Fusée à propergol

Article principal : Fusée à propergol liquide

Les principaux types de propergols liquides sont les propergols stockables, qui ont tendance à être hypergoliques, et les propergols cryogéniques.

AvantagesRévision

Les fusées à propergol liquide ont une impulsion spécifique plus élevée que les fusées à propergol solide et peuvent être étranglées, arrêtées et redémarrées. Seule la chambre de combustion d’une fusée à propergol liquide doit supporter des pressions et des températures de combustion élevées. Le refroidissement peut se faire de manière régénérative avec le propergol liquide. Sur les véhicules utilisant des turbopompes, les réservoirs de propergol sont à une pression inférieure à celle de la chambre de combustion, ce qui réduit la masse du réservoir. Pour ces raisons, la plupart des lanceurs orbitaux utilisent des propergols liquides.

Le principal avantage des propergols liquides en matière d’impulsion spécifique est dû à la disponibilité d’oxydants performants. Il existe plusieurs oxydants liquides pratiques (oxygène liquide, tétroxyde de diazote et peroxyde d’hydrogène) qui ont une meilleure impulsion spécifique que le perchlorate d’ammonium utilisé dans la plupart des fusées solides lorsqu’ils sont associés à des combustibles appropriés.

Certains gaz, notamment l’oxygène et l’azote, peuvent être collectés dans la haute atmosphère, et transférés jusqu’à l’orbite terrestre basse pour être utilisés dans les dépôts de propergols à un coût sensiblement réduit.

InconvénientsModification

Les principales difficultés des propergols liquides concernent également les oxydants. Les oxydants stockables, tels que l’acide nitrique et le tétroxyde d’azote, ont tendance à être extrêmement toxiques et hautement réactifs, tandis que les propergols cryogéniques doivent par définition être stockés à basse température et peuvent également présenter des problèmes de réactivité/toxicité. L’oxygène liquide (LOX) est le seul oxydant cryogénique utilisé en vol – d’autres, comme le FLOX, un mélange de fluor et de LOX, n’ont jamais été utilisés en vol en raison de leur instabilité, de leur toxicité et de leur explosivité. Plusieurs autres oxydants instables, énergétiques et toxiques ont été proposés : l’ozone liquide (O3), ClF3 et ClF5.

Les fusées à carburant liquide nécessitent des vannes, des joints et des turbopompes potentiellement gênants, qui augmentent le coût de la fusée. Les turbopompes sont particulièrement gênantes en raison des exigences de performance élevées.

Types cryogéniques actuelsEdit

  • Oxygène liquide (LOX) et kérosène hautement raffiné (RP-1). Utilisé pour les premiers étages d’Atlas V, Falcon 9, Falcon Heavy, Soyouz, Zenit, et les fusées de développement comme Angara et Longue Marche 6. Cette combinaison est largement considérée comme la plus pratique pour les boosters qui décollent au niveau du sol et doivent donc fonctionner à la pleine pression atmosphérique.
  • LOX et hydrogène liquide. Utilisé sur l’étage supérieur du Centaur, la fusée Delta IV, la fusée H-IIA, la plupart des étages de l’Ariane 5 européenne, et le noyau et les étages supérieurs du Space Launch System.
  • L’utilisation du LOX et du méthane liquide (issu du gaz naturel liquéfié) est prévue sur plusieurs fusées en cours de développement, notamment Vulcan, New Glenn, et SpaceX Starship.

Types stockables actuelsEdit

  • Tétroxyde de diazote (N2O4) et hydrazine (N2H4), MMH, ou UDMH. Utilisé dans les fusées militaires, orbitales et de l’espace profond parce que les deux liquides sont stockables pendant de longues périodes à des températures et des pressions raisonnables. Le N2O4/UDMH est le principal combustible de la fusée Proton, des anciennes fusées Longue Marche (LM 1-4), du PSLV, du Fregat et de l’étage supérieur du Briz-M. Cette combinaison est hypergolique, ce qui permet d’obtenir un rendement élevé. Cette combinaison est hypergolique, ce qui permet des séquences d’allumage simples et attrayantes. L’inconvénient majeur est que ces propergols sont hautement toxiques et nécessitent une manipulation prudente.
  • Les monopropulseurs tels que le peroxyde d’hydrogène, l’hydrazine et le protoxyde d’azote sont principalement utilisés pour le contrôle d’attitude et le maintien à poste des engins spatiaux où leur stockabilité à long terme, leur simplicité d’utilisation et leur capacité à fournir les minuscules impulsions nécessaires l’emportent sur leur impulsion spécifique plus faible par rapport aux bipropulseurs. Le peroxyde d’hydrogène est également utilisé pour actionner les turbopompes du premier étage du lanceur Soyouz.

Ratio de mélangeEdit

La vitesse d’échappement théorique d’une chimie de propergol donnée est proportionnelle à l’énergie libérée par unité de masse de propergol (énergie spécifique). Dans les fusées chimiques, le carburant ou l’oxydant non brûlé représente la perte d’énergie potentielle chimique, ce qui réduit l’énergie spécifique. Cependant, la plupart des fusées fonctionnent avec des mélanges riches en carburant, ce qui entraîne des vitesses d’échappement théoriques plus faibles.

Cependant, les mélanges riches en carburant ont également des espèces d’échappement de poids moléculaire plus faible. La tuyère de la fusée convertit l’énergie thermique des propergols en énergie cinétique dirigée. Cette conversion s’effectue dans le temps qu’il faut aux propergols pour s’écouler de la chambre de combustion à travers le col du moteur et sortir par la tuyère, généralement de l’ordre de la milliseconde. Les molécules stockent l’énergie thermique sous forme de rotation, de vibration et de translation. Seule cette dernière peut être facilement utilisée pour ajouter de l’énergie à l’étage de la fusée. Les molécules comportant moins d’atomes (comme CO et H2) ont moins de modes de vibration et de rotation disponibles que les molécules comportant plus d’atomes (comme CO2 et H2O). Par conséquent, les molécules plus petites emmagasinent moins d’énergie de vibration et de rotation pour une quantité donnée de chaleur, ce qui fait que davantage d’énergie de translation est disponible pour être convertie en énergie cinétique. L’amélioration de l’efficacité de la tuyère qui en résulte est suffisamment importante pour que les vrais moteurs de fusée améliorent leur vitesse d’échappement réelle en faisant fonctionner des mélanges riches avec des vitesses d’échappement théoriques un peu plus faibles.

L’effet de la masse moléculaire des gaz d’échappement sur l’efficacité de la tuyère est plus important pour les tuyères fonctionnant près du niveau de la mer. Les fusées à haute expansion fonctionnant dans le vide voient un effet beaucoup plus faible, et sont donc exploitées moins riches.

Les fusées LOX/hydrocarbures sont exploitées légèrement riches (rapport massique O/F de 3 plutôt que stœchiométrique de 3,4 à 4) parce que la libération d’énergie par unité de masse chute rapidement lorsque le rapport de mélange s’écarte de la stœchiométrie. Les fusées LOX/LH2 sont très riches (rapport massique O/F de 4 au lieu du rapport stœchiométrique de 8) car l’hydrogène est si léger que la libération d’énergie par unité de masse de propergol diminue très lentement avec l’hydrogène supplémentaire. En fait, les fusées LOX/LH2 sont généralement limitées dans leur richesse par la pénalité de performance de la masse du réservoir d’hydrogène supplémentaire plutôt que par la chimie sous-jacente.

Une autre raison de fonctionner riche est que les mélanges hors-stœchiométrie brûlent plus froidement que les mélanges stœchiométriques, ce qui facilite le refroidissement du moteur. Parce que les produits de combustion riches en carburant sont moins chimiquement réactifs (corrosifs) que les produits de combustion riches en oxydant, une grande majorité des moteurs de fusée sont conçus pour fonctionner riches en carburant. Il existe au moins une exception : le pré-brûleur russe RD-180, qui brûle du LOX et du RP-1 à un ratio de 2,72.

De plus, les ratios de mélange peuvent être dynamiques pendant le lancement. Cela peut être exploité avec des conceptions qui ajustent le rapport oxydant/carburant (ainsi que la poussée globale) tout au long d’un vol pour maximiser les performances globales du système. Par exemple, pendant le décollage, la poussée est plus importante que l’impulsion spécifique, et un réglage minutieux du rapport O/F peut permettre d’atteindre des niveaux de poussée plus élevés. Une fois que la fusée est éloignée de la rampe de lancement, le rapport O/F du moteur peut être réglé pour une plus grande efficacité.

Densité du propergolEdit

Bien que l’hydrogène liquide donne une Isp élevée, sa faible densité est un inconvénient : l’hydrogène occupe environ 7x plus de volume par kilogramme que les combustibles denses tels que le kérosène. Le réservoir de carburant, la tuyauterie et la pompe doivent être plus grands en conséquence. Cela augmente la masse sèche du véhicule, ce qui réduit les performances. L’hydrogène liquide est également relativement cher à produire et à stocker, et pose des problèmes de conception, de fabrication et d’exploitation du véhicule. Cependant, l’hydrogène liquide est extrêmement bien adapté à l’utilisation de l’étage supérieur, où l’Isp est primordial et où les rapports poussée/masse sont moins pertinents.

Les véhicules de lancement à propergol dense ont une masse au décollage plus élevée en raison d’un Isp plus faible, mais peuvent plus facilement développer des poussées au décollage élevées en raison du volume réduit des composants du moteur. Cela signifie que les véhicules dotés d’étages d’appoint à propergol dense atteignent l’orbite plus tôt, ce qui minimise les pertes dues à la traînée gravitationnelle et réduit l’exigence de delta-v effective.

La fusée tripropulseur proposée utilise principalement du combustible dense lorsqu’elle se trouve à basse altitude et passe à l’hydrogène à plus haute altitude. Des études menées dans les années 1960 ont proposé des véhicules à un seul étage vers l’orbite utilisant cette technique. La navette spatiale s’en est rapprochée en utilisant des propulseurs à propergol solide dense pour la majorité de la poussée pendant les 120 premières secondes. Les moteurs principaux brûlaient un mélange d’hydrogène et d’oxygène riche en carburant, fonctionnant en continu tout au long du lancement mais fournissant la majorité de la poussée à des altitudes plus élevées après la combustion des SRB.