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WO2024115759A1 - Procédé de lancement d'un véhicule spatial - Google Patents

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Publication number
WO2024115759A1
WO2024115759A1 PCT/EP2023/083977 EP2023083977W WO2024115759A1 WO 2024115759 A1 WO2024115759 A1 WO 2024115759A1 EP 2023083977 W EP2023083977 W EP 2023083977W WO 2024115759 A1 WO2024115759 A1 WO 2024115759A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
tube
space vehicle
launching
space
mass
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Ceased
Application number
PCT/EP2023/083977
Other languages
English (en)
Inventor
Damien GIOLITO
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Hstl
Original Assignee
Hstl
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Hstl filed Critical Hstl
Publication of WO2024115759A1 publication Critical patent/WO2024115759A1/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased legal-status Critical Current

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Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/002—Launch systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G5/00—Ground equipment for vehicles, e.g. starting towers, fuelling arrangements

Definitions

  • the present invention relates to the field of systems, methods and apparatuses for the space launch of a payload.
  • rocket propulsion is a long-proven technology
  • the exclusive use of conventional rocket launches is problematic to the extent that it remains costly, dangerous and requires the carriage of a mass of considerable fuel for the initial phase.
  • a major advantage of rocket propulsion over cannon propulsion is that the ultimate achievable speed is independent of acceleration rather than being limited to a proportion of the square root of the acceleration.
  • a major limitation of rocket propulsion is that the mass fraction of the total vehicle mass represented by the mass of the payload is limited by the physics of the well-known rocket equation. This physics causes the payload fraction to decrease exponentially with the ratio of the ultimate velocity achieved to the rocket's escape velocity.
  • two-, three-, and four-stage rockets are used to launch payloads from the Earth's surface to Earth's orbit.
  • the resulting total payload fractions in orbit for such vehicles is on the order of 0.5% for small rockets, up to around 2.5% for very large rocket systems. This means that the other part, ranging from 97.5% to 99.5%, is either completely thrown away or reused to a greater or lesser extent.
  • a launch system with at least one preliminary accelerator tube (PAT) system which can be combined with a main accelerator tube (MAT) system has been proposed in patent application US2019/023414.
  • PAT preliminary accelerator tube
  • MAT main accelerator tube
  • the invention relates, in its most general sense, to a method of launching a space vehicle carrying a payload into space having the characteristics set out in claim 1.
  • This launch method comprises a first phase of acceleration of said rocket in a horizontal tube with a length greater than 50 km, said tube having a cross section complementary to the section of said space vehicle to ensure watertight closure at the level of said rocket , the acceleration being produced by a fluidic overpressure in the part of the tube behind said space vehicle and a depression in the part of the tube in front of said space vehicle, followed by a ballistic trajectory phase at the exit of said horizontal tube.
  • ballistic trajectory is meant a trajectory influenced mainly by gravity and the speed acquired by the impulse provided during the previous propulsion phase.
  • the ballistic phase is preceded by a propulsion phase under the effect of the propulsion phase in the tube (100), giving the speed necessary to achieve an essentially spatial trajectory. Additional thrust is activated for insertion into orbit and for re-entry into the atmosphere.
  • the depression in the tube in front of said space vehicle is between 0.01 bar and 0.0005 bar, typically 0.001 bar ⁇ 50%.
  • said fluidic overpressure in the part of the tube behind the space vehicle (10) is produced by the fall of a mass in a chamber.
  • the descent speed varies depending on the speed of the launcher in the tube, but remains within a range of a few m/s equivalent to the speed of a general public elevator.
  • the cumulative transverse surface of said masses is between 1000 and 16000 m 2 , typically 1000 m 2 ⁇ 50% by mass and the height of the chambers between 50 and 150 m, the cumulative mass being between 100,000 tonnes and 500,000 tonnes.
  • the transverse surface area of the tunnel is between 5 and 20 m 2 , typically 15 m 2 ⁇ 50%.
  • the invention also relates to a system for launching a space vehicle carrying a payload into space, characterized in that it comprises a horizontal tube with a length greater than 50 km, said tube having a cross section complementary to the section of said space vehicle, said tube communicating with at least one vacuum source in its front part, and at least one pressure source in its rear part.
  • said fluidic overpressure source is constituted by at least one chamber containing a mass.
  • the cumulative transverse surface area of said masses is between 1000 and 16000 m 2 , typically 1000 m 2 ⁇ 50% by mass and the height of the chambers between 50 and 150 m, the cumulative mass being between 100,000 tonnes and 500,000 tonnes.
  • reusable launch vehicles represent a key to economically and environmentally sustainable access to space.
  • the invention relates to a launch vehicle which makes it possible to significantly reduce the cost and difficulty of access to space while addressing the problem of preserving the terrestrial and spatial environment.
  • a horizontal and fully reusable launcher is described below as an example.
  • the present invention relates to a horizontal space launcher avoiding the need to carry the fuel which will subsequently be used to propel itself, to be more profitable in terms of fuel used as well as overall energy involved.
  • the space vehicle (10) carrying the payload has a cross section complementary to that of the tunnel (100). It includes a low-power reactor ignited during the atmospheric phase, to cancel the drag of the space vehicle (10).
  • the general principle is to ensure the initial acceleration phase by propulsion of the vehicle (10) in a tube (100) of more than 50 km, typically 100 to 120 km, substantially horizontal optionally extended at the front by a part curve (120) oriented upwards to provide an upward ballistic component.
  • the movement of the vehicle inside this tube (100) is done with a relatively low acceleration, of less than 15 G (fifteen) and preferably of 2 G at most so as not to subject the equipment or equipment to excessive stress. (or even living beings.
  • the rear end of the tube (100) communicates with a pressurization chamber formed by one or more towers (110) containing masses (120) whose release and fall causes a pressurization upstream of the space vehicle (10), due to the reduction in the volume of the chamber resulting from the penetration of the mass (120).
  • the mass (120) acts on a piston ensuring tight transverse closure of the chamber of complementary section, and moves vertically downwards under the effect of the mass (120).
  • the fluid contained in the lower part of the chamber is injected under pressure into the tube (100) behind the vehicle (10).
  • the section ratio between the section of the piston and the chamber (110) and the section of the tube (100) and the vehicle (10) leads to a multiplying factor of the speed of movement of the mass (120) and the speed of resulting displacement of the vehicle (10).
  • the vehicle (10) is positioned inside a depressurized tunnel (100). At time zero, masses (121 to 124) are dropped from the top of the corresponding towers, which leads to a movement of the piston in the chamber (111 to 114) and the transfer of the fluid under pressure into the tube (100) behind the vehicle (10), thereby causing the vehicle to accelerate - without using fuel - to a specific exit speed.
  • the vehicle itself belongs to the category of single-stage orbiting launchers and ground launchers.
  • the dimensions and profile of the HSTL vehicle are the result of combined aerothermodynamic and mission analysis studies.
  • the preparation of the masses (121 to 124) is done by elevation with an electric winch which can be powered with the electrical energy available during consumption troughs and production peaks, to avoid resorting to inefficient electricity storage. in times of overproduction.
  • the acceleration phase is done with a pressure difference between the front and rear of the launcher in the tunnel.
  • the fall of 4 masses ensures that the pressure is maintained in the tunnel.
  • a fluid for example air or water
  • the cumulative cross-sectional area of the masses (111 to 114) is between 1000 and 16000 m 2 , typically 1000 m 2 ⁇ 50% by mass.
  • the transverse surface area of the tunnel (100) is typically between 5 and 20 m 2 , typically 15 m 2 ⁇ 50%.
  • the tunnel is subjected downstream of the space vehicle (10) to a depression, between 0.01 bar and 0.0005 bar, typically 0.001 bar ⁇ 50%.
  • the takeoff speed reached by the space vehicle (10) upon exiting the tunnel is approximately 6000 m/s and the maximum acceleration is 15 g.
  • the initial temperature of the chambers (101 to 104) is approximately 300 K.
  • the height of the chambers (101 to 104) is proportional to the cross section of the space vehicle (10) and the takeoff speed and inversely proportional to the cross section of the chambers (101 to 104) and the maximum acceleration.
  • Atmospheric rise is achieved through the creation of lift. During this climb, we turn on the reactor to perfectly cancel the drag.
  • the payload is typically around 7 tonnes, for a tunnel at sea level, and can increase slightly depending on the altitude (7.3 tonnes at 1000 m, 7.6 tonnes at 2000 m). altitude), for a space vehicle (10) with a total mass of approximately 60 tonnes and a downstream pressure in the tunnel (100) of 0.001 bar. With a pressure of 0.01 bar, the payload is only 4.8 tonnes.
  • the length of the tunnel (10) is 120 km.
  • the cross-sectional area of the space vehicle (10) is approximately 15m 2 .
  • the takeoff speed is of the order of 6000 m/s, varying between 5500 m/s for payloads of the order of 4.7 tonnes and 6500 m/s for payloads of the order of 9, 5 tons.
  • the cross section of a tower is approximately 4000 m2 , with a set of 4 towers (101 to 104).
  • the fineness of the space vehicle (10) is 3.
  • the acceleration phase takes place in the tunnel (100) in which the pressure in front of the space vehicle (10) is reduced to 1/1000th of atmospheric pressure.
  • a strong pressure at the rear of the launcher (of the order of 6 bars) is produced thanks to the fall of 4 masses (111 to 114).
  • an Ariane 5 rocket uses 700t of fuel for 15-20 tonnes of payload, with a ratio of 1 to 2% of payload in relation to the total mass, whereas with the invention, the ratio exceeds 10% .
  • a vehicle (10) consists of a body (15) of cylindrical shape with a tapered head (16).
  • the body (15) has at its rear part fins (12, 13), possibly retractable, and a nozzle (14) for propulsion during the orbit change phases.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Body Structure For Vehicles (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Automobile Manufacture Line, Endless Track Vehicle, Trailer (AREA)

Abstract

L'invention présente un procédé de lancement d'un véhicule spatial (10) emportant une charge utile dans l'espace comportant une première phase d'accélération de ladite fusée dans un tube horizontal (100), l'accélération étant produit par une surpression fluidique dans la partie du tube (100) en arrière dudit véhicule spatial (10) et une dépression dans la partie du tube (100) en avant dudit véhicule spatial (10), suivi par une phase balistique à la sortie dudit tube horizontal (100) caractérisé en ce que ledit tube(100) présente une longueur supérieure à 50 km et une section transversale complémentaire à la section dudit véhicule spatial (10) pour assurer une fermeture étanche au niveau de ladite fusée et en ce que ladite surpression fluidique dans la partie du tube (100) en arrière du véhicule spatial (10) est produite par la chute d'une masse (101 à 104) dans une chambre (111 à 114). (100). Elle concerne aussi un système de lancement mettant en œuvre un tel procédé.

Description

Procédé de lancement d’un véhicule spatial Domaine de l’invention
La présente invention concerne le domaine systèmes, des procédés et des appareils pour le lancement spatial d'une charge utile.
On connaît de multiples solutions pour envoyer une charge utile dans l’espace, l’accélération fournie par des charges explosives contrôlées, comme avec de la poudre à canon pour de petites charges. Pour des charges utiles importantes, typiquement de plusieurs plusieurs tonnes, les fusées à combustion chimique sont actuellement les seuls moyens qui se sont avérés efficaces pour lancer des charges utiles dans l'espace. Bien que beaucoup de travail ait été fait pour tenter de développer des technologies alternatives pour l'accélération rapide de grandes charges utiles, telles que les canons électromagnétiques, les canons thermiques et l'accélération de l'arc plasma, aucune technologie alternative à ce jour ne s'est avérée plus efficace en terme de rapport charge utile / masse au décollage et moins risquée que la solution traditionnelle.
En ce qui concerne le lancement spatial, bien que la propulsion par fusée soit une technologie éprouvée depuis longtemps, le recours exclusif au lancement de fusées conventionnelles est problématique dans la mesure où il reste coûteux, dangereux et oblige l’emport d’une masse de carburant considérable pour la phase initiale.
Un avantage majeur de la propulsion par fusée par rapport à la propulsion par canon est que la vitesse ultime réalisable est indépendante de l'accélération plutôt que d'être limitée à une proportion de la racine carrée de l'accélération.
Par contre, une limitation majeure de la propulsion des fusées est que la fraction de masse de la masse totale du véhicule représentée par la masse de la charge utile est limitée par la physique de l'équation bien connue des fusées. Cette physique fait que la fraction de charge utile diminue de façon exponentielle avec le rapport de la vitesse ultime atteinte par rapport à la vitesse d'échappement de la fusée.
Pour remédier à ce problème, on utilise des fusées à deux, trois et quatre étages pour lancer des charges utiles de la surface de la Terre à l'orbite terrestre. Les fractions de charge utile totales résultantes en orbite pour de tels véhicules est de l’ordre de 0,5% pour les petites fusées, jusqu'à environ 2,5% pour les très gros systèmes de fusée. Cela signifie que l'autre partie, allant de 97,5 % à 99,5 %, est soit entièrement jetée, soit réutilisée dans une plus ou moins grande mesure.
Etat de la technique
On a proposé dans la demande de brevet US2019/023414 un système de lancement avec au moins un système de tube accélérateur préliminaire (PAT) qui peut être combiné à un système de tube accélérateur principal (MAT). Le PAT seul ou combiné au MAT peut être utilisé pour le lancement d'un véhicule en vue de tester et/ou de délivrer une charge utile.
On connait aussi la demande de brevet US20080001027 décrivant un système de lancement en montagne permettant d'utiliser la gravité agissant sur un contrepoids pour fournir l'assentiment initial d'une fusée et d'une charge utile. Ce système de contrepoids est construit à l’intérieur d’une montagne de manière à utiliser la montagne comme structure porteuse. En recouvrant l'ouverture de sortie avec une fine membrane et en fermant le fond, le système peut évacuer l'air en fournissant une montée libre sans vitesse terminale. Pendant les derniers instants de l’ascension ou après que la fusée ait quitté le tube, la fusée s’enflammera, transportant la charge utile dans l’espace. La vitesse transmise à la fusée par l’assistance gravitationnelle, combinée au contournement de la partie la plus épaisse de l’atmosphère, réduira la quantité de carburant nécessaire pour soulever les charges utiles dans l’espace.
Inconvénients de l’art antérieur
Les différentes solutions ne permettent pas de placer en orbite terrestre une charge utile maximisée. Dans toutes les solutions de l’art antérieur, le lanceur assurant le décollage représente une partie importante de la charge utile.
La solution proposée par la demande de brevet US2019/023414 nécessite une installation pour la génération de gaz sous pression très complexe avec un pilotage précis pour adapter les débits aux positions du projectile.
Solution apportée par l’invention
Afin de remédier à ces inconvénients, l’invention concerne, selon son acception la plus générale, un procédé de lancement d’un véhicule spatial emportant une charge utile dans l'espace présentant les caractéristiques énoncées dans la revendication 1.
Ce procédé de lancement comporte une première phase d’accélération de ladite fusée dans un tube horizontal d’une longueur supérieure à 50 km, ledit tube présentant une section transversale complémentaire à la section dudit véhicule spatial pour assurer une fermeture étanche au niveau de ladite fusée, l’accélération étant produit par une surpression fluidique dans la partie du tube en arrière dudit véhicule spatial et une dépression dans la partie du tube en avant dudit véhicule spatial, suivi par une phase de trajectoire balistique à la sortie dudit tube horizontal.
On entend par « trajectoire balistique, » une trajectoire influencée principalement par la gravité et la vitesse acquise par l'impulsion fournie lors de la phase antérieur de propulsion. La phase balistique est précédée par une phase de propulsion sous l’effet de la phase de propulsion dans le tube (100), donnant la vitesse nécessaire pour atteindre une trajectoire essentiellement spatiale. Une poussée complémentaire est activée pour l’insertion en orbite et pour la réentrée dans l’atmosphère.
A titre d’exemple, on peut mettre un véhicule spatial de 7 tonnes en orbite basse avec seulement 21t de fuel pour cette poussée complémentaire.
Pendant cette phase balistique, le véhicule prend le chemin d’un projectile soumis à la seule action de la gravitation, en négligeant toutes les autres forces. Tout projectile lancé, propulsé ou mis en mouvement dans un référentiel donné va suivre une trajectoire balistique.
De préférence, la dépression dans le tube en avant dudit véhicule spatial est comprise entre 0,01 bar et 0,0005 bar, typiquement de 0,001 bar ± 50%.
De préférence, ladite surpression fluidique dans la partie du tube en arrière du véhicule spatial (10) est produite par la chute d’une masse dans une chambre. La vitesse de descente varie en fonction de la vitesse du lanceur dans le tube, mais reste dans une fourchette de quelques m/s équivalent à la vitesse d’un ascenseur grand public.
Avantageusement, la surface transversale cumulée desdites masses est comprise entre 1000 et 16000 m2, typiquement de 1000 m2 ± 50% par masse et la hauteur des chambres comprise entre 50 et 150 m, la masse cumulée étant comprise entre 100.000 tonnes et 500.000 tonnes.
Selon une variante, la surface transversale du tunnel est comprise entre 5 et 20 m2, typiquement de 15 m2 ± 50%.
L’invention concerne aussi un système de lancement d’un véhicule spatial emportant une charge utile dans l'espace caractérisé en ce qu’il comporte un tube horizontal d’une longueur supérieure à 50 km, ledit tube présentant une section transversale complémentaire à la section dudit véhicule spatial, ledit tube communiquant avec au moins une source de dépression dans sa partie avant, et au moins une source de pression dans sa partie arrière.
De préférence, ladite source surpression fluidique est constituée par au moins une chambre contenant une masse.
Avantageusement, la surface transversale cumulée desdites masses est comprise entre 1000 et 16000 m2, typiquement de 1000 m2 ± 50% par masse et la hauteur des chambres comprise entre 50 et 150 m, la masse cumulée étant comprise entre 100.000 tonnes et 500.000 tonnes.
Description détaillée d’un exemple non limitatif de réalisation
La présente invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui suit, concernant un exemple non limitatif de réalisation illustré par les dessins annexés où :
la représente une vue schématique du lanceur selon l’invention
la représente une vue schématique du système de lancement
la représente une vue schématique d’un cycle de vol du véhicule spatial
la représente une vue schématique de dessus de la partie arrière du lanceur
la représente un exemple de véhicule (10) selon l’invention
Face à la demande croissante de satellites et de constellations de plus petite taille, les véhicules de lancement réutilisables (RLV) représentent une clé d'un accès économiquement et écologiquement durable à l'espace. Dans le contexte décrit, l’invention concerne un véhicule de lancement qui permet de réduire de manière conséquente le coût et la difficulté d'accès à l'espace tout en réfléchissant à la problématique de la préservation de l'environnement terrestre et spatial. Pour ce faire, un lanceur horizontal et entièrement réutilisable est décrit ci-après à titre d’exemple
La présente invention concerne un lanceur spatial horizontal évitant la nécessité d’embarquer le carburant qui sera par la suite utilisé pour se propulser, pour être plus rentable en termes de carburant utilisé ainsi qu’en énergie globale mise en jeu.
Le véhicule spatial (10) emportant la charge utile présente une section transversale complémentaire à celle du tunnel (100). Il comporte un réacteur de faible puissance allumé pendant la phase atmosphérique, pour annuler la trainée du véhicule spatial (10).
Le principe général est d’assurer la phase initiale d’accélération par une propulsion du véhicule (10) dans un tube (100) de plus de 50 km, typiquement 100 à 120 km, sensiblement horizontal prolongé optionnellement à l’avant par une partie courbe (120) orientée vers le haut pour fournir une composante balistique ascensionnelle. Le déplacement du véhicule à l’intérieur de ce tube (100) se fait avec une accélération relativement faible, de moins de 15 G (quinze) et de préférence de 2G au plus afin de ne pas faire subir des contraintes trop fortes aux équipements ou (voire des êtres vivants. L’extrémité arrière du tube (100) communique avec une chambre de pressurisation formée par un ou plusieurs tours (110) contenant des masses (120) dont la libération et la chute provoque une mise en pression en amont du véhicule spatial (10), du fait de la diminution du volume de la chambre résultant de la pénétration de la masse (120).
La masse (120) agit sur un piston assurant une fermeture transversale étanche de la chambre de section complémentaire, et se déplacement verticalement vers le bas sous l’effet de la masse (120). Le fluide contenu dans la partie inférieure de la chambre est injecté sous pression dans le tube (100) en arrière du véhicule (10). Le rapport de section entre la section du piston et de la chambre (110) et la section du tube (100) et du véhicule (10) conduit à un facteur multiplicateur de la vitesse de déplacement de la masse (120) et la vitesse de déplacement résultant du véhicule (10).
Le véhicule (10) est positionné à l'intérieur d'un tunnel dépressurisé (100). À l'instant zéro, des masses (121 à 124) sont larguées du haut des tours correspondantes, ce qui conduit à un déplacement du piston dans la chambre (111 à 114) et le transfert du fluide sous pression dans le tube (100) en arrière de véhicule (10), provoquant ainsi l’accélération du véhicule - sans utiliser de carburant - jusqu'à une vitesse de sortie spécifique. Le véhicule lui-même appartient à la catégorie des lanceurs en orbite à une seule étape et des lanceurs terrestres. Les dimensions et le profil du véhicule HSTL sont le résultat d'études combinées d'aérothermodynamique et d'analyse de mission.
La préparation des masse (121 à 124) se fait par élévation avec un treuil électrique qui peut être alimenté avec l’énergie électrique disponible pendant les creux de consommation et les pics de production, pour éviter de recourir à un stockage peu performant d’électricité en période de surproduction.
La phase d’accélération se fait avec une différence de pression entre l’avant et l’arrière du lanceur dans le tunnel. La chute de 4 masses assure le maintien de la pression dans le tunnel.
Le décollage se passe de la manière suivante :
  • Phase d’accélération (20) pour arriver à une vitesse de 6 km/s en fin de ligne droite.
  • Phase de montée dans l’atmosphère (21) avec portance puis trajectoire balistique jusqu’à l’altitude voulue, en traversant la troposphère, la stratosphère, la mésosphère, la thermosphère et l’exosphère illustrés par les traits pointillés séparant les couches atmosphériques. Dans la phase atmosphérique, les réacteurs équipant le véhicule spatial (10) sont allumés pour compenser la trainée.
  • La phase orbital (22) de circularisation de l’orbite (22) et de lâcher de la charge utile (23)
  • La phase de désorbitation (24) et retour sur Terre du lanceur.
Pour produire une pression élevée en arrière du véhicule spatial (10), la illustre une réalisation avec quatre tours (111 à 114) d’une hauteur de 114 m, reliés au tunnel (100) par quatre conduits (101 à 104) remplit d’un fluide, par exemple de l’air ou de l’eau, et équipé d’une masse de 200.000 tonnes qui peut être libérée pour créer une différence de pression entre l’amont et l’aval du véhicule (10).
Typiquement, la surface transversale cumulée des masses (111 à 114) est comprise entre 1000 et 16000 m2, typiquement de 1000 m2 ± 50% par masse.
La surface transversale du tunnel (100) est typiquement comprise entre 5 et 20 m2, typiquement de 15 m2 ±50%.
Le tunnel est soumis en aval du véhicule spatial (10) à une dépression, comprise entre 0,01 bar et 0,0005 bar, typiquement de 0,001 bar ±50%.
La vitesse de décollage atteinte par le véhicule spatial (10) à la sortie du tunnel est d’environ 6000 m/s et l’accélération maximale de 15 g.
La température initiale des chambres (101 à 104) est d’environ 300 K.
La hauteur des chambres (101 à 104) est proportionnelle à la section transversale du véhicule spatial (10) et à la vitesse de décollage et inversement proportionnelle à la section transversale des chambres (101 à 104) et à l’accélération maximale.
La montée atmosphérique se fait grâce à la création de portance. Pendant cette montée, on allume le réacteur pour annuler parfaitement la trainée.
Pour la phase orbitale on prend en compte la vitesse angulaire dû au changement de repère et à la rotation de la Terre et à partir des paramètres de l’orbite que décrit le véhicule spatial (10) et via le vecteur excentricité on détermine la masse de carburant nécessaire.
Exemples de paramètres
La charge utile est typiquement de l’ordre de 7 tonnes, pour un tunnel au niveau de la mer, et peut légèrement augmenter en fonction de l’altitude (7,3 tonnes à 1000 m, 7,6 tonnes à 2000 m d’altitude), pour un véhicule spatial (10) d’une masse totale d’environ 60 tonnes et une pression en aval dans le tunnel (100) de 0,001 bar. Avec une pression de 0,01 bar, la charge utile est de 4,8 tonnes seulement.
La longueur du tunnel (10) est de 120 km.
La surface transversale du véhicule spatial (10) est d’environ 15m2. En réduisant la surface transversale, on peut, à autres paramètres inchangés, augmenter légèrement la charge utile.
La vitesse de décollage est de l’ordre de 6000 m/s, variant entre 5500 m/s pour des charges utiles de l’ordre de 4,7 tonnes et 6500 m/s pour des charges utiles de l’ordre de 9,5 tonnes.
La section transversale d’une tour est d’environ 4000 m2, avec un ensemble de 4 tours (101 à 104). La finesse du véhicule spatial (10) est de 3.
La phase d’accélération se fait dans le tunnel (100) dans lequel la pression en avant du véhicule spatial (10) est réduite jusqu’à 1/1000ème de la pression atmosphérique. Pour créer une poussée, une forte pression à l’arrière du lanceur (de l’ordre de 6 bars) est produite grâce à la chute de 4 masses (111à 114).
Les simulations montrent cette solution permet de réduire drastiquement l’utilisation de carburant pour la mise en orbite d’un ou plusieurs satellites.
L’envoi de 7 tonnes de charge utile à une altitude de 1000 km nécessite environ 38 tonnes de carburant pour les phases atmosphériques et orbitales.
Pour comparaison, une fusée Ariane 5 utilise 700t de carburant pour 15-20 tonnes de charge utile, avec un rapport 1 à 2 % de charge utile par rapport à la masse totale, alors qu’avec l’invention, le rapport dépasse 10%.
La représente un exemple de véhicule (10) selon l’invention ; il est constitué par un corps (15) de forme cylindrique avec une tête effilée (16). Le corps (15) présente à sa partie arrière des ailerons (12, 13), éventuellement escamotables, et un tuyère (14) pour la propulsion pendant les phases de changement d’orbite.

Claims (11)

  1. Procédé de lancement d’un véhicule spatial (10) emportant une charge utile dans l'espace comportant une première phase d’accélération de ladite fusée dans un tube horizontal (100), l’accélération étant produit par une surpression fluidique dans la partie du tube (100) en arrière dudit véhicule spatial (10) et une dépression dans la partie du tube (100) en avant dudit véhicule spatial (10), suivi par une phase balistique à la sortie dudit tube horizontal (100)caractérisé en ce que ledit tube(100) présente une longueur supérieure à 50 km et une section transversale complémentaire à la section dudit véhicule spatial (10) pour assurer une fermeture étanche au niveau de ladite fusée et en ce que ladite surpression fluidique dans la partie du tube (100) en arrière du véhicule spatial (10) est produite par la chute d’une masse (101 à 104) dans une chambre (111 à 114).
  2. Procédé de lancement d’un véhicule spatial (10) selon la revendication 1 caractérisé en ce que la dépression dans le tube (100) en avant dudit véhicule spatial (10) est comprise entre 0,01 bar et 0,0005 bar.
  3. Procédé de lancement d’un véhicule spatial (10) selon la revendication 1 caractérisé en ce que la dépression dans le tube (100) en avant dudit véhicule spatial (10) est de 0,001 bar ± 50%.
  4. Procédé de lancement d’un véhicule spatial (10) selon la revendication précédente caractérisé en ce que la surface transversale cumulée desdites masses (111 à 114) est comprise entre 1000 et 16000 m2 et la hauteur des chambres comprise entre 50 et 150 m, la masse cumulée étant comprise entre 100.000 tonnes et 500.000 tonnes.
  5. Procédé de lancement d’un véhicule spatial (10) selon la revendication 1 caractérisé en ce que la surface transversale cumulée desdites masses (111 à 114) est de 1000 m2 ± 50% par masse et la hauteur des chambres comprise entre 50 et 150 m, la masse cumulée étant comprise entre 100.000 tonnes et 500.000 tonnes.
  6. Procédé de lancement d’un véhicule spatial (10) selon la revendication 1 caractérisé en ce que la surface transversale du tunnel (100) est comprise entre 5 et 20 m2.
  7. Procédé de lancement d’un véhicule spatial (10) selon la revendication 1 caractérisé en ce que la surface transversale du tunnel (100) est de 15 m2 ± 50%.
  8. Système de lancement d’un véhicule spatial (10) emportant une charge utile dans l'espace caractérisé en ce qu’il comporte un tube horizontal (100) d’une longueur supérieure à 50 km, ledit tube (100) présentant une section transversale complémentaire à la section dudit véhicule spatial (10), ledit tube communiquant avec au moins une source de dépression dans sa partie avant, et au moins une source de surpression formé par au moins une chambre (111 à 114) comprenant un piston activé par la chute d’au moins une masse (101 à 104).
  9. Système de lancement d’un véhicule spatial (10) emportant une charge utile dans l'espace selon la revendication précédente caractérisé en ce que ladite source de pression fluidique est constituée par au moins une chambre (111 à 114) contenant une masse (101 à 104).
  10. Système de lancement d’un véhicule spatial (10) emportant une charge utile dans l'espace selon la revendication précédente caractérisé en ce que la surface transversale cumulée desdits pistons actionnés par lesdites masses (111 à 114) est comprise entre 1000 et 16000 m2 par masse et la hauteur des chambres comprise entre 50 et 150 m, la masse cumulée étant comprise entre 100.000 tonnes et 500.000 tonnes.
  11. Système de lancement d’un véhicule spatial (10) emportant une charge utile dans l'espace selon la revendication précédente caractérisé en ce que la surface transversale cumulée desdits pistons actionnés par lesdites masses (111 à 114) est de 1000 m2 ± 50% par masse et la hauteur des chambres comprise entre 50 et 150 m, la masse cumulée étant comprise entre 100.000 tonnes et 500.000 tonnes.
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