Propergol liquide

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En astronautique, on appelle propergol liquide tout système chimique composé d'un ou plusieurs ergols stockés à l'état liquide pour produire, par décomposition ou par combustion, un mélange gazeux dont la détente à travers une tuyère fournit une force de poussée. De tels propergols ne permettent pas d'atteindre des vitesses très élevées mais offrent une poussée suffisante pendant le temps nécessaire pour s'affranchir de la pesanteur et placer des charges utiles en orbite. Ils sont donc couramment utilisés pour fournir l'impulsion nécessaire au décollage des lanceurs et pour les manœuvrer dans l'espace.

Lanceur russe Proton, propulsé au NTO/UDMH.

Grandeurs caractérisant un propergol[modifier | modifier le code]

Ces grandeurs sont introduites dans l'article "Moteur-fusée".

Impulsion spécifique[modifier | modifier le code]

Notée Isp et mesurée en secondes, l'impulsion spécifique indique la durée pendant laquelle une masse d'un kilogramme de propergol peut fournir une force de poussée d'un kilogramme-force, soit 9,80665 N :

F_{prop}=g_0\cdot\dot{m}\cdot I_{sp}\,, d'où I_{sp}=\frac{F_{prop}}{g_0\cdot\dot{m}}

avec :

Cette équation souligne que, à poussée égale, l'impulsion spécifique sera d'autant plus élevée que le débit massique sera faible, ce qui signifie qu'on privilégiera des ergols dont les produits de combustion ont une masse molaire faible.

L'impulsion spécifique n'est pas une grandeur absolue d'un propergol, mais dépend des performances du moteur-fusée, et tout particulièrement de la pression atteinte dans la chambre de combustion, qui peut affecter les performances du système de 10 à 15 %. Elle dépend également de la détente des gaz d'échappement dans la tuyère, dont la géométrie doit être optimale pour maximiser la poussée, et elle dépend donc aussi de la pression à l'extérieur de la fusée : l'impulsion spécifique est maximale dans le vide, mais est inférieure près de 15 % au décollage au niveau de la mer.

Dans la littérature, les valeurs d'impulsion spécifique sont données dans le vide et dans les conditions thermodynamiques idéales, de sorte qu'elles constituent des bornes supérieures auxquelles les valeurs pratiques sont généralement inférieures de 5 à 10 %.

Vitesse d'éjection des gaz d'échappement[modifier | modifier le code]

Dans la mesure où le rapport de la force de poussée au débit massique est égal à la vitesse d'éjection des gaz d'échappement, on peut également exprimer l'impulsion spécifique d'un propergol au moyen de la vitesse d'échappement, exprimée en mètres par seconde, selon l'égalité :

v_{e}=\frac{F_{prop}}{\dot{m}}=g_0\cdot I_{sp}\,

avec :

  • ve la vitesse d'éjection des gaz d'échappement, exprimée en m/s
  • g0 l'accélération de la gravité à l'équateur, soit 9,80665 m/s2
  • Isp l'impulsion spécifique mesurée en secondes

Fraction massique du propergol, delta V, densité d'impulsion[modifier | modifier le code]

Fraction massique[modifier | modifier le code]

On appelle fraction massique du propergol le rapport entre la masse finale du lanceur (après combustion du propergol) et sa masse initiale (avec le propergol avant sa combustion) :

f_\mathrm{mass}\ =\ 1-\frac{m_\mathrm{prop}}{M_\mathrm{0}}

avec :

  • fmass la fraction massique du propergol consommé, exprimée en kg
  • mprop la masse de propergol consommé, mesurée en kg
  • M0 la masse initiale de l'engin spatial (avec le propergol consommé), mesurée en kg

C'est une grandeur qui dépend à la fois de la conception du lanceur et de la densité du propergol employé.

Delta v[modifier | modifier le code]

Par ailleurs, on désigne couramment par « delta v » le surcroît de vitesse imprimé à un engin spatial par la combustion d'une quantité donnée de propergol. En l'absence de champ de gravité et de frottements, l'équation de Tsiolkowski permet d'exprimer simplement le delta V à partir de la fraction massique du propergol :

\Delta{v}=v_{e}\cdot\ln\left[{\frac{M_\mathrm{plein}}{M_\mathrm{vide}}}\right]

avec :

On voit clairement avec cette expression que, pour maximiser le delta v, il faut :

  1. utiliser un propergol qui permette d'éjection des gaz d'échappement à une vitesse ve aussi élevée que possible
  2. maximiser le rapport Mplein / Mvide, ce qui signifie :
  • construire un astronef aussi léger que possible
  • utiliser un propergol aussi dense que possible

Le delta v dépend donc à la fois de la masse du véhicule spatial et des qualités intrinsèques (masse volumique et vitesse d'éjection) du propergol utilisé.

Densité d'impulsion[modifier | modifier le code]

La masse volumique apparente du propergol étant une donnée aussi déterminante que son impulsion spécifique, on définit l'impulsion-densité (ou densité d'impulsion) comme le produit de ces deux grandeurs :

I_\mathrm{d}=d_\mathrm{prop}\cdot I_\mathrm{sp}

avec :

  • Id l'impulsion-densité exprimée en s•kg/m3
  • dprop la masse volumique apparente du propergol mesurée en kg/m3
  • Isp l'impulsion spécifique mesurée en secondes

C'est parfois le couple (IspId) plutôt que le couple (vedprop) qui est indiqué dans les tables de valeurs numériques sur les propergols liquides.

Qualités d'un propergol liquide[modifier | modifier le code]

Hypergolique / non-hypergolique[modifier | modifier le code]

On qualifie d'hypergolique un couple d'ergols qui, lorsqu'ils sont mis en contact l'un avec l'autre, autocatalysent leur propre oxydoréduction : la combustion s'initie spontanément, sans qu'il y ait besoin d'un système d'allumage, ce qui simplifie la réalisation du moteur-fusée. La fiabilité de la propulsion s'en trouve améliorée, car il devient possible de contrôler la poussée à l'aide de deux valves (une par ergol) sans devoir recourir à des systèmes de contrôle d'allumage complexes et fragiles. De plus, la nature même des ergols empêche qu'ils ne s'accumulent sous forme d'un mélange explosif à l'origine de surpressions dommageables au moment de l'allumage (hard start). En contrepartie, de tels hypergols sont généralement dangereux à manipuler en raison de leur grande réactivité chimique.

Cryogénique / stockable[modifier | modifier le code]

On qualifie de cryogénique un propergol dont l'un au moins des ergols doit être maintenu à une température inférieure à −150 °C, température à partir de laquelle certains gaz de l'air se condensent à pression ambiante. De tels propergols sont généralement très performants mais ne peuvent être utilisés qu'au décollage depuis la Terre, car ils ne peuvent être maintenus longtemps à la température requise une fois chargés dans le lanceur. C'est tout particulièrement le cas de l'hydrogène liquide, qui commence à s'évaporer dès qu'il est en réservoir.

À l'opposé, les propergols stockables peuvent être maintenus liquides sur de longues périodes de temps sans nécessiter d'installations particulières pour les conserver.

Développement et utilisation des propergols liquides[modifier | modifier le code]

Peenemünde : un V2 quatre secondes après son décollage du pas de tir d'essai VII, été 1943.

Dans les années 1940[modifier | modifier le code]

Les bases de l'astronautique ont été jetées par les ingénieurs allemands durant la Seconde Guerre mondiale à travers une série d'innovations techniques supportées par toute une gamme de substances chimiques conventionnellement désignées au moyen d'une lettre, notamment (compositions approximatives en fraction massique) :

Après la Seconde Guerre mondiale[modifier | modifier le code]

Tir d'un missile américain Redstone à Cape Canaveral en 1958 ; il était propulsé au propergol oxygène liquide / éthanol, comme le V-2 allemand, mais avec 3 % en masse de peroxyde d'hydrogène dans l'oxygène

Développée notamment au prix de la vie de nombreux prisonniers de guerre, la technologie allemande en matière de propulsion chimique a été reprise dans les années 1950 par les ingénieurs américains et soviétiques, qui expérimentèrent d'autres substances, parfois exotiques, telles que la tétrafluorohydrazine N2F4 avec le pentaborane B5H9.

L'éthanol H3C-CH2OH a été très utilisé, pur ou mélangé avec d'autres combustibles, par les ingénieurs allemands puis alliés dans les années 1940 en raison de sa chaleur latente de vaporisation élevée, qui permettait de l'utiliser pour refroidir les moteurs. Ses performances sont néanmoins inférieures à celles permises par les hydrocarbures, plus denses et plus énergétiques. Le principal obstacle à l'utilisation d'hydrocarbures comme combustible pour fusées était leur mauvais comportement thermique : en passant dans les circuits de refroidissement des moteurs, les fractions les plus lourdes avaient tendance à polymériser et à bloquer les bulles issues de la vaporisation des fractions les plus légères, ce qui finissait par obstruer les circuits.

Ces problèmes ont été résolus au milieu des années 1950, en réduisant sévèrement la teneur en soufre, qui favorise la polymérisation, ainsi que celle en hydrocarbures insaturés (les plus susceptibles de polymériser), tout en privilégiant les alcanes ramifiés et cycliques, plus résistants à la chaleur que les alcanes linéaires. Les espèces recherchées sont de type ladderane en C12. Ceci a conduit au développement du RP-1, Refined Petroleum-1 ou Rocket Propellant-1 selon les versions. Avec le développement de l'industrie pétrolière et des techniques de raffinage, le RP-1 et l'hydrogène liquide se sont imposés depuis comme combustibles de puissance, tandis que l'hydrate d'hydrazine N2H4•H2O (B-Stoff) était remplacé par des formes anhydres méthylées, monométhylhydrazine H2N-NHCH3 (MMH) et diméthylhydrazine asymétrique H2N-N(CH3)2 (UDMH) pour en accroître les performances dans les manœuvres de précision.

Côté oxydant, l'oxygène liquide est resté le comburant des applications de puissance avec le kérosène (RP-1) et l'hydrogène liquide, tandis que les recherches sur le SV-Stoff ont visé à stabiliser l'acide nitrique HNO3 pour limiter les effets nocifs des vapeurs de dioxyde d'azote NO2 abondamment libérées par l'acide nitrique (ces vapeurs sont d'ailleurs la raison pour laquelle HNO3 concentré est appelé acide nitrique fumant, WFNA en anglais, pour White Fuming Nitric Acid). Ceci fut réalisé en diluant HNO3 dans le peroxyde d'azote N2O4, ce qui donnait à l'ensemble une coloration rougeâtre (d'où le nom acide nitrique fumant rouge, RFNA en anglais), tandis que le problème de la corrosion des réservoirs était résolu en ajoutant de l'acide fluorhydrique HF pour passiver la surface intérieure des réservoirs en y déposant une couche de fluorure métallique : c'est ce qu'on appelle l'acide nitrique fumant rouge inhibé, ou IRFNA en anglais.

Aujourd'hui[modifier | modifier le code]

On a coutume de distinguer formellement trois types de propergols liquides selon le nombre d'ergols qui les constituent :

  1. les monergols (ou monoergols), qui ne sont composés que d'un seul ergol
  2. les diergols (ou biergols), qui sont composés de deux ergols
  3. les triergols, qui sont composés de trois ergols

Cette nomenclature est en fait assez artificielle car la différence fondamentale réside entre les monergols et les autres propergols liquides :

  • les monergols fonctionnent sur la base d'une décomposition exothermique catalysée
  • les autres propergols reposent sur la combustion d'un ou plusieurs carburants dans un ou plusieurs comburants

Hydrazine[modifier | modifier le code]

L'hydrazine N2H4 est le monergol le plus couramment employé, notamment dans les phases finales de descente des sondes spatiales avant atterrissage sur leur cible : ce fut le cas des landers du programme Viking ainsi que de la mission Phoenix, arrivée sur Mars le 25/05/2008. La sonde Mars Reconnaissance Orbiter a été mise en orbite avec un réservoir de plus d'une tonne d'hydrazine pour stabiliser sa trajectoire autour de Mars. L'hydrazine se décompose de façon très exothermique sur catalyseur métallique d'iridium sur alumine Al2O3 ou nanofibres de carbone[1] ou, plus récemment, du nitrure de molybdène sur l'alumine[2], qui catalysent les réactions :

  1. 3 N2H4 → 4 NH3 + N2
  2. N2H4N2 + 2 H2
  3. 4 NH3 + N2H4 → 3 N2 + 8 H2

Ces réactions dégagent suffisamment d'énergie pour conduire la chambre de combustion à 800 °C en une milliseconde[1] avec un très bon rendement[2], d'où une impulsion spécifique dans le vide d'environ 220 s[3].

Propergols stockables[modifier | modifier le code]

Le développement des technologies à propergols stockables a été mené dans un but largement militaire, essentiellement afin de mettre à disposition des arsenaux une batterie de missiles prêts à être tirés dans les délais les plus brefs sur la période de temps la plus longue possible à partir d'installations aussi réduites que possible. La plupart des lanceurs russes et américains à propergols stockables sont ainsi dérivés de missiles balistiques intercontinentaux.

Le lanceur ukraino-russe Dniepr-1, propulsé au NTO/UDMH, a été développé à partir des missiles soviétiques R-36 (SS-18 Satan) reconvertis en lanceurs commerciaux LEO ; il est tiré depuis un silo enterré.
Combustibles Aérozine 50, UDMH, UH 25 ou MMH[modifier | modifier le code]

Le mélange 50 % hydrazine H2N-NH2 + 50 % UDMH H2N-N(CH3)2 est appelé aérozine 50. C'est un combustible développé aux États-Unis dans les années 1950 au départ pour équiper les missiles Titan II, à l'origine de lanceurs à la suite desquels ce carburant a été très employé dans l'astronautique ; il fut notamment à l'honneur dans la mission Apollo 11 pour avoir assuré l'atterrissage puis le décollage du LEM. L'aérozine 50 est un peu moins dense que l'hydrazine pure et a un point d'ébullition un peu moins élevé, mais offre une stabilité et un temps de réponse optimisés avec le NTO (peroxyde d'azote N2O4).

La France avait opté dès les années 1960 pour une propulsion NTO / UDMH avec les fusées Diamant, à l'origine du programme Ariane : lancées depuis Hammaguir (Algérie) jusqu'en 1967, puis à partir du Centre spatial guyanais de Kourou à partir de 1970, les fusées Diamant ont connu trois échecs et neuf succès, dont la mise en orbite du satellite Astérix en 1965 ainsi que de Castor et Pollux en 1975. Afin d'assurer la propulsion du lanceur Ariane 1, le programme Ariane avait opté, dans la continuité des fusées Diamant, pour une propulsion à l'UDMH pure, qui fut en partie à l'origine de l'échec du second lancement de la fusée, en 1980. Après cela, les lanceurs Ariane 2 à Ariane 4 fonctionnèrent avec de l'UH 25, un mélange 75 % UDMH H2N-N(CH3)2 + 25 % hydrate d'hydrazine H2N-NH2•H2O, Ariane 4 devenant l'un des lanceurs les plus fiables au monde, avec un taux de succès de plus de 97 %.

Plus récemment, la MMH H2N-NHCH3 s'est imposée face aux diverses combinaisons d'hydrazine et d'UDMH pour le fonctionnement dans l'espace ; elle est notamment employée dans le système de manœuvre orbital (OMS) de la navette spatiale de la NASA ainsi que dans l'étage à propergol stockable (EPS) d'Ariane 5.

Particulièrement toxiques, ces composés font l'objet de recherches pour les remplacer par des équivalents moins dangereux, par exemple le DMAZ[4] (2-azido-N,N-diméthyléthanamine (CH3)2N–CH2–CH2–N=N+=N).

Oxydant NTO ou MON[modifier | modifier le code]

Le peroxyde d'azote N2O4, généralement désigné par NTO (pour Nitrogen Tetroxide), est l'oxydant « historique » avec tous ces carburants azotés : il est à la fois hypergolique avec eux, et stockable dans les conditions terrestres. Aujourd'hui, il est rarement utilisé pur mais mélangé avec du monoxyde d'azote N≡O dans des proportions variables, afin de limiter les effets de la corrosion du NTO, notamment sur les alliages en titane utilisés dans les systèmes de propulsion. Un mélange de x % de N≡O avec (100-x) % de NTO est appelé MON-x (pour Mixed Oxides of Nitrogen), la limite étant le MON-40 ; les Américains utilisent généralement du MON-3, tandis que les Européens semblent préférer le MON-1,3.

Actuellement, le propergol NTO / aérozine 50 est surtout employé au décollage, les systèmes MON / MMH sont utilisés pour les ajustements orbitaux dans l'espace sur des engins assez gros et pour des périodes d'utilisation de l'ordre de quelques semaines, et l'hydrazine comme monergol reste la solution privilégiée pour le positionnement des engins plus petits tels que des satellites ou des sondes sur des périodes de temps se chiffrant en mois, voire en années.

Décollage d'une fusée Delta II emportant la sonde Dawn en septembre 2007.
Propulseurs d'appoint : PCPA solide
   - Impulsion spécifique : 278 s
   - Poussée : 628,3 kN pour chacun des neuf propulseurs
   - Durée : 75 s
1er étage : LOX / RP-1 non-hypergolique cryogénique
   - Impulsion spécifique : 302 s
   - Poussée : 1 054,2 kN
   - Durée : 265 s
2e étage : NTO / aérozine 50 hypergolique stockable
   - Impulsion spécifique : 319 s
   - Poussée : 43,6 kN
   - Durée : 431 s.
3e étage (Payload Assist Module facultatif) : PCPA solide
   - Impulsion spécifique : 286 s
   - Poussée : 66,0 kN
   - Durée : 87 s

Propergols cryogéniques LOX / RP-1 ou LH2[modifier | modifier le code]

Propergol LOX / RP-1[modifier | modifier le code]

Le RP-1 a été largement utilisé aux États-Unis dans les années 1960 et 1970 comme combustible de puissance pour les premiers étages de lanceurs tels que les fusées Atlas, Titan I, Delta, Saturn I et IB, et bien sûr Saturn V, célèbre pour ses lancements du programme Apollo et du laboratoire Skylab. À la fois dense et stockable, optimisé pour les moteurs-fusée, il offre d'excellentes performances au décollage avec l'oxygène liquide, généralement désigné par l'acronyme LOX.

À la différence des propergols azotés, le système LOX / RP-1 n'est pas hypergolique et nécessite donc un système d'allumage dans le moteur pour amorcer la combustion. Il est 8 % moins dense que le système NTO / aérozine 50 mais fournit une impulsion spécifique légèrement supérieure (3 %). Il est surtout bien moins dangereux à manipuler.

Les lanceurs Delta, qui devaient être retirés du service dans les années 1980 au profit des navettes spatiales, ont été remis sur le devant de la scène à la suite de l'explosion de Challenger en 1986, et le Delta II est aujourd'hui un pilier de l'astronautique américaine, avec une impressionnante série de sondes spatiales lancées dans le système solaire ; leur premier étage est propulsé au LOX / RP-1 tandis que le second est propulsé au NTO / aérozine 50. Ces lanceurs devraient être retirés du service en 2011[5].

Propergol LOX / LH2[modifier | modifier le code]

L'hydrogène liquide, généralement désigné par l'acronyme LH2, est le plus puissant combustible utilisé avec l'oxygène liquide : son impulsion spécifique est supérieure de près de 30 % à celle du RP-1, mais la masse volumique apparente d'un système LOX / LH2 est inférieure également de près de 30 % à celle d'un système LOX / RP-1. Son utilisation pose donc des problèmes d'encombrement des réservoirs et d'aérodynamisme au décollage, les forces de frottement sur le lanceur pouvant faire perdre l'avantage énergétique procuré par les systèmes à LH2 par rapport aux systèmes à RP-1.

De surcroît, l'hydrogène liquide est une substance particulièrement fugace dont la manipulation implique de tenir compte de forts risques d'explosion, en disposant d'une technologie cryogénique robuste permettant de manipuler un fluide à une température n'excédant jamais 20,28 K, soit -252,87 °C. Enfin, la technologie de liquéfaction de l'hydrogène est coûteuse en énergie et doit gérer le problème de l'isomérie de spin du dihydrogène : à température ambiante, l'orthohydrogène représente 75 % des molécules, proportion qui tombe à 0,21 % à l'état liquide au terme d'une transition exothermique qui tend à réchauffer l'hydrogène une fois liquéfié en accélérant son évaporation.

Autres propergols liquides[modifier | modifier le code]

CLF3 ou CLF5 / N2H4[modifier | modifier le code]

Le trifluorure de chlore ClF3 et le pentafluorure de chlore ClF5 sont deux oxydants qui ont été étudiés — et développés — pendant la guerre froide en vertu de leur densité élevée, de leur facilité de stockage et des performances avec l'hydrazine. Ce sont néanmoins des composés réellement dangereux à manipuler, qui ont tendance à enflammer la moindre matière oxydable, et qui constituent donc un danger majeur pour tous les intervenants amenés à les manipuler. De surcroît, leurs gaz d'échappement contiennent du fluorure d'hydrogène HF et du chlorure d'hydrogène HCl, particulièrement nocifs pour l'environnement.

Triergols[modifier | modifier le code]

Les triergols ont été étudiés de façon intensive aux États-Unis et en Union Soviétique, sans jamais aboutir à des réalisations concrètes en raison de leur coût prohibitif et surtout des obstacles technologiques à leur mise en œuvre. Les plus connus sont :

  • NTO / MMH + LBE (puis LAL), c'est-à-dire peroxyde d'azote avec monométhylhydrazine dopée au béryllium (puis à l'aluminium pour des raisons de coût et de toxicité), abandonné malgré tout également en raison de la difficulté à mettre en œuvre une propulsion liquide à partir d'un métal solide ;

Comparaison numérique de propergols liquides[modifier | modifier le code]

Données nominales au niveau de la mer[modifier | modifier le code]

Le tableau déroulant qui suit reproduit un formulaire ASCII donnant les principales grandeurs caractérisant un propergol liquide par oxydant et par combustible en détaillant si nécessaire les nuances de proportions dans les mélanges :

Le site http://www.braeunig.us/space/ présente des données similaires.

Comparaison des données au niveau de la mer et dans le vide[modifier | modifier le code]

PSI kPa coeff
1000 6 895 1,00
900 6 205 0,99
800 5 516 0,98
700 4 826 0,97
600 4 137 0,95
500 3 447 0,93
400 2 758 0,91
300 2 068 0,88

Les données du tableau ci-dessous sont issues de l'ouvrage de Huzel & Huang intitulé « Modern Engineering for Design of Liquid-Propellant Rocket Engines », 1992, American Institute of Aeronautics and Astronautics, Washington, ISBN 1-56347-013-6 ; on y trouve les résultats publiés par la société Rocketdyne sur la base de calculs menés en supposant une combustion adiabatique, une détente isentropique uniaxiale et l'ajustement continu du rapport de mélange oxydant/combustible en fonction de l'altitude. Ces calculs sont menés pour une pression en chambre de combustion de 1 000 PSI, c'est-à-dire 1 000 « livres par pouce-carré » (Pounds per Square Inch), ce qui correspond, en unités internationales (S.I.), à 6 894 757 Pa. La vitesse d'éjection aux pressions inférieures peut être estimée en appliquant un coefficient à partir de l'abaque ci-contre.

Les grandeurs reproduites dans ce tableau sont les suivantes :

  • ratio, le rapport de mélange (débit massique de l'oxydant sur débit massique du combustible)
  • ve, la vitesse d'éjection des gaz d'échappement, exprimée en mètres par seconde
  • ρ, la masse volumique apparente du propergol, exprimée en grammes par cm3
  • TC, la température d'équilibre dans la chambre de combustion, exprimée en °C
  • C*, la vitesse caractéristique[6], exprimée en mètres par seconde

L'intérêt de ce tableau est d'expliciter l'évolution des paramètres entre le décollage et l'arrivée en orbite : à gauche, les valeurs au niveau de la mer ; à droite, les mêmes dans le vide. Il s'agit chaque fois des valeurs nominales calculées pour un système idéal, arrondies en unités S.I. (les compositions sont exprimées en pourcentages massiques) :


Oxydant Réducteur Hyprg Cryo Détente optimale à 6 895 kPa
au niveau de la mer
Détente optimale à 6 895 kPa
dans le vide
Propergols à oxydant cryogénique LOX, LF2 ou FLOX ratio
Ox/Red
ve
m/s
ρ
g/cm3
TC
°C
C*
m/s
ratio
Ox/Red
ve
m/s
ρ
g/cm3
TC
°C
C*
m/s
O2 H2 Non Oui 4,13 3 816 0,29 2 740 2 416 4,83 4 462 0,32 2 978 2 386
CH4 Non Oui 3,21 3 034 0,82 3 260 1 857 3,45 3 615 0,83 3 290 1 838
C2H6 Non Oui 2,89 3 006 0,90 3 320 1 840 3,10 3 584 0,91 3 351 1 825
RP-1 Non Oui 2,58 2 941 1,03 3 403 1 799 2,77 3 510 1,03 3 428 1 783
N2H4 Non Oui 0,92 3 065 1,07 3 132 1 892 0,98 3 460 1,07 3 146 1 878
B2H6 Non Oui 1,96 3 351 0,74 3 489 2 041 2,06 4 016 0,75 3 563 2 039
70 % O2 + 30 % F2 H2 Non Oui 4,80 3 871 0,32 2 954 2 453 5,70 4 520 0,36 3 195 2 417
RP-1 Non Oui 3,01 3 103 1,09 3 665 1 908 3,30 3 697 1,10 3 692 1 889
70 % F2 + 30 % O2 RP-1 Oui Oui 3,84 3 377 1,20 4 361 2 106 3,84 3 955 1,20 4 361 2 104
87,8 % F2 + 12,2 % O2 MMH Oui Oui 2,82 3 525 1,24 4 454 2 191 2,83 4 148 1,23 4 453 2 186
F2 H2 Oui Oui 7,94 4 036 0,46 3 689 2 556 9,74 4 697 0,52 3 985 2 530
34,8 % Li + 65,2 % H2 Oui Oui 0,96 4 256 0,19 1 830 2 680
39,3 % Li + 60,7 % H2 Oui Oui 1,08 5 050 0,21 1 974 2 656
CH4 Oui Oui 4,53 3 414 1,03 3 918 2 068 4,74 4 075 1,04 3 933 2 064
C2H6 Oui Oui 3,68 3 335 1,09 3 914 2 019 3,78 3 987 1,10 3 923 2 014
MMH Oui Oui 2,39 3 413 1,24 4 074 2 063 2,47 4 071 1,24 4 091 1 987
N2H4 Oui Oui 2,32 3 580 1,31 4 461 2 219 2,37 4 215 1,31 4 468 2 122
NH3 Oui Oui 3,32 3 531 1,12 4 337 2 194 3,35 4 143 1,12 4 341 2 193
Propergols cryogéniques à oxydant fluorure d'oxygène Hyprg Cryo ratio
Ox/Red
ve
m/s
ρ
g/cm3
TC
°C
C*
m/s
ratio
Ox/Red
ve
m/s
ρ
g/cm3
TC
°C
C*
m/s
OF2 H2 Oui Oui 5,92 4 014 0,39 3 311 2 542 7,37 4 679 0,44 3 587 2 499
CH4 Oui Oui 4,94 3 485 1,06 4 157 2 160 5,58 4 131 1,09 4 207 2 139
C2H6 Oui Oui 3,87 3 511 1,13 4 539 2 176 3,86 4 137 1,13 4 538 2 176
RP-1 Oui Oui 3,87 3 424 1,28 4 436 2 132 3,85 4 021 1,28 4 432 2 130
N2H4 Oui Oui 1,51 3 381 1,26 3 769 2 087 1,65 4 008 1,27 3 814 2 081
MMH Oui Oui 2,28 3 427 1,24 4 075 2 119 2,58 4 067 1,26 4 133 2 106
50,5 % MMH + 29,8 % N2H4 + 19,7 % H2O Oui Oui 1,75 3 286 1,24 3 726 2 025 1,92 3 908 1,25 3 769 2 018
B2H6 Oui Oui 3,95 3 653 1,01 4 479 2 244 3,98 4 367 1,02 4 486 2 167
Propergols stockables à oxydant azoté Hyprg Cryo ratio
Ox/Red
ve
m/s
ρ
g/cm3
TC
°C
C*
m/s
ratio
Ox/Red
ve
m/s
ρ
g/cm3
TC
°C
C*
m/s
IRFNA IIIa[7] MMH Oui Non 2,59 2 690 1,27 2 849 1 665 2,71 3 178 1,28 2 841 1 655
UDMH Oui Non 3,13 2 668 1,26 2 874 1 648 3,31 3 157 1,27 2 864 1 634
60 % UDMH + 40 % DETA Oui Non 3,26 2 638 1,30 2 848 1 627 3,41 3 123 1,31 2 839 1 617
IRFNA IV HDA[8] MMH Oui Non 2,43 2 742 1,29 2 953 1 696 2,58 3 242 1,31 2 947 1 680
UDMH Oui Non 2,95 2 719 1,28 2 983 1 676 3,12 3 220 1,29 2 977 1 662
60 % UDMH + 40 % DETA Oui Non 3,06 2 689 1,32 2 903 1 656 3,25 3 187 1,33 2 951 1 641
N2O4 N2H4 Oui Non 1,36 2 862 1,21 2 992 1 781 1,42 3 369 1,22 2 993 1 770
MMH Oui Non 2,17 2 827 1,19 3 122 1 745 2,37 3 347 1,20 3 125 1 724
50 % UDMH + 50 % N2H4 Oui Non 1,98 2 831 1,12 3 095 1 747 2,15 3 349 1,20 3 096 1 731
Propergols stockables à oxydant halogéné Hyprg Cryo ratio
Ox/Red
ve
m/s
ρ
g/cm3
TC
°C
C*
m/s
ratio
Ox/Red
ve
m/s
ρ
g/cm3
TC
°C
C*
m/s
ClF3 N2H4 Oui Non 2,81 2 885 1,49 3 650 1 824 2,89 3 356 1,50 3 666 1 822
ClF5 N2H4 Oui Non 2,66 3 069 1,47 3 894 1 935 2,71 3 580 1,47 3 905 1 934
MMH Oui Non 2,82 2 962 1,40 3 577 1 837 2,83 3 488 1,40 3 579 1 837
86 % MMH + 14 % N2H4 Oui Non 2,78 2 971 1,41 3 575 1 844 2,81 3 498 1,41 3 579 1 844

Notes et références[modifier | modifier le code]

  1. a et b (en) R. Vieira, « New carbon nanofiber/graphite felt composite for use as a catalyst support for hydrazine catalytic decomposition », Chemical Communications, no 9,‎ 2002, p. 954–955 (DOI 10.1039/b202032g)
  2. a et b (en) Xiaowei Chen, « Catalytic Decomposition of Hydrazine over Supported Molybdenum Nitride Catalysts in a Monopropellant Thruster », Catalysis Letters, vol. 79,‎ avril 2002, p. 21-25 (DOI 10.1023/A:1015343922044)
  3. Monopropellant Hydrazine Thrusters
  4. (en) B. Mellor, « A Preliminary Technical Review of DMAZ: A Low-Toxicity Hypergolic Fuel », Proceedings of the 2nd International Conference on Green Propellants for Space Propulsion (ESA SP-557). 7-8 juin 2004, Chia Laguna (Cagliari), Sardinia, Italy.,‎ 2004, p. 22.1 (résumé)
  5. (en) « Launch team packs rockets' timetable », Florida Today,‎ 25 mai 2008 (lire en ligne) — United Launch Alliance piled up a half-dozen new payloads for Atlas and Delta rockets during the first half of the year, including a NASA moon mission that will extend Delta 2 launch operations.
  6. La vitesse caractéristique correspond à la pression dans la chambre de combustion multipliée par la section d'admission du propergol divisée par le débit massique ; c'est un indicateur de performance de la combustion dans le moteur-fusée
  7. 83,4 % HNO3 + 14 % NO2 + 2 % H2O + 0,6 % HF
  8. 54,3 % HNO3 + 44 % NO2 + 1 % H2O + 0,7 % HF

Voir aussi[modifier | modifier le code]

Articles connexes[modifier | modifier le code]