Le projet SKYLON

[jacquolintégrateur]

Citation de Geb:

Si tu veux absolument avoir accès à cette information, tu as plusieurs options :

1) être engagé chez REL,
2) faire partie du comité d'évaluation de l'ESA,
3) être un investisseur important (à mon avis >50000 €).

Le problème c'est que dans ce cas tu seras dans l'impossibilité de nous révéler cette information, puisque tu auras sans doute signé une clause de confidentialité dans le même temps.

Envoyé par jacquolintégrateur
La conservation de l'énergie est une réalité intangible: Il faut, au moins, investir 32 millions de joules par kg en orbite (si le rendement était parfait !!!) et le propergol chimique le plus énergique n'en délivre que 10 millions par kg. Tout le reste n'est que littérature !!!
Tu as toi-même rappelé que si on parvenait à emprunter une partie de l'oxygène de l'air à l'atmosphère terrestre, c'est une des solutions possibles (avec le nucléaire et les faisceaux d'énergie si j'ai bien tout suivi ).

Je suggère d'attendre les tests du moteur SCEPTRE pour t'en convaincre. Mais d'ici là moi je continuerai à "écumer" le net à la recherche de nouveaux articles de presse.

Bonsoir
OPTIONS. 1) 2) J'ai largement passé l'âge !! 3) J'ai mieux à faire (n'étant pas du calibre financier d'un invsetisseur!!)
FAISCEAUX d'ÈNERGIE. Dans ce cas, il est inutile de se préoccuper de récupérer l'oxygène de l'air: on n'a plus besoin d'O du tout !! On utilise l'énergie délivrée par le faisceau pour échauffer un fluide quelconque (de préférence H2 car, pour une température donnée, la vitesse d'éjection est inversement proportionnelle à la masse molléculaire). On peut aussi convertir une partie de l"énergie délivrée en courant électrique (avec un système standard) et utiliser une tuyère à plasma). J'ai dit que le fait de récupérer l'O de l'air, dans le cas d'un moteur fusée à O-h, permettrait d'augmenter l'impulsion spécifique mais insuffisamment.

OK: attendons les résultats !!!
Cordialement
-----

[kalish]

Bonjour, petite question en passant, les échanges de chaleur sont d'après l'intégrateur faciliter par la réduction d'échelle, mais les frottements ne sont ils pas aussi plus importants?

[jacquolintégrateur]

Citation de kalish:

Bonjour, petite question en passant, les échanges de chaleur sont d'après l'intégrateur faciliter par la réduction d'échelle, mais les frottements ne sont ils pas aussi plus importants?

Bonjour
Le phénomène en cause, ici, est la turbulence dont l'apparition est conditionnée pa R, le "nombre de Reynolds" . Celui-ci est égal à vl/nu où v est la vitesse, l, une dimension linéaire des limites de l'écoulement et nu la viscosité cinématique. Si les dimensions diminuent, le nombre de reynolds diminue également, de sorte que la turbulence apparait, en principe, plus tôi. Mais la turbulence est favorable aux transferts de chaleur. Par contre, elle augmente les pertes de charges: ainsi les pompes doivent forcer un peu plus mais ce n'est pas ce qui est en cause. Il s'agit de vérifier que l'on peut faire passer un flux d'air supersonique, voire hypersonique, de plus de 1200°K à 100°K dans le temps que le flux en question met à parcourir quelques décimètres de tuyauteries !!! Il est beaucoup plus facile de réfrigérer un verre à liqueur d'eau de vie de framboise (les amateurs le boivent glacé) que de réfrigérer une citerne !! mais il faut reconnaître que, dans ce cas c'est statique !!
Bon. On ne peut naturellement pas jurer mordicus que ça ne marchera pas.... ni que ça marchera !!! Il faut expérimenter.
Cordialement

[Geb]

Bonjour à tous,

Le phénomène en cause, ici, est la turbulence dont l'apparition est conditionnée pa R, le "nombre de Reynolds". Celui-ci est égal à vl/nu où v est la vitesse, l, une dimension linéaire des limites de l'écoulement et nu la viscosité cinématique. Si les dimensions diminuent, le nombre de reynolds diminue également, de sorte que la turbulence apparait, en principe, plus tôi. Mais la turbulence est favorable aux transferts de chaleur. Par contre, elle augmente les pertes de charges: ainsi les pompes doivent forcer un peu plus mais ce n'est pas ce qui est en cause.

REL y avait pensé (le contraire eut été étonnant...) :

[...] Although the test matrix is much smaller than the real pre-cooler, it is built with the correct tube diameter, wall thickness and material. Therefore no ‘scaling’ problems can arise since it is tested at identical flow mass fluxes and Reynolds numbers to the real engine.

C'est dans "The SKYLON Spaceplane - Progress to Realisation" (JBIS, 2008).

Il s'agit de vérifier que l'on peut faire passer un flux d'air supersonique, voire hypersonique, de plus de 1200°K à 100°K dans le temps que le flux en question met à parcourir quelques décimètres de tuyauteries !!!

En fait, les tests actuels de l'échangeur consistent principalement à vérifier le bon fonctionnement du système anti-givrage, pour la première fois "hors du laboratoire". En outre, pendant les tests, l'air refroidi alimente un turboréacteur de type Viper 532 qui a été modifié pour pouvoir fonctionner au butane (plutôt qu'au kérosène) afin que le carburant qui l'alimente puisse supporter les basses températures.

On a un échangeur de chaleur qui comporte ~55 km de tubes et qui doit "seulement" refroidir 31 kg d'air par seconde, de ~20°C à -140°C. Pour ce faire, il utilise de l'hélium sous haute pression (147 bars), qui passe à une température de -160°C à travers les tubes de l'échangeur. Ensuite, l'hélium "chaud" (à -3,5°C) est refroidi lorsque les tubes qui le font circuler plongent dans une cuve remplie d'azote liquide à -196°C. Ensuite, l'hélium est repressurisé (de 137 à 147 bars) et le cycle continue.

Plus de détails ici :

This precooler will be built of the same modules as SABRE but have only 9% as many. It will be operated at the same temperatures, pressures, mass fluxes and Reynolds numbers as full scale. Apart from verifying the heat transfer and frost control system the test will investigate mechanical integrity issues such as operation in close proximity to a high power axial flow compressor.

The facility has been specifically designed to operate at cryogenic temperatures. In order for the engine to run under these conditions it is fuelled by liquid butane, rather than aviation fuels which become viscous at low temperatures.

A large liquid nitrogen tank provides the heat sink for precooler operation. In Viper shakedown tests the liquid nitrogen is simply injected directly into the airstream to investigate compressor handling and potential low temperature embrittlement problems etc. For full precooler operation a high pressure helium loop will be installed into the facility. The cold helium will pass through the precooler cooling the airflow before rejecting the absorbed heat to a bath of liquid nitrogen. The engine is run with a constant fuel flow at a predetermined rate, the engine then moving to a new operating point corresponding to the reduced inlet temperature.

C'est dans "Heat exchanger development at REL" (IAC 2008, C4.5.2).

À Mach 5, le pré-refroidisseur d'un SABRE comportera deux échangeurs (baptisés HX1 et HX2) totalisant plus de 2000 km de tubes et devra être capable de refroidir ~400 kg/s d'air de ~1000° à -140°C.

Hors, ce n'est que pendant la phase 3, l'année prochaine, que le moteur SCEPTRE (qui devrait coûter environ 30 millions de livres sterling) devrait faire la démonstration d'une chute de température quasi équivalente à celle du SABRE (de ~1000°C à -140°C), puisque l'air qui l'alimentera ne sera plus l'air ambiant (comme c'est le cas aujourd'hui), mais les gaz d'échappements d'un turboréacteur qui aura pour tâche d'accélérer l'air au maximum avant l'entrée d'air du SCEPTRE (jusqu'à Mach 4,5 apparemment).

Cordialement.

[jacquolintégrateur]

Citation de Geb:

À Mach 5, le pré-refroidisseur d'un SABRE comportera deux échangeurs (baptisés HX1 et HX2) totalisant plus de 2000 km de tubes et devra être capable de refroidir ~400 kg/s d'air de ~1000° à -140°C.

Hors, ce n'est que pendant la phase 3, l'année prochaine, que le moteur SCEPTRE (qui devrait coûter environ 30 millions de livres sterling) devrait faire la démonstration d'une chute de température quasi équivalente à celle du SABRE (de ~1000°C à -140°C), puisque l'air qui l'alimentera ne sera plus l'air ambiant (comme c'est le cas aujourd'hui), mais les gaz d'échappements d'un turboréacteur qui aura pour tâche d'accélérer l'air au maximum avant l'entrée d'air du SCEPTRE (jusqu'à Mach 4,5 apparemment).

Bonsoir
Domage que tout cela soit au futur !!... Comme la pancarte accrochée dans le salon de coiffure: "demain, on rase gratis" !!
Cordialement

[kalish]

c'est plutôt comme ça que je l'avais compris, il ne s'agit pas vraiment d'un "modèle réduit", mais d'un petit bout de la réalisation finale. En fait je ne pensais pas qu'aux frottements de l'air, mais aussi et surtout à ceux du fluide caloporteur, si tout avait été plus petit, ça aurait entrainé pas mal de frottements en plus, l'équilibre entre la réduction des dimension pour augmenter la surface, et la diminution des frottements doit être assez dur à trouver. Mais effectivement si on augmente la taille on diminue les capacités de la chaleur à s'échapper, en plus de 20 à -140 c'est déjà pas mal, mais de 1000 à -140, ils ont encore un as dans la manche, sinon c'est fou.

[jacquolintégrateur]

Citation de kalish:

ils ont encore un as dans la manche, sinon c'est fou.

Bonjour
C'est dingue, de toute façon !! Mais "Les plus désespérés sont les chants les plus beaux
------------------------------------- et j'en sais d'immortels qui sont de purs sanglots", comme dit Alfred de Musset dans "la Nuit de Mai" !!!
Souhaitons leur de ne pas verser trop de larmes !!!
Cordialement

[Geb]

Bonjour,

Je comprends votre scepticisme, mais je vous suggère de vous documenter sur ce qui a déjà été fait auparavant en matière d'échangeurs de chaleur pour des applications spatiales et de comparer cela avec les résultats obtenus par REL entre 1999 et aujourd'hui. Vous comprendrez alors ce qui me pousse à l'optimisme. Les échangeurs de chaleur ne sont pas une technologie qui est vulgarisée (comme le seraient les différents types de réacteurs nucléaires ou de moteurs-fusée), donc je comprends que personne ne semble apprécier à sa juste valeur l'exploit de REL...

En page 141 de ce pdf on peut lire :

For LACE heat exchangers, thin-walled tubing was essential. The Japanese model, which was sized to accommodate the liquid-hydrogen flow rate of the LE5, used 5,400 tubes and weighed 304 pounds, which is certainly noticeable when the engine is to put out no more than 6,000 pounds of thrust. During the mid-1960s investigators at Marquardt and AiResearch fabricated tubes with wall thicknesses as low as 0.001 inch, or one mil. Such tubes had not been used in any heat exchanger subassemblies, but 2-mil tubes of stainless steel had been crafted into a heat exchanger core module with a length of 18 inches.

Even so, this remained beyond the state of the art for NASP, a quarter-century later. Weight estimates for the X-30 LACE heat exchanger were based on the assumed use of 3-mil Weldalite tubing, but a 1992 Lockheed review stated, “At present, only small quantities of suitable, leak free, 3-mil tubing have been fabricated.” The plans of that year called for construction of test prototypes using 6-mil Weldalite tubing, for which “suppliers have been able to provide significant quantities.” Still, a doubled thickness of the tubing wall was not the way to achieve low weight.

J'en conclu qu'en 1992, on en était à ~150 µm d'épaisseur du côté américain.

Ensuite, on peut trouver des détails du côté japonais en ce qui concerne le projet ATREX-500.

Par exemple, je vous propose un petit résumé de ce pdf :

Development study on an expander cycle air turbo ramjet engine (ATREX) has been engaged in the Institute of Space and Astronautical Science since 1988. […] In 1995, ATREX-500 engine was tested with the first precooler model and thereby the fundamental performance improvement due to air precooling was verified. However, all of the tests planned could not be completed due to a little leakage from its thin tubes and brazing parts. In 1996, the new precooler was designed taking the structural reliability seriously rather than the performance and tested integrating ATREX-500. […] ATREX engine is a precooled EXpander cycle Air Turbo Ramjet engine using liquid hydrogen as a fuel and a coolant. The air intake under development has an axisymmetric variable geometry with mixed compression mode. Because maximum Mach number at the intake entrance is reduced to approximately 5.3 from 6.0 by utilizing the forebody precompression, total pressure recovery is supposed to increase. The air flow passed from the air intake is cooled down to 160 K at SLS condition by an air precooling system called "precooler". […] A schematic drawing of the new type precooler model (Type-II) is shown in Fig.5 and these structural parameters are listed in Table 1 in contrast with Type-I model. Both models are shell-and-tube heat exchangers made of stainless steel. Type-II model was designed with some modifications for easy fabrication and improvement on reliability because the hydrogen minor leakage had been detected in Type-I after several tests. The modifications were done in the tube diameter, the wall thickness, the number of the tubes and the number of the coolant paths. […] Firing tests conducted in 1996 is the 9th test, so we called it "ATREX-9". Although it is difficult to get the steady state completely because of the metal heat capacity and the precooler icing, we got the quasi-steady state after 55 sec. Long duration tests (about 3 minutes) will be conducted using a new LH2 storage in 1998 to confirm the icing problem and engine durability [...]

En page 3, on peut lire plusieurs choses intéressantes dans le tableau 1 intitulé "Specification of Precooler". Tout d'abord, le pré-refroidisseur de l'ATREX Type-II, testé en 1996 et 1997, utilisait des tubes d'une épaisseur de 300 µm ! L'équipe de Nobuhiro Tanatsugu (qui au contraire d'Alan Bond, bénéficiait de fonds gouvernementaux) a dû doubler l'épaisseur des tubes par rapport à l'échangeur Type-I testé en 1995 parce qu'ils avaient des problèmes de fuite au niveau du brasage (brazing) des pièces. Pour comparaison, à peine 3 ans plus tard (en 1999), REL testera un petit échangeur de chaleur (baptisé JMHX) dont l'épaisseur des tubes était de 50 µm ! Aujourd'hui, les épaisseurs des tubes de l'échangeur de REL oscille entre 40 µm et 15 µm (!) pour l'échangeur actuellement testé.

En outre, contrairement à la proposition de REL, l'ATREX-500 utilisait un statoréacteur à combustion subsonique pour la fin de la partie aérobie du vol. Mais malgré le fait que l'échangeur Type-I et II de l'ATREX-500 utilisait l'acier inoxydable, il utilisait malgré tout l'hydrogène liquide directement comme réfrigérant (c'était le cas aussi pour le RB545 de HOTOL), ce qui pose de sérieux problèmes d' "embrittlement" comme disent les anglo-saxons (autrement dit de fragilisation des pièces du moteur par l'hydrogène). Le pré-refroidisseur du SABRE n'a pas ce problème, puisqu'il utilise l'hélium en phase gazeuse comme fluide réfrigérant intermédiaire.

Autre exemple édifiant : la surface spécifique de l'échangeur Type-I était de 338 m²/m³ tandis que celle du Type-II était de 265 m²/m³. Les performances du petit prototype JMHX conçu avec REL à l'Université de Bristol dès 1999 a atteint une valeur de près de 3000 m²/m³ ! L'échangeur actuellement testé est à plus de 1000 m²/m³. Tout cela pour dire que ce que REL a réussi à faire ces 13 dernières années (mais déjà en 1999 !) relève clairement de la haute technologie.

Je vous renvoi au message #169 de cette discussion. Pour rappel, Mark Hempsell disait le 11 avril 2000 :

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.

Voici les références du papier à propos du JMHX :

James Jason Murray, Christopher Mark Hempsell and Alan Bond (2001) “An Experimental Precooler for Airbreathing Rocket Engines”, Journal of the British Interplanetary Society, Vol. 54, pp.199-209. Received 19 July 1999; 4 September 2000. Presented at the 48th International Astronautical Federation Congress Melbourne, Australia 1998 as paper IAF-98-S.5.02

Voilà l'abstract :

A small pre-cooling heat exchanger with 0.38 mm tubes has been built and tested using conditions reflecting the operating characteristics of the helium flight precooler in the air breathing rocket engine of the SKYLON aerospaceplane. This paper discusses the manufacturing techniques developed for the construction of fine tube high pressure heat exchangers with compactnesses up to 3000 m²/m³. Work centred on brazing large numbers of very thin wall tubes to high reliability. Repeatability of the results was ensured by the use of a plating technique for pre-placement of the braze alloy. Process conditions were also refined to facilitate good wetting of high chromium steels with very low erosion on thin wall tubes in standard industrial vacuum furnaces. The paper also discusses the results obtained from heat transfer experiments using the exchanger. Power transfer rates close to 2 GW/m³ with temperature changes of up to 500°C were observed. The results showed that heat transfer performance remained predictable down to hydraulic diameters of a third of a millimetre. The paper also discusses inconsistencies that were encountered in the matrix pressure loss predictions. These could not be explained using the one dimensional correlations currently employed.

À noter (encore une fois), que ces résultats ont été obtenus dès 1999.

Voici maintenant un article du 19 février 2004 que j'avais posté au message #65, qui délivre un peu plus d'informations sur les débuts du programme de développement chez REL :

Newsletter of the Heat Exchanger Action Group

[...] Fine Tubes Ltd successfully manufactured the first tubing to REL’s specification in 1999. The concept and detail of our core technologies is very innovative but they all use current manufacturing methods, existing technologies and known materials.

Following private investment in March 2001, an experimental demonstration of REL’s frost control technologies was undertaken. The program has already been very successful and has almost been completed. The current program, funded until March 2003, has been directed at resolving those areas of perceived difficulty relating to lightweight compact heat exchangers operating in a frosting environment and will demonstrate all the following:

• Liquid condensate management across the relevant temperature range.
• Manufacturing technology of heat exchangers with small diameter tubes made from Inconel 718.
• Low temperature heat exchanger operation in flowing conditions.
• High temperature, high stress creep resistance in furnace conditions.
• Confirm heat transfer and pressure loss predictions
• Confirm weight predictions for the heat exchanger and frost management system.

On December 2001 REL was awarded a SMART (Feasibility) Award by the Department of Trade and Industry to investigate the manufacturing processes involved in building pre-coolers, This programme is progressing well and is due to be completed in January 2003.

Donc, ça confirme ce que je vous disais par ailleurs. Paul Portelli a investi environ 60000 £ dans REL en mars 2001 (voir cet article du 1er novembre 2001 écrit par Rob Coppinger qui publie maintenant des articles au sujet du Skylon pour Flightglobal.com). Ensuite, REL a (enfin !) reçu son premier DTI SMART Award en décembre 2001, marquant la fin du désintérêt du gouvernement. Comme le confirme d'ailleurs ces articles du 18 juillet 2001 et du 12 février 2002, dans Fusion Business, Issue 16 et Fusion Business, Issue 18 respectivement.

Rien d'étonnant à ce que ce soit publié dans une revue sur la fusion : lorsque le gouvernement a abandonné en 1972 le projet de missile balistique Blue Streak dans lequel Alan Bond travaillait, ce dernier s'est retrouvé sans emploi et s'est reconverti dans les recherches sur la fusion nucléaire (comme le confirme cette biographie succincte, du 12 juillet 2010). Il a donc travaillé à la Atomic Energy Authority (AEA) sur leur site de Culham. D'ailleurs dans l'édition de février 2002 de "Fusion Business", Alan Bond avait raison de dire :

Managing Director Alan Bond says: “The successful peer review of our award application gives a tremendous boost to our credibility when competing for future venture capital funding.”

Puisque depuis 2001, ils n'ont pas eu de problèmes pour trouver des fonds et le programme de développement n'a pas cessé depuis, malgré le peu de moyens dont REL disposait avant l'investissement de l'ESA en février 2009. Sans compter qu'au début ils n'étaient que 3 : Alan Bond, Richard Varvill et John Scott-Scott (qui était parmi les "grands pontes" du programme Black Arrow avant son abandon en 1971). Aujourd'hui, ils ont environ 50 employés, sans compter les employés des 2 entreprises qu'ils ont racheté, à savoir : Brite Precision et Crossman Engineering.

En conclusion, je répète que pour faire entrer le Skylon et les "precooled jet engines" (disons les "moteurs à réaction profondément refroidis" ?) pour avion spatial dans le domaine du possible, il nous fallait un échangeur de chaleur de science-fiction. Cet échangeur, REL l'a construit, et est en train de le tester pour nous. Verdict fin 2012.

Avec un peu de chance, le test du SCEPTRE aura lieu, avec 3 paramètres expérimentaux fondamentaux en tête : la poussée et l'impulsion spécifique correspondante ainsi que le poids de l'ensemble du moteur (autrement dit le rapport puissance/poids). Le tableau 3 en page 4 du pdf de 1997 fourni les 2 premières valeurs pour l'ATREX-500.

Avec un peu de chance, on pourra comparer les données obtenues par les Japonais pour l'ATREX-500 en 1995-1996 avec celle obtenues par les Britanniques pour le SCEPTRE dès 2013-2014.

Les débats sur internet prennent de plus en plus de temps de nos jours ! J'espère avoir assez bien répondu, avec un peu plus de détails cette fois. Le problème c'est que je ne peux pas vous demander de vous taper tout le thread, malgré le fait que tous les articles que je cite on déjà été discuté auparavant.

Cordialement.

[jacquolintégrateur]

Citation de Geb:

Managing Director Alan Bond says: “The successful peer review of our award application gives a tremendous boost to our credibility when competing for future venture capital funding.”
Puisque depuis 2001, ils n'ont pas eu de problèmes pour trouver des fonds et le programme de développement n'a pas cessé depuis, malgré le peu de moyens dont REL disposait avant l'investissement de l'ESA en février 2009. Sans compter qu'au début ils n'étaient que 3 : Alan Bond, Richard Varvill et John Scott-Scott (qui était parmi les "grands pontes" du programme Black Arrow avant son abandon en 1971). Aujourd'hui, ils ont environ 50 employés, sans compter les employés des 2 entreprises qu'ils ont racheté, à savoir : Brite Precision et Crossman Engineering.

En conclusion, je répète que pour faire entrer le Skylon et les "precooled jet engines" (disons les "moteurs à réaction profondément refroidis" ?) pour avion spatial dans le domaine du possible, il nous fallait un échangeur de chaleur de science-fiction. Cet échangeur, REL l'a construit, et est en train de le tester pour nous. Verdict fin 2012.

Salut Geb
J'ai retenu ce fragment de ce que tu as écrit parce qu'il m'a semblé assez représentatif. Tu te fatigues en vain!! Que quiconque annonce "un tremendous boost to our credibility.." On l'écoute par pure courtoisie !! Ce ne sont, à priori, que des môts . Ils ont peut être un sens pour celui qui les a formulés ou ses collaborateurs. Pas pour les observateurs extérieurs que nous sommes !!! Je peux bien lire des quintaux de papiers sur la société (Suisse, Machin Cnose) qui fabrique des montres, m'expliquant les efforts que leur a couté le choix des alliages servant à fabriquer les ressorts, les saphirs pour les pivots....je m'en contrefiche allègrement!!! Une SEULE CHOSE COMPTE: Je PEUX acheter leurs montres qui sont commercialisées et qui fonctionnent parfaitement bien, avec les performances annoncées. Si ce n'est pas le cas et que l'on se contente de l'annoncer, alors, je garde tout mon scepticisme et j'attends !!! Quant le SKYLON volera avec les performances annoncées, on dira: BRAVO !!! Jusque là, on ne peut que les regarder avec sérénité, doute et condescendance !!! Bien sûr que la mise au point de tout système, assez complexe et assez critique, pour que l'on ne puisse pas déterminer ses paramètres optimaux, avec le seul secours des calculs et des simulations, implique de passer des heures, des jours, des semaines, des mois... à expérimenter. De l'extérieur, on sait que ce travail a été accompli et que le succés l'a sanctionné, SEULEMENT lorsque le système est réalisé et qu'il fonctionne comme annoncé et, même, de préférence, quant il est commercialisé. Si REL veut nous convaincre de la validité du SKYLON, qu'il le face voler !!!
Désolé d'être aussi rigoureux.
Cordialement

[kalish]

Position de normand: Je ne doute pas que chez REL ils fasse de la haute technologie, je n'ai pas l'opposition de jacquolintegrateur, je n'y connais rien, et je suis bien apte à imaginer qu'on ne puisse pas imaginer ce qui ce passe chez des gens très qualifiés. Je crois que l'opposition de jacquo est plutôt fondamentale, et qu'il doute que quel(s) que soi(en)t le(s) matériau(x) qu'on utilise on puisse arriver à atteindre les performances (minimum!) espérées. Comme il l'a dit il s'agit de tests en laboratoire, ce qui est très différent d'un usage intensif en condition réelles. Dans notre cas, le plus sceptique est aussi le plus scientifique () j'aurais tendance à lui faire confiance, même si tu sembles avoir bien étudié la chose.

[jacquolintégrateur]

@ kalish
Bonjour
Je ne peux qu'approuver (en ce qui concerne les motifs de mon scepticisme). Cela dit j' admire l'enthousiasme de Geb et les efforts qu'il déploie !
Cordialement

[Geb]

Bonsoir,

Tu te fatigues en vain!!

À vrai dire, je souhaite clarifier un point : je ne cherche à convaincre personne. Je sais par expérience qu'il est quasi impossible de convaincre quelqu'un sur un forum, fusse-t-il celui de Futura-sciences. Je n'ai donc pas cette ambition.

J'essaye juste de rassembler un maximum d'informations pertinentes sur le sujet et de les partager avec vous. Simplement parce que ce sujet m'intéresse. En espérant bien entendu qu'il en intéresse quelques autres, sinon à quoi bon ?

Je crois que l'opposition de jacquo est plutôt fondamentale, et qu'il doute que quel(s) que soi(en)t le(s) matériau(x) qu'on utilise on puisse arriver à atteindre les performances (minimum!) espérées.

Sans vouloir offenser qui que ce soit, c'est bien là le nœud du problème. Personne n'a montré à jacquolintégrateur un lancement orbital effectué par un faisceau laser ou un faisceau micro-onde. Pourtant, il est tout aussi optimiste sur les chances de réussite de ce concept, comme je le suis sur celles du prérefroidisseur, du SCEPTRE, du SABRE et du Skylon (par ordre décroissant de TRL). Donc, je sais depuis le début que tout le monde restera sur ses positions. En outre, tout le monde aura raison.

Encore une fois, je ne fais que vous faire part de nouvelles infos que j'ai récolté et nous en discutons. Rien de plus. Du moins c'est ainsi que je vois les choses. Si je n'ai pas cessé de poster sur ce fil de discussion, c'est pour "corriger" certaines phrases de jacquolintégrateur qui me paraissaient incorrectes ou trop condescendantes (pour réemployé le mot qu'il a utilisé) vis-à-vis de REL et de son travail, dont je pense avoir démontré le sérieux et l'importance jusqu'ici. Je répète que je suis optimiste pour la suite et je suis conscient du travail qu'il reste à faire. Wait and see...

Dans notre cas, le plus sceptique est aussi le plus scientifique () j'aurais tendance à lui faire confiance, même si tu sembles avoir bien étudié la chose.

Sans vouloir me vanter (loin de là), je dois être le plus documenté de nous trois sur le sujet. La plupart des gens, lorsqu'ils veulent venir discuter dans cette discussion, auront sans doute la bonne idée d'aller consulter Wikipédia... Hors, aucun des articles que j'ai cité dans mon message précédent n'est dans l'article de Wikipédia en anglais (le plus complet).

Sans avoir lu toutes les informations sur un sujet, il est impossible de s'en faire une idée "en connaissance de cause" comme on dit. En outre, jacquolintégrateur est sceptique, mais des ingénieurs comme Mark Ford, sont parmi les optimistes il me semble. Duncan Law-Green, un ingénieur de l'Université de Leicester (Royaume-Uni) à même dit publiquement du Skylon : "The spaceplane technology under development at Reaction Engines is the most advanced in the world". Je ne dis pas autre chose. Je sais qu'il reste beaucoup à faire, mais REL est effectivement (selon moi) l'entreprise la plus avancée sur le chemin de la réalisation d'un rêve : celui de l'avion orbital.

Je ne peux qu'approuver (en ce qui concerne les motifs de mon scepticisme). Cela dit j' admire l'enthousiasme de Geb et les efforts qu'il déploie !

Je te remercie pour le compliment. Si je puis me permettre, les motifs de ton scepticisme s'applique à tous les projets de lanceurs orbitaux mono-étage réutilisable. Il n'y a qu'un seul argument qui revient régulièrement dans ton discours jusqu'ici : le Skylon ne vole pas (encore). En outre, tu n'as à ma connaissance, formulé aucune objection sur l'importance d'explorer ce concept avec les moyens nécessaires.

J'attendrai donc, à l'affût du prochain article avec de nouvelles infos sur le travail de REL, comme je le fais sans discontinuer depuis près d'un an et neuf mois.

Cordialement.

[Geb]

Bonsoir,

Je suis allé faire un tour dans les archives des publications présentées lors des Congrès de la Fédération Astronautique Internationale et j'ai trouvé quelques papiers plus récents sur les progrès des Japonais de la JAXA :

- Development Study of Precooled-Cycle Hypersonic Turbojet Engine for Flight Demonstration (IAC 06, C4.5.02)

- System Firing Tests of a Pre-cooled Cycle Hypersonic Turbojet Engine (IAC 07, C4.5.08)

- Development Study of A Precooled Turbojet Engine (IAC 08, C4.5.4)

- Development status of a hypersonic precooled turbojet engine (IAC 09, C4.5.1)

- The propellant management of the precooled turbojet engine (IAC 09, C4.5.2)

- Altitude Testing of the Hypersonic Turbojet Engine at Mach 2 Flight Condition (IAC-10.C4.5.8)

- Cryogenic Fuel Management on the Precooled Turbo Jet Engine
(IAC 11, C4.5.2.x11067)

- Development Status of the Hypersonic Turbojet Engine for Mach 5 flight in JAXA (IAC 11, C4.5.1.x11751)

Je ne garantis pas que ce soit une liste exhaustive...

Depuis les travaux de Nobuhiro Tanatsugu en 1988, qui ont menés au programme de développement baptisé ATREX (pour "Air Turbo Rocket with EXpander cycle") à partir de 1990, c'est un jeune ingénieur (la quarantaine) du nom de Tetsuya Sato qui a repris la tête des travaux.

On remarque que ce Monsieur Sato s'est aussi intéressé aux travaux sur les tuyères à expansion/déflexion développées par Reaction Engines avec l'Université de Bristol et Airborne Engineering Ltd. J'en veux pour preuve cette publication ([4]) co-écrite avec Neil Taylor (de l'Université de Bristol) intitulée "Experimental and Computational Analysis of an Expansion Deflection Nozzle in Open-Wake Mode". Neil Taylor est également co-auteur d'un papier intitulé "Experimental Investigation of the Evacuation Effect in Expansion Deflection Nozzles" co-écrit (notamment) avec des membres de Reaction Engines Ltd.

Le dernier test en date du programme japonais à ma connaissance a eu lieu en septembre 2010, avec le largage du PCTJ (pour "Pre-Cooled TurboJet") partial Expander S-engine (pour "Subscale engine") au-dessus du Taiki Aerospace Research Field, sur l'île d'Hokkaido, dans le nord du Japon. Il s'agit d'un démonstrateur destiné à démontrer la possibilité de développer un avion hypersonique (comme le serait l'A2 et son propulseur SCIMITAR de Reaction Engines).

Ce propulseur a été assemblé en mars 2007. Des tests en 2007 et 2008 ont démontré une impulsion spécifique maximale de 2100 secondes. Il avait une poussée (~1,2 kN) inférieure à celle de l'ATREX-500. Le démonstrateur avait une entrée d'air carrée de 22,6 cm x 22,6 cm pour une longueur totale de 2,67 mètres et pesait 794 kg, dont l'échangeur de chaleur d'environ 100 kg, avec une épaisseur des tubes de 150 µm. Le moteur a été allumé à une vitesse de Mach 2 et a fonctionné pendant 20 secondes. Pour ce test, le carburant était de l'hydrogène en phase gazeuse, mais l'hydrogène liquide a été remplacée par de l'azote liquide comme réfrigérant du pré-refroidisseur.

Le prochain vol impliquera un test à Mach 5 avec un véhicule accélérateur baptisé HYTEX (pour "HYpersonic Turbojet EXperimental vehicle").

Cordialement.

[jacquolintégrateur]

@ Geb
Salut, Geb

J'ai consulté les papiers que tes liens signalent. Merci.
Ce sont des "abstracts". Bon, ils en sont à Mach 2: la vitesse du Concorde. Pas de quoi écrire à la famille!!! L'essais à Mach 5 est prévu seulement en 2013 et on sera encore loin de la vitesse orbitale !!
Il semble vraiment que ce ne soit pas simple à mettre au point, ce dont je ne saurais m'étonner !!! Le problème reste que, même si ça marche, la fiabilité, le coût de la maintenance, etc risque de gréver le coût d'utilisation. Et, bien sûr, le défaut congénital et imparable: ça ne permet pas d'atteindre la vitesse orbitale: il faut une fusée classique pour ajouter les 6500 m/sec manquants. On sent bien que l'on se donne beaucoup de mal, pour amener à ses dernières limites, une technologies qui approche de la frontière de son domaine d'utilisation.
Cordialement

[Geb]

Bonsoir,

J'ai consulté les papiers que tes liens signalent. Merci.
Ce sont des "abstracts".

Je te remercie pour ton commentaire. Oui, malheureusement je n'ai pu trouver que des résumés. Je n'ai pris le temps de lire que les deux plus récents et j'avais également imprimé il y a trois ans "Development Status and Flight Plan of A Precooled Turbojet Engine", un papier de 2008 sur le S-engine (qui n'est malheureusement plus disponible gratuitement), toujours de Sato & al.

Bon, ils en sont à Mach 2: la vitesse du Concorde. Pas de quoi écrire à la famille!!! L'essais à Mach 5 est prévu seulement en 2013 et on sera encore loin de la vitesse orbitale !!

Oui. En fait, le S-engine est un démonstrateur pour un avion de ligne hypersonique. Cela dit, Sato a travaillé sur l'ATREX-500, et ses collègues Tanatsugu (l'alter ego japonais qui s'est largement inspiré des travaux d'Alan Bond du temps de HOTOL) et Masataka Maita avaient dans l'idée (depuis 1990 je crois) de développer un TSTO au sein de la JAXA. Aujourd'hui ce TSTO japonais est prévu pour 2025. Voir par exemple ici :

Analytical Study of Pre-Cooled Turbojet Engine for TSTO Spaceplane

Sur cette base, je crois pouvoir affirmer sans trop me gourer que l'avion hypersonique pourrait également servir de premier étage d'un TSTO.

Il semble vraiment que ce ne soit pas simple à mettre au point, ce dont je ne saurais m'étonner !!!

Ce que je ne peux m'empêcher de remarquer, c'est que même si Tanatsugu (qui est soit à la retraite, soit décédé) et ses collègues ont disposé depuis 1988 du soutien du gouvernement japonais et de fonds alloués par la JAXA (probablement l'équivalent de plus de 10 millions d'euros par an), ils en sont encore loin de ce que propose Reaction Engines.

En outre, comparons ce qui est comparable : les Japonais utilisent des échangeurs de 2 mm de diamètre avec une épaisseur de 150 µm et ont encore beaucoup de problèmes avec le givrage du dispositif, sans oublier l'embrittlement. Reaction Engines est parvenu avec un budget de moins de 10 millions d'euros au total depuis 2001, à développer des échangeurs d'une épaisseur 5 fois moindre, de 0,98 mm de diamètre (bien que le diamètre n'ait pas beaucoup d'incidence) et ont résolu (d'après l'ESA) et le problème de l'embrittlement (ils utiliseront du néon pour le SCEPTRE et de l'hélium pour le SABRE) et celui du givrage ! Ils est également à noter que le pré-refroidisseur de l'ATREX-500 ne visait "que" 160 K tandis que celui du SCEPTRE et du SABRE vise plutôt 137,5 K. L'ATREX-500 était censé viser Mach 6 (soit avec de l'air sensiblement plus chaud), alors que le SABRE se limite plutôt à ~Mach 5, malgré un échangeur visiblement beaucoup plus performant. Enfin, je ne sais pas combien pesait l'ATREX-500, mais en tout cas, le S-engine a démontré une poussée relativement faiblarde : ~1,2 kN pour 794 kg, dont 100 kg rien que pour le pré-refroidisseur ! En comparaison, le SABRE vise un rapport poussée/poids de 6 à 14.

Le problème reste que, même si ça marche, la fiabilité, le coût de la maintenance, etc risque de gréver le coût d'utilisation.

Ils est trop tôt pour se prononcer en terme de fiabilité. En matière de coût et de maintenance, je ne vois personnellement (et l'ESA non plus) aucune raison de croire que le coût où la maintenance serait un problème majeur. Les ingénieurs de REL avaient le (mauvais) exemple de la navette, celui à ne pas suivre, à l'esprit lorsqu'ils ont imaginé le SKYLON. Bien que cela doit être confirmé dans la dure réalité des faits.

Et, bien sûr, le défaut congénital et imparable: ça ne permet pas d'atteindre la vitesse orbitale: il faut une fusée classique pour ajouter les 6500 m/sec manquants.

Il convient de relativiser les choses. Je crois que le kilogramme d'hydrogène liquide acheté en gros coûte au maximum environ 3,6 dollars. L'oxygène liquide coûte environ 0,2 $ par kilogramme. Le coût en carburant d'un vol du Skylon reviendrait donc, au prix actuels (de gros), à environ 316000 dollars (soit ~21 $/kg en orbite basse).

Reaction Engines Ltd mentionnait qu'un avion orbital basé uniquement sur des moteurs-fusée classiques devaient embarqué 92% de sa masse au décollage en carburant pour atteindre l'orbite basse. Grâce à l'avantage apportée par la partie aérobie du vol jusqu'à Mach 5 ou Mach 5,5, le Skylon permettrait de ramené cette part d'éléments structurels (charge utile comprise) de ~8% à ~22%. De ces 22%, on peut installer le fuselage, le système de protection thermique, les ailerons canards, l'empennage, les ailes, le train d'atterrissage, les 38 propulseurs pour assurer le contrôle de l'appareil en apesanteur, etc... Autrement dit, tous ces éléments qui ne sont pas nécessaires à une fusée classique, mais qui sont indispensables à un bon lanceur orbital monoétage réutilisable comme le serait le Skylon. De plus, même tous ces éléments pris en compte, les calculs de REL indiquent que ~5,4% (17,5 tonnes) de la masse au décollage (325 tonnes pour le Skylon D1) reste disponible pour constituer la charge utile ! En prenant une marge de 2,5 tonnes (soit ~16%, ce qu'aucun concepteurs de SSTO n'a jamais fait avant eux), ils visent au moins 15 tonnes (soit ~4,6% de la masse au décollage). Comme je l'ai déjà calculé par ailleurs, ce serait malgré tout 50% de mieux qu'une Delta IV Heavy !

Évidemment, comme je l'ai mentionné par ailleurs dans cette discussion, l'équation de la fusée étant logarithmique, des petits changements entraîneraient de grands effets. Mais je pense qu'on peut raisonnablement penser que les performances du SABRE pour la partie non-aérobie du vol sont comme les calculs l'indiquent. Donc, ces ~6500 m/s de partie en mode fusée sont en fait un avantage, qui nous permet d'être confiants au moins sur cette part (importante) du delta v.

On sent bien que l'on se donne beaucoup de mal, pour amener à ses dernières limites, une technologies qui approche de la frontière de son domaine d'utilisation.

Ce serait vrai si l'ATREX-500 ou le SABRE étaient des turboréacteurs, ce qui n'est pas le cas. Tu peux être plus précis s'il-te-plaît ?

En fait, je me suis trompé. Le S-engine est un "Deeply-Cooled TurboJet partial expander cycle engine" et l'ATREX-500 est un "Air Turbo-Ramjet full EXpander cycle engine". Ce qui veut dire que, contrairement au SABRE, plus la vitesse augmente et plus l'ATREX-500 ressemble à un statoréacteur à combustion subsonique. Pour rappel, déjà en 1958, le Lockheed X-7 avait accéléré de Mach 2 à Mach 4,33.

Cordialement.

[jacquolintégrateur]

Salut, Geb

Citation de Geb:

Sur cette base, je crois pouvoir affirmer sans trop me gourer que l'avion hypersonique pourrait également servir de premier étage d'un TSTO.

C'est en effet, très probablement ainsi que va se terminer l'A.O qui se prépare. D'autant plus que les avioneurs vont faire , d'une pierre, deux coups, en développant une transport supersonique remplaçant le Concorde.

Citation de Geb

En outre, comparons ce qui est comparable ....
En comparaison, le SABRE vise un rapport poussée/poids de 6 à 14.

En effet: les japonais ont fait voler une maquette. Pour le SKYLON, on attend !!!
Le SABRE vise....UN jour prochain, peut être !!

En Science, les parôles ne servent pas à grand chose: on ne tient compte que des calculs, des simulations et, SURTOUT, de l'expérimentation.

Citation de Geb:

Il convient de relativiser les choses. Je crois que le kilogramme d'hydrogène liquide acheté en gros coûte au maximum environ 3,6 dollars. L'oxygène liquide coûte environ 0,2 $ par kilogramme. Le coût en carburant d'un vol du Skylon reviendrait donc, au prix actuels (de gros), à environ 316000 dollars (soit ~21 $/kg en orbite basse).

Évidemment, comme je l'ai mentionné par ailleurs dans cette discussion, l'équation de la fusée étant logarithmique, des petits changements entraîneraient de grands effets. Mais je pense qu'on peut raisonnablement penser que les performances du SABRE pour la partie non-aérobie du vol sont comme les calculs l'indiquent. Donc, ces ~6500 m/s de partie en mode fusée sont en fait un avantage, qui nous permet d'être confiants au moins sur cette part (importante) du delta v.

Il ne s'agit pas du prix du propergol mais de la masse totale à emmener comparée à la charge utile et de ce qu'entraîne comme coût de réalisation, de maintenance et annexe, le fait:
-de ne pas pouvoir utiliser les services des aérodrômes standards;
- de jeter à la poubelle, à chaque vol, la structure fragile et volumineuse qu'on aura été obligé de mettre en oeuvre et dont la récupération et la remise en état serait trop couteuse.
Tout cela et le prix effarant du kg en orbite qui en résulte, comparé au transport aérien, résulte de l'insuffisance de l'IS, SKYLON ou pas.

Tu prends la relation à l'envers !! L'équation de la fusée (équation de Ziolkovsky) n'est pas logarithmique: elle est exponentielle: le rapport de la masse initiale à la masse en fin de propulsion est égale à l'EXPONENTIELLE du rapport entre la vitesse finale de la fusée et la vitesse d'éjection du propergol. Pour l'H-O (v = 4500 m/sec) et la vitesse orbitale (7500 m/sec, sans compter la résistance de l'air et l'énergie potentielle correspondant à l'altitude de satellisation, soit: 180000 m), cela donne: e^7500/4500=5.3. comme il faut prévoir la masse des équipement annexes, le fait que le rendement n'est pas égal à l'unité, les contraintes de fabrication etc. On est obligé de prévoir 3 étages, ce qui porte à plus de 50 le rapport de masse final, d'où les 500 tonnes nécessaires pour mettre 10 tonnes en orbite. Il s'agit d'un calcul rapide 'dordre de grandeur mais le résultat est conforme à ce qui se fait.

Citation de Geb:

Ce serait vrai si l'ATREX-500 ou le SABRE étaient des turboréacteurs, ce qui n'est pas le cas. Tu peux être plus précis s'il-te-plaît ?

Tout ce qui a volé, jusqu'à présent, était des engins à réaction ne disposant, pour toute source d'énergie, que la combustion , dans la (ou les) chambres de combustion de leur propulseur, d'ergols chimiques dont l'IS est limitée à 450-470 sec avec une gratification (mineure !!) au cours d'une éventuelle phase aérobie, courte en tout état de cause. Cette technologie est en butée sur les lois physiques et a atteint son plafond. Passer des 500 tonnes des lanceurs aux 280 (encore en prévision et non validés) du SKYLON ne change rien à cela. Pour "démocratiser" l'accés à l'espace (comme les transports aériens se sont démocratisés), il faut rejoindre les conditions économiques de l'aviation, ce qui implique:
- De s'aligner sur les normes de bilans de masse des avions (structure, propulsion, propergol, charge utile)
- d'utiliser les services des aérodrômes standards.
Pour cela, il faut une rupture de technologie: le recours au nucléaire (il y a plus de 40 ans, les performances de NERVA répondaient déjà presque à la question) mais il faudrait le "désulfurer", à supposer que ce soit possible!! ou recourir aux faisceaux d'énergie.
Cordialement

[Geb]

Bonjour,

En effet: les japonais ont fait voler une maquette. Pour le SKYLON, on attend !!!

REL est "en retard" avec le SABRE, alors que c'est Alan Bond qui a lancé la vague de développement de concept aérobie des années 1980-1990. Cette situation paradoxale s'explique par le fait que le gouvernement Japonais soutien les projets depuis 1988 (d'abord l'ATREX-500 puis le S-engine).

Autrement dit, en matière de financements, les Japonais ont 20 ans d'avance sur REL. En effet, à supposer que les tests de l'échangeur soient positifs d'ici la fin de l'année, REL est en train de préparer pour 2013-2014 ce que les Japonais ont pu faire avec l'ATREX-500 dès 1995 !

Le SABRE vise....UN jour prochain, peut être !!

En Science, les parôles ne servent pas à grand chose: on ne tient compte que des calculs, des simulations et, SURTOUT, de l'expérimentation.

Comme tu aurais pu le deviner, cette partie de mon message ne faisait pas partie de "comparons ce qui est comparable...".

Cette situation a au moins ceci d'intéressant : si la phase 3 démarrait effectivement en 2013, on pourrait comparer les résultats des Japonais avec ceux de REL et en cas de succès, dire aux gouvernement britannique : "Regarder ce qu'on aurait pu développer en Europe il y a déjà 20 ans !" J'en rigole, mais si c'était vraiment le cas, ça serait vraiment triste...

Il ne s'agit pas du prix du propergol mais de la masse totale à emmener comparée à la charge utile et de ce qu'entraîne comme coût de réalisation, de maintenance et annexe, le fait:
-de ne pas pouvoir utiliser les services des aérodrômes standards;
- de jeter à la poubelle, à chaque vol, la structure fragile et volumineuse qu'on aura été obligé de mettre en oeuvre et dont la récupération et la remise en état serait trop couteuse.
Tout cela et le prix effarant du kg en orbite qui en résulte, comparé au transport aérien, résulte de l'insuffisance de l'IS, SKYLON ou pas.

Je crois que tu es un peu confus dans ton propos... Tu mélanges les limitations des lanceurs actuels (surtout quand tu parles de "jeter à la poubelle") avec un projet de lanceur réutilisable (ici, le SKYLON).

Il est évident qu'il est plus difficile de transporter 300 passagers en orbite basse que de transporter 300 passagers d'un point à l'autre de l'Atlantique à une vitesse moyenne de ~850 km/h. Cela dit, l'idée de la réutilisation vise bien à réduire (du moins en théorie) les coûts d'accès à l'orbite basse.

Tu prends la relation à l'envers !! L'équation de la fusée (équation de Ziolkovsky) n'est pas logarithmique: elle est exponentielle: le rapport de la masse initiale à la masse en fin de propulsion est égale à l'EXPONENTIELLE du rapport entre la vitesse finale de la fusée et la vitesse d'éjection du propergol. Pour l'H-O (v = 4500 m/sec) et la vitesse orbitale (7500 m/sec, sans compter la résistance de l'air et l'énergie potentielle correspondant à l'altitude de satellisation, soit: 180000 m), cela donne: e^7500/4500=5.3. comme il faut prévoir la masse des équipement annexes, le fait que le rendement n'est pas égal à l'unité, les contraintes de fabrication etc. On est obligé de prévoir 3 étages, ce qui porte à plus de 50 le rapport de masse final, d'où les 500 tonnes nécessaires pour mettre 10 tonnes en orbite. Il s'agit d'un calcul rapide 'dordre de grandeur mais le résultat est conforme à ce qui se fait.

Ce que je voulais simplement dire (encore une fois tu aurais pu le deviner), c'est que ce rapport de 22% de masse structurel (charge utile comprise) que permettrait le SABRE, n'est rien d'autre qu'une relation en 1/x de ce qu'on obtient à partir de l'équation de la fusée (attribuée à Tsiolkovski, bien que l'on sache depuis qu'il a eu des prédécesseurs).

À ce propos, je recopie ci-dessous un passage de "The SKYLON Spaceplane-Progress to Realisation" (JBIS, 2008), présenté "Next Steps for Space Infrastructure Symposium" de la British Interplanetary Society, le 23 avril 2008 :

The Skylon reduces the required mass ratio by improving the engine specific impulse by operating in an airbreathing mode in the early stages of the flight – up to around Mach 5.5 and an altitude of 25 kilometres before the engine switches to a pure rocket mode to complete the ascent to orbit. This makes a very significant difference; a pure rocket needs to achieve an equivalent velocity of around 9200 m/sec (7700 m/sec orbital speed and 1500 m/sec in various trajectory losses) whereas the airbreathing absorbs about 1500 m/sec of the orbital speed and 1200 m/sec of the trajectory losses so the pure rocket phases needs to provide only 6500 m/sec and this increases the minimum mass ratio from 0.13 to 0.21. Even with the extra engine mass required for the airbreathing operation this is a far more achievable target.

Je croyais me souvenir que c'était 22%. C'est 21% en fait, peu importe.

Tout ce qui a volé, jusqu'à présent, était des engins à réaction ne disposant, pour toute source d'énergie, que la combustion , dans la (ou les) chambres de combustion de leur propulseur, d'ergols chimiques dont l'IS est limitée à 450-470 sec avec une gratification (mineure !!) au cours d'une éventuelle phase aérobie, courte en tout état de cause.

Une gratification mineure certes, mais théoriquement suffisante pour un lanceur orbital monoétage franchement réutilisable (l'objectif derrière le Skylon).

Cette technologie est en butée sur les lois physiques et a atteint son plafond. Passer des 500 tonnes des lanceurs aux 280 (encore en prévision et non validés) du SKYLON ne change rien à cela.

Elles sont validées théoriquement. On peut dire tout ce qu'on veut sur l'écart entre prévisions théoriques et faits réels. Le fait est qu'à moins de faire de la diffamation, on est obligé de supposer que ces gens connaissent leur métier et que toutes les précautions nécessaires sont prises.

C'est le Skylon C1, dont le design n'avait pas bougé depuis 1994 je crois, qui pesait 275 tonnes au décollage pour un objectif de 12 tonnes en orbite basse. Cet objectif théorique n'a jamais été atteint. Cette version C1 du Skylon parvenait théoriquement à satelliser plutôt 10,275 tonnes en orbite basse à 300 km, sur l'équateur, avec un départ depuis Kourou.

REL a donc fait comme l'ESA, elle a adapté les performances de son lanceur au plus gros marché : les satellites de télécommunications. C'est ce qui a donné naissance à la version D1. En effet, dans un futur proche, la génération des plus gros satellites géostationnaires, baptisé Alphabus, pèserait entre 6 tonnes et 8 tonnes. Le Skylon a donc été "redimensionné" dans une version D1, afin de faire en sorte qu'avec un second étage réutilisable utilisant des moteurs Vinci, (baptisé Skylon Upper Stage), il puisse être théoriquement capable de satelliser ce genre de satellites.

À ma connaissance, on en parle 6 fois dans les Company News de Reaction Engines Ltd : en juillet 2009, en janvier 2010, en février 2010, en avril 2010, en juin 2010 et en octobre.

La version D1 pèse 325 tonnes.

Pour "démocratiser" l'accés à l'espace (comme les transports aériens se sont démocratisés), il faut rejoindre les conditions économiques de l'aviation, ce qui implique:
- De s'aligner sur les normes de bilans de masse des avions (structure, propulsion, propergol, charge utile)
- d'utiliser les services des aérodrômes standards.

Comme je l'ai mentionné dans un précédent message, le potentiel (théorique) du Skylon D1, passerait de 80 millions le vol initialement à 3 millions le vol en définitive. Ce qui, en tenant compte des subsides alloués aux lanceurs actuels, correspond à une baisse du coût d'accès à l'orbite d'un facteur 3 à 100. Ce serait déjà pas si mal.

Pour cela, il faut une rupture de technologie: le recours au nucléaire (il y a plus de 40 ans, les performances de NERVA répondaient déjà presque à la question) mais il faudrait le "désulfurer", à supposer que ce soit possible!! ou recourir aux faisceaux d'énergie.

Tu sais déjà ce que je pense du projet NERVA. Quant aux faisceaux d'énergie, ils sont théoriquement plus économiques en carburant, mais tous les papiers que j'ai lu à ce sujet jusqu'à présent n'augurent pas d'un prix en orbite inférieur à ~600 $/kg avec ce concept. Donc économe oui, mais pas économique.

Pour les lancements en GEO, un auteur qui n'a aucun rapport avec Reaction Engines s'est passionné pour la possibilité de reléguer le SKYLON dans un rôle de premier étage suborbital qui serait justement suppléé par un faisceau laser. Cela aurait l'avantage de diviser (théoriquement) la puissance nécessaire du laser d'un facteur 40 à 80 : il ne faut plus qu'un laser de "seulement" 500 MWe pour mettre une charge utile de 20 tonnes en orbite. En outre, avec ce système, la charge utile que le Skylon pourrait satelliser en GEO passerait de 8 à 20 tonnes.

Une interview relativement récente (20 juin 2011) de l'auteur en question :

Keith Henson describes low-cost access to space and meeting future energy needs

Voir une explication plus détaillée du concept ici :

Space Solar Power – Recent Conceptual Progress

Cordialement.

[Geb]

- 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.

Il a fallu que je lise ce document dans le détail pour me rendre compte que j'avais déjà lu cette article dans la 97e édition du bulletin trimestriel de l'ESA, disponible ici (pages 11 à 19) :

ESA Bulletin 097

L'article est basé sur une présentation faite au 3e symposium européen sur l'aérothermodynamique pour les véhicules spatiaux (Third European Symposium on Aerothermodynamics for Space Vehicles) qui a eu lieu du 24 au 26 novembre 1998 au siège de l'ESTEC à Noordwijk (Pays-Bas).

Concernant la propulsion aérobie pour un lanceur orbital bi-étage réutilisable, 9 concepts ont été analysés à la demande de l'ESA par des personnes compétentes dans ces 9 différents domaines de la propulsion (par ordre croissant de difficulté technologique perçue) :

1) Turbo-Engine + Rocket, soit le turboréacteur jusqu'à Mach 4, puis un moteur fusée pour le deuxième étage,
2) Air-Turbo-Rocket, soit plus ou moins le même principe que l'ATREX-500, mais sans refroidissement,
3) Air-Turbo-Rocket (with Pre-cooling), soit presque exactement le principe derrière l'ATREX-500,
4) Ramjet (Intake), le statoréacteur à combustion subsonique,
5) SABRE, pas besoin de l'évoquer celui-là
6) LACE, un peu la même chose que le SABRE, sauf que là, l'air est carrément liquéfié,
7) Scramjet-Rocket with increasing Mach Number, un combiné statoréacteur à combustion supersonique avec un moteur fusée pour le deuxième étage), avec le nombre de Mach du superstato qui est très progressivement augmenté au fur et à mesure des développements technologiques,
8) Ejector Rocket, un moteur fusée à éjecteurs,
9) Air-Ejector-Rocket, une fusée à éjecteurs aérobie (?).

On voit que le SABRE n'est pas mal classé du tout, malgré que ce classement date (au plus tard) de fin novembre 1998...

En ce qui concerne la politique, je ne ferais pas de commentaires. Simplement, il semble que l'Europe s'oriente vers une formule TSTO (Tow Stages To Orbite).

En fait, en Europe, il y a 4 "familles de concepts" qui sont actuellement étudié par l'ESA depuis la fin du programme FESTIP. Sans compter le Skylon qui pourrait être intégré dans une cinquième famille, vu l'intérêt de l'ESTEC et celui, plutôt inattendu, de Jean-Jacques Dordain. Ces 4 familles sont un sujet très actif, vaste et très intéressant. Je devrais peut-être créer une discussion à ce sujet.

Ça permettrait sans doute d'améliorer la visibilité des programmes spatiaux "locaux" (c'est-à-dire européens plutôt que américains ou russes, japonais ou encore, chinois) sur le forum et de réduire la confusion entre les programmes européens ainsi que de dégager la continuité entre les programmes européens fondateurs comme HOTOL et SANGER dans les années 80, suivis de FESTIP, FLTP et FLPP.

Le premier "étage" serait, en fait, un avion porteur équippé d'un turbo musclé fonctionnant jusqu'à 1000 m/sec. Le second étage serait une fusée, dérivée, bien sûr, de ce que l'on sait faire couramment.

L'article de l'édition de mars 1999 du bulletin de l'ESA dit simplement ceci :

In order to compare the various propulsion systems objectively, the views of European specialists in the field on the relative merits and challenges of each approach were solicited. The results of this consultation with respect to technology applicability, allowed the air-breathing propulsion technologies to be ranked according to the effort required and time to availability (Fig. 1). […] All things considered, the most realistic airbreathing engine for a near-term European TSTO launcher was found to be an advanced large turbojet for operation up to Mach 4.

Autrement dit, sur les 9 concepts de propulsions aérobies analysés pour le premier étage d'un lanceur orbital bi-étage réutilisable, un gros turboréacteur capable d'atteindre Mach 4 est l'option la moins risquée techniquement et la plus rapide à développer en Europe. Dans cette optique, le deuxième étage serait effectivement doté d'un moteur fusée classique. Mais ce n'est pas ce que l'ESA a choisi, simplement ce qu'elle trouve le plus facile à réaliser à court-terme.

Ils visent un tonnage réduit et, en fin de compte, semblent ne se préoccupper que du marché prévisible ou de son extension modérée: pas de concepts révolutionnaires à attendre. Je pense que l'on compte sur une diminution des coûts de fabrication en mettant à profit l'avance tecnologique.

Le programme FESTIP tel que présenté dans cet article par Christian Dujarric pose plusieurs exigences :

The top-level system requirement is therefore to obtain the lowest possible specific recurrent launch cost, well beyond what can be achieved through improvements to expendable launchers. Reusability is seen only as a means of achieving this reduction, but not as a requirement in itself. Semi-reusable compromises are therefore possible.

Donc, l'ESA s'intéresse surtout au coût récurrent le plus bas. Les lanceurs réutilisables ou semi-réutilisables sont perçus comme un des moyens d'obtenir cette réduction, bien supérieure à ce qui pourrait être accompli simplement en améliorant les lanceurs "consummables".

As it is planned to start development of the Future European Launcher no earlier than 2007, it is not realistic to start investigating a single preferred configuration in detail at this stage. […] A reasonable goal for Europe is therefore to have its future launcher operational by 2017-2020, with stepwise development strategies in place to preserve the more ambitious, longer term goals.

Fin 1998, le lancement du programme de développement d'un futur lanceur totalement ou partiellement réutilisable n'était pas attendu avant 2007, pour un premier vol entre 2017 et 2020.

The following performance requirements were applied within FESTIP to the design of possible launcher concepts:

– 2 tons of payload in polar Low Earth Orbit (LEO)
– 7 tons of payload in equatorial LEO.

Tous les concepts analysés devaient être capable de satelliser une charge utile de 2 tonnes en orbite basse polaire et une charge utile de 7 tonnes en orbite basse sur l'équateur.

Two major additional system requirements were that:

– the Future European Launcher will operate from Kourou, to take advantage of the exceptional position of the European spaceport
– the launcher is required to have a full abort capability in case of single engine failure, allowing the launcher and its payload to be safely recovered for maintenance and re- launch.

Les deux autres exigences obligatoires étaient que tous ces concepts puissent être lancés depuis le Centre Spatial Guyanais à Kourou et qu'ils aient la capacité d'annuler la mission et retourner sur le site du CSG à tous moments même en cas de problème sur un des propulseurs.

On peut s'attendre à ce que les avioneurs (qui auront, bien sûr une bonne part du gâteau) soient favorable à la formule de l'avion porteur franchement supersonique, qu'ils comptent récupérer pour les transports supersoniques.

Même si ça semble être l'intention de la JAXA avec le développement du S-engine, ça ne semble pas être l'intention de l'ESA. Cela dit, Reaction Engines explore le projet d'avion de ligne hypersonique LAPCAT A2 avec un propulseur basé sur le SABRE et baptisé SCIMITAR, pour le compte de l'Union européenne.

Il me semble que c'était dans l'article annonçant que l'oublie frustant REL en tant que BiDER avait été réparé. Mais je ne saurais l'affirmer.

C'était donc plutôt dans l'article de Christian Dujarric.

Ils avaient été écartés (sans être désignés explicitement) dans le document publié par l'ESA, en Février 99 par Dujarric, de la Direction des Lanceurs:
"Possible Future European Launchers. A process of Convergence":
"Air breathing SSTO (single Stage To Orbit) concepts were eliminated on the grounds of the technological difficulty"

REL avait effectivement été écarté : en 1994 ! Sans oublier le fait, qu'encore une fois, pour que le SABRE entre en lice, il aurait déjà fallu que Derek Davis (président de la BNSC) et le ministre Ian Taylor, acceptent de financer la participation britannique au programme FESTIP, ce qui n'a pas été le cas (parce que le gouvernement britannique ne cachait pas sont désintérêt pour les lanceurs orbitaux).

En outre, étant donné l'état du programme de développement du SABRE à l'époque (proche du néant), ce n'est pas étonnant.

En outre, il y avait une autre limitation au niveau des exigences même du programme FESTIP :

All possible reusable launcher concept families were considered equally at the beginning of the system study. However, in order to limit the scope of the study, those concepts that could not satisfy the main requirements or programmatic constraints presented above were not subjected to a concept design study within FESTIP. This was the case, for example, for:

– Air-breathing SSTO concepts
These Single Stage to Orbit concepts were eliminated on the grounds of technological difficulty (as was the NASP concept in the USA).

Apparemment, le programme de développement chez Reaction Engines semblerait avoir fait suffisamment de progrès pour intéresser l'ESA à nouveau, malgré le fait que le SABRE était en cinquième position dans la liste des propulseurs aérobies "préférés" le 24 novembre 1998 (soit il y a très exactement 13 ans et 8 mois).

Il y a 2 autres concepts qui ont été éliminé d'emblée : ceux de types Interim Hotol et ceux de type Kistler, pour citer des concepts contemporains aux programme FESTIP (1994-1998) :

– Concepts using existing/ planned commercial aircraft to carry an upper stage
These concepts are not tolerant to performance requirement changes, because the carrier aircraft introduces a performance limitation and constrains launcher performance growth potential (even with the largest existing aircraft, the An-225, the expected payload is only 5 to 7 ton in equatorial LEO).
– Concepts based on parachute recovery (e.g. Kistler-type concepts)
Parachute recovery was found to be incompatible with the masses to be recovered with the various concepts. In addition, the hazards associated with ground impacts after launch from Kourou are incompatible with the reusability objectives of FESTIP concepts, which are mandatory to ensure commercial viability.

Donc, l'ESA avait abandonné d'emblée les concepts avec avion porteur et les concepts utilisant un atterrissage grâce à des parachutes.

Cordialement.

[jacquolintégrateur]

@ Geb
Salut Geb
Tu m'excuseras de répondre d'une façon très laconique à tes deux messages, dont je ne conteste pas l'intérêt mais qui n'ajoutent pas d'information nouvelle ou très peu. Cela se résûme ainsi:
Des projets; des buts annoncés; Toujours au futur ou au conditionnel. Du papier, encore du papier !!!
Ce que je t'ai dit repose sur les lois physiques: je n'y reviendrai pas.
Concernant les faisceaux d'énergie, ce n'est pas la puissance des faisceaux qui posent un problème.
Nous jugerons aux résultats (s'il y en a un jour) et aux performances effectives sur une période d'utilisation de longueur raisonnable.
Cordialement

[Geb]

Tu m'excuseras de répondre d'une façon très laconique à tes deux messages, dont je ne conteste pas l'intérêt mais qui n'ajoutent pas d'information nouvelle ou très peu.

J'avoue que j'aime aussi aller chercher de vieilles infos, qui pour moi seraient nouvelles et à ce titre, toutes aussi intéressantes. J'aime beaucoup connaître l'histoire autour d'un évènement, d'un projet ou d'un personnage. Je trouve qu'on gagne à la connaître.

Cela se résûme ainsi:
Des projets; des buts annoncés; Toujours au futur ou au conditionnel. Du papier, encore du papier !!!

En parlant de papier, j'adorerais avoir de nouvelles infos sur les négociations entre l'ESA et REL qui comme Jean-Jacques Dordain l'avait annoncé, devaient commencer le 18 juillet.

Ce que je t'ai dit repose sur les lois physiques: je n'y reviendrai pas.

J'en conviens. Cela dit, à te lire, tu resteras blasé tant que le coût d'accès à l'orbite basse ne passera pas en dessous de 5 euros le kilogramme. À mon humble avis, on y sera pas encore, même après ma mort (j'espère encore vivre au moins jusqu'en 2060 ).

Concernant les faisceaux d'énergie, ce n'est pas la puissance des faisceaux qui posent un problème.

À vrai dire, si je puis exprimer mon avis, le plus gros problème de la propulsion par faisceaux d'énergie, c'est la volonté politique. C'est aussi le cas pour le Skylon, mais dans une moindre mesure.

La différence étant que en cas de développement d'applications militaires pour le Skylon, il existe des contre-mesures. Ça n'effraye guère, il me semble, les gouvernements concernés.

Si un laser de plusieurs gigawatts est développé, il n'existe aucune contre-mesures en cas d'applications militaires. Je crois que c'est une des raisons avérées de l'abandon de l'IDS (Strategic Defense Initiative) et de ces avatars successifs, au-delà des déboires techniques.

Nous jugerons aux résultats (s'il y en a un jour) et aux performances effectives sur une période d'utilisation de longueur raisonnable.

Pour les prochaines données expérimentales, il faudra vraisemblablement attendre "la fin de l'année" d'après Alan Bond. J'espère sincèrement qu'ils seront près avant le douzième Conseil de l'ESA au niveau ministériel, qui devrait avoir lieu en novembre, pour être en mesure d'y présenter leurs résultats (s'ils sont positifs) aux ministres présents.

En effet, lors de ce Conseil de l'ESA devra être décidé quels projets de lanceurs réutilisables et consummables (puisque ces 2 options sont menées de front, avec le projet IXV) seront financés jusqu'au prochain Conseil de l'ESA au niveau ministériel, qui aura lieu dans 3 à 4 ans.

Cordialement.

[jacquolintégrateur]

Citation de Geb:

Cela dit, à te lire, tu resteras blasé tant que le coût d'accès à l'orbite basse ne passera pas en dessous de 5 euros le kilogramme. À mon humble avis, on y sera pas encore, même après ma mort (j'espère encore vivre au moins jusqu'en 2060 ).

Salut, Geb
Compte tenu de l'âge que tu annonces, tu as toutes les chances de voir le dernier quart du siècle (au moins) !! Cela dit, je n'attends pas "l'astronautique commerciale" avant le dernier tiers (au moins). Naturellement, ce genre de conjecture est toujours très incertaine: tout dépend des motivations. Il n'y a pas de problème de concept: "la technologie sur étagère" suffit. Mais, à l'heure actuelle, l'espace prôche est désert et on comprend que personne n'ait encore de sérieux motifs d'y aller ! Mais les choses vont certainement évoluer. Après tout, dans l'imagerie populaire, le ciel n'a céssé d'être" le séjour des dieux" ou "la sphère des fixes" (interdits à l'humanité) pour s'élever au rang de "Terra Incognita" ,qu'il s'agit d'explorer, de conquérir, sinon, de commercialiser, que depuis moins d'un siècle.

Citation de Geb:

À vrai dire, si je puis exprimer mon avis, le plus gros problème de la propulsion par faisceaux d'énergie, c'est la volonté politique. C'est aussi le cas pour le Skylon, mais dans une moindre mesure.

Si un laser de plusieurs gigawatts est développé, il n'existe aucune contre-mesures en cas d'applications militaires. Je crois que c'est une des raisons avérées de l'abandon de l'IDS (Strategic Defense Initiative) et de ces avatars successifs, au-delà des déboires techniques.

L'IDS a été abandonnée pour de multiples raisons, assez floues et en grande partie politiques. En tout état de cause, le dévelloppement d'un laser de 1Gw, pour les besoins de la propulsion spatiale, serait une hérésie !!! Il est bien préférable de fractionner la puissance et d'en répartir les sources: cela permet de recourir à des équippements bien moins coûteux, puisque réalisés en série (et qui ont toutes les chances de trouver d'autres applications commerciales) et, en outre cela augmente la disponibilité vis à vis de pannes et des conditions météorologiques. La focalisation ne pose aucun problème conceptuel. Le problème est d'ors et déjà résolu (dans le domaine militaire, depuis 30 ans, lors des tirs de San Juan Capistrano et les autres, car tout n'a pas été dévoilé) et bien plus couramment, par le développement des systèmes d'optique adaptative qui commencent à être commercialisés dans le domaine "grand publique", accessible aux astronômes amateurs.
Les faisceaux d'énergie ne sont rien d'autre que des "câbles d'alimentation" assez souples et flexibles pour suivre les évolutions d'un véhicule à grande distance et altitude et se déplaçant à vitesse élevée. Quant à la mise en oeuvre de l'énergie qu'ils délivrent, elle peut se faire par les mêmes systèmes que tout autre dispositif de propulsion cappable d'utiliser la chaleur. Ainsi, toutes les pièces du kit sont disponibles: il n'est que de les assembler !!

Citation de Geb:

Pour les prochaines données expérimentales, il faudra vraisemblablement attendre "la fin de l'année" d'après Alan Bond. J'espère sincèrement qu'ils seront près avant le douzième Conseil de l'ESA au niveau ministériel, qui devrait avoir lieu en novembre, pour être en mesure d'y présenter leurs résultats (s'ils sont positifs) aux ministres présents.

Que Toutatis t'entende !!! comme dirait le druide.
Cordialement

[kalish]

on te fait tous confiance pour nous tenir informés de toutes façons. On sera peut-être même informés avant alan bond lui même à la vue de ton enthousiasme!

[Geb]

Bonjour,

Un nouvel article de Rob Coppinger, posté il y a environ une heure sur space.com :

Futuristic Space Plane Concept Moves Closer to Reality

Petit extrait particulièrement intéressant (à mon avis) :

[...] Progress on the Skylon space plane's heat shield, superstructure, aerodynamics, avionics and critical rocket engine technologies is expected to help the European Space Agency compare the unpiloted reusable spacecraft's business case with expendable launch vehicles next year. [...]

Bonne lecture !

[Geb]

Bonsoir,

Après un petit séjour à l'étranger, me voilà de retour pour continuer mon action sur le forum. Je dois dire que, comme personne n'en prend soin, je me dois d'ajouter les dernières nouvelles dans ce fil.

Il y a sur le site de la Royal Aeronautical Society (RAeS) une petite partie (5 minutes) du discours d'Alan Bond filmée le 13 juillet 2012, lors du dernier jour réservé aux professionnels au meeting aérien de Farnborough :

VIDEO: Alan Bond, Reaction Engines

Aussi, la chaîne de télévision BBC 4 a diffusé le 12 septembre un reportage de 50 minutes intitulé "The Three Rocketeers", ces derniers étant, pour information, Alan Bond, John Scott-Scott et Richard Varvill (les fondateurs de Reaction Engines Limited).

Rien de nouveau dans ce reportage si ce n'est quelques erreurs grossières (les auteurs confondent par exemple le National AeroSpace Plane et le X-33) et la genèse succincte du programme Skylon des débuts (avec la naissance de l'idée qui deviendra HOTOL fin 1981) jusqu'à nos jours.

Ce reportage est disponible (temporairement j'imagine) sur YouTube :

The Three Rocketeers

Cordialement.

[Geb]

Bonjour,

Il y a quelques déclarations intéressantes dans un article récent (daté du 12 septembre) du journal britannique The Independent :

Faster than the speed of flight: Is it possible to fly to Australia in just two hours?

Les propos de Ben Gallagher, employé de Reaction Engines :

"So hypersonic travel may be the dream, but aircraft-like space access is the prize," Ben Gallagher says. Gallagher is business development manager for Oxfordshire-based Reaction Engines Ltd, whose revolutionary and privately financed Sabre (Synergistic Air-Breathing Rocket Engine) and Skylon spaceplane are Britain's champions in the hypersonic race. "And we are not talking Concorde frequency and cost, we are talking Ryanair. That's why it is now attracting more resources," Gallagher says, despite what he admits are the "massive engineering challenges" of flying at very high speed.

Les propos de Richard Varvill, co-fondateur de Reaction Engines :

"Twenty years ago we were real voices in the wilderness and now we are being taken seriously," says Richard Varvill, technical director and chief designer of Reaction Engines, who worked on Hotol and whose revolutionary hypersonic engines are now being taken seriously enough to have led to "discussions with the world's leading aerospace companies". Varvill is one of three men who featured last night in The Three Rocketeers, a BBC Four documentary about Skylon. Any talk of contact from the British military is met with a firm "no comment".

"Airliners do captivate the public's imagination," Varvill says. "But hypersonic technology could lead to the birth of a whole new industry based around aircraft access to space. By cutting the cost of access from £150m a launch to £15m and ultimately down to £1-2m, we could dramatically increase the number of launches each year."

Les propos de William Sweetman, éditeur en chef de "Defence Technology International" :

Bill Sweetman, editor-in-chief of Defence Technology International, doesn't hold out much hope for a hypersonic airliner any time soon: "After all, we haven't even got a working supersonic one."

Hypersonic technology "has always been a technology looking for an application" and he believes that this is still true today, even though "there has been some revival in interest" from a US military worried by – for example – the new generation of long-range Russian F400 missiles. "There is not much with wrong with the technology, it's just for many jobs a simple rocket is good enough," Sweetman says. "The Sabre engine is an interesting idea as it doesn't depend on wacky physics or engines that can't be tested from end to end on the ground."

Les propos de Ken Rock, un chercheur dans le domaine pour la Nasa :

Ken Rock, a Nasa Hypersonic Project scientist, is more cautious about such a dramatic breakthrough, given that the technology is very challenging. […] Ultimately, for Rock, while the crash of the scramjet Waverider does matter, as it was a hugely expensive accident, it "doesn't reflect our ability to understand the technology". Rather, in this "very risky research… you have to be willing to accept failures".

However, he acknowledges that Nasa is also interested in the more conventional Sabre engine and is watching developments closely.

Juste après :

No wonder then that Ben Gallagher is confident that "Britain is placed to have a technological breakthrough not seen for 70 years, since the days of Frank Whittle", the British inventor of the jet engine.

Bonne lecture.

[jacquolintégrateur]

@ Geb
Salut, Geb
Content de te retrouver!
Rien de nouveau dans les papiers que tu signales: des parôles et du papier. Enfin, tant que les gents de Skylon n'ont pas vissé une plaque gravée portant :"Le premier vol aura lieu l'année prôchaine", il ne faut pas désespérer!!
Si seulement, Curiosity pouvait trouver, ne fût-ce qu'un squelette de radiolaire dans les argiles de Mars !! Mais, il parrait qu'elles ne sont pas d'origine sédimentaire !!! Enfin, ne jetons pas le manche de l'ours, avant de s'en être cogné la peau !!
Cordialement

[Geb]

Salut Jacquolintégrateur,

Rien de nouveau dans les papiers que tu signales: des parôles et du papier. Enfin, tant que les gents de Skylon n'ont pas vissé une plaque gravée portant :"Le premier vol aura lieu l'année prôchaine", il ne faut pas désespérer!!

Je te remercie pour tes commentaires.

L'intérêt de ces articles est qu'ils sont récents. Si on veut faire de cette discussion un fil au faîte des dernières nouvelles sur le sujet qui l'anime, autant se tenir au courant des derniers faits et gestes des membres de REL et/ou de l'opinion de la communauté internationale au sujet du projet Skylon.

Aussi, je vois d'un très bon œil ce reportage (bien qu'approximatif) de la BBC, qui informe le public britannique, qui pour la plupart n'a peut-être jamais entendu parlé du Skylon, à l'heure ou le gouvernement parle d'investir une partie conséquente (environ 30%) des fonds indispensables à la mise en place des installations nécessaires à la construction et aux tests du prototype SCEPTRE du moteur SABRE sur le territoire britannique.

Malgré l'avis dont tu fais part, je préfère voir dans ces articles des propos qui ne font qu'accentuer, sinon un "vent d'optimisme", au moins un intérêt soutenu et toujours grandissant vis-à-vis du projet de REL, en Grande-Bretagne comme à l'étranger et même de la part des Américains, qui sont largement engagés dans une toute autre voie : le statoréacteur à combustion supersonique. Sans oublier le discours d'Alan Bond à Farnborough, qui témoignait de la bonne tenue des tests menés jusqu'en juillet de cette année au sein de REL. Rien de plus, rien de moins.

Cordialement.

[arbanais83]

Bonsoir,

Après un petit séjour à l'étranger, me voilà de retour pour continuer mon action sur le forum. Je dois dire que, comme personne n'en prend soin, je me dois d'ajouter les dernières nouvelles dans ce fil.

Bonjour Geb c'est vrai que le Skylon c'est ton dada, c'est toi qui fait vivre fil que je lis toujours avec beaucoup de plaisir mais aussi beaucoup de frustration.
A vrai dire plus le fils évolue moins je crois au succès de cette entreprise.
Ce n'est peut-être qu'une impression non fondée mais il me semble que l'on va de report en retard et que l'on revoit à la baisse les ambitions.

[Geb]

Bonjour arbanais83,

Tout d'abord, je te remercie pour ton commentaire.

Ce n'est peut-être qu'une impression non fondée mais il me semble que l'on va de report en retard et que l'on revoit à la baisse les ambitions.

Je suis perplexe... Il y a eu effectivement un retard du programme, mais qui est en partie dû justement à une hausse (et pas une baisse) des ambitions ces dernières années.

Le programme actuel consiste en 3 phases de tests d'un prototype modèle réduit de l'échangeur de chaleur.

Ce programme de tests devrait pouvoir déterminer si le mécanisme anti-givrage du "prérefroidisseur" est parfaitement opérationnel même en dehors des conditions de laboratoire, et ce, jusqu'aux températures les plus basses auxquelles le prérefroidisseur devra pouvoir opérer, ainsi que dans les conditions se rapprochant le plus de celles calculées pour le nouveau moteur SABRE 4 définitif.

La première phase de tests aurait dû commencer en juin 2011 et elle n'a effectivement commencé qu'en mars 2012 seulement (soit en tout et pour tout un retard de 9 mois).

Pour rappel, la "mission de définition" du Skylon, celle pour laquelle il serait spécifiquement conçu, est la satellisation des satellites de télécommunications de la future classe européenne Alphabus (de 6 à 8 tonnes) en orbite géostationnaire. Cette performance serait théoriquement possible si le Skylon est capable d'emporter jusqu'à 15 tonnes de charge utile à 300 km d'altitude, ce qui est devenu l'objectif de Reaction Engines.

Pour le permettre, on est passé progressivement ces 3 dernières années de la version C1 du Skylon (275 tonnes au décollage pour 10275 kg sur une orbite équatoriale à 300 km d'altitude), conçue en 1993-1994 et pratiquement inchangée depuis, à la version préliminaire baptisée "C2" du Skylon : 345 tonnes au décollage pour au moins 15 tonnes sur une orbite équatoriale à 300 km d'altitude, avec un lancement depuis le Centre Spatial Guyanais de Kourou (~5,5° de latitude Nord).

Grâce à de gros progrès sur les échangeurs, qui ont mené à la conception d'un nouveau moteur baptisé SABRE 4, le Skylon D1 serait théoriquement bien plus performants. En effet, en août 2010, REL annonçait dans une publication que la version D1 du Skylon équipée du SABRE 4 serait capable de satelliser jusqu'à 17,5 tonnes en orbite basse pour une masse au décollage de seulement 325 tonnes (soit une "hausse des ambitions" de 44% à poids égal par rapport aux performances de la version C1). Ce qui laisse une "marge de sécurité" conséquente de 2,5 tonnes sur les capacités théoriques actuelles.

Cordialement.

[arbanais83]

Merci Geb pour ces rappels qui permettent une visualisation un peu plus juste de l'évolution de ce projet.
Te serait-il possible de faire de même pour les principales futures dates importante du projet : les prochains tests et lesquels, le premier vol, ... tout cela pour garder un peu de lisibilité quand aux progrès accomplis et ceux à accomplir, mais aussi quand aux dérives du programme.
Dans le développement d'un projet j'aime bien cette façon de faire avec un tableau de bord un peu concis des étapes à franchir.
En cours de Techno j'avais fait de même sur plusieurs années sur la démarche du projet A3XX puis A380 ( c'était mon dada à moi à l'époque )
Mais le support pour une démarche de projet était très intéressant.