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1 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
Launch Vehicles
Propulsion Technologies
Max CALABRO
2 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
BIBLIOGRAPHIE
Conception des véhicules spatiauxDaniel MARTY – MASSON
Space Propulsion Analysis and Design :Ronald W.HumbleMc Graw Hill Book Company
Technologie des propergols solidesAlain DAVENAS - MASSON·
Handbook of Astronautical EngineeringMc
Graw Hill Book CompanyRocket Propulsion Elements
George SUTTON - John Wiley & SonsNASA SP nakka.rocketry.net
3 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
MISSIONS
4 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
Satellisation et Orbites
5 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
Satellisation:2 conditions Altitude et Vitesse
Mouvement d'un corps par rapport à la terre (hypothèses képlériennes)
• système isolé : terre + satellite• mouvement à force centrale (Kepler) ; gravité terrestre ramenée en 1 point• masse du corps << masse de la Terre
Exemple, orbite circulaire d’altitude 200 km (rayon 6578 km) V = 7800 m/s
k.M = = 3.98602.1014 m3/s²
r
kMV
r
r
r
mMkgravF
²
..
r
r
r
VmcentrifugeF
2
Satellisation et Orbites
6 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
Notations classiquement utilisées p : paramètre de l'orbite e : excentricité de l'orbite
une orbite est une conique
Quelques exemples – Mars Sample Return hyperbole (au départ de la Terre)– Trajectoire vers la lune parabole
– Missions commerciales classique ellipses (ou cercles)
²cp
0 ² rce
)cos( 1 0
e
pr
1²2
ep
E
E = 0 : parabole
E < 0 : orbites captives
E > 0 : orbites de libération
e = 0 : orbite circulaire
e < 1 : orbite elliptique
e = 1 : orbite parabolique
e > 1 : orbite hyperbolique
Satellisation et Orbites
7 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
Principe de satellisation et définition des orbites Illustration (4)
8 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
XP.V.
Z
N : nœud ascendant
Satellite
Périgée
YO
N'
N
i
r
Sens du mouvement
Plan équatorial du corps attractif
Plan d'orbite
Apogée
i
Trace au sol de l'orbite
Paramètres de description du mouvement
– cartésiens :X, Y, Z, Vx, Vy, Vz
– orbitaux : a, e, i, ,,
– définition des différentes anomalies
Satellisation et Orbites
9 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
Type Intérêt Période Za
(km) Zp
(km) A
(km) e I
(°) (°)
(°)
GEO Telecom 23h56 35786 35786 0 0
GTO orbite optimale pour transfert vers GEO
10h31 35786 200 24371 0.73 7 180
GTO+ GTO plus énergique 13h51 35786 10000 7 7 180
MEO constellations 5h48 10000 10000 16378 0 fortes /
LEO orbite proche Terre 1h30 à 1h45
<1000 <1000 <7378 quelconque /
SSO observation de la Terre (cas particulier LEO)
1h41 800 800 7118 0 98,6 / fixe
Paramètres en gras : valeurs définissant la mission satellite, les autres paramètres peuvent être optimisés
Satellisation et Orbites
10 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
Définition des orbites classiques
GTO
MEO
LEO
GTO+Super GTO
GEO
SubGTO
Movie Clip (MPEG)
Movie Clip (MPEG)
11 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
Un lanceur c’est…
• le moyen d'acquérir la vitesse importante, bien orientée, à une bonne altitude (V à étaler dans le temps)
• un engin fonctionnant dans le vide : pas de contact, pas d'utilisation de forces atmosphériques
utilisation de la propulsion par réaction
12 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
La propulsion Fusée
F = q . g0 . Ispvide - As . Pz
Pa
Isp vide
Isp sol
Altitude
Pressionextérieure
Isp
chambre de
combustion
Force de poussée
Éjection des gaz
Divergent
tuyère
Poussée instantanée = Fp = q . Ve = q . g0 . Ispq : débit massique, Ve = g0 . Isp : vitesse d'éjection des gaz
Correction liée à l’atmosphère
13 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
14 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
Phases de vol :• Sortie du pas de tir : trajectoire verticale• Basculement en tangage / lacet / roulis• Vol à incidence nulle : poussée dans la
direction de la vitesse (« gravity turn » : le lanceur « tourne » sous l’effet du poids)
VOL ATMOSPHÉRIQUE
Objectifs :
- Ne pas toucher les installations.
- Orienter de façon optimale le lanceur sous contrainte de dimensionnement*
- Minimiser les efforts transverses sur le lanceur (dus à la pression dynamique) jusqu’à la sortie de l’atmosphère
1.
2.
3.altitude
portée
1.
2.
3.Tangage
verticale = 0°
temps
Phase transitoire pour
atteindre incidence nulle
15 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
Phases de vol :• Ré-orientation optimale (« Dog-leg »)• Guidage optimal jusqu’à arrivée sur l’orbite
finale visée
VOL HORS ATMOSPHÉRE
Objectifs :
- Le vol atmosphérique à incidence nulle était non optimal, il faut donc ré orienter le lanceur dans la bonne direction.
- Orienter de façon optimale le lanceur à chaque instant sous contrainte (flux, retombée d’étage, visibilité, etc.)
Vol atmosphérique
2.
injection
altitude
portée
1.
2.
Tangage
verticale = 0°
temps
Contrainte et largage d’un
étage
Vol atm.
16 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
Principes de bases
Altitude
Temps
Sortir rapidement de l'atmosphère fortes poussées pour minimiserles pertes par trainée et par gravité
Transformer énergie potentielleen énergie cinétique
Acquérir le plus d'énergie cinétiquepossible avec ergols à forte Isp
17 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
PROPULSION LAUNCH VEHICLE MISSION REQUIREMENTS
Bring a payload on a given orbit = deliver an increment velocity
Due to technological/cost constraints a LV is a multistage
That implies to be able to orient the thrust vector (to optimize the angle of attack versus time)
Thrust versus time have to be optimized under constraints to respect maximum values of dynamic pressure, acceleration, dynamic pressure at stage ½ separation,….
LV design have to take into account constraints issued from the propulsion choices
18 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
F
ß
M.g
Rn
Ra
Horizontal
CoG
19 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
Mouvement du centre de gravité : trajectoire du lanceur
Equations des forces : Projection sur axes lanceur X et Y
par intégration, donne la vitesse et la position du lanceur (trajectoire plane)
ynp
xap
mRMgF
mRMgF
)cos()sin(
)sin()cos(
20 Max Calabro 2002
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Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
Formule de Tsiokolsky
DV Propulsif
dt
dmq
ttqmm
IqgF spp
)( 00
*0
f
isp
f
i
spp M
MLnIg
m
dmIgV *
0*
0 . f
isp
f
i
spp M
MLnIg
m
dmIgV *
0*
0 .
Vp
f
i
propulsivep i dt
m
Fdt
f
21 Max Calabro 2002
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Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
Influence de la base de lancement (vitesse initiale)
Xéquatorial
Yéquatorial
Zéquatorial
Base
Az
i
Ve
Vi
lat
)sin()cos(..initiale AzlatitudeRtV
vitesse entraînement
Inclinaison optimale= latitude pas de tir
Ve (m/s) Azimut
90 0
Kourou Latitude 5° 23463 0
KSC Latitude 28° 5409 0
Baikonour Latitude 45° 32
329 0
22 Max Calabro 2002
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Intérêt des phases balistiques et rallumages
But : obtention d'altitudes élevées Altitude maximale possible :En tir à poussée continue, impossibilité d'atteindre des orbites à haut périgée.
Il faut augmenter artificiellement le « temps de combustion » du lanceur
La phase balistique permet d'augmenter ce « temps » (avec ou sans rallumage)
Altitude maximale possiblekm
0
5000
10000
15000
20000
25000
500 600 700 800 900 1000 1100 1200 1300 1400 1500
Durée de combustion lanceur
acc moy relative 1g
acc moy relative 2g
Manoeuvre
GTO +
GTO
Périgéeélevé
Manoeuvre
MEO
MTO
Altitudeélevée
phase balistique =pseudo-étage
H(km)
23 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
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Intérêt des phases balistiques et rallumagesVEGA 3rd Methane stage
Flight Profile
0
100
200
300
400
500
600
700
800
0 500 1000 1500 2000 2500 3000 3500 4000
Time (s)
Alt
itu
de
(k
m)
VEGAX500 VEGAX_phb450 VEGA nominal
2000
2100
2200
2300
2400
2500
2600
2700
2800
50 60 70 80 90 100 110
Mp Mi Tc Isp_mean Q_mean
88530 8620 108.8 269.6 813.7
24030 2568 85.3 286.8 281.7
10670 1425 124.5 294.9 85.7
396 826 500 315.5 0.8
Initial Mass (ton)
Payload (kg) PdynSep1-2 (kPa) Flux max (Kw/m2)
Accel max (m/s2)
Pdyn max (kPa)
139 1 402.80 2.8 83.5 61.2 49.9
Mp Mi Tc Type Isp_mean Q_mean
10 000.00 1 260.00 500 biseau 360.3 20
Initial Mass (ton)
Payload (kg) PdynSep1-2 (kPa) Flux max (Kw/m2)
Accel max (m/s2)
Pdyn max (kPa)
137.72 2 168.60 0.3 37 40.4 42.6
Mp Mi Tc Type Isp_mean Q_mean
10 000.00 1 480.00 450 biseau 360 22.2
Initial Mass (ton)
Payload (kg) PdynSep1-2 (kPa) Flux max (Kw/m2)
Accel max (m/s2)
Pdyn max (kPa)
138.5 2 724.30 1.1 81.4 42.3 55.6
VEGA nominal
VEGAX Direct Injection
VEGAX with Ballistic Phase
24 Max Calabro 2002
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LV Missions
Deliver a V Propulsion VT=Vf- Vi +Losses
Vf Payload velocity
Vi Initial velocity at Launch site = 463,3cosL sin (m/s)
Losses : effects of angle of attack,de gravity ,drag and Lift
1nmi=1,85325 km
Losses(V f=8km/s)Attack Angle 800 m/sLift 1 m/sDrag 120 m/sGravity 830 m/s
1500Losses1800m/sLow Altitude Injection
REPARTITION EXAMPLE
25 Max Calabro 2002
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DV lanceurs GTO
GTO (Zp/36000)
AR44L 7° Zp 200
AR5G 7° Zp 580
AR5ECA 7°Zp 250
Proton 28°5Zp 200
V propulsif phase
boosters2724 m/s
V propulsif 1er étage seul
1875 m/s 2795 m/s 2910 m/s 2633 m/s
V propulsif 2ème étage
2873 m/s 6592 m/s 5978 m/s 3213 m/s
V propulsif 3ème étage
4140 m/s 2202 m/s 2815 m/s 3008 m/s
V propulsif 4ème étage
3537 m/s
V total 11592 m/s 11589 m/s 11703 m/s 12391 m/sVinitiale due à
la base463 m/s 325 m/s
Vfinale demandée
10197 m/s 9156 m/s 9839 m/s 10225 m/s
Pertes1858 m/s
16%2896 m/s
25%2327 m/s
20%2491 m/s
20.1%
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Generalities: LV MissionsORDER OF MAGNITUDE OF THE LOSSES
Losses depend on::
LV configurationTrajectoryStrategy to go into orbit
ARIANE 5 G - GTO Mission (600 km injection)
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n° Stage DV Propulsion
Drag Gravity Thrust Orientation
1 4840 -151 -533 -507
2 6557 -0 -338 -90
Sum 11397 -151 -871 -597
Mp Mi As Tc Isv
425000 32000 4.1 150 280/277.6
40000 5000 1.7 800 465
P400 H40 GTO Transfer
PERTES 23%
28 Max Calabro 2002
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n° Stage
DV Prop Drag Gravity Thrust Orientation
1 2696 -211 -481 -589
2 2400 -0.4 -178 -35
3 3728 0 -125 -75
4 506 0 -594 -0.8
Sum 9328 -211.5 -1378 -692
Mp Mi As Tc Isv
88500 8650 3.09 109 271.4
24030 2570 1.7 85 286.8
10700 1425 1.18 124.5 294.9
396 825 500 315.5
VEGA circ polar 700km
PERTES 32%
29 Max Calabro 2002
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WHY A MULTISTAGE
30 Max Calabro 2002
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Principe d'étagementInfluence du nombre d'étages
Mf
MiLnIspgpertesViVfVp ..0
CUMMsMf
CUMMeMsMi
sup
supMin
f
Msu
p
CU
Me
Ms
31 Max Calabro 2002
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PAYLOAD AS A PERCENTAGE OF INITIAL LAUNCHER MASS
ALL SOLID STAGES ISV=265 S
TECHNOLOGY/PROPELLANT OPTIMIZATION
32 Max Calabro 2002
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PAYLOAD AS A PERCENTAGE OF INITIAL LAUNCHER MASS
V (m/s) 9 200 9 500 13 000
1 3.0 2.5 Not feasible
2 6.5 6.0 1.9
3 7.1 6.6 2.4
Stag
e num
be
r
4 7.5 6.9 2.7
ALL CRYOGENIC STAGES ISV=460S
*K(Mp):
Mp (ton) 10 100 1000
K (%) 19 11.6 8
DV = go Is Log (Mi/Mf) Tsiokolvsky equation
TECHNOLOGY/PROPELLANT OPTIMIZATION
33 Max Calabro 2002
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PAYLOAD AS A PERCENTAGE OF INITIAL LAUNCHER MASS
CU/LAUNCHER MASS RATIO
0
0.2
0.4
0.6
0.8
1
1.2
1.4
1.6
1.8
PE
GA
SU
S X
L
CZ
3
DE
LT
A 7
92
5
AT
LA
S 2
AS
TIT
AN
2C
H2
AR
IAN
E4
2P
GL
SV
CZ
3B
ZE
NIT
CZ
2E
AR
IAN
E4
4L
TIT
AN
3
PR
OT
ON
D-1
AR
IAN
E5
TIT
AN
4B
Rat
io (
%)
MICRO
MEDIUM
INTERMEDIATE
HEAVY
SUPER HEAVY
34 Max Calabro 2002
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PAYLOAD AS A PERCENTAGE OF INITIAL LAUNCHER MASS
CAUTION: THESE COMPARISONS ARE TRICKY !
THE LAUNCH SITES (AND CONSTRAINTS) ARE DIFFERENT
THE GTO ARE DIFFERENT: NOT THE SAME INCLINATION
ATLAS 551/ARIANE 5 EPS COMPARISON
LAUNCHED BOTH FROM KOUROU
GTO 7° PAYLOAD
ARIANE 5 EPS = 0.946 % ATLAS 551= 1.627%
THE ATLAS ARCHITECTURE IS 1.72 MUCH MORE EFFICIENT
ATLAS 551/ARIANE 5 ECB COMPARISON
ARIANE 5 ECB = 1.5 %
AT THE ORIGIN, ARIANE 5 WAS OPTIMISED FOR LEO AND HERMES
35 Max Calabro 2002
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PAYLOAD AS A PERCENTAGE OF INITIAL LAUNCHER MASS
CAUTION: THESE COMPARISONS ARE TRICKY !
THE LAUNCH SITES (AND CONSTRAINTS) ARE DIFFERENT
THE GTO ARE DIFFERENT: NOT THE SAME INCLINATION
ATLAS 551
LAUNCH SITE INFLUENCE : FOR ATLAS 551, A 700kg INCREASE OF GEO PAYLOAD COULD BE EXPECTED FROM A KOUROU LAUNCH (Ref: 8670kg into GTO)
LAUNCH SITE INFLUENCE CAN BE VERY IMPORTANT DEPENDING ON LAUNCHER AND ON ITS ARCHITECTURE
36 Max Calabro 2002
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THRUST VERSUS TIME
37 Max Calabro 2002
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TAKE-OFF ACCELERATION
0
5
10
15
20
25
pega
sus X
L
CZ
1D
Cosm
os
Cyclo
ne
Titan
2C
CZ
3
So
yuz
Atla
s 2
AS
Delta
79
25
Arian
e4
2P
CZ
2E
Ze
nit
H2
CZ
3B
Arian
e44
L
Titan
3
Pro
ton D
-1
Aria
ne
5
Tita
n 4
B
Sh
utt
le
Accele
rati
on
(m
/s2)
microsmall
mediumintermediateheavyvery heavy
THRUST AT LIFT-OFF
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THRUST AT LIFT-OFF
The thrust level at lift-off result of a global optimization of the launch vehicle and of the mastered technologies:
An intrinsic optimization of the thrust law shape would lead to exit of the atmosphere as fast as possible (taking into account the constraints)
Classical solutions are to add-on boosters to liquid launch vehicle or to tailored the thrust law shape of solid first stages
39 Max Calabro 2002
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PROPULSION TECHNOLOGIES
• SOLID PROPELLANTS: (Composite Propellant-Safety class 1.3)
• STORABLE LIQUIDS (at ambient temperature)
• Type: N2O4 + UDMH
• Quasi equivalent to Solids
• PARTLY STORABLE:
• Type: Kerosene + LOxygen
• Specific Impulse 25 % higher than Storable
• CRYOGENIC:
• LOxygen and LHydrogen
• Specific Impulse 50 % higher than Storable
40 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
SPECIFIC IMPULSE COMPARISON
41 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
PROPULSION TECHNOLOGIES
Propellant
Storage
Pressure Increase
Propellant
Storage
and
Combustion
SOLID & LIQUID PROPULSION
42 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
PROPULSION TECHNOLOGIES
SOLID ROCKET MOTOR
43 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
PROPULSION TECHNOLOGIES
LIQUID STAGE
44 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
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PROPELLANT CHOICE
45 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
PROPELLANT CHOICE
46 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
LIQUID MOTOR CYCLES
GAS GENERATOR EXPANDER STAGED COMBUSTION
47 Max Calabro 2002
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Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
Is sea level= Is vacuum – (Pa/Pc)..(1/Cd.g0)
For a first stage, for a given tc, interest to increase Pc:Is sea level and Is vacuum are closer; Is mean along trajectory higherFor a given De , is greater
For Liquid propulsion , FSCC allows high pressures
For solid Propulsion: higher the strength of the structure material is , higher the optimal pressure will be = interest of carbon fibers winding
But they are Limitations resulting of– Propellant burning rate– Throat erosion– Components feasibility
48 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
LIQUID ENGINE PARAMETERS CHOICE
First Stage :
Thrust,Operating time, As/At result of an optimisation at system level taking into account engine constraints
Rule: maximize Isp along trajectory
Interest for staged combustion
Need of a high thrust at lift-off= Throttle able engines
Upper stage : Maximum Isv , minimum mass for a given length
Interest for Expander with EECC
Have to be compliant with cost Target
49 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
LIQUID ENGINE COMPARISON:1st STAGE ENGINES
O/FPc
(bar)At/As
F - SOL(kN)
F - VIDE(kN)
IS SOL(s)
IS VIDE(s)
MASSE(t)
F - SOLMASSE104 N/t
L/D(m)
SEP/MARK IILOX/LH2(ARIANE)
6,1 117 60 975 1 350 312 433 1,9 51 3,6 / 2,2
MA5ALOX KERO.
(ATLAS)2,25 48 8 1 842 2 060 263 295 1,6 115 3,4 / 1,2
RD 170LOX/KERO.
(ENERGIA/ZENIT)2,6 243 36,4 7 246 7 890 309 337 12,06 60 4,1 / 3,78
SSMELOX/LH2 6,0 225 77,5 1 856 2 283 363 453 3,19 58 4,24 / 2,39
RDO 120LOX/LH2
(ENERGIA)6,0 223 85,7 1 450 1 960 353 455 3,45 42 4,55 / 2,42
LE7LOX/LH2
(H2)6,2 127 54 843 1 080 348 446 1,72 50 3,4 / 1,9
RD 120.01 2,6 180 25 719 784 304 330 1,1 66 2,4 / 1,4
50 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
0
500
1000
1500
2000
2500
3000
pega
sus
XL
CZ
1D
Cos
mos
Cyc
lone
Tita
n 2C
CZ
3
Soy
uz /
Mol
niya
Atla
s 2A
S
Del
ta 7
920
- 79
25
Aria
ne42
P
CZ
2E
Zen
it
H2
CZ3
B
Aria
ne44
L
Tita
n 3
Pro
ton
D-1
Aria
ne5
Tita
n 4B
Shu
ttle
Th
rus
t (k
N) boosters (B)
EP1EP2EP3
53006210 7560 14678
4/E
P1
6/E
P1
2/ E
P2
8/ B
2
/ EP
1
4/E
P1
4/ E
P3
4*4
/ B
4/E
P1
4/ E
P2
4/ B
2/ E
P1
2/E
P2
9/B
4/ B
4
/ EP
1
2/B
4/ E
P1
4/ E
P1
4/ B
4/ E
P2
/ B
2/E
P1
2/ B
4/ B
4
/ EP
1
6/ E
P1
4/E
P2
2/ B
2/ B
2/ E
P1
2/ B
3/ E
P1
ENGINE THRUST/NOZZLE
VERY HIGH THRUST AT LIFT-OFF: SOLIDS OR SC LIQUID ENGINES
51 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
HYDROGEN UPPER STAGE ENGINES
52 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
STAGING and PROPULSION OPTIMIZATION
53 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
STAGING and PROPULSION OPTIMIZATION
Optimization may concern :
Maximization of the performances: minimum GLOW for a given payload or max payload for a given GLOW
Minimization of costs: recurring, development, investments
W or w/o constraints
i.e. from existing investments can results size limitations, improve an existing stage is different than a brand new
54 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
STAGING and PROPULSION OPTIMIZATION
On military motors volume constraints led to develop
Submerged nozzles:
Maximum loaded total impulse in a given volume
HISTORY AND PREVIOUS EXPERIENCE CAN BE A CONSTRAINT
55 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
A VERY USEFUL METHOD FOR ESTIMATE
Use of Tsiokolsky equation and of SoA Structural Mass Indexes
DV = go Is Log (Mi/Mf)Knowledge of V to deliver (including gravity and drag )
Knowledge of Equivalent Specific Impulse (Roughly Isv- 1/3[Isv-Iss] ) for a first stage
Is sea level = Is vacuum -
Compute lift-off mass versus Specific Impulse
CdgPc
Pa
.
1
0
56 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
Structural Mass Index: Modern & SoA Technologies
MASS INDEX - SOLID STAGES
5
7
9
11
13
15
17
19
21
1 10 100 1000Mp (t)
k (%
)
CASTOR IV A
GEM
PS3
ORBUS 21 D
CASTOR 120 A5C
PEGASUS
A5 RSRM
ASRMTITAN 7
TITAN
Twin Segment //
Twin Segment LinearConventional Booster
Upper Stages
57 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
CHARACTERISTICS OF SOME SRM
58 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
CHARACTERISTICS OF SOME SRM
Mp Mi Isv LHT Indicekg kg s m %
50000 4624 28.2 291.9 7.23 9.2588340 7409 16 281 10.79 8.39
110000 9021 12.8 276.8 12.8 8.20150000 12112 9.4 271.9 16.98 8.07200000 16164 7 265.8 21.21 8.08
Diameter 3 mDe 2.08mAdd 15/20% to obtain a FS mass
Mp Mi Isv LHT Indicekg kg s m %
15000 1401 37.8 292.3 5.55 9.3423910 2078 23.6 286.7 7.59 8.6930000 2566 18.9 284.1 8.99 8.5550000 4237 11.4 278.2 136 8.47
Diameter 1.9 mDe 1.48mAdd 20/25% to obtain a SS mass
59 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
CHARACTERISTICS OF SOME SRM
60 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
MarcelPouliquen data
CRYOGENIC
OTHERS
61 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
Structural Mass Index: Modern & SoA Technologies
MASS INDEX - LIQUID STAGES
5
7
9
11
13
15
17
19
21
1 10 100 1000Mp (tonnes)
k (%
)
ZENITH(1)
H8
CENTAUR
SOYOUZ(2)
EPS
L220L140
DIAMANT B
DIAMANT
Cryogenic Upper Stage
Storable Upper Stage
Storable First Stage
LOX /RP First StageEPC
Cryogenic First Stage
H25
62 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
Pour les étages à ergols stockables avec turbo-pompes : k = 0.463 Mp-0.36
LanceurEtage Mp k
Tsyklon 3 3 46,67%
CZ-1 2 12,2 21,72%
Titan 2G 2 28,44 10,06%
Ariane 4 2 34,6 9,83%
CZ-2 2 35 10,00%
PSLV 2 37,5 14,13%
Ariane 4 2 39 11,64%
Proton 3 46,6 8,98%
Proton 2 156 7,50%
Ariane 4 1 227 7,74%
Proton 1 420 7,38%
Pour les étages à ergols stockables avec turbo-pompes : k = 0.8161 Mp-0.855
LanceurEtage Mp k
Ariane 5 2 9,7 12,37%
Delta 2 6 15,50%
Soyouz-Fregat
3 5,4 20,37%
PSLV 4 2 46,00%
Cette formule est valable pour les étages entre 0.5 et 10 tonnes
•Cette formule est valable pour les étages entre 5 et 500 tonnes
63 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
Pour les étages à ergols semi-cryotechniques : k = 0.3978 Mp-0.306
LanceurEtage Mp k
2 14,94 20,08%
Zenit 2 2 80,6 10,30%
Soyouz BlocKA
1 94,5 7,20%
Atlas 1 182 7,53%
Zenit 2 1 318,8 8,81%
•Cette formule est valable pour les étages entre 20 et 500 tonnes
Pour les étages à ergols cryotechniques : k = 0.3387 Mp-0.2332
LanceurEtage Mp k
CZ-3 3 8,5 23,53%
H2 2 16,7 17,96%
Proton 4 19 17,89%
Centaur 3 23 13,04%
H2 1 86,2 13,81%
Ariane 5 1 156,2 8,07%
Energia 1 703 8,39%
•Cette formule est valable pour les étages entre 5 et 500 tonnes.
64 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
Moteur Type Etage Ergols Poussée (kN)
Isv (s) Masse (kg)
LE5 ES LOX/LH2 103 450 255 140
LE5A ES LOX/LH2 122 452 245 130
RL10A3 ES LOX/LH2 74 444 140 61
RL10A4 ES LOX/LH2 93 449 165 84
HM7B ES LOX/LH2 44 444 236 40
MKII PE LOX/LH2 1350 433 1900 60
MA5 PE LOX/RP1 2060 295 1600 8
RD170 PE LOX/RP1 7890 337 12060 36.4
SSME PE LOX/LH2 1960 455 3450 77.5
LE7 PE LOX/LH2 1080 446 1720 54
AESTUS ES MMH/N2O4 28 321 115 83
VIKING5 PE UH25/N2O4 761x4 279 253 10.5
VIKING 4 ES UH25/N2O4 783 293 38.5 130.8
65 Max Calabro 2002
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LANCEUR LINEAIRE
Entrez les données et lancez le Solveur (menu Outils)
DONNEES
Delta V
Stage Nb TYPE Etage ? Isv Delta V W Mifin Mp AddMass Mtot DeltaV
11600 3 152 LOX/CH4-1-PF-0,2 1 322,00 2000 0,1348 25,39 t 188,4 t 4,0 t 218 t 11600
Cu 252 LOX/CH4-1-PF-0,2 1 345,00 2755 0,1570 16,07 t 102,4 t 1,9 t 120 t écart DV
7,50 t 302 CRYOGG 1 450,00 6845 0,1032 5,16 t 50,0 t 0,8 t 56 t 0,00300 CryoExpander 0 460,00 0 0,1032 0,00 t 0,0 t 0,0 t 0 t
402 t
Indice constructif
0
0,05
0,1
0,15
0,2
0,25
0,3
0,35
0,4
0,45
0,5
1000 10000 100000 1000000 10000000
Masse d'ergols (kg)
10-CryoExp RLVcryopessimiste
13-CryoRLV1 Proposed Staging
16-MonoSRB 12-Twin SRB
11-LOX/CH4RLV1-SC 15-LOx/CH4
20-2nStageCryo 23-RLV2cryo
25-LOx/CH4
Indice constructif
0
0,05
0,1
0,15
0,2
0,25
0,3
0,35
0,4
0,45
0,5
1000 10000 100000 1000000 10000000
Masse d'ergols (kg)
10-CryoExp RLVcryopessimiste
13-CryoRLV1 Proposed Staging
16-MonoSRB 12-Twin SRB
11-LOX/CH4RLV1-SC 15-LOx/CH4
20-2nStageCryo 23-RLV2cryo
25-LOx/CH4
USE OF TSIOKOLSKY EQUATION
66 Max Calabro 2002
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Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
INTEREST OF NEW TECHNOLOGIES: Method of Comparison with SoA
T Y P EIs p M o y e n n e
(s )In d ic e
(% )
M a s s e d eP ro p e rg o l(to n n e s )
S o lid e (P 7 5 ) 2 6 7 8 7 9 .6
U D M H /N T O 2 7 1 .6 1 0 .2 8 0 .1
L O X /R P 1 3 2 0 1 3 6 3 .3
8 0
9 0
1 0 0
1 1 0
1 2 0
1 3 0
1 4 0
2 5 0 2 6 0 2 7 0 2 8 0 2 9 0 3 0 0 3 1 0 3 2 0 3 3 0 3 4 0
T r a je c to r y A v e r a g e S p e c if ic Im p u ls e (s )
D e lta V = 2 9 7 0 m /sU p p e r M a s s = 2 7 ,8 t
P 8 5
S to r a b le ( N T O / U D M H )
P 7 3
L O X /R P
Choice of Solid Criteria :performance,economy, availability
67 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
INTEREST OF NEW TECHNOLOGIES: Method of Comparison with SoA
Solid or Lox/RP questionable : cost, availability
P250 - H25 - 1st STAGE
150
250
350
240 250 260 270 280 290 300 310 320 330 340
Trajectory Average Specific Impulse (s)
Lift-o
ff M
ass
(tons
) DeltaV = 4600 m/sUpper Mass = 33 t
LOX /RP
Twin-Segment Stage
Storable ( NTO / UDMH )
68 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
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Launch Vehicle Performance result of an Optimisation of Propulsion and Overall LV Architecture:
Performance can be Payload into Orbit or Costs
69 Max Calabro 2002
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DESIGN OF THE THRUST LAW SHAPE
•PROPULSION POINT OF VIEW
•Solid motors have a limited combustion time depending on SRM diameter: 2 minutes max for 3 meters high thrust level is easy to realise
•Liquid engines are expensive trend to limit number, thrust level and complexity
•SYSTEM POINT OF VIEW
•Need of a high thrust level on the first part of the trajectory to optimise the performance
•Need to limit number of stages /boosters
•Acceleration can be decreased when the altitude increases
•Constraints on Launcher and Payload have to be taken into account
70 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
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DESIGN OF THE THRUST LAW SHAPE
•TECHNICAL SOLUTIONS
•Jettisonable Engine Bay (First Atlas)
•Central Core with constant Thrust AND Add-on solid Boosters
•Liquid Engine with Throttling Capabilities
•More Stages- Constant Thrust (Stage separation ? Cost?)
71 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
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TAKE-OFF ACCELERATION
0
5
10
15
20
25
pega
sus X
L
CZ
1D
Cosm
os
Cyclo
ne
Titan
2C
CZ
3
So
yuz
Atla
s 2
AS
Delta
79
25
Arian
e4
2P
CZ
2E
Ze
nit
H2
CZ
3B
Arian
e44
L
Titan
3
Pro
ton D
-1
Aria
ne
5
Tita
n 4
B
Sh
utt
le
Accele
ratio
n (m
/s2)
microsmall
mediumintermediateheavyvery heavy
DESIGN OF THE THRUST LAW SHAPE
Thrust-to-Mass Ratio
72 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
Coupled Optimization
Launch Vehicle Design needs a multidisciplinary approach where Optimized Propulsion is a key point.
So, special computer codes have to be developed and coupled.
After the methodology description, 2 examples will be presented and
discussed.
OPTIMIZED LAUNCHER ARCHITECTURE AND PROPULSION = COST EFFECTIVE LAUNCHERS
73 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
MAXTOM &PROPSOL coupling
LV global optimization need to couple 2 codes:
one dedicated to the LV trajectography under constraints
one dedicated to propulsion model
This last one have to be very short in computation time and to give the good trends
74 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
Trajectory and & Propulsion model coupling
ConstraintsOrbital ParametersData
Optimised STAGE
Catalog (Mp,,Tcu)
Propulsion Model
Trajectory code
If Solid: Internal Ballistic Analysis
Staging and For each Stages:•Derivatives•Thrust Law•Burning time•Gimballing angle
Grain ShapeMass Low Ratelaws(several)
75 Max Calabro 2002
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Example of Derivatives
76 Max Calabro 2002
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Example of Derivatives
As
Structures: payload kg/kg
Isv: payload kg/s
Combustion time:payload kg/s
Exit Area:payload kg/m2
Mass flow rate:payload kg/kg/s
77 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
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Number of stages
Optimal Characteristics
Mpi
Tcui
ßmax
Trajectory Code
Thrust Law Shape(by segment)
Constraints
Trajectory Inputs:•aero coeff.•Atmospheric model•Mission Data
SRM Catalog:•type of stage•Mp•Tcu•ßmax
STAGING OPTIMISATION
78 Max Calabro 2002
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79 Max Calabro 2002
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Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
TRAJECTORY/VEHICLE OPTIMIZATION
OPTIMIZER Parametric optimization: gradient method
SIMULATOR (
3 degrees of freedom equations Runge-Kutta
point mass model
earth rotation/oblateness: standard atmosphere
atmosphere drag and lift
INPUTS
geometrical data
SRMs data
aerodynamic coefficients
80 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
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TRAJECTORY/VEHICLE OPTIMIZATION (MAXTOM)CONSTRAINTS
Main topics :
• trajectory definition
• visibility from ground stations,
• stages fall-out locations
• LV limits on dynamic pressure, thermal flux, dynamic pressure at first stage separation, max, etc.
OPTIMIZING THE PROPULSION CHARACTERISTICS IMPLIES :
(1) for the disengagement of the launcher al lift-off, non-collision implies in general a constraint on the acceleration and so on the thrust level/total mass ratio al lift-off,
(2) (2) propulsive characteristics impact on controllability.
(3) general loads: LV mass variation have to be modeled
81 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
Initial set
SimulatorEnd yes
noFunction and Constraints computation
Maximum Achieved
New Choice of parameters
Optimizer
82 Max Calabro 2002
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PROPULSION MODELS
83 Max Calabro 2002
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EXAMPLE OF SRM SIZING APPROACH
CASE
COMPOSITE :Filament winding direct computation Polar bosses interpolation in a database(finite elements results)
METALLIC direct computation with SotA correction factors
INTERNAL PROTECTION: Typical grains+Typical insulation materials= database
thicknesses versus exposure times
GRAIN Typical grains + Typical propellants Pm/MEOP+ Inner bore diameter inite elements results on mechanical grain behavior)
PROPELLANTS Typical propellants database
NOZZLE Flexseal: direct computation+ semi-empirical corrections
Thermal insulation:database (thermal + mechanical sizing)
Fixed housing : direct computation
84 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
GLOSSARY
• BSRM : Ballistic Solid Rocket Motor,
• : Gimballing angle,
• CCM : Chemical Combustion Modeler,
• DM : Design Mode,
• EM : Evaluation Mode,
• GMS : Grain Mechanical Sizing,
• IE : Interface,
• P : pressure,
• SRM : Solid Rocket Motor,
• TbC : To be Confirm,
• TI : Thermal Insulation,
• TSRM : Tactical Solid Rocket Motor,
• TVC : Thrust Vector Control.
SRM DESIGN
GMS
CCM
TSRMBSRM
?
DMEM?
DESIGN DATA FULL DATA
PROPSOLB INPUT FILE GENERATION
RUN PROPSOLB
DMOPTIMIZATION
?
YESGRAIN/TISIZINGLOOP?
STEP BY STEP OR
GLOBAL?
PARAMETERS
L, P, , ...
PROPSOLB OUTPUT FILES
Mass BudgetFunctioning CharacteristicsDimensions & Shapes
GRAPHICVIEW?
RUN PV-WAVE
SRM 2D DRAWING
CAD VIEW?
RUNCATIA-IE
SRM 3D MODEL
DATABASE
END
1 2
RETURN
EMDM
BSRM
YES
NO
NO
YES
STEP BY STEP
GLOBAL
TVC
See CCM/GMS/TVC Operating Mode
85 Max Calabro 2002
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Example of Nozzles
86 Max Calabro 2002
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Large SRM: automatic 3D drawing output
87 Max Calabro 2002
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GRAIN: Internal Ballistic Computation
88 Max Calabro 2002
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NOZZLE SHAPE
Method of characteristics generation
m, ,
2D (needed for shape optimization)
SPECIFIC IMPULSE
Isv= Isv ODE x t
t = 2D+ a m + b ln(m) + c Tal + d Tal.ln(t) + e
Semi-empirical method validated on more than 250 firing tests including scale 1 and special subscale tests (dedicated to model validation) Simplified formulas are available from open literature (Landsbaum and Salinas,…)
Note: for a SRM out of SotA: use of a conventional method based on independent losses
SPECIFIC IMPULSE PREDICTION
89 Max Calabro 2002
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SPECIFIC IMPULSE PREDICTION
m
s
i
= i- s
t
90 Max Calabro 2002
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Nozzle Aerodynamic Losses
For a given m and Ru/Rc
91 Max Calabro 2002
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SPECIFIC IMPULSE PREDICTION
SRM number
92 Max Calabro 2002
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Throat erosion
Experimental Data Base:
k1 throat material type of substrate
k2 propellant erosivity
pm average test pressure
d throat material density
tcu combustion time
col throat diameter
93 Max Calabro 2002
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SRMs Optimization
For each new Launcher the SRMs main intrinsic operating parameters have to be optimized ( Pc, Le, N, ….)
Some typical results:
Propellant composition: PBHT type# 88%,18%aluminum for LV
Nozzle angles: 1st stage #17°,upper stage # 19-21°, maximum with margin wrt alumina impact
94 Max Calabro 2002
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Second Stage: % of payload vs nozzle length
0
0,5
1
1,5
2
2,5
3
3,5
4
0 0,2 0,4 0,6 0,8 1
Nozzle Length(m)
Isv, Interstage and Nozzle masses have to be taken into account.
95 Max Calabro 2002
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Second Stage: % of payload vs nozzle angle
-3,5-3
-2,5-2
-1,5-1
-0,50
0,51
18 19 20 21 22 23 24
96 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
Large SRM: automatic 3D drawing output
97 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
Some Examples:
ESL (ATHENA type LV)ARIANE 5
98 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
ESL SRMs
99 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
ATHENA type LV: Optimized solutions
250 1250kg
120
75
30
Total propellant mass
payload
PX-PY-PZPX-PX-PZPX-PY-PY
100 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
ATHENA type LV: Recurring Cost w/o production effects
250 1250kg
A cost optimization may follow a performances optimization.
For a given payload , an taking into account production effects, 3- stages LV with 2 identical stages is no more expensive than the best one.
PX-PY-PZPX-PX-PZPX-PY-PY
Payload
Cost/kg
101 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
ATHENA Type LV: First Stage Real Laws vs Spec
Pure Finocyl
Finocyl-Star
Maxtom issue
102 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
ATHENA Type LV: Finocyl vs Star -Finocyl Grain
PURE FINOCYL STAR-FINOCYLCu 0 +100Max.dyn.P 38 000 50 000Dyn.P at sep. 4 100 4 000 max 2.7 4.8
103 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
6.3tons
(GTO)
EPSStorable
upper stage(L9.7)
LOX
LH22xEAP
SolidBoosters(P 238)
ARIANE 5
REFERENCE
Mean Thrust4460kN Vac
(each) VulcainCryo Engine1140kN(Vac)
Isp=431s(Vac)
H158
AestusEngine
29.4kN (Vac)
Isp=321.3s
4 MAIN
ENGINES
4
PROPULSION
STAGES
• LOW COST
• HIGH RELIABILITY
• SIMPLE LAUNCH
PREPARATION
MPS Motors
Design and Technologies largely based on know-how gained during French Defense R&T and Programs
• “Moderated” Combustion
Pressure (60 bar)
• Metallic Case
• Three segments
104 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
Current ARIANE 5 SRB
Relative Velocity
AltitudeInjection Point
Dynamic Pressure
Thermal Fluxes
Hermes Safeguard
Trajectoryß<ßmax
105 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
Current ARIANE 5 SRB
0
500
1000
1500
2000
2500
0 20 40 60 80 100 120 140
Q
Tcu
106 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
ARIANE 5 : BOOSTER THRUST LAW SHAPE OPTIMISATION
DESIGN OF THE THRUST LAW SHAPET
HR
US
T
TIME
Fm
Fa
Pdyn,th,max,In-Flight Loads
max
Stage Separation
Tc
Twin Boosters:slope,max
OPTIMISATION PARAMETERS:
•Fm,Fm/Fa, Tc via SRB performance
•Thrust law shape ,Tc via Trajectography
and Launcher mass (General Loads)
CONSTRAINTS:
Maximum values of Pdyn,th,max,Launch-Pad Safety,Stages Fall-out…..
107 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
Surfacede combustion fi/fm
blocétoilé
blocs tronconiques 2
blocs tronconiques 1
Qo maxmax
Epaisseur de poudreà brûlere1 e2 e3 e4 e5
t1 t2 t3 t4 t5
e1 e2
Type 1Type 2
e5 e4 e3
ARIANE 5 PROPELLANT GRAIN
108 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
ARIANE 5 PROPELLANT GRAIN
109 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
Current ARIANE 5 SRB
110 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
FALL-OUT CONSTRAINT
EPC SRBs
EPC Fall-Out Constraint may limit the benefits of an improvement
111 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
ARIANE 5 SRB IMPROVEMENT
Constraints :
•Distance between SRBs axes
•Distance between attachment points
And so roughly the Diameter
•Thrust law, Tc
STAGING and PROPULSION OPTIMIZATION
112 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
ARIANE 5 with New Composite Twin Segment SRBs
113 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
ARIANE 5 : BOOSTER THRUST LAW SHAPE OPTIMISATION
DESIGN OF THE THRUST LAW SHAPE
114 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
ARIANE 5 : BOOSTER THRUST LAW SHAPE OPTIMISATION
General loads sizingIn-flight maximum compression flux (c) All the upper part of the launcher is dimensioned (central core tank included)
c= N/2R +M/R2
with N normal load and M Bending Moment
c is a function of the above mass,thrust,angle of
attack due to wind and gust, aerodynamic forces
115 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
ARIANE 5 : BOOSTER THRUST LAW SHAPE OPTIMISATION
DESIGN OF THE THRUST LAW SHAPE
Effects on upper structures : several hundred kg
Practical constraint: maximum allowed Pdyn(+20%)
116 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
ARIANE 5 with New Composite Twin Segment SRBs
117 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
DAAR
Liaison
Renfort jupette
After Combustion Pressure Optimization, payload increase of more than 2 tons
ARIANE 5 with New Composite Twin Segment SRBs
118 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
DESIGN OF THE THRUST LAW SHAPE
CASTOR 120 : 1st and 2nd Stage Versions
Vacuum Thrust (Lbf)
1ST STAGE
2ND STAGE
Time (Second)
9050
400 000
119 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
COMMERCIAL WORLD COMPETITIONTHE MAIN LAUNCH VEHICLES
120 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
VandenbergWallops
Canaveral
Kourou
Alcantara
EquatorSrihankota
Xichang
Jiuquan Taiyuan Kagoshima
Tanegashima
SvobodnBaikonour
Plesetsk
ARIANE
ariane 5
CZ
ATLAS 3, 5
DELTA 3, 4
SEA LAUNCH
ANGARA
PROTON K/M
SOYUZ
H2A
Performance GTO ~ KourouAtlas IIIA - 3,7t
Atlas IIIB2 - 4,1t
Atlas V(401) - 4,5t
Atlas V(501) - 3,9t
Atlas V(551) - 7,9t
Delta III - 3,4t
Delta IV(4,0) - 3,7t
Delta IV(5,2) - 4,0t
Delta IV(5,4) - 5,7t
Delta IV(HLV) - 12t
Sea Launch - 5,3t
Sea Launch 2 - 6,0t
Proton K - 4,9t
Proton M - 5,5t
Angara 3 (*) - 2,5t CZ-3A - 2,3t
CZ-3C - 3,3t
CZ-3B - 4,5t
H-2A(202) - 3,7t
H-2A(2022) - 4,0t
H-2A(212) - 6,7t
H-2A(222) - 8,5tAngara 5 (*) - 5,2t
(*): TBC
LAUNH VEHICLE: INTERNATIONAL COMPETITION
121 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
ATLAS FAMILY
122 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
ATLAS 5LOx/Kero First stageLOx/LH2 Upper Stage
123 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
DELTA FAMILY
DELTA IV : all LOx/LH2 stages
124 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
PROTON & ANGARA
125 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
SOYUZ
126 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
ARIANE
127 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
H2A
128 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
LONG MARCH
129 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
CHARACTERISTICS OF SOME LAUNCHERS
130 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
CHARACTERISTICS OF SOME LAUNCHERS
131 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
EELV Competition: 2 different ways
DELTA 4: 12t max
one GG Low cost LOX/LH2 Engine RS68
Parallel architecture
ATLAS 5: 8.2t max
One SC LOX/Kero engine- Low Income country Manufacturing
Linear architecture: SRM assisted Lift-off
132 Max Calabro 2002
ESTACA Projet Propulsion Lanceur
Levallois-Perret, 10 Apr. 2008
PROJET
METHODE
On a un nombre d’étages fixé ou variable.
A partir de la donnée du ou des DV il faut choisir :
La technologie et les ergols
On en déduit alors des indices structuraux et des impulsions spécifiques
On calcule alors les masses de propergol et les masses inertes (à CU donnée)
On calcule alors le bilan masse global
On vérifie les hypothèses (indices et impulsion spécifique)
Eventuellement on itère.
Pour les dimensions du moteur, on se fixe un niveau de poussée et on en déduit les dimensions principales.
Pour les dimensions étages et réservoirs, on se fixe un diamètre
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