intro lanceurs oct2010

Conception des lanceurs
4-10-2010
Jean-Luc Bozet
PARTIE I : GENERALITES
LANCEURS CONSOMMABLES PAR OPPOSITION A
REUTILISABLES
Exception : Navette Spatiale, partiellement réutilisable
UTILISES DEPUIS L' ORIGINE DE L' ACTIVITE
SPATIALE, 1957
BASES SUR LA PROPULSION CHIMIQUE
MISSIONS ET ORBITES
Les missions de prestige, les vols habités
Les missions scientifiques interplanétaires
Moins de 10 % des vols automatiques
Les missions d'application
Les télécommunications (de loin la plus importante
catégorie)
La météorologie
La navigation
L'observation de la terre
Les activités en micro-gravité
Les missions scientifiques en orbite terrestre
GEO : Orbite géostationnaire, atteinte via GTO,
geostationnary transfer orbit
LEO : Low Earth Orbit < 1 500 km d'altitude
MEO : Medium Earth Orbit de 6 000 à 20 000 km
d'altitude
SSO : Sun Synchronous Orbit, orbite heliosynchrone
PEO : Polar Earth Orbit, orbite polaire
HEO : Highly Elliptical Earth Orbit, orbite très
elliptique
LETO : Low Earth Transfert Orbit ; orbite
intermédiaire pour aller à l'orbite de la Station
Internationale (ISS)
ARCHITECTURES ET TECHNOLOGIES
VEHICULES MULTIETAGE
Le monoétage réutilisable est encore un rêve,
inaccessible avec les technologies disponibles
Etages propulsifs ou moteurs fonctionnant :
- En phases successives : lanceur linéaire
- En parallèle : propulseurs d'appoint des premiers étages
- En parallèle et en série : 9 boosters du lanceur DELTA
- Avec des moteurs largables (et non des étages) : ATLAS
FONCTIONNEMENT AVEC OU SANS PHASES
INTERMEDIAIRES NON PROPULSEES
Impératif pour atteindre des altitudes d'orbites élevées
Passage par des orbites de transfert intermédiaires
particulièrement pour l'orbite géostationnaire
TECHNOLOGIES DE PROPULSION CHIMIQUE
PROPERGOLS SOLIDES : "P" (POUDRE)
COMBUSTIBLE ET COMBURANT SONT MELANGES, AVEC
UN PRODUIT LIANT,PUIS POLYMERISES A L'INTERIEUR
D'UN RESERVOIR, SOUS FORME SOLIDE, LA GEOMETRIE
DU CHARGEMENT DEFINIT LA LOI DE POUSSEE
PROPERGOLS LIQUIDES, CONTENUS DANS DES
RESERVOIRS SEPARES
• STOCKABLES A TEMPERATURE AMBIANTE : "L"
Typiquement : N2O4 + UDMH
Vitesse d'éjection analogue à "P"
• SEMI STOCKABLES : "K"
Typiquement : Kérosène + Oxygène liquide
Vitesse d'éjection 25 % supérieure à "L"
• CRYOGENIQUES : "H"
Typiquement : Oxygène et Hydrogène liquide
Vitesse d'éjection 50 % supérieure à "L"
TECHNOLOGIES DES STRUCTURES PRINCIPALES
LA MASSE D'ERGOL CONSTITUE 90 % DE LA MASSE
AU DECOLLAGE
D'ou l'importance des structures de réservoirs qui
généralement contiennent des ergols et supportent des
charges de vol mécaniques et thermiques
⇒ Réservoirs d'ergols liquides "basse pression"
Métalliques (acier ou alliage alu)
Pressurisées, raidis
⇒ Réservoirs d'ergols solides "haute pression"
Métalliques
"Bobines" en Kevlar ou Carbone
STRUCTURES RIGIDES DIFFUSANT LES EFFORTS
PONCTUELS DES MOTEURS
⇒ Métalliques
JUPES DE LIAISON, COIFFES : STRUCTURES DE TYPE
"COQUE"
⇒ Métalliques ou composite
TECHNOLOGIES DES EQUIPEMENTS MECANIQUES,
ELECTRIQUES, ELECTRONIQUES
MECANIQUES
• Servomoteurs : Orientation des moteurs,
hydropneumatiques, électriques
• Pyrotechnie : Allumage des moteurs
Découpe des structures
ELECTRIQUES
• Adaptation des commandes aux vannes et organes
pyrotechniques
• Boîtiers spécifiques : centrale inertielle, gyromètre,
batteries, etc.
ELECTRONIQUES ET LOGICIELS
• Acquisition et traitement des informations et mesures
⇒ Bus numérique
⇒ Calculateurs embarqués autonomes
⇒ Circuits spéciaux pour télémesure
⇒ Emetteurs et récepteurs signaux radio électriques
LES DIVERSES "CLASSES" DE LANCEURS
CARACTERISEES PAR UN ENSEMBLE DE
CRITERES
• Plage de masse au décollage
• Type de missions et d'orbites visées
• Technologies de propulsion
• Plage de prix de lancement
CLASSES :
- Micro
- Petits
- Moyens
)
)→
)
Principalement orbites basses
- Intermédiaires ) →
)
- Lourds
)
- Super lourds )
Satellites géostationnaires
Masses utiles élevées en orbites basses
LES MICRO LANCEURS
Démonstration de capacité de satellisation
Moins de 500 kg en orbite circulaire polaire à 700 km
d'altitude
Orbites basses, PEU de missions (scientifiques)
Satellites de constellations de messagerie
De 20 à 70 tonnes au décollage
Propulsion à propergol solide uniquement
Triétages en majorité, un lanceur aéroporté :
PEGASUS
Prix de lancement inférieur à 15 M$
LES PETITS LANCEURS
Orbites basses (petites missions interplanétaires)
Environ 1 tonne en orbite circulaire polaire à 700 km
d'altitude
Missions scientifiques et observation terrestre
(visible, I.R., Radar)
Grappes de satellites de constellations de
messagerie, "Little LEO"
Remplacement unitaire, avec très faible préavis,
de satellites
de constellations "Big LEO"
De 70 à 130 tonnes au décollage
Propergols solides et liquides stockables
uniquement
Triétages en majorité
Prix de lancement de 10 à 25 M$ :
(sauf M5, de prix très élevé)
LES LANCEURS MOYENS
Orbite basses et moyennes, missions variées
dont constellations
en lancement par grappes (4 à 6 satellites)
Capacité commercialement marginale en GTO (<
1 800 kg ou 4 000 lb)
moins de 10 % du marché en 2000
De 150 à 300 tonnes au décollage
Propergols liquides stockables et semi
stockables
(un seul dispose d'un petit étage cryotechnique)
Bi et triétages en majorité
Prix de lancement de 20 à 55 M$ :
LES LANCEURS INTERMEDIAIRES
Marché principal : satellites géostationnaires de
1 800 à 4 100 kg
Part de marché : 70 % aujourd'hui, 50 % en 2003
De 180 à 460 tonnes au décollage
Propergols liquides stockables, semi-stockables
et cryotechniques
Triétages ou biétages avec "boosters", propulseurs
d'appoint à propergols solides ou liquides
Prix de lancement de 45 à 100 M$ :
LES LANCEURS LOURDS
Marché principal : satellites géostationnaires
plus de 4 100 kg en GTO
De 225 à 470 tonnes au décollage
Etage semi-stockables et cryotechniques de fort
chargement
Surtout des triétages, avec propulseurs d'appoint
(P et L)
Prix de lancement de 60 à 140 M$
Apparition de la capacité d'injection directe en
GEO
⇒
LES LANCEURS SUPER LOURDS
Plus de 500 tonnes au décollage
Propulseurs latéraux équivalents à des premiers étages
Prix de lancement de 110 à 500 M$ :
(sauf PROTON K, de prix très bas)
Plusieurs sont capables d'injection directe en orbite
géostationnaire
MARCHES : "GROS" satellites
géostationnaires en lancements simples et doubles
scientifiques en orbites basses et interplanétaires
satellites militaires

PARTIE II : ARCHITECTURE ET
PROPULSION
Mission of the launcher and its associated propulsion systems and
sub-systems:
Positioning of payload in orbit
Ex: positioning in low earth orbit (LEO: 200 km ≤h ≤ 1000km) or
geostationary transfer orbit (GTO: perigee 36000 km)
Vinj sat LEO 200 km = 7700 m/s
V inj sat GTO = 10200 m/s
Need of ∆V
∆V=V LEO+ ∆V grav + ∆V drag +∆V steering - V rot
reaching such speed
need of high thrust F provided by highly energetic source
Energy source: chemical (solid or liquid)
Basic definition of launcher
Energy conversion: chemical reaction producing heat and pressure
Accelerator: combustion chamber and exhaust nozzle
Nozzle exit velocity gas: ve
.
mass flow: m = At vt / Vt
t = throat of the nozzle
v = velocity
V = specific volume (m3/kg)
.
Highest F necessitates highest m and highest ve
.
m depends on size and performance of propulsion sub-systems
(lines, turbopumps, combustion chambers) and more specifically on
nozzle geometry (influence on Pe)
.
Limitation for increasing m : global size of the launcher and
technological limits for its associated sub-systems (turbopumps)
Ve main degree of freedom for having F as high as possible
By choosing propellant with
M low
High specific energy (influence on T0)
→ Selection of hydrogen, lightest chemical element with high
specific energy
In Rocketry, main parameter for choosing the propellant
Specific impulse Isp
Isp≡time during which a thrust of 1 N is provided by 1 kg of propellant
Specific impulse is a measure of the efficiency of the propulsion or
how well a given flow rate of propellant is turned into thrust
In fact, at equal thrust, the more Isp of propulsion system is high, the
less it uses propellant
→ Influence of type of cycle on Isp
Rem: solid propulsion provides very high thrust during a short time
(well suited for 1st stage and lift off)
1st conclusion
most efficient propellant: H2 associated with the oxidizer O2
H2 +
1
O2 → H2O
2
Size of launcher ↔ size of tanks
→ need to increase density
→ liquefaction of both H2 and O2
→ cryogenic temperatures: -253°C for H2 and -183°C for O2
Definition of cryogeny:
branch of physics which deals with the production of very low
temperature
or in a more operational way
the science and technology of temperatures below 120 K
Consequences of cryogenic temperatures on operation of rocket
engines and sub-systems
• Cryogenic fluids necessitate efficient insulation of tanks and all
feeding with adapted insulating materials or even with vacuum
jacket for avoiding rapid evaporation and formation of ice
• Even with efficient insulation, evaporation takes place
necessitating constant filling of the tanks of the launcher on its
launchpad. This defines the non storable character of the
cryogenic fluids
• Start delay caused by the time needed to cool the system flow
passage hardware to cryogenic temperatures
• Necessity to drain the whole feeding system of air and moisture
to avoid pluging of orifices and valves by solid particles (ice)
• Existence of severe thermal gradients inside mechanical systems
• Significant loss of ductility of materials used in mechanical
parts leading toward brittle behaviour
Specific topics linked to H2 and O2 use
• Embrittlement of materials by H2 gas: H2 molecules are so small
that they can penetrate inside the grain boundaries of materials
and cause brittleness and cracks
• Compatibility of materials with oxygen: many materials in
contact with high concentration of oxygen can ignite when
submitted to sudden energy surge (shock, friction)
Propellant feed system
EX: VULCAIN
Many contacting mechanical parts operating in wide range of loading,
relative speed and environmental conditions
350 pairs of contacting materials (40 different materials) in various
condition
Many contacting mechanical parts operating in wide range of loading,
relative speed and environmental conditions
→ huge challenge for materials and specially on the tribological side
Measurement of friction
coeff. friction f and wear (wear rate mm3/N.m)
Tribometers
Classification of type of tests (i.e. turbopumps of Ariane)
Type I to III: full scale tests
• Type I : tests performed on real device during normal operation.
During a launch, the turbopump is in the real rocket engine of
Ariane. It is equiped with many sensors and uses telemetry (ex:
monitoring of RPQ bearing of HM7 during flight V63)
• Type II: tests performed on real device during operation on a
large scale test bench.
The turbopump is in the real rocket engine of Ariane mounted on
a bench (ex: Lampoldhausen or Vernon)
• Type III: Test performed on a real sub-system extracted from the
system which it equips normally.
The turbopump is tested as a stand alone feeded with real
conditions of operation.(ex: bench of TPLox of Vulcain in
Turin)
Type IV to V: tests on modeled and simplified sub-systems
• Type IV: testing of components of the sub-system on specific
test bench representing as closely as possible the normal
operating conditions. For example, the bearings or the seals of
the turbopump. (ex: bench designed at Ulg for testing RPQ
bearing of HM7)
Key mechanical components with tribological challenges
o Gears
o Ball bearings
o Mechanical seals
• Type V: testing of materials on laboratory testing machine.
For the tribological characterization of pairs of material, use of
pin on disk tribometer with load, sliding speed and
environmental conditions as close as possible to the one met in
reality
For Type IV and V: “site d’essais cryotechniques de l’Ulg”
Rem : test zone dedicated to testing of materials and components in
Lox (tribology, compatibility)
Case studies
HM7 flights:
- L05: gearing between Lox and LH2 turbopumps
- V63: RPQ bearing (flooded ball bearing on Lox side)
V63 problem solving: development of specific test bench (type IV)
Vulcain: dynamic sealing on TPLox
Development of a specific test bench on the basis of RPQ bench