Pourquoi ne pouvons-nous pas utiliser le même réservoir pour contenir du carburant pour les propulseurs RCS et le moteur principal pour une mission dans l'espace lointain?
En gros, je veux juste savoir pourquoi nous concevons différents réservoirs pour stocker le carburant du moteur principal et le carburant des propulseurs RCS. Si nous utilisons le même carburant pour le moteur principal et les propulseurs RCS (par exemple N2O4 / MMH), il ne serait pas structurellement possible de concevoir un seul réservoir pour contenir les deux carburants.
Réponses
L' une des raisons pour séparer le RCS et tankage principal est le ullage problème; pour maintenir un bon débit dans les entrées du moteur, vous devez séparer le propulseur restant du gaz de pression dans le réservoir et vous assurer que le propulseur est à l'extrémité correcte du réservoir.
Comme décrit dans une réponse à cette question connexe , ceci est généralement réalisé avec soit un diaphragme flexible entre le pressurant et le propulseur, soit un système de mèche. Il est plus facile et plus efficace d'utiliser de telles techniques sur une petite partie du réservoir pour permettre aux propulseurs RCS de tirer (c.-à-d. Effectuer une "brûlure en creux"), puis d'utiliser l'accélération des propulseurs RCS pour régler le propulseur dans le réservoir principal.
La plupart des vaisseaux spatiaux profonds utilisent en fait un seul système propulseur pour ces raisons sensibles.
Pour les bateaux qui ont des besoins de poussée plus élevés ou pour lesquels des propulseurs cryogéniques deviennent possibles, la différence de performance entre les mono ou bi propulseurs à longue durée de stockage et les types à durée de vie plus courte commencent à justifier des systèmes plus complexes (exemple, mélange de navette spatiale de solides, hydrogène / oxygène et hydrazine / tétroxyde d'azote ). Pour quelques exemples, voir ou le livre Ignition de John Clark qui couvre longuement l'absence d'un seul système propulseur parfait.
Les propulseurs souffriront de plusieurs des problèmes énumérés, et la conception de l'engin devra accepter une combinaison qui est la moins pire:
Faible niveau de rendement
Gèle pendant le vol (hydrazine basique)
s'évapore pendant le vol (oxygène / hydrogène)
Faible densité nécessitant des réservoirs physiquement plus grands (hydrogène)
Dissout les réservoirs de stockage et les accessoires (fluor)
Toxique lors de manipulations ou d'accidents (la plupart d'entre eux)
Cher (bore / certains hydrocarbures exotiques)
Se décompose pendant le stockage (acide nitrique, peroxyde)
Sensible à la contamination / manipulation (la plupart des mono propulseurs)
Difficile à redémarrer (combinaisons non hyperogoliques)
Là où l'OP demande "pourquoi ne pouvons-nous pas ...", cela indique une hypothèse de départ que "cela n'arrive pas jusqu'à présent". Alors que les autres réponses à cette question ont suggéré des raisons valables pour lesquelles il pourrait y avoir des systèmes de propulsion séparés pour le RCS par rapport à la poussée de translation principale, ce n'est en aucun cas une règle générale, ni même typique.
Pour les satellites jusqu'à au moins 7 tonnes avec toutes sortes de besoins de traductions dans différents axes et des taux de réaction lents et rapides, il est tout à fait courant d'utiliser un seul système de propulsion pour toutes les fonctions satellites.
La principale classe de satellites qui présente ce choix de conception est le satellite de communication géostationnaire et ceux-ci subissent les principales manœuvres de déploiement, le RCS pour soutenir le déploiement principal, le maintien en position Nord-Sud et Est-Ouest (c'est-à-dire la translation de poussée inférieure) et diverses fonctions liées à l'attitude, déchargement et réacquisition d'urgence du soleil, le tout à l'aide de petits propulseurs.
Le choix habituel de la séparation propulseur / gaz est un dispositif de gestion de propulseur basé sur la tension superficielle dans les réservoirs qui est capable d'alimenter les propulseurs RCS (disons 10N) et le moteur de déploiement principal (disons 500N) ensemble.
Une raison pour laquelle cette approche pourrait ne pas être utilisée est lorsque la masse du satellite / les tailles du propulseur principal par rapport aux petits propulseurs sont telles que la solution de tension de surface est plus difficile, même si je soupçonne qu'il serait difficile de justifier un moteur beaucoup plus gros. (disons 2kN) pour une sonde interplanétaire de quelques tonnes en premier lieu.
De nombreuses sondes interplanétaires récentes (Juno au sommet de ma tête) l'ont également utilisé (moteur principal 500N).