Le jeudi 8 août 2024 SpaceX a effectué le premier essai-moteur du Raptor V3 (RV3) qui doit prendre la suite des RV2 pour équiper les Starships (lanceur et vaisseau). Ce n’est pas rabaisser les compétences et l’efficacité de Gwynne Shotwell, COO (Chief Operating Officier) de SpaceX, que de féliciter Elon Musk, créateur de l’entreprise et son actionnaire principal (79% des droits de vote), son PDG et l’inspirateur de sa stratégie de développement vers la perfection dans la propulsion chimique.
SpaceX « travaille » son Raptor depuis 15 ans mais sa matérialisation est toute récente puisque les premiers essais au sol ne remontent qu’à 2016 et la première utilisation en vol (sur le Starhopper), à 2019. Ce sont des RV2 qui ont équipé les tests en vol IFT 1 (Avril 23), IFT 2 (Novembre 23), IFT 3 (Mars 24) et ITF4 (juin 24). On ne sait pas encore quand le RV3 sera utilisé en vol mais ses débuts au sol sont prometteurs. Ce moteur est révolutionnaire par bien des aspects et ce qui est surtout remarquable c’est son évolution ultra-rapide vers le toujours mieux.
Le Méthane
Le mix d’ergols « méthane/oxygène » a été choisi en 2012 selon le raisonnement suivant :
(1) Les températures du méthane et de l’oxygène liquides sont très proches (à 22°C près) à la différence de l’hydrogène liquide, ce qui facilite leur maniement.
(2) Le méthane laisse moins de résidus de combustion dans le moteur ce qui en facilite évidemment la réutilisation (SpaceX espère plusieurs dizaines de fois).
(3) L’hydrogène liquide du fait de sa très basse température et des fuites difficiles à éviter compte tenu de la taille de la molécule d’hydrogène, demande un stockage complexe, occupe un volume important (taille des réservoirs plus grands) et requière des propulseurs coûteux à développer et à utiliser.
(4) On pourra obtenir du méthane sur Mars à partir du CO2 de l’atmosphère (réaction de Sabatier) moyennant un apport, faible, d’hydrogène obtenu sur place (glace d’eau martienne) donc non transporté !
(5) Les performances des moteurs méthane/oxygène sont tout à fait satisfaisantes quoique leur efficacité soit moindre que celle de ceux fonctionnant à l’hydrogène brûlant dans l’oxygène. L’Isp* est de 350 secondes pour le RV1 ou RV3 (347 pour le V2). Pour comparaison, le Vulcain-2.1 d’Ariane-5 et d’Ariane-6 a une Isp de 432s. Donc l’Isp du V3 est moins bonne que celui du Vulcain 2.1 mais sa poussée est excellente : 280 tonnes pour le V3 contre seulement 137 tonnes pour le Vulcain 2.1. Et ce facteur est capital pour le décollage puisque c’est à ce moment que la fusée est la plus lourde (puisque pleine du maximum d’ergols).
*Je rappelle que l’Isp (impulsion spécifique) est la grandeur utilisée pour mesurer l’efficacité des moteurs. Elle indique (en secondes) la durée pendant laquelle un kg d’ergols produit la poussée nécessaire pour élever une masse d’un kilogramme dans le champ gravitationnel terrestre. Plus la durée est longue plus le moteur est efficace. Tous les moteurs qui utilisent le même mélange de gaz n’ont pas la même Isp, cela dépend de la configuration du moteur mais les chiffres ci-dessus donnent des tendances.
L’ensemble des avantages du Raptor dépasse largement la relative faiblesse de l’Isp. C’est clairement pour la puissance mais aussi pour la facilité d’utilisation, avec en vue le retour de la fusée depuis la Lune ou Mars (où l’environnement technologique installé sera moins « sophistiqué » que sur Terre) mais aussi le décollage depuis plusieurs astroports sur Terre, que SpaceX a préféré la combustion méthane/oxygène à celle de l’hydrogène/oxygène.
La combustion étagée à flux complet
Le Raptor innove aussi dans le mode d’utilisation de ses ergols puisqu’il recourt à la « combustion étagée à flux complet » (« FFSC » pour « Full Flow Stage Combustion »). Dans ce cycle, l’entièreté (et non seulement une partie) du méthane et de l’oxygène sont soumis à une pré-oxydation (pré-brûlés) à très haute température (trop élevée et rapide pour éviter une combustion complète), chacun dans sa mini-chambre de combustion (une avec quasi-totalité du méthane, l’autre avec quasi-totalité de l’oxygène), pour alimenter chacun une turbopompe conduisant à la « chambre de combustion principale » (SC). Les ergols ressortent de chaque turbopompe à l’état totalement gazeux avec d’une part, des gaz riches en comburants (« oxidizer rich »), et d’autre part, des gaz riches en carburants (« fuel rich »). Dans la chambre de combustion principale, la combustion complète s’effectue de façon beaucoup plus efficace et sans résidus que si elle n’avait pas été précédée de cette précombustion. Les gaz ultra-chauds résultant de la combustion complète (CO2 + H20), fournissent la poussée en étant expulsés par la seule voie possible, la tuyère (orientable). Comme la totalité des ergols passe par les turbines (et non en majeure partie directement dans la chambre de combustion), on donne à ce cycle le qualificatif de « full flow » (FF). Le processus est simple et c’est un gage de fiabilité. La théorie sur ce FFSC a été étudiée dès 1949 en URSS mais c’est avec les Raptor V2 et V3, la première fois qu’on l’utilise dans un moteur-fusée.
Schéma FFSC (Wikipedia, creative commons : CC BY-SA 3.0)
L’impression 3D
La dernière innovation (pour le moment !) est la simplification de l’architecture par utilisation massive de l’impression 3D. Pour Elon Musk « best part is no part », chaque élément d’une structure complexe extérieure étant évidemment utile mais aussi source de défaillance(s) en raison de sa fragilité. Au-delà de la simplification et de sa moindre exposition à des incidents lors des manipulations, un moteur plus compact est moins sensible aux vibrations (un gros problème pour les structures complexes composées de multiples pièces !). Aussi, qui dit moins de pièces dit moins de masse. Et pour une fusée c’est une amélioration très appréciable. Enfin, un moteur plus intégré et plus simple est plus rapide à construire (on passe de 11 jours pour un RV1, à 2 jours pour un RV2, à quelques heures pour un RV3) et moins cher à fabriquer, compte tenu de la simplification et de la réduction du temps de production.
Pour commencer, dans le Raptor V3 on a supprimé les boulons et on les a remplacés par des soudures. L’impression 3D permet aussi de réduire au minimum la tuyauterie externe susceptible de fuites et donc de feu. Ces tuyaux comme les attaches métalliques peuvent être supprimés par intégration de leur fonction (si elle reste nécessaire) dans la masse d’autres pièces. Ainsi SpaceX a créé un refroidissement régénératif intégré en faisant passer les ergols à l’état cryogénique par des tubes dans la coque entourant la tuyère aussi bien que la chambre de combustion. De ce fait, plus besoin de bouclier thermique, plus besoin de système anti-incendie (et allègement de masse complémentaire).
Seul point négatif de l’intégration dans la masse, toute réparation devient une « opération chirurgicale ». On n’aura donc pratiquement pas de choix autre que le remplacement en cas de défaillance interne. Mais l’impression 3D donnera beaucoup de souplesse, même lorsqu’on se trouvera sur la Lune ou sur Mars. Par ailleurs la simplification par impression 3D permettra d’énormes baisses de coût et de ce fait, des remplacements de moteur sans conséquences financières trop lourdes pour SpaceX et un prix du transport plus accessible pour le client.
Comme mentionnés plus haut, les résultats pour la masse sont impressionnants :
RV1 : masse totale 3630 kg, poussée 185 tonnes pour un RSL* (200 pour un RVac*), Isp 350.
RV2 : masse totale 2875 kg, poussée 230 tonnes pour un RSL (258 pour un RVac), Isp 347.
RV3 : masse totale 1720 kg, poussée 280 tonnes pour un RSL (306 pour un RVac), Isp 350. Pour un lanceur SuperHeavy cela permet une poussée totale de 9240 tonnes et pour le vaisseau une poussée totale de 1758 tonnes.
*RVac : Raptor adapté au vide / RSL : Raptor Sea Level. Le lanceur SuperHeavy est équipé de 33 RSL et le vaisseau Starship de 3 RSL. Le vaisseau Starship dispose en plus, de 3 RVac.
Pour comparaison, la poussée au sol du moteur Vulcain 2.1 (qui équipe Ariane 6) est de 137 tonnes. Il a une masse de 2000 kg (l’Isp est mentionnée plus haut).
Sur les 200 tonnes de masse sèche du SuperHeavy, on voit que (pour ne prendre que les versions RV2 et RV3), la différence de masse pour 33 moteurs (2875-1720) représente 34,82 tonnes. Ce n’est pas un chiffre négligeable (sans compter qu’à cette économie il faut ajouter celle de la masse des ergols nécessaires et de leur réservoir) pour soulever une masse qui devient plus faible, et aussi celle des protections thermiques. Cela permettra d’emporter plus de charge utile ou en conservant la totalité des ergols logeables dans les réservoirs, d’avoir plus de temps dans la dernière phase de l’atterrissage pour « hésiter » ou « réfléchir » notamment avant de toucher le sol de la Lune ou de Mars.
Et ce n’est pas fini ! Après le Raptor V3, il y aura un Raptor V4 et, qui sait, un Raptor V5. L’objectif à l’issue du process itératif cher à Elon Musk, est d’atteindre une poussée de 330t par moteur RSL permettant 10.890 tonnes de poussée au décollage pour un SuperHeavy équipé de 33 moteurs (mais on en envisage déjà 35). Quant à l’ISP, on essayera toujours de faire un peu mieux. Déjà le V3 a amélioré légèrement les performances du V2 (+5 secondes).
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Je veux montrer par cet état des lieux et ces comparaisons que SpaceX n’est pas une entreprise d’amateurs qui profite simplement d’une rente accordée par la NASA comme beaucoup le disent. Les acquis technologiques sont sans cesse poussés par des itérations continuelles dans des paris audacieux faits par des ingénieurs compétents. Elon Musk et ses équipes ne se reposent pas sur leurs lauriers et SpaceX reste à la pointe de la technologie de la propulsion chimique. Mais aussi Elon Musk a une vision dont il ne dévie jamais, les missions habitées sur Mars (et accessoirement sur la Lune). Et compte tenu de la robustesse du moteur Raptor V3 (et suivants), de l’utilisation du méthane plutôt que l’hydrogène comme carburant et de l’utilisation systématique de l’impression 3D, SpaceX est la seule entreprise à pouvoir envisager ces missions aujourd’hui.
Illustration de titre : évolution visuelle des trois versions du Raptor.
Ci-dessous évolution des Moteurs Vulcain (crédit Capcom Espace). Comme vous remarquerez, la masse augmente mais la poussée pas beaucoup.
Liens :
https://www.youtube.com/watch?v=NGFaY3INqxE
https://www.youtube.com/watch?v=vIbQ17XoZxE
https://www.youtube.com/watch?v=D-qapGDdTo0
https://en.wikipedia.org/wiki/SpaceX_Raptor
https://www.mccaininstitute.org/fr/le-forum-de-sedona/haut-parleurs/gwynne-shotwell/
https://fr.wikipedia.org/wiki/Impulsion_sp%C3%A9cifique
https://fr.wikipedia.org/wiki/Cycle_%C3%A0_combustion_%C3%A9tag%C3%A9e
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13 Responses
Belle et prometteuse réalisation de SpaceX en effet. Il faut reconnaître qu’en matière de motorisation spatiale, cette firme est vraiment à la pointe aujourd’hui et continue à innover.
Un point qui me surprend toujours est que l’on continue à utiliser une notion directement liée aux conditions de l’environnement terrestre, à savoir l’accélération de la pesanteur g, pour caractériser les performances de moteurs-fusées destinés à propulser des engins hors de cet environnement. Etant donné que l’impulsion spécifique est donnée par Ve/g, où ve est la vitesse d’éjection, pourquoi ne pas simplement utiliser, plus logiquement dans ce contexte, cette dernière comme indice de performance?!
Autre remarque, je vois un autre avantage à l’utilisation du méthane plutôt que l’hydrogène pour les missions de longue durée, c’est celle du stockage de l’ergol carburant, quasiment impossible à assurer sur la durée pour l’hydrogène. Mais même avec le méthane, le stockage cryogénique pendant des mois semble très difficile à maintenir sans fuites importantes. C’est un des points (il y en a quelques autres!) sur lesquels on aimerait avoir plus de précision concernant un éventuel futur Starship martien, comment ce stockage est-il supposé « tenir la distance » (certains prétendent que le contenu des réservoirs se sera évaporé avant d’avoir atteint l’environnement martien, quel que soit le type de stockage envisagé selon les techniques aujourd’hui disponibles)?
Certes, Pierre-André, la vitesse d’éjection (donc l’Isp) est très importante mais ce qui me semble encore plus important c’est la poussée fournie au niveau de la mer, au décollage de la Terre. C’est en effet à ce moment et à cet endroit que la fusée est la plus lourde et que l’essentiel est de la faire décoller puis monter le plus vite possible pour atténuer l’effet de la gravité tout en réduisant la masse le plus possible.
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C’est vrai que la conservation des liquides cryogéniques est un souci (et un problème). Ceci dit la conservation du méthane est quand même nettement moins difficile que celle de l’hydrogène. Par ailleurs, on peut espérer trouver des moyens de conservation. Pour l’hydrogène, un institut de recherche allemand, l’IFAM, a élaboré un moyen de stockage sous forme de pâte stable à température ambiante et avec une densité énergétique importante : la Powerpaste : https://www.discoverthegreentech.com/powerpaste-pate-stocker-hydrogene/
Reste que lorsque l’hydrogène sera à nouveau liquéfié (il faudra bien le faire avant le décollage pour le mettre dans son réservoir), il occupera toujours plus de volume que le méthane (d’où problème de volume et de masse des réservoirs), que la température de l’hydrogène liquide sera toujours aussi basse et que la différence de température avec le méthane liquide sera toujours aussi importante.
« Certes, Pierre-André, la vitesse d’éjection (donc l’Isp) est très importante ». Ce n’était pas le point que que je soulevais, mais celui de l’incohérence de continuer à utiliser de nos jours, dans le contexte de vols hors de l’environnement terrestre, un paramètre lié à la Terre par le facteur « g ». Devrait-on alors dans l’environnement martien utiliser la valeur de l’accélération de la pesanteur martienne pour calculer une « Isp martienne »?! Etant donné qu’elle fournit la même indication de performance, mais sans référence terrestre, la vitesse d’éjection « ve » devrait à mon avis être maintenant systématiquement utilisée à la place de l’Isp dépassée.
En ce qui concerne la technique de stockage de l’hydrogène développée par l’IFAM, cette pâte aurait apparemment une densité par unité de masse de 10% (c’est-à-dire qu’on peut stocker 1kg d’hydrogène dans 10 kg de « Powerpaste »); elle multiplierait donc la masse du « réservoir » correspondant par 10, complètement impensable pour un engin spatial! Et s’il faut la reliquéfier pour remplir un réservoir, on n’a rien résolu du problème de stockage pendant un vol de longue durée.
Cela dit, j’ai bien mentionné que le méthane présente effectivement des avantages sur l’hydrogène de ce point de vue. La question qui reste à déterminer est: même ainsi, est-il possible d’assurer la conservation de (suffisamment) de méthane liquéfié dans un réservoir pendant les environ 6 mois que durera un voyage Terre-Mars? Apparemment. des spécialistes en doutent fortement.
Pour ce qui concerne le stockage de l’hydrogène dans la Powerpaste, je pensais qu’il serait utile non pendant le voyage Terre-Mars (évidemment en raison du volume) uniquement sur Mars, étant donné qu’on obtiendrait l’hydrogène par électrolyse d’eau martienne (provenant d’un gisement de glace).
Bien sûr il faudrait trouver sur Mars les éléments nécessaires à la fabrication de la Powerpaste (argument volume).
Oui, mais là n’est pas le problème du stockage des ergols cryogéniques que j’évoquais (on peut bien sûr imaginer faire plus ou moins sur Mars ce que l’on fait sur Terre). C’est PENDANT LE TRANSFERT Terre-Mars (et retour) que se pose le (gros) problème, apparemment non résolu à ce jour.
Oui mais plus de 90% des ergols sont consommés jusqu’à l’injection interplanétaire. Et ceci aussi bien au retour de Mars qu’au départ de la Terre. Le méthane et l’oxygène liquides nécessaires (masse et volume) pour l’atterrissage et les corrections d’attitude et meme de trajectoire peuvent certainement être embarquées même si le réservoir doit être aussi hermétique que possible (et donc avec peut-être un supplément de masse par rapport à ceux d’aujourd’hui).
Bien sûr que le gros de la consommation d’ergols se produit jusqu’à l’injection interplanétaire. Mais il en faut quand même une quantité non négligeable pour la mise en orbite martienne et la descente sur la planète d’un vaisseau de la masse du Starship. Et cette quantité devra être stockée de l’ordre de 6 mois. S’il faut prévoir une perte par évaporation importante, on a un problème (soit des réservoirs d’une masse prohibitive, si même réalisables, soit des quantités d’ergols excédentaires importantes pour compenser les pertes). Et, de nouveau, ce sont des experts du domaine qui ont récemment mis cette problématique en évidence, pas moi (mais je n’ai pas de raison de mettre leurs évaluations en doute). En tout cas, comme pour d’autres problèmes (production de l’énergie nécessaire à bord en particulier), on aimerait bien avoir quelques indications sur la manière dont SpaceX compte s’y prendre. Est-ce que ces divers problèmes ont même seulement été sérieusement pris en compte à ce stade (on ne peut remettre leur examen à plus tard, car suivant les solutions à apporter, cela pourrait obliger à revoir en profondeur la conception du vaisseau)?
Mais on parle d’évaporation importante pour l’hydrogène pas pour le méthane. Quelle est votre source pour ce dernier et quelle est l’évolution des pertes en pourcentagede masse et sur la durée?
Bonjour Pierre Brisson
Absolument extraordinaire! rien de plus a ecrire! si ce n est que chez Ariane ils vont avoir du « boulot »!
Nous sommes la devant un homme Elon Musk tres intelligent et reveur qui a su faire ce qu il fallait dans une structure privee et autonome.Ce systeme est le meilleur en terme d efficacite et de creativite.Et bien sur il s est entoure d ingenieurs et techniciens de haut vol.Il s agit donc de l exemple a suivre c est simple!!!
PS VOILA QUE JE M INTERROGE SUR L UTILISATION DE TELS MOTEURS EN AVIATION: avions hypersoniques croisants a mach4/mach5 ou plus a 50 ou 60 km d altitude car nos voyages qui durent actuellement 11 heures ou plus sont invivables.
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C est ce que devrait faire BOEING tout de suite pour sortir du marasme actuel et creer le » Buzz » a l image de la sortie du JUMBOJET.
Merci Niogret.
C’est bien ce que compte faire Elon Musk, utiliser son Starship pour relier en vols ultrarapides « normaux » les métropoles les plus distantes les unes des autres sur la planète Terre. On n’y est pas encore mais lorsque Lorsque Louis Blériot a traversé la Manche en Avion, on n’imaginait pas que des Airbus A310 puissent un jour voler!
Pour ce qui est de la conservation des liquides cryogeniques il faut mettre a profit le « froid » regnant dans le milieu interplanetaire: environ -120degres cote non eclaire et environ +150 degres cote soleil:il faut que le vaisseau tourne sur lui meme et possede des protections thermiques qui peuvent refleter environ 70 pr cent des infrarouges de facon a maintenir ces liquides le plus froid possible ce qui diminue la pression et les fuites.
Oui Niogret. Effectivement il faudrait profiter du froid de l’Espace. Petit problème, le vaisseau sera en rotation sur lui-même (à faible vitesse) simplement pour éviter les effets d’une trop grande différence de température sur la coque (effets de dilatation et de contraction). Autre hypothèse: la rotation d’un couple de vaisseaux pour créer une gravité artificielle à l’intérieur.
Il faut donc imaginer un système qui permette au réservoir contenant le liquide cryogénique d’être toujours à l’ombre. Certains télescopes qui ont besoin d’un refroidissement par ce type de liquide (le JWST par exemple) sont protégés par un bouclier thermique en direction du Soleil. On pourrait imaginer d’effectuer le transport dans une annexe au vaisseau ou simplement dans une section cylindrique du vaisseau protégée par de tels boucliers (on peut en produire de très efficaces). A réfléchir!
Bonjour
hors sujet mais interessant :lux zeplin cycle de 280 jours termine…PAS DE WIMPS !!!