Dragon de mer
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Dragon de mer
Crédit: © Mark Wade
Lanceur orbital lourd américain lancé en mer. Sea Dragon était un immense lanceur à deux étages lancé en mer conçu par Robert Truax pour Aerojet en 1962. Il devait être capable de mettre 1.2 millions de livres (550 tonnes métriques) en orbite terrestre basse. Le concept était d’atteindre des coûts de lancement minimaux grâce à des coûts de développement et de production réduits. Cela signifiait accepter un propulseur plus grand avec un système de propulsion moins performant et un poids mort de l’étage plus élevé que les conceptions traditionnelles de la NASA et de l’USAF.
Statut: Conception 1962. Charge utile: 450 000 kg (990 000 lb). Poussée: 350 000,00 kN (78 680 000 lbf). Masse brute: 18 000 000 kg (39 000 000 lb). Hauteur: 150,00 m (490,00 pi). Diamètre: 23,00 m (75,00 pi). Apogée : 185 km.
Le premier étage avait une chambre de poussée alimentée par une seule pression de 36 millions de kgf de poussée, brûlant du LOX/kérosène. Le deuxième étage était « considérablement plus petit » (poussée de seulement 6,35 millions de kgf!) et brûlé LOX/LH2. Le véhicule complet mesurait 23 m de diamètre et 150 m de long. Le poids total était de 18 000 tonnes métriques. Le lanceur serait alimenté en kérosène RP-1 au port, puis remorqué horizontalement jusqu’à un point de lancement en pleine mer. Il serait ensuite rempli d’oxygène liquide cryogénique et d’hydrogène provenant de pétroliers ou produit par électrolyse d’eau de mer par un porte-avions nucléaire (tel que l’entreprise CVN dans la peinture). Après le ravitaillement, les réservoirs de la base du lanceur seraient inondés et le véhicule atteindrait une position verticale en pleine mer. Le lancement suivrait. Le concept a fait ses preuves avec des tests des premiers véhicules Sea Bee et Sea Horse. Mis à part la version consommable à deux étages de base, un véhicule réutilisable à un étage en orbite avec une buse à bouchon a été conçu. Les coûts de l’orbite terrestre basse ont été estimés entre 60 $/ kg et 600 $/ kg, soit un quart de celui de Saturn V ou moins.
La première étape a utilisé de l’azote liquide pour forcer les propulseurs dans le moteur. À l’allumage, la pression de la chambre de combustion était de 20 atmosphères et le kérosène était forcé dans la chambre à une pression de 32 atmosphères et l’oxygène liquide à 17 atmosphères. Par épuisement 81 secondes plus tard, la pression de la chambre de combustion était tombée à 14 atmosphères, la pression d’alimentation en kérosène à 20 atmosphères et la pression d’oxygène liquide à 8,5 atmosphères. À l’épuisement professionnel, le stade avait atteint une vitesse de 1.8 km/seconde à une altitude de 40 km et une autonomie de 33 km. Après la séparation, l’étage aurait un impact sur l’océan à 290 km en aval (une alternative était la récupération et la réutilisation de l’étage). Les pertes dues à la gravité et à la traînée ont été minimisées par le rapport poussée/ poids élevé de 2: 1 et les faibles pertes de traînée (la décélération à q max était d’environ 0,2 G) résultant de la grande taille du servomoteur.
La deuxième étape avait un temps de combustion de 260 secondes et une basse pression constante de la chambre de combustion de 7 atmosphères. L’étape a atteint un delta V total de 5.8 km / seconde, s’arrêtant à la vitesse orbitale à une altitude de 230 km et à une distance descendante de 940 km du point de lancement. Une caractéristique importante du concept était l’utilisation d’un cône de sortie de buse extensible. Cela a augmenté le rapport de surface de la buse de 7: 1 à 27: 1 lorsqu’elle est déployée. Les premiers tests se sont révélés très prometteurs, mais le développement a cessé faute de financement interne. Ce concept a ensuite été entièrement développé dans le cadre du programme Solid rocket Peacekeeper.
La conception a été revue avec Todd Shipyards, qui a conclu qu’elle était bien à la hauteur de leurs capacités, et pas trop différente de la fabrication d’une coque de sous-marin. un acier maraging de 8 mm d’épaisseur a été utilisé, similaire au moteur plein Aerojet de 260 pouces de l’époque. Marshall de la NASA a donné les conceptions d’Aerojet à TRW pour évaluation. TRW a pleinement confirmé les coûts et l’ingénierie d’Aerojet, une grande surprise pour TRW et la NASA. Aerojet envisageait d’acheter Sudden Ranch comme site de lancement de Sea Dragon. Cette propriété comprenait plusieurs kilomètres de côte entre Santa Barbara et Vandenberg AFB. C’était le seul site sur le continent américain qui pouvait lancer directement sur une orbite polaire sans survoler des zones peuplées (et a ensuite été incorporé à Vandenberg).
Mais cela est arrivé au moment où Apollo était réduit et que la guerre du Viet Nam grignotait une part toujours plus importante du budget américain. La NASA a dissous sa branche des projets futurs (abandonnant presque tous les travaux d’atterrissage sur Mars habités). Les perspectives pour Sea Dragon ont essentiellement disparu, et Aerojet ne pouvait plus le financer sur IR &D.
Un grand merci à Mark C Goll pour avoir fourni certains des matériaux sur lesquels cet article était basé.
Charge utile LEO : 450 000 kg (990 000 lb) sur une orbite de 185 km à 90,00 degrés. Prix de lancement $: 300.000 millions en dollars de 1962.
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Sea Horse Véhicule d’essai lancé en mer américain. La deuxième phase du lancement en mer consistait à démontrer le concept à plus grande échelle, avec une fusée dotée d’un ensemble complexe de systèmes de guidage et de contrôle. Sea Horse a utilisé l’un des missiles Caporal excédentaires 39 que Truax a obtenus de l’armée et a démontré avec succès l’allumage dans l’océan d’un étage de fusée. |
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Lanceur orbital américain Excalibur lancé en mer. Excalibur était une version sous-échelle de Sea Dragon proposée par Truax Engineering dans les années 1990. Il présentait les mêmes attributs que Sea Dragon: conception à faible coût (moteurs alimentés en pression), premier étage LOx / Kérosène (pression de la chambre de combustion 24 atmosphères) et deuxième étage LOx / LH2 (pression de la chambre 5 atmosphères). Le guidage se ferait par un système inertiel / GPS combiné. Un véhicule Excalibur encore plus petit prouverait le concept et placerait 500 kg en orbite. |
Famille: porteur lourd, lanceur orbital, Lancé en mer. Personnes: Truax. Pays: États-Unis. Bibliographie : 480, 8622.
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Sea Dragon Credit: Truax Engineering |
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Sea Dragon Credit: via Mark C Goll |
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Sea Dragon Credit: via Mark C Goll |
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Sea Dragon Sea Dragon Launch Vehicle Credit: © Mark Wade |
- Hydra-. Pays: États-Unis. Agence : USMC. Apogée : 1,00 km (0,60 mi).
1961 2 novembre -. Site de lancement : Point Mugu. Famille LV: Dragon de mer. Lanceur : Seabee.
- Hydra-. Pays: États-Unis. Agence : NMC. Apogée : 1,00 km (0,60 mi).
1962-. Lanceur : Dragon des Mers.
- Véhicule lourd à faible coût Sea Dragon proposé -. Pays: États-Unis.
Sea Dragon était une conception en deux étapes capable de placer 550 tonnes en orbite terrestre basse. Le concept était d’atteindre des coûts de lancement minimaux grâce à des coûts de développement et de production réduits. Cela signifiait accepter un propulseur plus grand avec un système de propulsion moins performant et un poids mort de l’étage plus élevé que les conceptions traditionnelles de la NASA et de l’USAF.