at least one example. We are seeing materials technology appear in a US engine in connection with that. I think we have seen the financial scenarios that we have generated in the course of the re-usable activity we have been engaged in, which has now been very considerable and we have spent 18 years in gestation on these projects, they are extremely refined, and whenever we look at the US competition we are immediately able to see where that is going to come unstuck. I think that we are gradually passing over not only the technological concepts but also the funding concepts and the operational concepts to the rest of the would. We are seeing this happen.
235. How does this loss of intellectual property take place? Are you not patented?
(Mr Bond) Of course not. To take out a patent that would cover the sort of technologies that we have, bearing in mind that we are small organisations, would run at about £100,000 a year just to have the ideas initially protected. The HOTOL patents, for example, were very expensive to start with and because of the patenting system, particularly in the United Kingdom, that becomes more and more expensive. We are talking about programmes of 15 years, even if everything goes well, and the patenting system is completely impractical in this area of technology.
(Mr Hempsell) We have been helping Alan and ourselves by doing technology work on heat exchangers. About five years ago we had back to back papers with the Japanese and it was clear that the Japanese were just nowhere near us. This year at the International Astronaut Group Federation Congress they are on the road to beating us. We have had to publish papers on what we are doing because we are a university and I am obliged to publish the work I do on technology development. In Japan it is very clear, they were shown the way to solve their heat exchange problems.

Source : TUESDAY 11 APRIL 2000

L'AVENIR JUGERA. O.K. On boira chacun de son côté !! Peut-être, moi du coca et, toi, du champagne ? Je le souhaite !!!

Je pense qu'on est dans le même camp ici. Ceux qui parcours ce forum veulent voir REL réussir il me semble. Donc on boira du champagne tous les 2

Cordialement.

[Geb]

Bonsoir,

Le journaliste de la BBC, Jonathan Amos, qui a déjà écrit de nombreux articles très intéressants sur le Skylon, est à Farnborough et il a pu parler avec Alan Bond (le patron de REL), Jean-Jacques Dordain (le directeur-général de l'ESA), David Willetts (le ministre britannique des sciences) et un nouveau venu chez les cadres de Reaction Engines Limited, Tim Hayter, qui vient compléter l'équipe de Sam Hutchison, le patron de la Skylon Enterprises Limited, qui s'attache depuis 2 ans à rassembler des entreprises pour investir dans la phase 3.

Un extrait de l'article de la BBC :

The pre-cooler has also been run at sub-zero temperatures where frost would be expected to form were it not for the anti-frosting mechanism, although the REL engineers have yet to take the system all the way down to below minus 140C . That will be done in the coming months.

"We've been down to sub-zero temperatures with completely stable operation; we've had steady-state operation for over six minutes," explained Alan Bond, the driving force behind the Skylon concept.

"We've now stopped the programme for the time being, to upgrade our test facilities in order to go down to much lower temperatures. We expect to complete that testing by the end of the year."

La phase 3 devrait coûter (selon les estimations) environ 280 millions d'euros et durer au moins 39 mois. Elle devrait voir le test d'un modèle réduit du moteur SABRE (baptisé SCEPTRE), des tests de la nacelle du moteur, la définition du SABRE 4 jusqu'aux plans d'ingénierie définitifs (manufacturing drawings). Voir le slide n°29 de ce pdf (que j'ai déjà posté en lien par ailleurs) :

Progress on the SKYLON Reusable Spaceplane

Cordialement.

[jacquolintégrateur]

@ Geb
Bonjour
J'ai recherché sur internet les documents que tu mentionnes. On est renvoyé sur le site de Réaction Engine d'où la réponse est "Rien", comme tu l'annonçais. En prospectant, j'ai tout de même trouvé un certain nombre de document, dont un de l'ESA et bien entendu, Wiki (je les apprécie mais ils ne sont ni,tout à fait fiables, ni surtout, complets techniquement pour ce genre de question). Inutile de m'envoyer un pareil volume de littérature. De toute façon, l'épreuve décisive sera (ou, plutôt, serait !!!) de voir le système fonctionner. Or, si j'ai bien compris, on en est à prévoir (pour "un jour prochain") l'essai du système de pré-refroidissement, qui est (ou doit être) réalisé à l'échelle 1/10. Je trouve que c'est vraiment très peu, en 26 ans !!! Notons, au passage, que la réduction d'échelle est favorable aux échangeur de chaleur: la chaleur à transférer est proportionnelle au volume, donc au cube des dimensions (et du facteur d'échelle), tandis que les transferts sont proportionnels aux surfaces d'échange, donc au carré des dimensions (et du facteur d'échelle), de sorte que l'éfficacité est multipliée par l'inverse du facteur d'échelle: il est beaucoup plus facile de refroidir ou de réchauffer une souris qu'un éléphant !!!. j'ai importé et enregistré le document contenu dans le lien que tu as indiqué: Il est vraiment très bien présenté. Belles images, beaux schémas, belles parôles. Ils sont très forts pour la pub !!!
Quant à l'interview, que le responsable et inventeur se pleigne de ce que le fruit de ses recherches tombe dans le domaine publique, via les publications des universités avec lesquelles il est contraint de travailler, ça se comprend, si, en sonfort intérieur, il sait très bien qu'il n'aura jamais que des brevets à vendre !!! Mais je ne veux pas te faire bouillir l'adrénaline en étant par trop médisant !!!
Rppelons, tout de même, que le stato hypersonique A 51 (de conception classique en tant que stato hypersonique) a volé, lui, même si ce ne fût que 60 sec. seulement à M 4, ce qui lui a permis de faire 50 km. Attendons, donc, l'annonce des essais réussis de l'échangeur.
Cordialement

[Geb]

Bonjour,

J'ai recherché sur internet les documents que tu mentionnes. On est renvoyé sur le site de Réaction Engine d'où la réponse est "Rien", comme tu l'annonçais. En prospectant, j'ai tout de même trouvé un certain nombre de document, dont un de l'ESA et bien entendu, Wiki (je les apprécie mais ils ne sont ni,tout à fait fiables, ni surtout, complets techniquement pour ce genre de question). Inutile de m'envoyer un pareil volume de littérature. De toute façon, l'épreuve décisive sera (ou, plutôt, serait !!!) de voir le système fonctionner. Or, si j'ai bien compris, on en est à prévoir (pour "un jour prochain") l'essai du système de pré-refroidissement, qui est (ou doit être) réalisé à l'échelle 1/10.

Je trouve étrange que tu te plaignes de l'absence de documents techniques si c'est pour les refuser une fois qu'ils te sont proposés... Surtout que ça te donnera sûrement des arguments pour développer ta critique, sur une base technique cette fois. Enfin, c'est ton choix.

Je trouve que c'est vraiment très peu, en 26 ans !!!

Encore une fois, pour moi la réponse est évidente. Je trouve singulier qu'il faille t'expliquer cela.

Je répète que le premier investissement privé conséquent dans la compagnie est arrivé en mars 2001 : ~60000 £ par Paul Portelli. Voici une question : Von Braun aurait-il construit la Saturn V s'il n'avait pas l'équipe et les fonds nécessaires à l'entreprise ?

À l'occasion de ce premier investissement, REL a construit une des plus petites soufflerie cryogéniques du Royaume-Uni pour s'attaquer au problème du givrage. Je rappelle, comme l'ESA le mentionne dans le rapport, que c'est une première mondiale. C'est vraiment fabuleux qu'une petite boîte sans soutien (à l'époque) y soit parvenue, en 3 ans si je me souviens bien (entre 2001 et 2004).

Je préfère le voir dans l'autre sens. Que penserais-tu de ces 26 ans de gestation (jusqu'ici) si au bout du compte, on a le premier lanceur monoétage réutilisable quelque part entre 2018 et 2025 ? Moi je répondrais que le HOTOL avait des soucis, donc il était normal que le gouvernement britannique retire ces financements. Cela dit, dès 1993-1994, les problèmes de HOTOL ont été résolu par les membres de Reaction Engines Ltd. Donc, entre 1993 et 2001, Alan Bond, Richard Varvill et John Scott-Scott avait une très bonne idée, et personne pour la soutenir. Personnellement, je trouve que c'est bien triste et j'admire le courage de ces 3 hommes qui ont fait survivre l'idée malgré tout.

Quant à savoir un peu ce qu'ils ont fait entre 1999 (premier partenariat avec l'Université de Bristol) et aujourd'hui, je t'invite à aller lire les messages que j'ai posté en première page de ce fil de discussion (notamment le message #6 et le message #13). Sans oublié que tout ce qui est décrit dans les premiers messages de cette discussion n'a été réalisé qu'avec environ 10 millions de £. Alors, non seulement les progrès sont considérables (et applaudis par leur paire, comme le montre le rapport de l'ESA) depuis 2001 (depuis qu'ils ont réussi à attiré le premier investisseur), mais en plus, Reaction Engines est parvenu à faire tout cela avec un budget misérable. Alors moi, je dis "chapeau" !

Je ne dis pas qu'ils vont forcément réussir, loin de là. Je dis juste que rien dans la pugnacité et le sérieux de la boîte ne m'incite à penser que ce projet est dès le départ voué à l'échec.

Notons, au passage, que la réduction d'échelle est favorable aux échangeur de chaleur

Quelque chose qu'on ne peut leur reprocher. La phase 3 n'aurait qu'un budget (s'il elle était lancée l'année prochaine) de 300 millions d'euros. Ils font ce qu'ils peuvent avec les moyens dont ils disposent, comme ils l'ont toujours fait (chaque être humain d'ailleurs). Serais-tu maintenant contre le fait de dépenser quelques centaines de millions de d'euros sur les 3 prochaines années pour voir si un petit moteur complet basé sur ce principe fonctionne ? Ce serait étonnant de ta part, mais sait-on jamais...

Tu préfères faire comme les Américains peut-être, lors du projet X-30 (avec son fameux superstato) ? Ils ont dépensé 3 milliards de dollars et au bout de 8 ans, se sont rendus compte que finalement, les moteurs (qu'ils construisaient en même temps que le reste) étaient trop lourds et pas assez puissants. C'est ce qui s'est à nouveau reproduit avec le projet X-33 si tu te souviens bien. Environ 1 milliards de dollars d'argent public entre 1996 et 2001... et rien de concret.

Le superstato est pour moi trop compliqué à mettre en oeuvre et beaucoup trop cher à développer pour espérer en tirer quoi que ce soit d'intéressant pour l'industrie spatiale dans un proche avenir. Le X-51 n'est rien d'autre qu'un missile. Accéléré par une fusée qui plus est. On est très loin des ambitions de l'X-30. Étant donné que REL semble en passe de résoudre les problèmes liés aux échangeurs, je pense qu'il serait sage de se lancer dans les moteurs profondément refroidis en attendant les scramjets.

Cordialement.

[kalish]

Bonjour, histoire de mettre un peu de fraicheur dans ce débat de titans, pensez vous que les échangeurs de chaleur révolutionnaires de REL pourraient avoir d'autres applications si par malheur ils étaient performants mais pas autant qu'espérés?
Histoire de mettre un peu de doute maintenant, si ces échangeurs étaient prêts ou conçus et brevetés, pourquoi REL ne les commercialisent pas immédiatement? Avec un pareil rendement on peut même se propulser uniquement grâce aux échangeurs!!! une dépression devant et une surpression derrière. Ils pourraient alors financer les développements ultérieurs
Idéalement, pour ne pas ralentir le flux tout en le refroidissant, il faut prendre l'énergie cinétique "transverse" au flux, tout en laissant la longitudinale intacte, je vois mal comment faire ça.

[Geb]

Bonjour, histoire de mettre un peu de fraicheur dans ce débat de titans, pensez vous que les échangeurs de chaleur révolutionnaires de REL pourraient avoir d'autres applications si par malheur ils étaient performants mais pas autant qu'espérés?

Pas pour l'instant. Tout simplement parce que les échangeurs de chaleur sont extrêmement coûteux à produire.

J'ai l'habitude de regarder régulièrement plusieurs forums sur le Skylon. Il y a notamment l'un d'entre eux dans lequel un intervenant s'est présenté comme étant Mark Hempsell (de REL), dont on vient de parlé sur ce fil.

À la question "Are there any commercially viable applications of the SABRE heat exchanger technology outside the aerospace sector?", voilà ce que Mark Hempsell (je présume) répond :

The heat exchangers are eyewateringly expensive so we have not yet identified any non-space applications were it makes economic sense – not even jet engines.

Source : The Reaction Engines Skylon Master Thread

Cordialement.

[jacquolintégrateur]

@ Geb
Bonjour

Pour répondre à ta remarque concernant mon enthousiasme très limité pour absorber 300 pages de rapports divers, je dirai simplement ceci: ce que j'en ai vu, jusqu'à présent, me suggère fortement qu'il ne s'agit que de littérature et qu'une telle compilation n'éclaicira pas le problème!
Je vais, dans ce qui suit, m'éfforcer de dégager une "conclusion" (si tant est que l'on puisse conclure !!) d'après les quatres documents suivants:
- Skylon Assesment report ESA 6 Mai 2012 52 Pages.
- Conférence sur l'espace Appleton 8 Dec. 2011 Alan Bond.
- Rapport Boeing sur X-51A Septembre 2011
- Suggestion pour les concepts de lanceurs préconisés pour un programme européen. Dujaric Direction des Lanceurs ESA.
Pour ce dernier, le seul point notable, pour nôtre sujet, est qu'il ne mentionne le SABRE que dans un graphic pour le situer par rapport aux autres concepts.
En ce qui concerne le X-51A, il rappele simplement ce que l'on sait déjà et annonce la poursuite du programme ... "jusqu'à la victoire finale !!"
Le papier d'Alan Bond (l'inventeur du Skylon) est intéressant par les figures et schémas qu'il présente en images très claires. Ceci met bien en évidence la complexité du système, tant en ce qui concerne sa structure que son fonctionnement. Essayons de distiller "la quintessence du Skylon". On utilise trois types de propulseurs dans l'aérospatiale:
- les turboréacteurs, parfaitement fiables (des milliers d'éxemplaires fonctionnent sans défaillance à longueur de journée), offrant une impulsion spécifique élevée, empruntant leur O à l'atmosphère et caractérisés par un très bon rapport masse/puissance délivrée.
- Les stato-réacteurs n'utilisant pas de turbine, donc entièrement statiques (ils mettent à proffit la compression dynamique de l'air entrant à grande vitesse dans une buse conformée comme il convient.) Ils bénéficient d'une impulsion spécifique élevée puisqu'ils empruntent l'O à l'atmosphère. Il peuvent fonctionner à des vitesses nettement supersoniques avec, à ces régimes, un rendement meilleur que les turbo-réacteurs. Ils sont grévés par le fait que leur poussée est nulle au repos: ils ne peuvent donc fonctionner qu'à la condition d'avoir été amenés jusqu'à la vitesse optimale par un propulseur auxilliaire. Classiquement, sur les avions rapides, les turbo sont conformés pour pouvoir commuter sur le mode stato (post-combustion).
- Les moteurs fusés. ILs n'empruntent rien à l'atmosphère et fonctionnent mieux dans le vide que dans l'air pour différentes raisons. Ils doivent emmener leur oxygène (O liquide, H2O2, Oxyde azotique, etc). Pour cette raison, il sont grévés sur le plan de l'IS: 450 sec à 480 sec représente ce que l'on peut faire de mieux avec le couple O-H. Ils fournissent une poussée élevée et leur rapport masse/puissance délivrée est, de loin, ce qui se fait de mieux.
Pour accéder à l'orbite, il faut atteindre une vitesse de 7800 à 8000 m/sec. L'équation de Ziolkovsky (régissant de façon simple la propulsion des fusée s'allègeant au fur et à mesure qu'elles progressent) montre que, en gros, le rapport de la masse d'une fusée au départ (avec tout son propergol) à sa masse en fin de propulsion est proportionnel à expt(V/ve), où V est la vitesse atteinte et, ve, la vitesse d'éjection. Pour la vitesse orbitale et le couple H-O, ce rapport est de l'ordre de 8. Pour différentes raisons, cela a, pour conséquence de mettre en ligne des fusées de l'ordre de 500 tonnes au décolage pour placer 10 tonnes en orbite . Toute la quincaillerie (de luxe) étant jettée à la poubelle ensuite!!
Depuis que l'on parle d'aller dans l'espace, les techniciens rèvent du propulseur qui emprunterait son oxygène à l'air (comme un turbo ou un stato) Cela commence en 1935 avec les travaux (purement théoriques) de l'ingénieur Mélot sur "les propulseurs trompes". Facile à comprendre: le couple H-O donne H2O (de l'eau !!) en consommant une masse d'o égale à 8 fois la masse de H !!!. Si l'on pouvait emprunter l'oxygène à l'air, on multiplierait par 8 l'impulsion spécifique apparente!!! avec tout ce que ça implique. Classiquement, c'est ce que font les stato mais ils fonctionnent dans le domaine supersonique (jusqu'à Mach 2 à 3). Pour atteindre l'hypersonique (à partir de Mach 4) on se heurte à de difficiles problèmes de stabilité de la combustion. La compression est assurée par une onde choc qui se produit à l'entrée et se propage à l'intérieur du stato. Il n'est pas question de ralentir artificiellement le flux d'air: on doit injecter le carburant de sorte qu'il brule "en vol". C'est peu ou prou ce que cherche à faire l'avion expérimental américain X-A51 dont une maquette a volé pendant 60 sec à Mach 4 On vise, aux niveau des objectifs pour les essais, 300sec à Mach 5 et 25 km d'altitude. Lorsque ça fonctionnera, on bénéficiera d'une impulsion spécifique élevée mais jusqu'à 1700 m/sec environ et 25000 m: on est encore loin de l'orbite !!
On envisage, FAUTE DE MIEUX, d'utiliser un stato de ce type pour remplacer le premier étage des fusées. Il faut être conscient du fait que ce système nécessite une propulsion auxilliaire pour amener l'ensemble jusqu'à la vitesse où le stato peut fonctionner.
Le SKYLON. En 1986, il s'appelait "HOTOL", proposé par Rolls Royce. Pour résumer (car la question n'est pas simple), le Hotol propose de réaliser un propulseur qui soit, à la fois (bien sûr successivement à la demande) Turbo-Stato-Fusée. La complexité d'un tel système est bien mise en évidence par le schéma et les vues présentées dans le document Alan Bond. Je crois que tout a été évoqué dans de multiples fils et les informations disponibles ne permettent pas d'aller plus loin. Disons seulement que, jusqu'à maintenant, après 25 ans d'étude RIEN n'a été réalisé. On affirme que le skylon a beaucoup évolué par rapport au HOTOL. Voici ce qu'en dit l'ESA, dans le premier document cité:

"The HOTOL airframe was derived from conventional vertical takeoff rockets, with the engines mounted at the rear of a blunt based fuselage. Since the dry centre of gravity was determined by the engine location the wings and fuelled centre of gravity (the liquid oxygen tank) had also to be at the rear. Consequently, the payload bay and hydrogen tanks were fitted into a projecting forebody. This configuration suffered from a serious centre of pressure/centre of gravity mismatch during the air-breathing ascent.
In order to trim the vehicle, various alterations were made to the design, all of which eroded the payload margin. In order to improve the payload fraction a conventional undercarriage was discarded and replaced by a specially designed takeoff trolley. Taken together, the above problems resulted in a vehicle with serious operational disadvantages and a small payload, with recourse often made to untried and speculative materials to counter the deficiencies of a poor design.
In contrast the SKYLON airframe is a new configuration that solves the trim and structural problems in a more efficient manner using broadly the same components. Some advantages of the SKYLON configuration over that of HOTOL are:
Independent design control over the empty centre of gravity is achieved by installing the propulsion system in nacelles on the wing tips; to avoid disrupting the trim during re-entry, the payload bay is coincident with the centre of gravity, over the wing; the liquid oxygen tank is split and placed either side of the payload bay; the hydrogen tank is also split in two and placed at the ends of the fuselage; in combination these measures almost eliminate any mismatch between centre of pressure and centre of gravity during ascent and re-entry.
The wing area can be optimized for maximum ascent performance, because the trim problem is solved, which results in a lighter wing structure and greatly reduced flap power demands "

Autrement dit, ces modifications, purement structurelles, ne concenent en aucune façon les problèmes fondamentaux et relèvent du gadget!!!
Où en sommes nous ?? Il est impossible de dire, sur la base des connaissance acquises, tant théoriques (c'est très clair) que industrielles, si un système de la complexité annoncée est réellement en mesure de fonctionner et de remplir les multiples spécifications de coùt/preformance, de sécurité de durée de vie etc. Dans son rapport d'assesment, l'ESA (qui ne fait qu'assurer une sorte de "contrôle qualité") conclue que "rien n'a été trouvé qui s'oppose à ce que le projet puisse être mené à bien"
Cordialement

[Geb]

Bonsoir,

Pour répondre à ta remarque concernant mon enthousiasme très limité pour absorber 300 pages de rapports divers, je dirai simplement ceci: ce que j'en ai vu, jusqu'à présent, me suggère fortement qu'il ne s'agit que de littérature et qu'une telle compilation n'éclaicira pas le problème!

Peut-être me suis-je mal exprimé. Je n'ai pas suggéré que tu lises les ~300 pages de rapport. J'ai suggéré que tu me permettes de t'envoyer les 7 pdf que j'ai désigné plus haut, qui représente 71 pages afin que tu les lises.

Je ne vois pas par quel miracle tu peux déclarer que quoi que ce soit ne peut fonctionner si tu n'as pas la moindre idée de ce qu'il propose et en quoi ils sont différents des projets équivalents qui les ont précédé.

En ce qui concerne le X-51A, il rappele simplement ce que l'on sait déjà et annonce la poursuite du programme ... "jusqu'à la victoire finale !!"

Laisse-moi le présenter ainsi : le programme X-51A a déjà coûté autant que la phase 3 que l'on projette pour le Skylon. Avec seulement 2 essais en vol, dont, je le rappelle, un échec total et un échec partiel. Bien sûr, il est évident que la phase 3 pourrait être sujette à des dérapages budgétaires, mais pour moi la messe est dite. Le superstatoréacteur est très difficile à mettre en oeuvre. Les Américains s'y cassent les dents depuis 1982, même si les Australiens ont engrangé quelques succès importants.

Le papier d'Alan Bond (l'inventeur du Skylon) est intéressant par les figures et schémas qu'il présente en images très claires. Ceci met bien en évidence la complexité du système, tant en ce qui concerne sa structure que son fonctionnement. Essayons de distiller "la quintessence du Skylon".

Vraiment ? Tu vas me faire croire qu'en regardant les images d'une présentation de 30 slides tu vas pouvoir nous "distiller la quitessence du Skylon" ?

On envisage, FAUTE DE MIEUX, d'utiliser un stato de ce type pour remplacer le premier étage des fusées.

Il me semble que c'est faux. Le rapport poussée/poids d'un superstatoréacteur est bien trop faible : entre 0,5 et 2. En outre, la totalité d'un véhicule utilisant un superstatoréacteur est essentiellement une partie du moteur. Autrement dit, il faudrait retourner au design du X-30, qui était d'un point de vue aérodynamique, un "X-43 géant" et vice-versa.

Le SKYLON. En 1986, il s'appelait "HOTOL", proposé par Rolls Royce. Pour résumer (car la question n'est pas simple), le Hotol propose de réaliser un propulseur qui soit, à la fois (bien sûr successivement à la demande) Turbo-Stato-Fusée.

C'est inexact. Le SABRE est simplement un moteur-fusée équipé de 4 échangeurs de chaleur qui permette d'utiliser l'oxygène de l'atmosphère au début du vol. En outre, il y a un statoréacteur à combustion subsonique qui entoure le moteur-fusée mais son rôle est vraiment limité.

La complexité d'un tel système est bien mise en évidence par le schéma et les vues présentées dans le document Alan Bond.

Encore une fois, comment veux-tu en discuter si tu te limites à ce que tu crois savoir du HOTOL pour juger de la validité du projet SKYLON, en jugeant de la complexité du moteur SABRE sur la base de quelques schémas d'une présentation Power Point ? C'est un peu limité comme analyse, tu ne trouves pas ?

Disons seulement que, jusqu'à maintenant, après 25 ans d'étude RIEN n'a été réalisé. On affirme que le skylon a beaucoup évolué par rapport au HOTOL.

Je te suggère de regarder une vidéo (environ 1h, Alan Bond commence sa conférence au bout de 6:22). C'est une conférence d'Alan Bond qui a eu lieu à l'Université de Strathclyde à Glasgow le 10 mars 2010 :

Reaction Engines Lecture - Alan Bond

Tu sauras alors les bases (malheureusement il n'y aura pas d'équation) qui nous permettrons de seulement commencer à débattre sur le concept.

Voici ce qu'en dit l'ESA, dans le premier document cité: [...] Autrement dit, ces modifications, purement structurelles, ne concenent en aucune façon les problèmes fondamentaux et relèvent du gadget!!!

Ce sont des modifications structurelles qui ont tenus en échec British Aerospace et Rolls-Royce tout de même. Pour moi ce passage :

In contrast the SKYLON airframe is a new configuration that solves the trim and structural problems in a more efficient manner using broadly the same components.

... me pousses plus à l'optimisme qu'au pessimisme.

Où en sommes nous ?? Il est impossible de dire, sur la base des connaissance acquises, tant théoriques (c'est très clair) que industrielles, si un système de la complexité annoncée est réellement en mesure de fonctionner et de remplir les multiples spécifications de coùt/preformance, de sécurité de durée de vie etc.

Il n'y a absolument rien de vraiment nouveau dans le SABRE ou le SKYLON. La seule chose vraiment nouvelle, ce sont les échangeurs de chaleur high-tech, je dirais même, de science-fiction, qu'on a mis REL au défit de mettre au point malgré un budget misérable. Ils l'ont fait aujourd'hui, et si tout va bien, l'investissement passerait de ~10 millions de £ entre 2001 et 2012 à 220 millions de £ entre 2013 et 2016. En 2011, REL estimait le coût du développement du Skylon à 15 milliards de dollars. Donc, entre début 2016 et 2022, ce serait environ ~2,5 milliards de dollars par an en moyenne qu'il faudrait investir dans le programme de développement. Nul doute que les investisseurs du consortium qui serait créé vers 2013 si la troisième et dernière partie des tests des échangeurs de chaleur y réfléchiront bien avant de se lancer dans l'aventure.

Pour moi, rien que l'idée qu'un consortium d'entreprises pourrait se créer dès l'année prochaine autour du projet Skylon pour investir environ 300 millions d'euros sur au moins 39 mois à partir de 2013 serait déjà une preuve incontestable de confiance dans le projet. Patience.

Cordialement.

[jacquolintégrateur]

@ Geb
Bonsoir
Contrairement à ce que tu sembles croire, les schéma mentionnés suffisent à mettre en évidence les particularités du ,système: sa complexité et le fait que l'on veut réunir, en un seul, trois propulseurs ayant des structures, des domaines de fonctionnement et des cycles très différents: un turboréacteur, un stato réacteur et une fusée. À côté de cela tout le reste( qui n'est composé que de discours) n'a vraiment que peu d'importance !! Le drame est qu'un ensemble aussi complexe défit toute analyse théorique fiable, cela en raison de la complexité du système et des instabilités qui peuvent apparaître au cours de son fonctionnement. La seule chose qui puisse en valider le concept est l'essai réussi, en vol, d'une maquette d'échelle suffisante. D'ailleurs les gents de L'ESA, qui ont analysé le travail de Reaction Engine, ne se mouillent pas. Ils se contentent de dire "qu'il n'ont rien trouvé de patent qui puisse s'opposer à ce qu'on développe le système".
En ce qui concerne les considérations économiques de coût et autres, tu m'excuseras, mais, pour moi, elle n'ont pas une ombre d'intérêt!! la raison en est qu' on ne sait jamais quelles hypothèses ont été faites et ce qu'on a compté ou pas.
Bien sûr que les statoréacteurs ont un rapport poussée sur masse défavorable: on ne leur demande pas de fonctionner comme des fusées, contrairement à ce qui a lieu pour le moteur du skylon. Le tout est de savoir comment ça va se comporter quand on aura bousté la pression au niveau de celle d'une chambre de combustion de fusée.
Désolé, mais la video de Bond n'ajoute rien de significatif.
Les différences entre HOTOL et Skylon ont été relevées par les gents de L'ESA et ils ne s'agit bel et bien que d'ajustements de structure, rien qui concerne le propulseur Turbo-Stato (modifié)-fusée, qui constitue le noeud de l'affaire.
Que la combinaison Turbo standard + stato hypersonique + fusée, sans doute meilleure que ce qui se fait couramment, ne suffise pas à offrir un accès vraiment économique à l'orbite, ce n'est pas moi qui dirai le contraire !! Mais le Skylon (s'il fonctionne ) ne fera pas mieux.
Cordialement

[Geb]

Contrairement à ce que tu sembles croire, les schéma mentionnés suffisent à mettre en évidence les particularités du ,système: sa complexité et le fait que l'on veut réunir, en un seul, trois propulseurs ayant des structures, des domaines de fonctionnement et des cycles très différents: un turboréacteur, un stato réacteur et une fusée.

Encore une fois, le SABRE n'est qu'un moteur fusée avec pour principale différence qu'il comprend 4 échangeurs de chaleur. Cette particularité lui permet de fonctionner en mode aérobie sur la partie intiale du vol vers l'orbite basse. Il comprend également de l'hélium haute pression (en phase gazeuse) comme fluide caloporteur assurant le transfert d'énergie entre l'hydrogène liquide (le réfrigérant) et l'air chaud à refroidir.

Mais il n'est ni un turboréacteur, ni un statoréacteur. Par contre, je dois t'avouer que le jour ou j'ai moi-même découvert le concept, je l'ai pris d'abord pour un superstato. Ensuite, j'ai cru comprendre (en lisant des articles de journalistes très mal informés) qu'il s'agissait d'un LACE (Liquid Air Cycle Engine). Alors qu'en fait, ce n'est qu'une variante du LACE, parce que dans le SABRE, l'air n'est pas liquéfié (entre autre), contrairement au cas du LACE.

Ce qui est vrai par contre, c'est que contrairement au statoréacteur, il permet un fonctionnement de 0 à Mach 5 en fournissant, en théorie, une impulsion spécifique (1500 à 3600 s) et rapport puissance/poids (entre 6 et 14) importants. C'est en cela qu'il est vraiment unique. Un seul moteur rempli le rôle de booster aérobie et de moteur fusée à haute Isp (~458 secondes d'Isp en mode fusée) sur la totalité du vol vers l'orbite basse.

À côté de cela tout le reste( qui n'est composé que de discours) n'a vraiment que peu d'importance !! Le drame est qu'un ensemble aussi complexe défit toute analyse théorique fiable, cela en raison de la complexité du système et des instabilités qui peuvent apparaître au cours de son fonctionnement.

Ce que justement, les passionnés d'astronautique veulent tous savoir, c'est si ces capacités aérobies (théoriques) vont tenir leurs promesses dans la dure réalité des faits. Il est à noter que, même en théorie, le superstatoréacteur ne peut fournir de tels performances aérobies, même à Mach 5 (notamment en matière de rapport puissance/poids). C'est justement en cela que le SABRE est vraiment intéressant. C'est, à ma connaissance, le seul moteur avec de tels caractéristiques (haute Isp et rapport puissance/poids important).

La seule chose qui puisse en valider le concept est l'essai réussi, en vol, d'une maquette d'échelle suffisante.

Je suis tout à fait d'accord sur ce point. Mais pour cela il faut investir dans la phase 3. Sinon on ne pourra jamais vérifier s'il fonctionne.

D'ailleurs les gents de L'ESA, qui ont analysé le travail de Reaction Engine, ne se mouillent pas. Ils se contentent de dire "qu'il n'ont rien trouvé de patent qui puisse s'opposer à ce qu'on développe le système".

Ils auraient pu en trouver. Mais le fait est qu'ils n'en ont pas trouvé. Ce qui est encourageant à mon sens.

En ce qui concerne les considérations économiques de coût et autres, tu m'excuseras, mais, pour moi, elle n'ont pas une ombre d'intérêt!! la raison en est qu' on ne sait jamais quelles hypothèses ont été faites et ce qu'on a compté ou pas.

Je suis tout à fait d'accord avec toi sur ce point. Cela dit, REL prétend que son Skylon pourrait à la fois rembourser ses coûts de développement et assurer un profit appréciable. Pour cela il faut tout chiffrer si l'on veut convaincre des investisseurs. En outre, tout comme l'ESA s'est chargée de vérifier les propositions de REL sur la partie technique, la société London Economics s'est efforcée de vérifier la partie "économico-commerciale".

Bien sûr que les statoréacteurs ont un rapport poussée sur masse défavorable: on ne leur demande pas de fonctionner comme des fusées, contrairement à ce qui a lieu pour le moteur du skylon. Le tout est de savoir comment ça va se comporter quand on aura bousté la pression au niveau de celle d'une chambre de combustion de fusée.

Encore une fois, je ne dis pas autre chose. En outre, il y a plusieurs choses qui sont originales et audacieuses (bien que c'est du déjà vu) au niveau du design du SABRE. Notamment, le fait qu'en mode aérobie, la chambre de combustion est refroidie à l'air et qu'en mode fusée, elle est refroidie avec l'oxygène liquide (ce qui a déjà été fait par les Soviétiques).

Désolé, mais la video de Bond n'ajoute rien de significatif.

Je comprends que tu ne veuilles pas la regarder. Une heure c'est long.

Les différences entre HOTOL et Skylon ont été relevées par les gents de L'ESA et ils ne s'agit bel et bien que d'ajustements de structure, rien qui concerne le propulseur Turbo-Stato (modifié)-fusée, qui constitue le noeud de l'affaire.

Ce n'est pas un turbo-stato-fusée comme tu dis. "Rien qui concerne le propulseur" dis-tu ? C'est une affirmation qui me permet de te suggérer que regarder la vidéo aurait pu s'avérer utile. J'ai retranscris (comme j'ai pu) ce qu'Alan Bond dit de 37:32 à 39:22, afin que tu n'aies pas à regarder la vidéo :

Here’s the precooler, and what we’ve done, is introduce a helium loop actually into the engine. On HOTOL we did all this with a hydrogen loop. But everybody was very worried about what happens if it's pitching, goes and then brakes the precooler, and all the hydrogen then goes through the engine. That’s something that could be debated but anyway, we chose to use helium. The main reason being that the Inconel materials that we’d like to use in the precooler don’t like hydrogen. Now with helium, you could use some of the better, Nickel alloys and we in fact use Inconel 718. So, a helium circulator takes cold helium, cools this and then passes it through another heat exchanger which is heated by a preburner so that helium is always at 1180 K at this point here. That then goes to drive the turbine which is driving the compressor before rejecting heat to the liquid hydrogen flow. And the whole of the hydrogen flow goes to the preburner. The airflow, … , part of it goes to the preburner, a variable amount to the preburner depending on what Mach number you’re at. And the rest of it mix up with the rest of the hydrogen in the combustion chamber. And the advantage of this is that you can vary the temperature of the preburner so that this temperature here, in the helium loop is always constant at 1180 K. So, with the exception of this bit of the engine, the rest of this engine doesn’t no what Mach number it’s flying at. It’s a drag racer engine, it’s not a Formula 1 cruise engine. And what we need if we are going to have a successful airbreathing accelerator is an engine which is Mach number insensitive. And, until we reach the temperature limits in the precooler, that’s exactly what this engine is.

Il y a donc une modification fondamentale entre le moteur RB545 "Swallow" conçu pour le HOTOL et le SABRE 4 : l'hélium en tant que fluide intermédiaire. Aussi, le RB545 était un moteur à cycle ouvert, tandis que le SABRE à toujours été à cycle fermé.

Ensuite, le brevet pour le RB545, racheté par Rolls-Royce à Alan Bond, est toujours classé secret défense. Si le SABRE n'avait en rien été substantiellement modifié, Alan Bond n'aurait rien pu faire.

Que la combinaison Turbo standard + stato hypersonique + fusée, sans doute meilleure que ce qui se fait couramment, ne suffise pas à offrir un accès vraiment économique à l'orbite, ce n'est pas moi qui dirai le contraire !! Mais le Skylon (s'il fonctionne ) ne fera pas mieux.

De nouveau, ce n'est pas un turbo-stato-fusée comme tu dis. Partant du principe que pour toi un accès "vraiment économique" signifie 4 ou 5 euros/kg en orbite basse, je comprends que tu ne puisses regarder le Skylon qu'avec une pointe de dédain (à moins que j'ai mette un peu trop d'emphase sur les mots que tu utilises).

Cordialement.

[jacquolintégrateur]

@ Geb
Bonjour
Je crois que les points essentiels restent les suivants:
- L'insuffisance de l'IS des ergols chimiques entraîne le rapport de masse prohibitif des lanceurs standards et c'est imparable.
- comme la combustion du couple O-H demande une masse d'O égale à 8 fois celle de H, on rève, depuis le début, d'emprunter l'oxygène à l'atmosphère.
- c'est ce que font tous les propulseurs standards de voitures, moteurs d'avions et turboréacteurs.
- Quant on commence à dépasser la vitesse du son, la température, à l'entrée des propulseur (buse des turbo) grimpe en flèche (en gros, comme le cube de la vitesse): les turbo ne peuvent plus fonctionner au delà de Mach 2 à 3.
- En supprimant la turbine et en ne comptant que sur la compression dynamique (qui devient suffisante à ces vitesses) on passe du turbo au statoréacteur ("tuyau de poële volant"). Le premier qui ait volé, dans les années 50 était "la tuyère thermopropulsive" de l'ingénieur Leduc, réputée passer le mur du son en grimpant.
- En principe, le statoréacteur doit pouvoir fonctionner jusqu'à Mach 5 à 6 et une altitude de 25 km. Après, l'air est trop raréfié (à 25 km, la densité n'est, déjà, plus que le 8eme de ce qu'elle est au sol). Pour fonctionner à ces vitesses, il faut conformer l'entrée et la tuyère du stato de manière à ce que l'onde de choc produite à l'entrée crée la recompression idoine et se propage de façon stable (ce qui n'est pas piqué des stylobates !!!) Ensuite il faut injecter le carburant de manière à ce qu'il brûle également de façon stable. C'est ce que la NASA a réussi (partiellement OK) avec le X-51.
- Le stato réacteur offre une impulsion spécifique élevée mais souffre de deux défauts: il délivre une poussée relativement faible (comparé à la fusée) relativement à son poids et, en tout état de cause, ne permet pas le décollage à la verticale. De plus, la poussée, qu'il délivre, est nulle à vitesse nulle: il ne peut donc pas démarer par ses propres moyens. Traditionnellement, on l'embarque sous l'aile d'un avion.
- Si l'on veut (CLASSIQUEMENT, avec ce dont on a l'habitude, ce qui est connu) réduire le rapport de masse des lanceurs, il faut utiliser un stato comme premier étage, pour accélérer jusqu'à Mach 5 à 6 (1700 m/sec environ) vitesse atteinte à l'altitude de 25 km; Puis continuer avec une fusée standard (450 à 470 d'IS avec un moteur cryogénique H-O) jusqu'à l'orbite. Il faudra rajouter un turboréacteur pour décoller, à l'horizontale, comme un avion et amener la vitesse jusqu'au point de fonctionnement du stato (qui devra être du type Hypersonique). Cela implique l'utilisation de TROIS PROPULSEURS: Turbo puis Stato hyper et,, enfin Fusée.
- Le Skylon (ou le HOTOL !!! il y a peu de différence de concept) proposé en 1985 par Rolls Royce, transforme le stato Hyper en moteur fusée en refroidissant le flux d'air entrant à grande vitesse à l'aide d'un échangeur thermique de course (dont la faisabilité et l'efficience reste à démontrer !!) puis comprime cet air et l'injecte dans une chambre de combustion ordinaire (????) de moteur fusée. Alors, nous dit on, on a une vraie fusée (avec une chambre à haute pression)délivrant une poussée très importante, capable de démarer à vitesse nulle, mais EMPRUNTANT SON OXYGÈNE à L'AIR: le pied, quoi !!!! De plus, comme il y a une turbine la dedans, on dispose du turbo pour le décollage. Très bien. Que gagne t-on réellement par rapport à la formule turbo+ stato hyper+ fusée standard (en admettant que ça fonctionne !!!!!)? Réponse: Le stato fournit la même poussée qu'une fusée et on fait d'une pierre deux coups: le stato et la fusée ne font qu'un, d'où un gain de poids (À CONDITION QUE LE BILAN DE MASSE NE SOIT PAS GRÈVÈ PAR LA COMPLEXITÈ DU SYSTÈME !!!) De plus, comment va se comporter le moteur oxyhydrique lorsqu'on va lui injecter, derrière la cravate, 4 fois plus d'azote que d'oxygène ???) (à moins qu'on envisage de séparer l'azote !!!)
- Tout ça, pour diviser, à peu près par 1,5 à 2, le rapport de masse, sans rien augurer de la fiabilité, de la réutilisabilité etc. etc. Certes, il ne faut pas faire les difficiles par les temps qui courent !!! mais ce n'est pas avec ça qu'on va voire vendre des billets de groupe et à tarif réduit pour aller dans la Lune !!!
Comme je te l'ai dit, je ne suis pas un expert mais un bricoleur: donc, pas de soucis à se faire. Les experts de Reaction Engine, doivent en connaître beaucoup plus long que mois sur la question. Je ne connais pas tous les as qu'il y a dans leur jeux et ils doivent savoir des choses que j'ignore et qui assurent que le Skylon va fonctionner. Alors attendons calmement. Ce que j'ai voulu dire, c'est que, avec les quelques connaissances générales que j'ai acqsuises, la réussite de ce programme est plus que douteuse. Remarquons, tout de même, que pour que Rolls Royce ait laissé tomber on projet aussi mirobolant, c'est qu'ils ont du avoir, eux aussi, de sérieux doutes.
Cordialement.

[Geb]

Bonsoir,

Voilà ! Ça y est ! Il l'a fait ! Jean-Jacques Dordain, directeur-général de l'agence spatiale européenne, vient d'annoncer publiquement l'inclusion d'un nouveau concurrent dans la compétition pour la succession d'Ariane 5.

Je vous laisse deviner lequel !

Europe’s Next-gen Rocket Design Competition Included Surprise Finalist

Bonne lecture... Je vais fêter ça !