Moteur PROMETHEE : l'après-Ariane 6 ?

[jackbauer]

https://ariane.cnes.fr/fr/moteur-promethee-une-evolution-vers-des-systemes-de-lancements-europeens-tres-bas-cout

 

Un article sur le site du CNES, court mais instructif. Sous la pression de SpaceX et autres trublions (vive la concurrence !) les européens veulent réduire le coût de leur lancements de façon drastique.

 

Extrait :

«*…L’objectif est d’avoir un lanceur qui coûtera à terme deux fois moins qu’Ariane 6 avec des technologies du XXIe siècle. Les premiers essais à feu au banc du moteur PROMETHEE sont envisagés en 2018...*»

[Paul_Wi11iams]

https://ariane.cnes.fr/fr/moteur-promethee-une-evolution-vers-des-systemes-de-lancements-europeens-tres-bas-cout

 

Un article sur le site du CNES, court mais instructif. Sous la pression de SpaceX et autres trublions (vive la concurrence !) les européens veulent réduire le coût de leur lancements de façon drastique.

 

Extrait :

«*…L’objectif est d’avoir un lanceur qui coûtera à terme deux fois moins qu’Ariane 6 avec des technologies du XXIe siècle. Les premiers essais à feu au banc du moteur PROMETHEE sont envisagés en 2018...*»

 

vive Ariane 7 !

 

mais avec retour d'étage.

Et pour GTO, près de l'équateur, on aura de sérieux arguments côté prix.

 

PROMETHEE (Precursor Reusable Oxygen METHane cost Effective Engine), moteur à cycle générateur de gaz de poussée 100 T LOX/Méthane, sera une évolution vers des systèmes de lancements européens à très bas coût.

 

Encore méthane, comme pour chez Blue Origine (qui sera écoulé chez ULA) et aussi pour le projet russe.

Liste non exclusive.

 

On en conclut que le moteur méthane+LOX Raptor n'est pas une lubie de SpaceX mais bien une orientation d'avenir.

 

Pourvu que Ariane laisse tomber les propulseurs d'appoint à poudre d'aluminium.

 

Et pourquoi pas imiter l'autre en mettant des boosters identiques au premier étage ? Si on voulait être encore plus modulable que SpaceX, imaginons 0 ou 2 ou 4 boosters selon la mission.

 

Sinon, et en envisageant chaque base de lancement comme un "space-port", accueillir SpaceX à Kourou comme Soyouz.

Il ne serait pas étonnant que Musk pense déjà "space-port" au niveau mondial. Peut-être d'ici dix ans, on trouvera complétement dépassée, l'idée de devoir lancer depuis son propre pays.

Modifié 3 mai 2016 par Paul_Wi11iams

[Minipomme]

merci pour le partage

article intéressant, la concurrence a effectivement du bon on dirais !

[montmein69_2]

Encore méthane, comme pour chez Blue Origine (qui sera écoulé chez ULA) et aussi pour le projet russe.

Liste non exclusive.

 

On en conclut que le moteur méthane+LOX Raptor n'est pas une lubie de SpaceX mais bien une orientation d'avenir.

 

L'utilisation du méthane CH4 était La solution pour des moteurs qui seraient utilisés pour un retour d'une planète, du moins si y serait possible de réaliser la synthèse de cet ergol à partir des ressources de la planète (ISRU)

Pour l'utilisation pour des décollages depuis la Terre, cela reste à démontrer que cet ergol possède des atouts incontournables par exemple en terme de poussée au décollage (primordial pour la phase initiale).

Il existe différents autres domaines (taille et masse des réservoirs), faible production de suies (important dans l'optique du réutilisable) à comparer. (ma liste est non exhaustive)

Entre LH2/LOX , RP1/LOX (kerolox), CH4/LOX (methalox) chacun a des avantages et des inconvénients, et les divers lanceurs existants recourent aux différentes techniques.

Pourvu que Ariane laisse tomber les propulseurs d'appoint à poudre d'aluminium.

Sauf à invoquer l'aspect environnemental, c'est une solution pas si mauvaise pour ce qui est de la poussée au décollage. D'autant que si on parle de boosters de taille très inférieure au corps central du premier étage, la récupération n'a jamais été envisagée.

 

Et pourquoi pas imiter l'autre en mettant des boosters identiques au premier étage ? Si on voulait être encore plus modulable que SpaceX, imaginons 0 ou 2 ou 4 boosters selon la mission.

Plusieurs cores identiques, c'est ce qu'on a pour la Delta IV Heavy (en LH2/LOX) , l'Angara 5* et aussi la future Falcon Heavy en kerolox.

Bref difficile de penser qu'il y a une solution optimale unique et incontournable. C'est pourquoi le PROMETHEE du CNES est une étude préalable.

 

* les russes envisageaient de la faire évoluer vers une propulsion au méthane, mais c'est abandonné pour l'instant.

Modifié 4 mai 2016 par montmein69_2

[Paul_Wi11iams]

merci pour cette réponse bien informée !

Pour l'utilisation pour des décollages depuis la Terre, cela reste à démontrer que cet ergol possède des atouts incontournables par exemple en terme de poussée au décollage (primordial pour la phase initiale).

Je me demandais aussi, d'autant plus que, il y a cinquante ans, on nous disait que seule l'hydrogène avait la puissance nécessaire. D'après des textes que je suis en train de lire ou survoler, il y a une autre critère bien plus subtile:

Pour alimenter un moteur de fusée, on ne peut pas compter sur la gravitation. Il faut pomper le carburant et comburant avec une turbine. Pour faire tourner cette turbine, il faut une source d'énergie mécanique. Cette source est, en fait, une autre turbine qui reçoit un flux de gaz et fonctionne en "moteur" comme dans un turbo de voiture/camion. On suppose que c'est celui-ci qui satisfait les autres servitudes du véhicule (production électrique?). Or, dans un premier temps, on se servait de la tuyère du moteur comme un vulgaire bouilleur de locomotive à vapeur. Sauf que, à la place de l'eau, on y passait une partie du propergol liquide dans un serpentin. Or, l'hydrogène était bien adapté à ce besogne.

Une fois vaporisé, il passait dans la turbine "moteur" et vogue la galère.

Actuellement, il existe d'autres modes de motorisation mécanique. Par exemple, on peut brûler une partie des propergols dans une chambre à combustion pour les jeter ensuite, ce qui n'est pas l'idéal.

Pour éviter cet inconvénient, il est possible de prendre une grosse partie du propergol de lui faire une combustion partielle en lui fournissant une quantité insuffisante d'oxygène, passer le gaz ainsi produit dans le turbine "moteur", et ensuite dans la chambre de combustion principale.

Ce qui s'appelle en anglais "

staged combustion

".

 

Je finis par comprendre que la conception d'un moteur de fusée ne se fait pas sur le coin d'une table, et l'élément commun de tous ces moteurs est une source de mouvement mécanique avec une axe en rotation.

 

Ci dessus, et sans faire exprès, je faisais mon petit "devoir d'école". Je suis à l'écoute de tout prof qui passe par là.

 

Même si j'ai fait des erreurs, je dirais que déjà un moteur "théorique" doit avoir les qualités requises. Sinon personne ne s'y lancerait. On en est près de là où en était le moteur Diesel à l'époque de Ralph Diesel ou le moteur à réaction à l'époque de Frank Whttle. Dans les deux cas la mise au point demandait du travail mais était suivi d'une généralisation d'usage rapide.

 

Sauf à invoquer l'aspect environnemental, c'est une solution pas si mauvaise pour ce qui est de la poussée au décollage.

 

Du moment où on prévoie une baisse de prix et augmentation d'utilisation, l'aspect environnemental prend une grosse importance aussi bien pour l'impact réel que pour l'image publique. En plus, lâcher des produits dans la stratosphère peut avoir des conséquences qui restent à découvrir.

 

D'autant que si on parle de boosters de taille très inférieure au corps central du premier étage, la récupération n'a jamais été envisagée.

 

envisagée et effective pour la Navette américaine si je ne me trompe pas. Retour en mer sous parachutes, déjà pas l'idéal. Ils y ont renoncé, il me semble, suite à l'accident dû aux fuites entre les segments. Le problème de fond était la conception même de la navette, et d'avoir placé l'habitacle à côté des propulseurs.

 

Plusieurs cores identiques, c'est ce qu'on a pour la Delta IV Heavy (en LH2/LOX) , l'Angara 5* et aussi la future Falcon Heavy en kerolox.

Bref difficile de penser qu'il y a une solution optimale unique et incontournable.

Des noyaux identiques, c'est justement une solution polyvalente, pouvant être ajusté selon le cahier de charges de chaque usager.

C'est pourquoi le PROMETHEE du CNES est une étude préalable.

A la vitesse où vont les choses, ils ont intérêt à ne pas traîner !

* les russes envisageaient de la faire évoluer vers une propulsion au méthane, mais c'est abandonné pour l'instant.

oups. Je l'apprends.

Faut que je regarde la date de la source.

Modifié 4 mai 2016 par Paul_Wi11iams

[Mago67]

Le passage de l'ergol le long de la tuyère a aussi pour but de la refroidir. Sans cet échange thermique, les tuyères des gros moteurs ne survivraient pas longtemps.

[Paul_Wi11iams]

Le passage de l'ergol le long de la tuyère a aussi pour but de la refroidir. Sans cet échange thermique, les tuyères des gros moteurs ne survivraient pas longtemps.

 

Il faut éviter le surchauffe de la tuyère, oui.

Mais pour se servir de l'énergie libérée, il faut qu'elle soit suffisante pour le travail de pompage demandé. Ensuite il faut faire quelque chose avec le gaz sortant qu'on l'utilise ou non pour faire tourner une turbine "moteur". Quelqu'un me corrigera, si je suis dans l'erreur, mais on ne peut pas simplement brancher le tuyau sortant sur la chambre à combustion: parce que la pression de la chambre poussera d'aval en amont et bloquera son arrivée.

 

Je suis en pleine lecture.

Et là sur un site "kerbalspaceprogram" qui ressemble à un jeu vidéo pour faire soi-même un lancement vers l'espace, je tombe sur un excellent résumé des raisons pour l'arrivée tardive du méthane dans la gamme de carburants utilisés.

forum.kerbalspaceprogram.com/index.php?/topic/102056-liquid-methane-as-rocket-fuel-why-so-late-to-the-party

Regarder la réponse de l'usager "streetwind"

C'est en anglais, et je me dévouerai peut-être pour traduire si cela intéresse quelqu'un.

Pas besoin de liire l'anglais pour voir ce diagramme du wikipedia avec les densités énergétiques des carburants qui est cité dans la question à l'origine du résumé.

 

Voici la traduction automatique du post de Streetwind, corrigé en gros.

Le prix de l'oxygène liquide RP-1 + représente moins de 0,5% du coût de lancement d'une fusée (qui, lui, est seulement une partie du coût total du lancement, et puis il y a aussi le coût de la charge utile .. .) Même si le méthane liquide était dix fois plus cher que RP-1 est (et je vous assure que ce n'est pas le cas, RP-1 est super bien raffiné et certainement pas le diesel de ta station service), son prix est insignifiant dans l'ensemble des coûts.

 

Je ne peux pas vous dire avec certitude pourquoi le méthane n'a pas été adoptée plus tôt, mais je peux spéculer qu'il était en grande partie une question pratique. non seulement RP-1 / LOX t fonctionnait très bien, mais il fait quelque chose de très spécifique très bien: il a livré une forte densité de carburant, ce qui permet aux concepteurs de garder l'étage de la fusée petit et facile à construire. Ensuite, si vous vouliez un carburant à haute Isp et la densité était plus important, vous pouvez aller avec LH2 / LOX. Il est le mélange le plus efficace que nous avons, même aujourd'hui.

 

Par rapport à ce que, le méthane liquide avait pas d’argument de vente évident. Vous avez eu aucune raison de le mettre à la place de RP-1 si vous avez besoin d'un combustible dense, car il est beaucoup moins dense. Vous avez eu aucune raison de le mettre à la place du LH2 si vous vouliez les performances, car sa performance est beaucoup plus faible. Bien sûr, il est beaucoup facile à stocker à long terme que LH2 ... mais pour les missions spatiales profondes, vous prenez hypergolics de toute façon, parce qu'ils facilitent la conception d'un moteur de fusée réallumable et le moteur résultant est beaucoup plus fiable .

 

Le problème avec un propulseur situé quelque part au milieu du tableau, est qu'il est moyen de tout point de vue, et sans atout majeur. Il est bon à beaucoup de choses, mais pas le meilleur à quoi que ce soit, donc quand les concepteurs voulait choisir les meilleurs options pour maximiser leur efficacité, ils l'ont ignoré à chaque fois.

 

Pour revenir au temps présent, on retrouve un intérêt renouvelé pour le méthane car de nos jours, nous avons la conception assistée par ordinateur (CAO) qui permet d'analyser le processus de combustion [en le décomposant en ses étapes], et réaliser une conception spécifiques pour un carburant spécifique. Nous avons de meilleurs matériaux pour tout processus de fabrication. Il y a trente ans, les avantages de méthane semblaient ne pas justifier l'effort supplémentaire nécessaire pour débloquer le développement, mais aujourd'hui nous avons minimisé cet effort. En outre, les buts recherchés ont changé. Par exemple:

 

- Auto-pressurisation des réservoirs, ce qui permet d'économiser de la masse et de la complexité en éliminant la nécessité de réaliser des réservoirs d'hélium, des pompes, joints d'étanchéité, des vannes et l'électronique de commande et de logiciels pour maintenir la pression. Le méthane peut le faire, hypergolics ou RP-1 ne peut pas.

 

- La possibilité de faire le plein d'une fusée [en partance d'une autre planète/lune] est impossible avec la plupart des carburants en raison de la complexité du processus de raffinement. Le méthane est, au contraire, super simple à produire. Et parfois on peut simplement le ramasser directement dans l'environnement.

 

- Réduction des coûts. L'assemblage d'un première étage RP-1 avec des étages hydrogène+LOX au dessus, pourrait être plus performant, mais nécessiterait une fusée plus cher et un pas de tir plus cher et un processus de approvisionnement et le lancement plus cher. Avec un même carburant à tous les étages, qui est moins cryogénique que l'oxygène liquide qui est présent de toute façon, vous pouvez radicalement simplifier beaucoup de choses. Cela justifie une petite baisse de performances.

 

- applications spéciales. SpaceX veut un moteur à impulsion spécifique (ISP) plus élevé [qu'avec RP1] parce qu'un ISP supérieure est essentiel pour pouvoir mettre de côté le carburant nécessaire au retour d'étage, sans pour autant diminuer la charge utile. Il y a un effet de levier qui fait que le moindre gain d'ISP est davantage utile sur une fusée à retour d'étage que pour une fusée classique [déjà, le carburant servant au retour a dû voyager en poids parasite pendant l'ascension] Donc, pour SpaceX, l'avantage d'exploitation avec le méthane sont plus grands qu'ils ne le sont pour les approches classiques...

Le projet Airbus Adeline avec retour de moteurs sur véhicule dédié ne peut absolument pas jongler avec quantités embarquées, quantité retour. SpaceX peut faire face à un imprévue pendant la montée en consommant le carburant destiné au retour et en sacrifiant l'étage pour y parvenir. Je me demande si les européens peuvent travailler sur un moteur sans avoir les grandes lignes de l'ensemble sur lequel il sera monté. récupérable / not récupérable

...Pour résumer, de nos jours, nous avons le savoir-faire et la technologie pour obtenir un avantage réel sur le méthane, tout en atténuant ses inconvénients, et nous avons acquis une nouvelle appréciation des choses que le méthane peut faire. Les concepteurs du passé ne connaissaient ni les possibilités ni les besoins correspondants. C'est un nouveau carburant pour un nouvel époque.

On peut rajouter aussi que dans notre nouvel époque, le méthane est un carburant renouvelable dans une économie où tout se recycle... dont les étages de fusée.

Également pour le développement durable, le méthane sur un premier étage est autocompressé: il génère de la vapeur remplissant la partie vide, en évitant l'usage du hélium qui est un gaz non renouvelable.

Modifié 5 mai 2016 par Paul_Wi11iams

[montmein69_2]

Petite remontée de ce sujet dans sa version initiale ..... afin que soit décidé (par les modos) s'il y a lieu de fusionner avec le nouveau ... ou de cloturer l'ancien ?

Un petit ménage de printemps ... quoi

[Paul_Wi11iams]

Petite remontée de ce sujet dans sa version initiale ..... afin que soit décidé (par les modos) s'il y a lieu de fusionner avec le nouveau ... ou de cloturer l'ancien ?

Un petit ménage de printemps ... quoi

 

Tu as raison. Pour suivre le mouvement, je mets mon post d’origine dans l'autre fil en gris. J'y rajoute un lien vers ce fil, puis je recopie ici ce que j'ai posté là-bas, comme suite:

 

A première vue, il n'y a pas encore un fil en cours pour Prometheus le projet de moteur méthane français. Prometheus, projet prometteur:

 

spacenews.com/frances-prometheus-reusable-engine-becomes-esa-project-gets-funding-boost

 

traduction automatique

 

spacenews.com donne une vue américaine sur le projet. On dirait qu'il le prend au sérieux.

 

Un programme français de moteurs à fusées réutilisables reçoit un coup de pouce de l'Agence spatiale européenne, qui est prête à signer un contrat avec Airbus Safran Launchers qui conduirait à un test moteur dans trois ans.

 

Une petite équipe d'ingénieurs d'Airbus Safran Launchers et de l'agence spatiale française CNES ont versé quelques millions d'euros depuis 2015 dans un moteur réutilisable à l'oxygène liquide et au méthane baptisé Prometheus. Les dirigeants de l'ESA ont convenu lors de la conférence ministérielle de décembre à Lucerne, en Suisse, de faire de Prometheus une partie du programme préparatoire des lanceurs futurs de l'agence, ou FLPP.

 

...le PDG d'Airbus Safran Launchers, Alain Charmeau, a déclaré que FLPP allouait 85 millions d'euros à Prometheus pour financer la recherche et le développement menant à un tir d'essai en 2020.

Mieux vaut tard que jamais, mais c'est tardif quand même !

 

Maintenant que Prometheus est un programme ESA, Charmeau s'attend à ce que davantage de pays s'impliquent.

 

"L'ESA va payer le contrat à Airbus Safran Launchers, puis Airbus Safran Launchers va coopérer avec l'industrie européenne, bien sûr la France et l'Allemagne, mais nous aurons également des contributions de l'Italie, la Belgique, la Suède et probablement d'autres dans une moindre mesure, »

 

L'Europe a été réticente à sauter dans la réutilisabilité. Les deux lanceurs de la prochaine génération - Ariane 6 et Vega C - seront à usage unique.

 

Le prix indicatif d'un moteur Prometheus est de 1 million d'euros, soit un dixième du coût du moteur Vulcain 2.1 d'Ariane 6 liquide-oxygène et d'hydrogène liquide.

En plus, il simplifie la fusée qui n'a plus besoin d'hélium pour pressuriser le réservoir du méthane car l'évaporation naturelle du "gaz naturel" assure cette fonction.

 

Le programme Prometheus utilise largement les nouvelles technologies et méthodes de production, y compris l'impression 3D, et une grande quantité de travaux de conception technique déjà réalisés en France et en Allemagne.

 

Charmeau a déclaré que la dynamique du marché qui ont dissuadé la société de la réutilisation dans le passé sont toujours les mêmes, mais la société veut jeter les bases pour le développement de lanceurs à long terme.

 

«Nous préparons le marché pour 2030.»

 

Le moteur méthane serait compatible avec un autre projet nommé "Adeline" destiné à faire revenir l'étage sur une piste avec ailes et moteurs déployables.

 

Je pense que Charmeau sait très bien qu'un moteur méthane est capable à se mettre au petit ralenti et faire un retour vertical sur bateau bien mieux que l'actuel Falcon de SpaceX. Il doit savoir qu'au moment de se mettre sur le marché dans une dizaine d'années, il présentera un moteur méthane 3G c.a.d 3e génération (le BE4 de Blue Origin/ULA étant le 2G). Du coup il rendrait Adeline complètement obsolète si toutefois une fusée aillée était un jour une idée valable. Du coup, il rend juste une politesse à un projet qu'il sait être caduc, AMHA.

 

Pour l'anecdote, à force de poster sur des forums anglo-saxons, j'avais basculé la correction d'orthographe en anglais. Du coup, j'ai démarré un nouveau fil, étant incapable de trouver le présent fil parce que je cherchais avec le mot-clef "Prometheus" au lieu de "Promothée".

Modifié 27 mars 2017 par Paul_Wi11iams

[Paul_Wi11iams]

La question que j'ai posée reste ouverte:

 

Un moteur efficace réutilise les gaz issus de la précombustion servant à faire tourner les turbines. C'est le cas, entre autres, du moteur hydrolox de la Navette et du moteur méthalox "Raptor" en cours d'essais chez SpaceX.

 

Le terme anglais dont je ne trouve pas de traduction pour l'instant est "full flow staged combustion".

 

 

On remarque l'absence de "tuyau d'échappement" car tous les gaz passent par la chambre de combustion principale.

 

En empruntant l'image suivante de lachroniquespatiale.over-blog.fr

 

 

...on dirait qu'il que la combustion n'est pas à étage.

 

 

On peut aussi noter le commentaire de Montmein69 (=montmein69_2 ?) sur un forum.

 

PROMETHEE (Precursor Reusable Oxygen METHane cost Effective Engine)

 

Le P pour Precuseur ... ne peut-il s'interpréter comme désignant un prototype de puissance modeste ?

Lorsque l'étude et les essais auront été réalisés et concluants ... on pourra certainement envisager plus gros ?

 

C'est sûr que le montage dans la photo ne semble pas tout-à-fait prêt à prendre le chemin de l'espace. Pour y arriver rapidement et avec une fusée complète, en partant d'un budget de 85M€, il faudrait rajouter un zéro.

Modifié 27 mars 2017 par Paul_Wi11iams

[montmein69_2]

J'ai trouvé ce schéma de "moteur à combustion étagée" avec des explications.

Il est assez simplifié avec une seule chambre de pré-combustion entrainant les deux pompes (carburant - comburant) à la fois par un axe commun.

 

Sur le tien il y a deux chambres de pré- combustion séparées (en petit en rose) chacune entrainant une pompe à ergol. Les "gaz imbrûlés" sont ré-injectés dans la chambre de combustion principale

Modifié 27 mars 2017 par montmein69_2

[jackbauer]

Le dernier n° d'Air & Cosmos (28 avril) publie une longue interview de Jean-Yves Le Gall, président du CNES et du conseil de l'ESA

Je poste le passage sur son avis concernant les lanceurs réutilisables U.S, le programme Prometheus et le démonstrateur Callisto. Ce dernier ressemblant bigrement à...

J'ajoute un petit encadré intéressant sur Prometheus.

 

 

 

[Paul_Wi11iams]

J'ai trouvé ce schéma de "moteur à combustion étagée" avec des explications.

Il est assez simplifié avec une seule chambre de pré-combustion entrainant les deux pompes (carburant - comburant) à la fois par un axe commun.

https://i58.servimg.com/u/f58/13/00/35/75/moteur10.jpg

 

Sur le tien il y a deux chambres de pré- combustion séparées (en petit en rose) chacune entrainant une pompe à ergol. Les "gaz imbrûlés" sont ré-injectés dans la chambre de combustion principale

 

merci pour la précision au niveau du vocable "moteur à combustion étagée". Je pense que "full flow" (plein flux?) est un peu le Graal des constructeurs: deux turbines dissociées.

 

Le dernier n° d'Air & Cosmos (28 avril) publie une longue interview de Jean-Yves Le Gall, président du CNES et du conseil de l'ESA

Je poste le passage sur son avis concernant les lanceurs réutilisables U.S, le programme Prometheus et le démonstrateur Callisto. Ce dernier ressemblant bigrement à...

..oui. Je n'arrive pas à mettre un nom dessus, mais j'en ai vu un en train de se ranger sur un parking du côté de Floride lundi matin.

J'ajoute un petit encadré intéressant sur Prometheus.

 

On dirait qu'on va trop lentement. Outre-Atlantique on n'a une génération en cours de fiabilisation, une deuxième qui prépare son vol d'essai et une troisième en cours d'essais moteur. Il y a même une sorte de d²x/dt² qui rend les lenteurs du début aussi trompeuses qu'un décollage de Saturn V. D'autant plus qu'ils ont commencé en 2002 comme une joyeuse bande d'amateurs photo. Rajoutons à cela une probable injection de fonds côté USAF/Nasa et Prometheus arrivera bien trop tard pour exister sur le marché de l'époque.

Modifié 3 mai 2017 par Paul_Wi11iams