Conception des lanceurs 4-10-2010

Jean-Luc Bozet

PARTIE I : GENERALITES � LANCEURS CONSOMMABLES PAR OPPOSITION A REUTILISABLES Exception : Navette Spatiale, partiellement réutili sable � 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 él evées � 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 d es 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, gyromèt re, batteries, etc. � ELECTRONIQUES ET LOGICIELS • Acquisition et traitement des informations et mesur es ⇒ 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 ) → Principalement orbites basses - Moyens ) - Intermédiaires ) → Satellites géostationnaires ) Masses utiles élevées en orbites basses - Lourds ) - Super lourds ) 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 éta ges � Prix de lancement de 110 à 500 M$ : (sauf PROTON K, de prix très bas) � Plusieurs sont capables d'injection directe en orbi te 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 + 2

1 O2 → H2O

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