Les avions spatiaux lancés par air pourraient-ils atteindre des vitesses d'échappement?

Des fusées comme l' Ariane 5 pèsent des centaines de tonnes, mais avec environ 85% de ce poids étant du carburant, la fraction de charge utile n'est que d'environ 3% (~ 10-20 tonnes).

Virgin Galactic construit des avions spatiaux suborbitaux , principalement à des fins touristiques. Ils volent à environ Mach 4, trop lentement pour s'échapper de la terre.

Maintenant, je me demande si un vaisseau spatial lancé dans les airs au cours des 20 prochaines années pourrait vraiment nous faire voler vers la lune - c'est-à-dire, pourrait-il atteindre des vitesses d'échappement?

Comme question secondaire au cas où ils le pourraient: seraient-ils plus ou moins économes en carburant que les fusées standard telles que la Saturn V ? Quelle charge utile serait réaliste- ment transportable?

Croyez-le ou non, nous aurions pu le faire il y a 50 ans, si le financement gouvernemental n'avait pas été retiré d'un projet à la dernière minute. Frustrant, après des années de travail par des scientifiques, des ingénieurs et des techniciens, le projet Boeing X-20 Dyna-Soar a été annulé juste après le début des travaux sur le véritable vaisseau spatial.

Voici une impression d'artiste du X-20:

Le X-20 était le résultat d'un programme militaire qui visait à développer un avion spatial orbital à utiliser pour les bombardements et la reconnaissance. Il a été conçu pour être lancé en orbite et y rester pendant un court instant. Malgré sa petite taille - seulement 35 pieds de long - il atteindrait en théorie des vitesses orbitales après son lancement. Il a réussi à atteindre Mach 18 lors des essais de glisse d'entraînement.

Le X-20 n'a pas été conçu pour être lancé par voie aérienne, mais pour être lancé au-dessus d'un missile Titan III . Cependant , un design similaire - un précurseur du X-20, si vous voulez - appelé Bomi a été conçu pour être lancé comme ça. Ici$^1$ est une comparaison de Bomi (à gauche), du X-20 (les deux à l'extrême droite) et de Robo, un projet connexe:

_{(source: astronautix.com )}

Il y avait deux versions de Bomi: une sous-orbitale, avec une vitesse maximale de Mach 4, et une orbitale, avec une vitesse maximale de - enfin, la vitesse orbitale. Ce dernier est probablement celui qui vous intéresse. Il aurait fait 23 pieds de long et aurait eu une charge utile de 34 000 kilogrammes - assez pour deux bombes nucléaires.

Les deux versions auraient été lancées sur une sorte de lanceur - le plus gros véhicule auquel Bomi est montré attaché. Cette conception pourrait également être modifiée selon que le vol devait être orbital ou sous-orbital.

Bomi a finalement été annulé alors que le financement était retiré pour Dyna-Soar (le X-20), qui a ensuite subi le même sort. Mais Dyna-Soar a dépassé le stade de test de glisse (abandonné d'un B-52) et a presque réussi à se rendre dans l'espace. Si les ressources avaient été transférées à Bomi, cela aurait pu réussir.

Bomi aurait-il pu s'échapper de l'orbite terrestre? Avec un peu de travail, ça aurait pu. Pensez à l'évolution des différentes familles de fusées. Différents types peuvent remplir différentes missions. Le Saturne V était le résultat final de fusées plus petites, suborbitales et orbitales. Si Bomi avait été développé dans la mesure du programme Apollo, je pense qu'il est très probable qu'il aurait pu sortir de l'orbite terrestre.

$^1$Cette image semble être dans le domaine public, comme indiqué ici .

Maintenant, je me demande si un vaisseau spatial lancé dans les airs au cours des 20 prochaines années pourrait vraiment nous faire voler vers la lune - c'est-à-dire, pourrait-il atteindre des vitesses d'échappement?

• Lancement aérien de LEO: terminé maintenant

• Lancement aérien en orbite lunaire - oui, mais à 20% -25% de la charge utile de LEO

• Lancement aérien vers Moon et retour vers LEO: Oui, mais avec environ 5% de la charge utile de LEO

• Il est facile d'ignorer certaines réalités pratiques lorsque l'on se passionne pour les systèmes papier.
  Il ne faut pas négliger le rapport entre la masse des véhicules lancés par air et la masse du vaisseau mère de retour à la base. La taille du vaisseau mère fixe une limite supérieure à la masse des véhicules spatiaux. Des augmentations au-dessus des masses de charge utile des avions de transport lourd peuvent être possibles avec, par exemple, des ballons, mais cela nécessite des systèmes extrêmement spécialisés. En regardant les chiffres ci-dessous, il semble que le retour lunaire habité à la surface de la terre soit une attente irréaliste pour les systèmes lancés par air. Les petits engins sans pilote à orbite lunaire sont pratiques.

La réponse est "oui, évidemment" car vous pouvez construire un lanceur lunaire plus petit que celui habituellement utilisé et vous pouvez éventuellement concevoir un moyen de le lancer à l'air. Par exemple, le lancement d'un ballon peut permettre une masse très importante et a été proposé dans diverses études.

La preuve de l'existence du concept général se présente sous la forme de plusieurs véhicules orbitaux lancés par air "Orbital Sciences Corporation". Ceux-ci ne sont utilisés que pour l'insertion de LEO (orbite terrestre basse) mais la vitesse de fuite serait réalisable compte tenu d'une charge utile convenablement petite.

Le matériel ci-dessous donne des exemples de ce qui pourrait être réalisé de manière réaliste sur la base des petits lanceurs de satellites LEO existants et de la proposition telle qu'elle était alors en 2013 d'Orbital Sciences, Burt Rutan et Paul Allen.

Cela démontre qu'un lancement aérien non négligeable pourrait livrer environ 800 à 1000 livres sur l'orbite lunaire - davantage avec des carburants et des systèmes de pointe, ou même des `` vaisseaux-mères '' encore plus grands. Ceci est inconfortablement plus petit que ce que vous souhaitez de façon réaliste amener une personne sur l'orbite lunaire et vice-versa. Bien que la mise à l'échelle soit possible, elle ne semble pas attrayante pour les vols de retour lunaire à plusieurs personnes.

Les avantages du lancement aérien ne sont pas le gain d'altitude en tant que tel mais le gain significatif de résistance réduite à l'air et le petit gain de vitesse. Alors que la vitesse de lancement aérien est une fraction mineure de la vitesse orbitale, un lanceur au sol doit ajouter la vitesse initiale tout en soutenant la masse maximale contre la gravité. Ceci est mineur par rapport aux pertes de résistance à l'air, mais utile. La résistance à l'air diminue de moitié environtous les 15 000 pieds, et la traînée est inversement liée à la densité de l'air. Et la traînée est proportionnelle à la vélocité carrée - donc si vous pouvez commencer plus lentement et plus haut, cela peut aider de manière significative. Vous aurez finalement besoin d'une vitesse "horizontale" très importante pour orbiter, mais au départ, se lever de la basse atmosphère épaisse avec des pertes minimales est extrêmement important. Le «vaisseau-mère» a des ailes et des moteurs respiratoires et le carburant est bon marché par rapport au coût de son transport à haute altitude et à grande vitesse, de sorte qu'un système de lancement aérien offre des gains de coûts et de capacités pour les lanceurs dans des situations où il est raisonnablement possible de construire un "vaisseau mère" assez grand. Pour les petites charges utiles LEO, il est éminemment viable (et utilisé), pour les très petites charges utiles lunaires unidirectionnelles, mais pour le retour lunaire,

Voici une vidéo du lancement aérien d'un XL Systems "Pegasus" . Cela montre l'action juste avant le lancement jusqu'au burnout de la phase 1.

La «prochaine étape» de cette capacité à partir de mai 2013 est présentée ici.
Stratolaunch et Orbital - La hauteur du lancement aérien . Comment cela a été modifié par des événements plus récents, je ne sais pas, mais cela montre ce qui était prévu en 2013 est donc pertinent pour votre question.

Ce lanceur a proposé une charge utile de 13 500 livres à LEO.
Ce n'est pas vaste - mais fournit certainement une charge utile

L'affectation des delta V relatifs et des besoins en carburant aux missions est trop complexe pour permettre des réponses simplistes qui couvrent plus que des exemples spécifiques, mais comme indication vraiment très approximative, le "delta-V" de LEO à l'orbite lunaire est très approximativement 40% de celle nécessaire pour atteindre LEO depuis la surface de la terre. Le tableau ci-dessous fournit les changements de vitesse nécessaires pour diverses transitions orbitales et de localisation. Cela donne 3,9 km / s comme le delta V nécessaire de LEO à l'orbite lunaire.

La formule de base pour calculer le changement de vitesse d'une fusée est l'équation (sans surprise) de la fusée: -

• V = Isp xgx ln (M2 / M1)

  Isp = impulsion spécifique du carburant
  M2 = masse
  initiale M1 = masse finale g = constante gravitationnelle (~~ = 10 m / s / s)

Appelez M2 / M1 = rapport de masse = MR.

En utilisant un Isp modeste selon les normes modernes de 300, pour produire un delta-V de disons 4000 m / S, il faut une RM d'environ 3,7 ou une masse finale ~ = 1 / 3,7 = 27% du total.
Donc, environ 25% des 13 500 livres ci-dessus pourraient être livrés à l'orbite lunaire
= ~ 3375 livres = 1,5 tonne
~ = 1,5 tonne :-)

À son tour, cela pourrait ramener environ 840 livres à LEO et une quantité plutôt moindre sur terre. Le tableau ci-dessous provient de cette page de l'université de Delft

En relation:

Photos du lanceur Pegasus avec liens

OSC Pegasus - 44 lancements depuis 1990.

Pegasus XL - 443 kg à LEO donc environ 100 kg à l'orbite lunaire.

Mission NASA Pegasus 2014

Page Facebook de la CVMO

Graphique delta V du système intérieur

De ** Wikipedia - Budget Delta-v
et également utilisé dans ce post d'échange de pile

Commencez votre modèle mental en supposant une trajectoire de vol de fusée. Un diagramme vitesse / altitude en fonction du temps pour la navette spatiale:

_{(source: aerospaceweb.org )}

Les moteurs à réaction ont mieux $Isp$que des fusées. Mettons des moteurs à réaction sur notre fusée. Le Falcon 9 produit environ 1,1 m lb de poussée, nous pouvons donc utiliser un GE-90 pour ajouter 120 000 lb, doublant ainsi l'accélération au niveau de la mer. Elon Musk a déclaré que le Falcon 9 coûte environ 54 millions de dollars par fusée entière. Le GE-90 coûte environ 24 millions de dollars. Oops. Nous avons ajouté 50% de coût au système (hors intégration ou développement d'un système de récupération) et la poussée diminue rapidement avec l'altitude.

Utilisons plutôt un F-414. Il coûte environ 4 millions de dollars et peut être utile jusqu'à environ Mach 2 avec une entrée correctement conçue, et la vitesse nous aide vraiment à développer la pression du vérin, qui alimente le style du statoréacteur à postcombustion. Nous obtenons 26 000 lb de poussée pour seulement 4 millions de dollars et une combustion plus longue, meilleure mais pas stellaire. La fusée que nous soulevons doit encore être gigantesque, nous ne sommes donc pas encore si bien lotis.

Les statoréacteurs purs présentent le dilemme du poids mort au décollage, ajoutant plus de fusée à la phase d'accélération la plus lente, donc peut-être que nous ne pouvons pas gagner là-bas non plus. Les ramjets ne dépassent que les roquettes$Isp$ à environ Mach 0,5 et ne peut pas générer une poussée complète pendant un certain temps car ils souffleront de l'air à l'avant s'ils ajoutent trop de carburant jusqu'à ce que la pression du vérin soit suffisamment élevée.

Ainsi, les moteurs respiratoires ne génèrent pas une tonne de poussée par dollar et ont une plage de vitesse faible. Les ailes se soulèvent à un taux d'environ 16: 1, nous pouvons donc utiliser nos moteurs pour accélérer lentement et voler à 40 000 pieds et Mach 1. Cela n'économisera pas une tonne de poids de fusée car elle est à environ 1 / 25e de sa vitesse finale et une minute de traînée. Disons que nous avons réduit le poids de 20% et n'avons besoin que de 900 000 lb.

Un 747-8 transporte 308 000 lb de fret et coûte environ 350 000 000 $ . Disons que les coûts et le fret évoluent de façon linéaire, nous envisageons au moins un lanceur de 700 000 000 $ , loin de 54 millions de dollars , amorti sur le nombre de lancements, mais il en va de même pour le coût de développement, qui pour le 747-8 était de $ 3,7 milliards. Encore une fois, en évoluant linéairement, nous avons besoin d'environ 8 milliards de dollars pour nous étaler sur de nombreux lancements. SpaceX a récemment collecté 1 milliard de dollars auprès de Google et de Fido, ce qui n'est pas tout à fait suffisant.

C'est là le dilemme du lancement de charges utiles avec des avions à respiration aérienne. Soit vous avez besoin d'un turboréacteur à poussée plus élevée, beaucoup moins cher, qui développe une poussée à vitesse nulle, soit vous revenez à des fusées et des techniques de récupération comme ULA et SpaceX se développent.

Beaucoup ont essayé d'assumer des trajectoires de vol respiratoires plus longues à des vitesses toujours croissantes, mais vous commencez à utiliser des scramjets, des pré-refroidisseurs, la gestion de la chaleur, et cela ne semble jamais devenir plus petit, fonctionner sur une enveloppe suffisamment grande ou atteindre une vitesse suffisamment élevée importe pour la fusée éventuelle de toute façon.