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Suggérer des pagesMoteur-fusée alimenté par pressurisation des réservoirs
La pressurisation des réservoirs est une configuration moteur-fusée à ergols liquides dans laquelle un gaz inerte, généralement de l'hélium ou de l'azote, maintient une pression importante dans les réservoirs à ergols pour alimenter la chambre de combustion[1]. La pression dans les réservoirs doit dépasser celle dans la chambre de combustion, ce qui impose que les réservoirs aient des parois suffisamment épaisses, et donc lourdes, pour résister à cette pression[2].
Il s'agit de la plus simple des configurations de moteurs-fusées à ergols liquides, ne nécessitant pas de turbopompes. Elle permet d'obtenir des moteurs particulièrement fiables, mais à la poussée modeste et au rendement faible[1].
Utilisation
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Les systèmes de contrôle d'attitude et les propulseurs pour les manœuvres orbitales utilisent quasi exclusivement des moteurs alimentés par pressurisation des réservoirs. On peut citer le AJ-10-190 brûlant le couple peroxyde d'azote / Aérozine 50 et équipant les deux OMS (Orbital Maneuvering System) de la navette spatiale américaine[3].
Certains lanceurs disposent également d'un étage supérieur utilisant de tels moteurs, comme le AJ-10-118K propulsant le second étage Delta-K (en) du lanceur Delta II, le Kestrel conçu par SpaceX pour équiper le second étage de son lanceur léger Falcon 1, désormais retiré[4], ou encore le moteur ukrainien RD-843 propulsant l'étage supérieur AVUM du lanceur européen Vega[5].
| Moteur | Pays | Constructeur | Utilisation | Ergols | Poussée
(dans le vide) |
Isp (dans le vide) | Masse | Premier vol | |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Aestus |  Europe
|
DASA | Ariane 5 (G, G+, GS, ES) | N2O4 / MMH | 30 kN | 324 s | 111 kg | 1997 | [6] |
| AJ-10-190 |  États-Unis
|
Aerojet | Navette spatiale américaine | N2O4 / Aérozine 50 | 26,7 kN | 313 s | 138 kg | 1981 | [7] |
| Astris | Europe
|
ERNO, MBB | Europa | N2O4 / Aérozine 50 | 23,3 kN | 310 s | 68 kg | 1968 | [8] |
| Kestrel | États-Unis
|
SpaceX | Falcon 1 | RP-1 / LOX | 31 kN | 317 s | 52 kg | 2006 | [4] |
| RD-843 |  Ukraine
|
Ioujmach | Vega, Vega C | N2O4 / UDMH | 2,45 kN | 315,5 s | 15,93 kg | 2012 | [5] |
Notes et références
[modifier | modifier le code]- (en) James L. Cannon, Propulsion Systems Department, NASA George C. Marshall Space Flight Center, « Liquid Propulsion: Propellant Feed System Design » [PDF] (consulté le )
- (en) Shyama Chakroborty et Thomas P. Bauer, « Using Pressure-Fed Propulsion Technology to Lower Space Transportation Costs » [PDF], (consulté le )
- (en) « Orbital Maneuvering System », sur science.ksc.nasa.gov (consulté le )
- (en) SpaceX, « Falcon 1 Launch Vehicle - Payload User’s Guide » [PDF],
- (en-US) Yuzhmash, « Liquid rocket engine RD-843 – Production Association Yuzhny Mashinbuilding Plant » (consulté le )
- (en) Astrium, Datasheet of the AESTUS upper-stage engine of Ariane 5, (lire en ligne)
- (en) « OME », sur www.astronautix.com (consulté le )
- (en) « Astris engine », sur www.astronautix.com (consulté le )
