Groupe Astronautique

Généralité :
Contexte initiale :

Le programme spatial sylvois est issu de la concordance de deux éléments : d'une part la volonté du Duché de développer de façon souveraine son propre réseau de satellites d'observation (météorologique comme spatial et expérimentation, de reconnaissance à des fins militaires ou encore de communication en plus de l'envoi très diversifié de sondes, voire de missions habitées, et d'autre part la naissance des programmes spatiaux dans le Royaume de Teyla et la République de Miridian. C'est sous l'initiative du Duché de Sylva qu'une coopération naitra entre les trois pays, par la suite rejointe par l'Empire du Nord. Une organisation spécifique prend rapidement forme avec Sylva qui, par souci d'optimisation des investissements, prend pour décision de concentrer ses efforts sur la conception et production des satellites et sondes à envoyer en orbite tout en déléguant le développement et la gestion des lanceurs à ses partenaires miridiens et teylais. Cette coopération sera particulièrement fructueuse sous cette forme avec la mise en orbite de satellites de reconnaissance sylvois (deux optiques et deux radars) par Teyla et Miridian, ainsi que la production de satellites d'observation et de reconnaissance par Sylva pour Teyla.

Le Groupe Astronautique ne connaitra pas uniquement des réussites pour autant, avec l'infructueux développement de lanceurs aéroportés. Quand bien même il était initialement prévu par Sylva de se dispenser des lanceurs pour se reposer sur ses partenaires, était malgré tout mis en place un lanceur aéroporté. Il s'agit autrement dit d'une petite fusée lancée depuis un avion à haute altitude pour économiser sur plusieurs points. Cela devait assurer d'économiser sur les lanceurs à usage unique là où l'avion sera utilisable à souhait, mais également sur le pas de tirs qui représente une infrastructure imposante devant supporter des contraintes extrêmes.
Or le lanceur stratosphérique sylvois fut décevant sur deux points : ses performances étaient en premier lieu excessivement limitées et ne lui permettait pas de mettre en orbite des charges appréciables (d'où le développement par la suite de satellites miniatures), ses coûts d'emploi n'étaient en second lieu pas si avantageux que ça sachant que l'entretien d'un avion, aussi réutilisable soit il, reste un investissement important et durable.
Le programme de lanceur aéroporté prendra définitivement fin avec un accident durant lequel le largage du module fusée sera victime d'une défaillance, faisant remonter l'engin et percuter l'avion qui s'écrasera suite aux dommages subis.

Un autre point à noter dans le programme du Secteur Astronautique concerne les efforts déployés dans la conception de moteurs fusées. S'il n'est clairement pas souhaité que le Duché investisse dans les lanceurs en eux-mêmes, il prend le temps de développer du savoir faire dans le domaine de la propulsion, y compris avec des propulseurs normalement dédiés pour des lanceurs. La coopération n'exclut pas une participation du Duché dans la production des fusées assurée par ses partenaires.
Le gros des efforts reste malgré tout concentré dans la propulsion spatiale, incluant les derniers étages des fusées dédiés à la mise en orbite, ou encore les satellites et sondes mêmes.

Le secteur spatial est actuellement en plein essor grâce à des budgets importants alloués par le Duché lui-même comme des acteurs privés, des débouchés nombreux dans le privé (relais internet, radio ou téléphoniques, satellites météo, géolocalisation, recherche scientifique, secteur militaire) et une importante approbation populaire. Le développement du milieu impact par ailleurs les productions culturelles locales avec un essor de la science-fiction dans la littérature et le cinéma, qui explore aussi bien de nouvelles manières de mettre en scène cette imagerie que d'aborder les questionnements qui en résultent.
Les bénéfices du secteur spatial sont clairement appréhendés par les citoyens sylvois, qui ont conscience des bénéfices apportés grâce à une communication maitrisée et des résultats importants. Les échecs ont malgré tout été des moments de doute, parfois décisifs sur certains projets (la mort du pilote du lanceur aéroporté étant par l'exemple l'élément ultime justifiant l'arrêt du programme).

Le contexte géopolitique a également une très grande importance pour justifier les efforts déployés puisque ces ensembles de projets assurent des échanges étroits avec les partenaires du programme, mais permettent également de se mesurer d'une certaine façon à la Loduarie Communiste. Le pays, rival de Sylva et de l'OND en général ainsi que de divers partenaires hors OND tel que le Miridian, dispose d'une certaine avancée contribuant à son prestige technologique. Rattraper ce retard et dépasser le problème loduarien serait une manière d'affirmer les acquis techniques, industriels et technologiques de Sylva et se ses alliés, et contrecarrer le monopole médiatique communiste dans le domaine.
Il y a toutefois une très importante gamme d'étapes d'avance déjà accomplies par la Loduarie : premier lancement d'un animal et premier lancement en orbite d'un humain, suivis de plusieurs révolutions orbitales avant de revenir. Le Duché de Sylva mise conséquemment sur les missions lointaines pour démontrer sa supériorité dans l'endurance de son matériel, les capacités d'acquérir des informations très éloignées, et de maintenir une mission sur de telles distances malgré les contraintes d'autonomie ou de communication.

Cette concurrence va au delà de la Loduarie et concerne également le Grand Kah qui, quand bien même il est un partenaire du Duché de manière générale, reste un concurrent industriel dans le domaine spatial. C'est une voie supplémentaire pour le Duché de s'imposer sur la scène internationale en accomplissant des performances capables de rivaliser avec celles de la troisième puissance économique mondiale.
Il s'agit pareillement de se passer d'acteurs étrangers surpuissants et “défier” leur monopole dans le domaine. Peut d'autres nations sont en effet connues pour pouvoir assurer la mise en orbite de réseaux de satellites.

Réalisations existantes :

Présentation des moteurs fusées Brasier et Geyser
Divers projets donc le développement de lanceurs aéroportés
Premier test du lanceur aéroporté
Abandon des lanceurs aéroportés suite à un accident et des résultats trop modestes
Conception des premiers satellites de reconnaissance sylvois
Nouvelle gamme de satellites de reconnaissance miniature
Amélioration du geyser et envoie d'une sonde d'exploration

La sonde Abyme :
Alors que la sonde Épopée est pensée avant tout pour une observation des planètes et lunes voisines afin d'avoir notamment des informations sur l'activité géologique, la sonde Abyme est dédiée à l'exploration de l'espace profond en dehors de notre système. De là, c'est un large ensemble de contraintes techniques qui doivent être pris en compte afin de mener à bien cette mission. La première concerne l'extrême endurance dont devra faire preuve la sonde, et ce, à une distance très éloignée de notre étoile, delà une large panoplie de contraintes s'imposent.

La première et plus évidente concerne l'approvisionnement électrique : il est prévu d'atteindre des distances bien supérieures à ce qui permettrait un usage appréciable des panneaux solaires. La solution proposée est alors l'emploi de générateurs radios-isotopiques fonctionnant par décomposition nucléaire d'un combustible et exploiter la chaleur via un thermocouple. Ce dispositif combine un avantage majeur grâce à deux points : une durée de vie extrême grâce à l'importante densité énergétique du combustible nucléaire et l'absence de pièces mobiles limitant l'usure de l'ensemble. Le Pôle Nucléaire travaille déjà à la conception d'un dispositif valide en se penchant sur plusieurs éléments. Le premier concerne le combustible employé en fonction de sa puissance possible et durée de vie nécessitant en particulier une durée de vie ni trop longue (faible puissance massique) ni trop courte (faible perte de puissance rapide). Cobalt 60 et plutonium 238 sont déjà envisagées mais d'autres sources sont en cours d'étude.
Vient ensuite le thermocouple qui devra être capable d'optimiser au mieux la chaleur. Cela passe par l'emploi de matériaux avec une sensibilité thermoélectrique les plus éloignées que possible afin de maximiser le potentiel de tension à partir d'une différence de température, mais aussi les propriétés mécaniques des alliages employés qui devront résister au stress dû à l'expansion thermique. Maximiser le rendement du générateur implique en effet de maximiser la différence de chaleur entre les poids froids et chauds tout en minimisant la taille du thermocouple. Hors ces deux éléments conjoints augmentent l'intensité du choc thermique appliqué aux matériaux alors soumis à une fatigue importante. Tenant compte des objectifs d'endurance de l'Abyme, il devra y avoir une importante attention apportée au dispositif pour résister au passage du temps.
Les échangeurs thermiques également devront être minutieusement étudiés. Il est pour le moment envisagé d'utiliser des alliages de magnésium-aluminium sans pièce mobile avec une conductivité thermique importante pour accélérer les flux thermique et optimiser le système, mais là encore viennent les questions de durabilité pour assurer une autonomie maximale. Les radiateurs (qui fonctionneront uniquement par rayonnement faute de matière ambiante appréciable) devront quant à eux être faits en matériaux avec une émissivité maximale.

Un second élément à prendre en compte pour l'endurance de la sonde concerne l'usure générale à l'oxydation. Les composants électroniques seront soumis en permanence aux rayonnements cosmiques ionisants (mais pareillement issue du générateur radio-isotopique qui lui aussi aura un cahier des charges sévères dans ce domaine). Trois solutions seront alors à concilier pour une résilience optimale. En premier lieu seraient tout simplement sélectionnés des alliages avec une résistance à l'oxydation maximale tout en respectant les caractéristiques recherchées (comme la conductivité ou les capacités diélectriques par exemple). Les protections isolantes par-dessus les différents composants sont une autre solution pour rechercher à limiter l'exposition radioactive en dessous d'un seuil critique. Et enfin l'ultime solution serait d'anodiser les composés pour accroitre leur durée de vide sous l'oxydation.
Ces solutions ne sont par ailleurs pas toutes valables, notamment pour les composants électroniques extérieurs. L'optronique du télescope ou les systèmes de communication par exemple devront systématiquement être exposés dans une moindre mesure pour capter les informations extérieures (qui sont par essence des radiations mais à des fréquences non nuisibles). Impossible de renforcer leur protection plus qu'outre mesure dans ce cas-là, obligeant à prioriser une résilience maximale. Il est également à noter que toutes augmentations de la masse seront fortement répréhensibles sur les performances de l'appareil, exigeant un délicat exercice d'optimisation.

La propulsion est un autre élément avec son lot de contraintes pour deux raisons. La première à venir à l'esprit concerne le delta V (autrement dit, la quantité de vitesse que la sonde pourra s'ajouter pour opérer ses manœuvres). L'accélération nécessaire pour atteindre la trajectoire hyperbolique souhaitée, même avec les nombreuses frondes gravitationnelles, sera très importante et bien au-delà de ce que l'on attend de la sonde Épopée (qui malgré une trajectoire, elle aussi, hyperbolique restera dans notre système stellaire). Le deuxième élément moins évident et pourtant déjà évoqué précédemment est l'usure des pièces. Il était initialement prévu d'utiliser une version miniaturisée du Geyser II à l'instar de l'Épopée pour ses performances appréciables limitant l'emport requis de carburant. Hors ce dispositif est doublement contraignant pour un voyage d'une telle durée puisqu'il implique une contrainte thermique avec la fatigue des matériaux qui va avec (notamment au niveau des réactions chimiques entre les vapeurs extrêmement chaudes et réactive produite en contact du métal), mais en plus l'ensemble nécessite une turbopompe qui sera soumise à un stress mécanique important sur la durée.
L'abandon pur et simple du Geyser Mineur est alors envisagé par Fusexplore jusqu'à ce que des solutions soient trouvées. Une solution serait l'emploi de fusées à monergol avec des réactions moins extrêmes, typiquement la décomposition d'hydrazine en réaction avec un catalyseur. Si le rendement est définitivement inférieur, la faible présence de pièces mobiles (essentiellement réduites à des valves pour laisser s'éjecter) combinée aux températures et aux pressions moindres augmenterait la durabilité.
Une ultime proposition est de concevoir un nouveau moteur à hydrogène, le Geyser Endurance, qui abandonnerait les principes de conditions extrêmes employées dans le Geyser II et Mineur, afin d'accroitre la durabilité des composants quitte à réduire le rapport poussée/poids qui n'est somme toute pas prioritaire pour cette mission. En plus d'une puissance amoindrie sur une tuyère de dimension égale (pour davantage répartir la pression et la température à la surface métallique), la turbopompe serait abandonnée au profit de valves semblables au système à hydrazine. Serait ainsi grandement augmenté la durée de vie du moteur en conservant des performances égales mais au prix de la puissance.

La communication est un autre élément particulier du cahier des charges. Au-delà de l'endurance que devra avoir l'ensemble émetteur-récepteur, les distances sur lesquelles il devra opérer seront bien au-delà de ce qu'a déjà été fait par Sylva, et ce, sous des contraintes qui ne sont pas encore complètement connues. Quid de l'impact de la magnétosphère sur les communications ? La sonde sera-t-elle soumise à d'autres parasites sous la forme de rayonnements cosmiques ou de particules à haute énergie ? Les ingénieurs se retrouvent à devoir concevoir un module très performant et résistant à des conditions extrêmes qui ne sont même pas encore quantifiées avec précision, et ce en répondant à des normes de poids et encombrement. Il est possible que certains risques soient pris pour équilibrer les différents paramètres de performances et poids.

Telles sont l'ensemble des contraintes auxquelles il faudra répondre pour assurer une mission multi-décennale sans perte des capacités de la sonde. Vient ensuite la question des instruments à embarquer pour répondre aux missions possibles. C'est en premier lieu tout un ensemble d'optiques sur une très large gamme de fréquences (infrarouge, visible, ultraviolet) qui seront inclus afin de permettre une observation maximale des rayonnements cosmiques en plus d'obtenir divers clichés pour des observations directes. Nébuleuses et étoiles pourront être surveillées pour déterminer leur composition et leurs trajectoires.
Deux ensembles de capteurs radios et magnétiques permettront également d'étudier les émissions sur un spectre à plus faible fréquence et d'interpréter l'activité de la magnétosphère de notre étoile à mesure que l'on s'en éloignera.
Un détecteur de particules à haute énergie constituera le dernier ensemble d'instruments, pour étudier les vents solaires et l'héliosphère. Composition, température et niveau d'énergie, ce seront une très large gamme d'informations qui permettront de mieux comprendre les différents phénomènes physiques régissants le système stellaire.
D'autres études sont encore en cours pour déterminer les instruments qui pourront intégrer l'Abyme, voir même si de petits kits d'expériences pourraient être compris (bien que peu de candidats crédibles se soient présentés sur ce point-là).

Concernant le planning en lui-même, il y a pour le moment deux fenêtres de tir anticipées : la première dans neuf mois en même temps que la sonde Épopée, et la seconde dans cinq ans. En vue des délais de conception et des efforts déployés pour minutieusement préparer la mission et éviter les faux départs, la prochaine fenêtre de lancement est inenvisageable au profit de la seconde, laissant un délai à la fois raisonnable et très court aux ingénieurs pour vérifier leurs dispositifs. Divers des modules composants la sonde devront idéalement être mis en orbite d'ici à un an pour les laisser exposés aux contraintes cosmiques dans des situations normales d'utilisation et ainsi surveiller l'évolution de leur intégrité, d'éventuelles baisses de performances, voire des pannes impromptues. Il sera naturellement impossible d'entretenir ou d'effectuer des diagnostics poussés. Il faut donc des modules résilients aux pannes et un ensemble capable de fonctionner jusqu'à un certain point malgré lesdites pannes qui pourraient subvenir (le plus tard que possible dans l'idéal).
Il n'a par ailleurs pas encore été décidé quel lanceur sera employé entre celui de Teyla, Miridian et l'Empire du Nord.

Projet de télescope Zié Déow :
Le Projet Zié Déow (littéralement "Yeux Dehors en créole mounakaz") est un ensemble de télescopes au sol proposé par le Groupe Astronautique en février 2014. L'objectif est de constituer un "télescope d'envergure planétaire" constitué de quatre points d'observation répartis entre les différents membres du moment de la coopération spatiale, à savoir la République de Miridian, l'Empire du Nord, le Royaume de Teyla et le Duché de Sylva.

Répartition des télescopes, capables de ce point de vue de tous se focaliser dans la même direction
Le dispositif permettrait de combiner les observations de quatre télescopes dans un ensemble très large de direction en incluant la rotation du globe, et de trois télescopes (teylais, nordiste et miridien) en les pointant vers le pôle. Les points d'observation sylvois, miridiens et nordistes permettaient également d'observer plus à l'ouest mais cette disposition est jugée moins intéressante sachant que la rotation de la planète permettrait à la configuration incluant Teyla de l'observer passé un certain moment de la journée et de l'année.
Chaque télescope pourra grâce à une imposante optique fournir une image d'une définition déjà élevée en soi, mais la combinaison de plusieurs points d'observation distants permettrait d'opérer une comparaison des images et notamment de la position angulaire des étoiles observées, afin d'obtenir des informations détaillées sur la distance des astres et, dans la finalité, une cartographie précise. Un "télescope d'envergure stellaire" pourrait pareillement être obtenu en combinant des observations étalées d'un semestre. Le globe ayant accompli la moitié de sa révolution, les observations se feront à une distance égale au diamètre de l'orbite, mettant davantage en évidence la position angulaire des astres surveillés pour accroitre la précision des mesures (en tenant en compte des déplacements opérés durant ces six mois).
Au-delà des analyses angulaires obtenables, la comparaison des différentes images permet d'affiner l'analyse des rayonnements en tout genre en direct, enrichissant les observations.

Concernant les télescopes en eux-mêmes, ils devront respecter un cahier des charges exigeant sur quatre points en particulier :
-Être établis sur des sites en altitude avec une densité de l'air et couverture nuageuse réduite pour minimiser les gènes provoquée par l'atmosphère terrestre (diffraction des rayonnements cosmiques entre les différentes couches atmosphériques, obstruction par l'humidité ou les nuages, signature du diazote et dioxygène ambiant dans les observations spectrométriques...). Le Groupe Astronautique prévoit quant à lui d'implanter son télescope sur le massif à la frontière de la Maronhi dans l'ouest. Les comtés Courbaril, Lépini et Filao sont des sites envisagés, à une altitude comprise entre 3000 et 5000 mètres, une fois que seront conciliés le Groupe Astronautique et les réalités techniques/logistiques d'un tel chantier.
-Disposer d'un miroir primaire de diamètre élevé pour assurer une captation de lumière et une image de base de taille maximale. Ce sera là une contrainte technique d'envergure nécessitant le déploiement d'un certain savoir faire, pour la production mais également l'emploi et entretien de tels dispositifs. Il n'est pas exclu que la production de tels systèmes se fasse de manière conjointe (le Royaume de Teyla ayant par exemple une légère avance dans le domaine des matériaux).
-Avoir des équipements spectrométriques avancés en mettant à profit l'expertise électronique de l'ensemble des membres, ainsi que l'avance informatique du Duché de Sylva et de l'Empire du Nord. Des instruments sophistiqués seront nécessaires pour capter et traiter les images obtenues avec le miroir primaire.
-Et enfin, ces dispositifs devront comprendre un système de centralisation et traitement de l'ensemble des données captées par les différents télescopes. Il n'est pas encore décidé si chaque site devra comprendre une unité de fusion des informations ou si une seule suffira (pour des raisons techniques comme politique avec des questions sur la souveraineté). Quoi qu'il en soit, il faudra un dispositif individuel à chaque télescope, un important système de communication des informations, et au moins un laboratoire de comparaison des différentes images pour opérer la cartographie stellaire et l'analyse spectrométrique.

Zones susceptibles d'accueillir le télescope sylvois (en rouge)
Une fois détaillée, la proposition sera soumise avec les partenaires du programme spatial afin d'organiser dans les détails sa mise en place et les coopérations dans le domaine. Il n'est pas encore certain que chaque partenaire souhaite s'engager et investir sur cette voie-là de la recherche. Le Duché de Sylva s'étant montré très enthousiaste à ce projet, il est envisageable qu'en cas de refus d'y contribuer de la part de ses partenaires, il se contente de proposer de s'occuper de la production des télescopes chez, ou d'autres possibilités pour répondre aux objectifs.
Concernant le planning, aucune date n'a été communiquée à ce jour, que ce soit pour le lancement et achèvement des projets, ou ne serait ce que le lancement des propositions auprès de la coopération spatiale.

Expérimentation de vol suborbital habité :
L'EVoSHa a pour objectif d'acquérir du savoir faire dans les vols spatiaux habités, ainsi que des informations sur les contraintes rencontrées et à répondre. Il est prévu pour se faire d'effectuer un vol suborbital, c'est-à-dire avec une trajectoire l'amenant dans l'espace avant de retomber sur la planète, là où un vol orbital assurerait comme indiqué une orbite stable. Le sujet de l'expérience sera un raccoon sélectionné à l'occasion, embarqué dans une cabine bardée d'instruments divers. Une trajectoire suborbitale est choisie par souci d'économie et d'un échelonnage des expérimentations, en commençant par une exposition au vide spatial de courte durée. Cela permettra de concentrer les efforts sur les contraintes à court terme ainsi que sur les phases d'ascension et entrée atmosphérique.

Le cobaye de cette expérience sera l'un des trois raccoon d'une fratrie, tous entrainés spécifiquement par cette mission. Ils devront être conditionnés avec notamment des exercices en 0g simulé dans des avions, ou à l'inverse soumis à des accélérations importantes pour s'accoutumer à ces conditions. Il devra également être dressé à supporter des périodes d'immobilisation tout en étant branché à divers instruments. Il fut un moment envisagé de plutôt procéder à ce test avec une tortue, plus apaisée (ou plutôt incapable de se détacher contrairement aux raccoons particulièrement intelligents), mais elles étaient jugées trop éloignées des êtres humains pour obtenir des comparaisons probantes au niveau des contraintes auxquelles seront exposés les futurs passagers humains.
L'emploi d'un cobaye animal pose certaines questions éthiques, sur le droit des animaux et la légitimité de les malmener ainsi dans des expériences dangereuses, mais le Groupe Astronautique s'oppose formellement à faire appel à des humains pour tester les étapes préliminaires. Il s'agit d'abord de démontrer que c'est possible.

Le module habité en lui-même sera de taille modeste, adaptée aux dimensions du raccoon (toujours par attention portée aux dépenses pour cette première phase expérimentale). Tout le nécessaire à la survie en milieu hostile sera inclus, à savoir :
-Un dispositif de distribution, ventilation et filtrage de l'air pour maintenir un taux de dioxygène stable dans l'air ambiant tout en évitant l'accumulation de gaz carbonique.
-Un système d'équilibre de la température ambiante. Si réchauffer la cabine sera aisée, les ingénieurs doivent par contre se pencher sur le refroidissement.
-Un aménagement adapté aux accélérations puis à l'apesanteur. Un siège spécial répartissant le poids du raccoon, avec des ceintures adaptées, permettra de minimiser les contraintes mécaniques pendant les phases d'accélération / décélération. La ceinture devra aussi être réfléchie en conséquence de par l'importance de ne pas perdre son assise durant les étapes de manœuvre ou apesanteur.

D'autres questions seront mises de côté le temps de cette expérience, et réservée à d'autres simulations :
-La gestion de l'approvisionnement en eau et nourriture.
-Les besoins naturels (évacuation des déchets et phases de repos).

La cabine habitée mais l'ensemble du module sera produit par le SAS (quand bien même les différents composants pourront en partis être sous-traités). Les ingénieurs doivent respecter diverses contraintes : isolation et déperdition thermique, hermétisme, résistances mécaniques et légèreté optimale.
La question de la température n'est pas anodine car, aussi froid que puisse être l'espace, la cabine ne pourra pas perdre d'importante quantité de chaleur faute d'atmosphère ambiante (et donc de conduction). L'énergie sera perdue uniquement par rayonnement, tout en étant également acquise par les rayonnements venant des étoiles (essentiellement la note) ou encore par le fonctionnement même du module habité (chaleur émise par les occupants vivants, électronique embarquée, ventilateur). Les réponses déployées sont multiples :
-Un revêtement réfléchissant est appliqué contre la coque pour réduire drastiquement l'absorption de chaleur par les étoiles.
-Ce revêtement devra parallèlement avoir une émissivité maximale, c'est-à-dire émettre en quantité des rayonnements (sous forme infrarouge) pour évacuer la chaleur du module de la seule façon possible.
-Les dispositifs internes du module seront étudiés pour produire le moins de chaleur que possible.
-La coque sera faite en matériaux avec une bonne conduction thermique (notamment de l'aluminium, qui plus est léger) avec de rapidement absorbée la chaleur de la cabine.
-Des radiateurs sont envisagés mais jugés dispensable pour cette mission, qui restera suffisamment courte avec peu de production interne de chaleur.

Le confinement de l'air de la cabine est une autre contrainte particulière à laquelle ne sont pas habitués les ingénieurs sylvois. Si le savoir nécessaire à la production de sous-marins étanches aux pressions extérieure est bien là, contenir de l'air dans le vide spatiale relève de mécaniques opposées. Tant dans la structure (contraintes mécaniques) que la composition des tôles, il faudra étudier la question.
L'une des grandes craintes des ingénieurs concerne les microfissures que l'on retrouve dans les matériaux, particulièrement lorsque se succèdent les phases d'expositions à des contraintes thermiques et mécaniques. Il est prévu de compléter la structure composite de la cabine avec un fin revêtement polymère interne souple qui ne souffrira pas des microfissures, tandis que l'aluminium majoritairement employé sera allié pour minimiser cette vulnérabilité, en particulier avec des additifs accroissant la résistance aux chocs thermiques et à la fatigue, ainsi qu'à la résilience aux impacts.

Concernant l'organisation du projet, les choses sont toujours en cours d'étude mais il est prévu que le SAS produise le module habité et son système de propulsion (incluant notamment le Geyser II) puis de sous-traiter le lancement auprès des partenaires du Sommet Spatial. La principale contrainte sera d'adopter une trajectoire faisant retomber l'engin dans l'Océan du Deltacruzando à une distance raisonnable des côtés. Sachant que l'ensemble du dispositif sera piloté à distance, il faudra conserver une marge de sécurité pour éviter les accidents en cas de déviation de trajectoire.
Autrement, les contraintes restent modestes : l'ensemble du système est doublement petit et léger puisque d'une part le Raccoon n'est pas bien gros et a besoin que d'une petite cabine, et d'autre part, la trajectoire suborbitale requiert bien moins d'énergie qu'une mise en orbite.

Une fois à nouveau dans l'atmosphère, l'EVoSHa ralentira par aérofreinage en utilisant la résistance de l'air ambiant. Il sera en conséquence blindé dans la zone exposée de carbure de silicium avec une haute résistance thermique mais surtout, les tuiles auront une conception "ablative". Elles s'évaporeront progressivement à mesure de leur exposition aux températures extrêmes sans conduire la chaleur dans le reste de la cabine.
La fin de la descente sera quant à elle assurée par des parachutes déclenchés automatiquement en fonction de la pression atmosphérique et vitesse avec des dispositifs mécaniques simples. L'idée est d'éviter qu'en cas de panne, les parachutes ne se déclenchent pas et que la mission se ponctue d'un échec.
Une fois amerris, le module sera récupéré par un hélicoptère, l'armée ducale mettant à l'occasion à disposition une de ses frégates.

L'armement dans l'espace :
La question de la militarisation de l'orbite a déjà été intensément étudiée par le Duché pour des raisons d'anticipation et de prise de conscience des enjeux géostratégiques de l'espace et des satellites de communication ou reconnaissance. Mais ces réflexions approfondies ne doivent pas pour autant dépasser ce stade purement théorique et spéculatif, le Duché de Sylva s'étant d'une part engagée dans le cadre du Sommet Spatial pour ne pas armer l'orbite, tandis que des combats entre satellites impliquent la formation de nuages de débris dévastateurs empêchant l'accès à l'orbite. Il s'agirait qui plus est d'un nouveau pas dans l'escalade des conflits avec une recherche toujours plus importante de capacité de menace et dissuasion.

Mais ces nombreux éléments pris en compte n'empêchent pas les groupes de réflexion sur une méthode alternative d'armement plus "saine" : l'emploi d'armes à micro-ondes. Le principe est simple : générer avec un magnétron des micro-ondes et les focaliser sur une cible avec d'endommager les composants électroniques (notamment externes, tel que les instruments d'observation et communication ou encore les panneaux solaires).
L'objectif n'est pas de "pulvériser" un satellite avec des moyens cinétiques, bien trop néfaste de par les émissions de débris et les effets de cascades (les nuages de poussières en orbite pulvériseront d'autres satellites, alimentant les flux de débris spatiaux). Il s'agit au contraire de neutraliser un satellite en endommageant son électrique, de façon à le rendre inopérant et incapable de contribuer à l'effort de guerre adverse (en relayant des communications ou en collectant des informations). Il est prévu que les satellites neutralisés retombent à terme dans l'atmosphère à cause des forces de frottement (très faibles mais toujours présentes dans l'espace) ou de la déstabilisation de l'orbite par les satellites naturels et notre astre stellaire.

Le canon à micro-onde en lui-même est relativement simple et nécessite un magnétron dans un tube métallique chargé de réfléchir dans une direction donnée les micro-ondes. Un satellite équipé de la sorte devra inclure une source d'alimentation électrique suffisante pour assurer des impulsions fatales à sa cible. Il y a alors deux options principales :
-Soit des condensateurs appréciables rechargés par panneau solaire ou un générateur radio-isotopique. Si l'énergie sera théoriquement illimitée, la durée de vie du satellite restera limitée par ses réserves de carburant pour ajuster son orbite et croiser ses cibles.
-Ou alors un alternateur actionné par un turbomoteur impliquant conséquemment une autonomie moindre). L'utilisation serait dans ce cas réduite par la quantité d'énergie délivrable par le réactif en réserve.

L'usage du canon sera un peu plus complexe puisque nécessitant une interception des cibles, c'est-à-dire de croiser leur orbite à proximité. La chose devra alors nécessiter deux éléments :
-Un dispositif de détection et suivis de la cible, optique ou radar pour repérer le satellite visé, interpréter sa trajectoire et anticiper sa position. Cela peut être des antennes et télescopes au sol ou en orbite.
-Un système de propulsion du satellite neutralisateur pour passer à proximité de sa cible.

L'interception en elle-même est délicate et peut se faire de deux façons :
-Un passage rapide qui permettra d'économiser le carburant (le satellite à juste à croiser la trajectoire de sa cible sans essayer de réduire la vitesse relative) mais laisserait peu de temps pour neutraliser tout en exigeant de la précision dans les impulsions électromagnétiques.
-Un passage avec annulation de la vitesse relative, se traduisant par un rapprochement du satellite de neutralisation qui adoptera ensuite la même trajectoire que sa cible pour ne plus s'en éloigner.

Les deux solutions s'étendent sur un spectre qu'il est possible d'ajuster, en augmentant les manœuvres (et donc dépenses de carburants) pour ralentir l'interception sans non plus neutraliser la vitesse relative afin de maitriser les coûts en énergie. L'objectif est alors de trouver un juste milieu entre le temps et précision nécessaire à la neutralisation (impliquant une qualité d'instruments embarqués voir davantage de masse pour assurer la puissance du canon à MO) et la quantité requise de carburant (là aussi un facteur de poids).

Il est à noter qu'un satellite peut être protégé des micro-ondes, avec une cage de faraday, mais cela signifie également bloquer les communications radio ou les analyses radar ce qui sous-entend qu'aux moins les systèmes de communications du satellite pourront être neutralisés, répondant à l'objectif puisque le rendant inutilisable pour l'adversaire.

Un tel système aurait conséquemment une mission simple : mettre hors d'usage en temps de guerre les systèmes de renseignement et communication orbitaux de ou des adversaires pour réduire ses capacités de coordination de ses forces.
Diverses doctrines pourront se faire sur le positionnement idéal des satellites pour économiser en énergie dans leurs interceptions. Un positionnement à haute altitude nécessitera plus d'énergie au départ mais réduira les besoins pour une interception rapide. Cela signifie toutefois une vitesse relative plus importante lors de la neutralisation des satellites à altitude hautement inférieure. Une doctrine plus économe impliquerait de se mettre en orbite basse (dans la limite du raisonnable en tenant compte de l'entretien de l'orbite avec les forces de frottement) et dépenser l'énergie pour gagner de l'altitude uniquement si nécessaire pour intercepter les satellites les plus éloignés.

L'introduction d'un tel armement aurait diverses conséquences. Ce serait définitivement un nouveau palier de franchis dans la course à l'armement et une violation des engagements du Duché. Un tel processus resterait cependant "raisonnable" en ne représentant aucune menace pour l'humanité (pas d'armement orbite-air) et ne générant pas de nuages de débris.
Mais au-delà de ces conséquences pratiques, viennent les implications politiques : c'est là un geste fort que de mettre hors d'usage les systèmes de communication et détection d'un État. Il convient de déterminer si cela constitue un acte de guerre même s'il n'y a pas mort d'homme. Les conséquences pour les civils sont aussi à prendre en compte, en plus des pertes économiques représentées pour la nation ciblée.

À l'heure actuelle, le Duché de Sylva n'a pas prévu d'accorder davantage de ressources à ce projet si ce n'est de permettre la continuation des groupes de réflexion. Provoquer une escalade de l'armement orbital n'est ni utile, ni dans l'intérêt de Sylva qui ne souhaite pas avoir à se lancer dans une course pour le moment inexistante.

Le difluor, comburant miracle et capricieux : vers une mesolvardisation du SAS ?
Présentation générale :

Tel que décris par les ingénieurs de Fusexplore, le plus grand avantage du fluor est son pouvoir oxydant, et son plus grand inconvénient est son pouvoir oxydant. Il faut comprendre par là que c'est un composé chimique extrêmement réactif avec une densité énergétique élevée avec deux conséquences majeures. La première concerne les performances et puissances élevées accessibles avec des réactions au fluor, assurant une autonomie maximale pour les modules spatiaux l'employant. La seconde est au niveau des contraintes, le composé nécessitant des conditions d'emploi extrêmement rigoureuses pour ne pas enflammer spontanément les éléments avec lequel il serait en contact. Il faut par ailleurs noter que le fluor est plus difficile à obtenir que l'oxygène, augmentant les coûts, extrêmement corrosif (ce qui combiné à son pouvoir oxydant, exige un sévère cahier des charges pour le stockage, pompage et la combustion), et sa toxicité ou celle des produits issus de sa combustion est particulièrement élevée.
Il faut toutefois nuancer l'un des atouts et inconvénients : la puissance obtenue et le coût. Concernant la puissance, il a déjà été expliqué à plusieurs reprises que le rapport poids/puissance d'un moteur n'est pas limité par la densité énergétique des réactions employées. Augmenter la puissance des fusées actuelles en substituant l'oxygène par du fluor reviendrait à accroitre les contraintes mécaniques et thermiques auxquelles seraient soumises les tuyères, impliquant de les renforcer, les alourdir, et rééquilibrer au moins partiellement le rapport poids/puissance. L'intérêt se trouve alors essentiellement dans l'accroissement des performances (augmenter la quantité d'énergie / la poussée totale obtenable pour une même quantité de réactifs).
Pour ce qui est du coût prohibitif du fluor, il y a deux éléments à prendre en compte : la production et le stockage. Obtenir du fluor est plus complexe que l'oxygène, mais son emploi réduirait la quantité totale d'ergols à embarquer dans une fusée pour une performance égale, réduisant l'importance des lanceurs et donc leur coût. Si l'on peut espérer contrôler les dépenses via cette évolution des différents facteurs, il n'en reste pas moins que les conditions de préparation et emploi du fluor reste un exercice délicat et périlleux sur lequel il convient de se pencher pour réellement tirer des bénéfices.

Substituer le dioxygène par du difluor :

Les deux premiers emplois envisagés pour le fluor sont le remplacement de l'oxygène dans son rôle de comburant avec les moteurs fonctionnant respectivement ceux à l'hydrogène (type Geyser pour les vols à haute altitude et en orbite) et au RP-1 (type Brasier utilisé pour les lanceurs en atmosphère).
Les expérimentations opérées avec l'hydrogène et le fluor furent notablement prometteuses mais témoignant également des nombreuses contraintes lié à ce comburant. La réaction des deux éléments donne du fluorure d'hydrogène en libérant d'importantes quantités d'énergie. C'est sur la base du Geyser II que se basèrent les expérimentations pour répondre aux contraintes. Pour un pompage équivalent, la puissance et température déployée fut largement supérieure, impliquant une modification drastique de la tuyère avec une augmentation de ses dimensions et un refroidissement actif porté à son maximum. Deux conséquences sont à observer, avec en premier lieu une très grande augmentation de la vitesse d'éjection (de 4,16 à 4,92 km/s) signifiant une autonomie comparablement accrue. Fut réciproquement constaté que l'augmentation de puissance (1,01 à 1,18 MN) ne compensèrent pas les dimensions et masses, ce qui donne paradoxalement un moteur avec un rapport poussé/poids inférieur. La chose s'explique en grande partie par la température de combustion du fluor exigeant d'augmenter la surface sur laquelle est répartie la chaleur, d'où les échelles de taille. Il est également à noter que la combustion d'hydrogène et fluor libère du fluorure d'hydrogène hautement toxique, corrosif et inflammable.
Il est possible d'augmenter la quantité d'hydrogène par rapport au fluor pour réduire les températures (et donc dimensions de la tuyère) tout en augmentant la vitesse d'éjection et donc les performances (par réduction de la masse molaire moyenne des gaz éjectés).

À gauche la version originale à l'oxygène, et à droite l'alternative au fluor
Vient ensuite la comparaison entre l'oxygène et le fluor avec le RP-1 (rappelons-le, une forme raffinée de kérosène employée dans les moteurs fusées). Les constats sont là très décevants avec des réactions fluor-carbone somme toute bien moins bénéfiques qu'attendu. Avec des paramètres de tuyère fortement différents de ce que faits précédemment, sont comparés les réactions et le modèle au RP-1 a non seulement une vitesse d'éjection bien moindre comme attendue (3,34 contre 4,65 km/s) mais le rapport poussé/poids était, lui aussi, décevant (422 contre 524 g0 sur un moteur sans articulation vectorielle, d'où les rapports de poussée important comparativement au geyser qui lui était équipé du lourd mécanisme). Cette différence de rapport poussé/poids s'équilibre en intégrant la motorisation vectorielle de par la différence de masse et taille (et donc d'effet de levier lors des changements de direction de la poussée).
Concernant les produits de la combustion, s'ajoute le tétra-fluorure de carbone au fluorure d'hydrogène, également très toxique en plus d'être un puissant gaz à effet de serre avec une longue durée de vie, en faisant un élément exceptionnellement polluant.

Le modèle fluor-hydrogène à gauche, et fluor-RP-1 à droite
En résumé, les tests au fluor-RP-1 furent excessivement décevants avec des performances en dessous de ce qui était attendu tout en ayant des contraintes trop importantes. Seul le modèle fluor-hydrogène est parvenu à capter l'attention avec sa vitesse d'éjection record lui donnant un important intérêt dans les transferts orbitaux.

Les moteurs tri-ergols :

Ont été étudiées les réactions entre le fluor et l'hydrogène ou RP-1, mais également avec des métaux extrêmement réactifs, dont le lithium dans un type de propulseur particulier, de type tri-ergol. Le fonctionnement consiste à faire réagir du lithium et du fluor pour obtenir une réaction à haute densité énergétique dans un premier temps, puis à seconder la réaction avec l'ajout d'hydrogène pour accroitre la vitesse d'éjection des gaz.
Plusieurs contraintes ont dû être répondues dans l'établissement de ce dispositif, notamment au niveau de la pulvérisation du lithium. S'agissant d'un métal solide, il doit être préalablement chauffé pour se liquéfier et passer dans la tuyère. L'opération se fait avec l'injection de fluor avec une petite quantité d'hydrogène pour générer des températures élevées, faisant fondre le lithium qui est dès lors "atomisé" et éjecté en fines gouttes. La mixture de gouttes de lithium et de fluor est ensuite injectée sous forme de vapeur dans la chambre de combustion pour y réagir totalement et obtenir du fluorure de lithium. La réaction observée est extrêmement énergétique (avec les contraintes induites de pression et de température), fournissant en particulier une vitesse d'éjection appréciable.
La moyenne molaire des gaz éjectés étant toutefois élevée, l'ajout d'hydrogène dans la réaction est opéré pour absorber une partie de la chaleur, réduire la masse molaire moyenne et accroitre la vitesse d'éjection, et donc, les performances. Si le dispositif gagne alors en complexité, sa taille peut être sensiblement réduite (réduction de la température par refroidissement de l'hydrogène absorbant l'excès d'énergie).
Cette conception finale assure une vitesse d'éjection supérieure à 5 km/s ainsi qu'un rapport poussé/poids appréciable. Les produits de la réaction sont par contre toujours aussi toxiques, corrosifs et inflammables. L'atomisation et la pulvérisation dans l'injecteur du lithium est par ailleurs un autre processus complexe en milieu expérimental et, en l'état, inenvisageable dans la pratique. Le fluor est déjà un élément particulièrement contraignant à employer, et inclure du lithium sous forme solide qu'il faut ensuite liquéfier s'avère d'une extrême difficulté technique.

Conclusion :

Les équipes techniques affectées aux expérimentations ont pu apporter de nombreux résultats sur les directions préconisées à prendre. Concernant les réactions fluor-RP-1, il est recommandé d'abandonner cette conception aux résultats très décevants, d'autant que ce type de conception trouverait son intérêt uniquement en atmosphère là où les rejets de composés fluorés de carbone ou hydrogène seraient inenvisageables de par leur degré de pollution élevée.
La conception fluor-hydrogène est inversement encouragée puisque répondant à l'objectif de performance avec une compatibilité pour le milieu d'emploi (dans l'espace, les rejets de fluorure d'hydrogène ne poseront pas de problèmes). Ce modèle ci permettrait une augmentation drastique du delta-V des modules orbitaux mais pose toutefois certaines questions sur les contraintes techniques. Le fluor étant en effet extrêmement réactif (corrosif et oxydant), il implique une usure particulière sur les pièces qui exigent d'être faites en alliages spécifiques et une préparation minutieuse pour exclure les impuretés inflammables. Or cette usure prématurée est contradictoire avec le cahier des charges des missions dans lesquelles le fluor aurait son intérêt. Les missions à haut delta-V se font sur le temps long et impliquent une durée de vie maximale des composants, questionnant alors la pertinence du fluor comme réactif. L'emploi d'une telle réaction ne pourra dès lors se faire qu'une fois développés des alliages suffisamment stables et adaptés pour de missions longues durées.

Quant au moteur tri-ergol, il correspond davantage à une curiosité expérimentale et technique qu'à un véritable plan d'avenir. Si les performances théoriques sont exceptionnelles, elles sont bien trop difficiles à obtenir et à exploiter en pratique. Le fluor est déjà un élément complexe à employer, ajouté en contrainte du lithium solide avec un injecteur complexe comptant sur une combustion précoce dans la réaction pour diffuser du lithium sous forme de vapeurs.

Il est qui plus est important de revenir sur le fluor en lui-même. Son emploi à l'échelle industrielle est tout à fait envisageable avec les moyens techniques et technologiques du Duché pour répondre à diverses contraintes. Mais devront alors être investis les efforts suffisants dans les domaines intrinsèquement liés que voici :
-La production de pièces hautement résistantes à l'oxydation et à la corrosion pour ne pas se dégrader sous le contact de fluor (sous haute température qui plus est) ni s'embraser.
-Des laboratoires spécifiquement dédiés avec les processus spécialisés requis devront être mis à disposition pour nettoyer avec minutie les réservoirs des fusées puis les neutraliser avec un gaz neutre et non réactif avant de progressivement injecter le fluor en excluant le gaz neutre. C'est un protocole délicat mais indispensable pour assurer les transferts de fluor sans réactions.
En l'état, rien n'exclut le développement de cette filière, l'initiative revenant aux politiciens et décideurs en charge du projet.

Parallèlement, est déjà planifié un premier prototype à mettre en situation réelle de moteur fluor-hydrogène, pour une mission à long delta-V. Il s'agirait d'une sonde devant opérer le survol de plusieurs planètes et lunes du système selon des trajectoires ne permettant pas de s'aider massivement de frondes gravitationnelles. Une quantité supplémentaire de poussée assurée avec une réaction fluor-hydrogène permettrait alors de répondre aux contraintes d'autonomie.
L'idée ne fait pour autant pas l'unanimité avec de nombreux ingénieurs n'approuvant pas les coûts outranciers d'un tel dispositif, pour des intérêts somme toute mesurés. Le gain d'autonomie du fluor pourrait être rattrapé avec le dioxygène traditionnellement employé via diverses solutions, quitte à investir davantage dans les lanceurs pour envoyer en orbite les surplus de masse du carburant. Est surtout envisagé que l'obsession pour le fluor n'amène qu'à une perte d'espérance de vie pour les sondes impliquées dans des missions de long terme.

La surveillance radar :
L'observation par des moyens radars de l'espace fait partie des objectifs du programme astronautique sylvois visant à répondre à un ensemble d'objectifs scientifiques et pratiques sur de nombreux aspects. Il se compose notamment de trois programmes conjoints avec chacun ses spécificités : le sol – espace, l'orbite – espace, et l'orbite – sol.

Surveillance sol - espace :

C'est le programme le plus imposant se basant sur l'emploi de gigantesques antennes radar au sol pour scruter l'espace. L'intérêt serait avant tout de disposer d'antennes extrêmement imposantes et pouvant être alimentées par d'importants dispositifs, assurant une puissance inégalée pour scruter le ciel. Les objectifs visés seraient quant à eux multiples : écoutes des ondes radios cosmiques, recherche de pulsar ou quasar, traque d'objets proches et satellites. Les deux premières fonctions permettraient une analyse approfondie des connaissances spatiales, que ce soit pour cartographier la galaxie mais également obtenir une large gamme d'informations sur les émissions d'astres plus ou moins lointains. La taille imposante des antennes permettrait d'accroitre leur sensibilité pour à la fois capter des émissions bien moins intenses, mais par ailleurs niveler avec plus de précision les fréquences captées pour dissocier les différentes sources d'émissions du "bruit ambiant".

Les antennes au sol permettraient pareillement de scanner le ciel à la recherche de l'ensemble des satellites dans notre système stellaire. Cela serait possible grâce à l'exceptionnelle puissance et sensibilité possible par de telles infrastructures branchées au réseau électrique, assurant des ondes pouvant parcourir de très longues distances et rester audibles aux antennes après un trajet allez-retour de plusieurs milliards de kilomètres. La rotation du globe et l'orbite des satellites fait qu'il serait possible de détecter en l'espace de vingt-quatre heures l'intégralité des satellites présents en orbite de la planète. Le suivi sera par contre plus complexe et dépendra de la concordance des fenêtres d'observation et de passage : si les radars au sol peuvent capter à un moment la trajectoire d'un satellite et déterminer son orbite pour anticiper son prochain passage, il est impossible d'entretenir une vision directe lorsqu'il sera du côté de la face cachée. Des changements de trajectoire opérés durant ces laps peuvent alors porter à confusion le suivi des satellites artificiels et faire perdre leur trace, ou confondre leur identification avec d'autres sondes. Cette limite se manifeste toutefois avant tout avec les satellites en orbite basse, bien plus faciles à dissimuler derrière "l'horizon", là où le champ de vision des radars au sol augmente avec l'altitude observée. Notons cependant que l'ultime limite des infrastructures de suivis au sol sont les satellites géostationnaires du côté de la face cachée.

L'observation de satellites naturels distants est par contre bien plus intéressante pour de telles infrastructures, et ce, pour deux raisons :
-Leur éloignement augmente les fenêtres d'opportunité pour les observer avec une rotation complète du globe.
-Leur distance implique une énorme portée pour les radars, mettant à profit de telles infrastructures.
C'est pour cette raison que ces radars seront aussi testés sur l'ensemble des corps orbitant dans notre système, que ce soient des planètes, lunes, mais aussi des astéroïdes froids et avec une très faible réflexion, limitant leur signature lumineuse (dans le domaine du visible comme des infrarouges).

Surveillance orbite - espace :

Viendraient ensuite les radars en orbite dédiés à la surveillance spatiale, à l'exacte opposée sur tous les plans des radars de surface. Là où ces derniers sont fixés, limités dans leurs fenêtres d'observation, mais avec des contraintes de puissance et tailles limitées, les dispositifs orbitaux sont bien plus libres dans leurs observations mais doivent opérer avec des modules beaucoup plus légers et économes en énergie, ce qui relève d'un ensemble de défis importants. Il n'est dès lors pas possible d'envoyer dans l'espace un radar important ainsi que suffisamment de panneaux solaires pour le faire fonctionner, laissant la charge de surveiller les corps éloignés aux radars au sol. Par contre, les dispositifs de surveillance orbitaux seront parfaitement adaptés à la détection et au suivi de satellites artificiels dans la sphère d'influence du globe. L'idée serait alors de cartographier et suivre en temps réels l'ensemble des appareils envoyés par d'autre nation et déterminer ceux qui seraient de natures civiles ou militaire. En effet, la guerre des satellites est pleinement ancrée dans la guerre contemporaine et sera amenée à l'être bien davantage à l'avenir, impliquant de pouvoir déterminer quels sont les moyens à disposition des autres puissances et leurs disponibilités.

La surveillance orbitale de l'espace proche se fera conséquemment via un ensemble de satellites avec de petits modules radars de puissance modérée, avec le nécessaire pour opérer une surveillance constante sur une sphère complète en temps réel. Une fois l'orbite souhaitée atteinte, la quantité de carburant requise sera modérée et essentiellement pour ajuster la trajectoire et faire de brèves rotations, raison pour laquelle les ingénieurs penchent déjà pour des moteurs à monergol rustiques, une conception rudimentaire limitant l'usure et les pannes sur la durée.

Ces satellites seront de taille intermédiaire, voir supérieures selon les critères sylvois, pour respecter des cahiers des charges de portée suffisant à une surveillance approfondie de l'orbite.

Surveillance orbite - sol :

Vient ensuite la surveillance depuis l'orbite du sol, qui répond à un ensemble de critères civils et militaires. Le Duché s'est déjà penché sur cet élément avec des radars de suivis de terrain dédiés à la cartographie des reliefs. Il est prévu d'approfondir ce programme pour opérer l'acquisition et le traitement d'une très large gamme d'informations topologiques, mais aussi minières.
En effet, si les radars actuellement employés servent uniquement à étudier des volumes, il est possible d'employer d'autres modèles spécifiquement dédier à traiter les rayonnements magnétiques spécifiques de certaines ressources pour en faciliter la recherche. Que ce soit des traces de minerais ou d'énergies fossiles, il serait possible de déterminer la concentration des différentes régions pour y opérer des opérations de prospection approfondies par avion puis directement au sol avant de se lancer dans l'exploitation.

Et c'est sans surprise que la question militaire n'est pas en reste, avec un élargissement du programme pour intégrer une très large panoplie de satellites de surveillance orbite – sol : suivis d'avions, de navires ou de missiles balistiques, il est prévu d'intégrer une batterie de dispositifs dédiés à des tailles, altitudes et environnements variés.
Ces appareils seront de taille variable en fonction de leurs altitudes d'emplois. En altitude élevée, il faudra des appareils imposants pour accueillir un puissant radar et le nécessaire pour l'alimenter et opérer sur de larges distances, mais en quantité moindre de par leur capacité à couvrir simultanément une plus grande superficie.
Et inversement, les engins affectés en orbite intermédiaire ou basse n'auront pas à être aussi massifs mais devront compenser leur champ de vision limité par une quantité supérieure. Il faut également noter que ces appareils, s'ils ont besoin de moins d'énergie pour atteindre leur orbite, devront en dépenser davantage pour la maintenir : la proximité du globe implique des frottements supérieurs en plus de l'influence gravitationnelle de notre étoile et lune.

La première sylvoise dans l'espace :
Après des années d'efforts et de collaboration avec le sommet spatial incluant les services dédiés de Teyla et de l'Empire du Nord, le Duché de Sylva est enfin parvenu à envoyer une femme dans l'espace durant un vol suborbital ! C'est un premier pas majeur qui a démontré la faisabilité technique et a ouvert la voie pour les prochaines étapes : une navette habitée faisant plusieurs orbites, sortie extravéhiculaire puis l'envoie de vols habités à proximité de la Lune et enfin sur celle-ci.

Rappels sur le projet EVoSHa :

Les avancées sur les vols habités ont commencé avec les projets d'Expérimentation de Vol Suborbital Habité, consistant à successivement envoyer des navettes occupées uniquement par des instruments de mesure puis par des cobayes pour vérifier la faisabilité. Ces tests avaient permis l'acquisition d'une première masse de savoir-faire et retours sur les contraintes auxquelles allaient s'exposer les ingénieurs et astronautes. Après l'envoi et retour réussi d'un ensemble de cobayes (incluant en particulier un racoon), le projet a été considéré comme un succès technique et enclenché la suite du programme.

Objectifs et retards :

Les objectifs étaient clairement définis : répéter l'expérience avec un passager humain. Si la chose aurait pu ressembler à une simple répétition de l'opération, elle s'est retrouvée confrontée à une série de complications. Les premières étaient du côté de la sélection et formation des astronautes avec un fond politique. L'individu sélectionné devra-t-il être Moundlo, Mounlao ou Mounbwa ? Cela aurait été un message politique assez fort, d'autant plus quand la première candidate retenue faisait partie de la famille Amandier et pour une raison simple : elle a été sélectionnée parmi les pilotes de chasse de l'armée, qui compte une importante quantité de membres de l'aristocratie. Il est en effet très valorisant pour les maisons de nobles de compter des officiers dans l'armée, amenant à un accompagnement intensif de leurs poulains dans les académies militaires. Il va sans dire que ce passif a immédiatement provoqué une vive contestation, nombreux étant ceux qui s'opposaient à l'affirmation d'un tel modèle de manière ouverte. Après de vives et interminables discussions, c'est Béatrice Massé, pilote compétente et lieutenant d'escadron dans l'armée de l'air qui fut choisi pour la combinaison de ses performances et l'absence de filiations avec la noblesse.
Les difficultés suivantes furent techniques, mais surtout géostratégiques. Le module habité en lui-même était prêt dans les temps et même avec une relative avance en vue des retards accumulés par la sélection d'un astronaute. Il était toutefois prévu que le lanceur soit teylais... malgré l'actualité tendue, d'abord avec la Loduarie Communiste à son paroxysme avec le coup d'État en Valinor, ensuite avec l'agression de Carnavale à l'encontre de l'Empire du Nord. Ces contretemps ont grandement perturbé les programmes millimétrés et amenés à plusieurs reprises à les repousser pour éviter les improvisations.
Le projet a finalement pu être validé et appliqué sans aucune perturbation supplémentaire le premier octobre deux mille seize, six mois après l'arrivée de la capsule en Teyla pour la monter sur le lanceur.

Aboutissement et réussite :

D'abord envoyée en janvier 2016 à cause des perturbations avec la Loduarie, la capsule assemblée en Sylva est transférée à Teyla pour être installée sur le lanceur. Viennent ensuite les troubles initiés par Carnavale qui retardent encore le lancement définitif. C'est enfin pour le 01/10/2016 qu'est programmé le lancement, sans aucune annulation supplémentaire.
Béatrice Massé se prépare à neuve heure avec l'aide des techniciens pour équiper sa combinaison avant d'être transférée au point de lancement pour s'installer dans la capsule, toujours avec l'indispensable assistance des techniciens. Après plusieurs heures de vérification de l'ensemble des paramètres et d'achèvement des derniers préparatifs, le lancement a enfin lieu à treize heures. Durant trois minutes d'accélération (cumulant à 6g). La capsule atteint son apogée (approximativement deux centaines de kilomètres) après six minutes, suivis de deux minutes de vitesse verticale faible pour commencer à retomber à huit minutes après le lancement.

C'est une vingtaine de minutes après le lancement que la capsule EVoSHa III amerri deux milliers de kilomètres au nord-ouest après une trajectoire optimisée pour éviter les prises de risque et simplement atteindre une altitude appréciable sans parcourir de grandes distances. Le survol dans l'espace n'aura pas permis d'opérer davantage d'expérimentations, si ce n'est de tester la réaction et maitrise de l'astronaute, ainsi que les procédures de récupération en mer via des hélicoptères transportées depuis une frégate sylvoise cantonnée à Caratrad. C'est avant tout l'ensemble de la procédure qui aura permis de roder les équipes sylvo-teylaise sur la préparation de ce genre de mission, la formation des astronautes et techniciens, la mise en place du lancement, le vol et la récupération.

Communication :

L'évènement a évidemment été largement médiatisé, car, quand bien même la prouesse avait déjà été accomplie par les loduariens, il s'agit d'une performance démontrant la vitesse à laquelle se développe le programme du Sommet Spatial. Chloé Boisderose, directrice du Secteur Aéronautique Sylvois (incluant le groupe astronautique) a par ailleurs communiqué sur la volonté de répéter l'expérience d'ici à six mois en accomplissant cette fois-ci plusieurs orbites et une sortie extravéhiculaire. Si les orbites ne consisteraient qu'en un approfondissement de la manœuvre, la sortie extravéhiculaire nécessiterait quant à elle bien plus de développements sur lesquels le Duché ne s'est que modestement impliqué pour le moment.
Une communication importante a également été faite dans le monde avec une diffusion en directe des images auprès de grands groupes télévisés étrangers ou médias spécialisés.

Au-delà de l'aspect stratégique de ces avancées pour le Sommet Spatial et ses membres, c'est aussi une nouvelle avancée pour l'humanité, marquant la poursuite des développements qui permettront à terme d'étendre les connaissances astronomiques et astronautiques.

Au sein même du Duché, l'accueil a été favorable et il y a pour une fois eu assez peu de manifestations de critiques ou d'opposition. S'il y a toujours eux des reproches sur les ordres de priorités du gouvernement sur la question du budget, l'acclamation nationale qui a émergée de cette prouesse n'a laissé que peu de place aux voix contestataires.

Le Duché de Sylva et ses travaux sur les superstatoréacteurs à cycle combiné :
Classifié
Contexte :

Dans le cadre du développement d'un drone furtif supersonique dédié à des missions de reconnaissance, le SAS se voit dans l'obligation de réinventer de nouvelles technologies pour répondre au cahier des charges sévères et aux contraintes qui en découlent. Cela demande d'articuler ensemble des éléments répondant à trois conceptions : des vitesses allant de supersonique à hypersonique (aérodynamisme et propulsion suffisante), une furtivité radar et thermique (forme limitant les retours radars et réduction de la température d'échappement), et enfin des capacités de reconnaissance accrue (volumes importants alloués aux capteurs et senseurs de tout genre).
C'est pour répondre à ce premier point, encore inédit, que le SAS développe ce rapport résumant les recherches et avancées dans le domaine. Rappelons que le drone hypersonique développé devait compter tout naturellement sur des statoréacteurs, avec là un ensemble de contraintes :

• Un statoréacteur est adapté à des vitesses entre mach 3 et mach 5 ou 6, quand un superstatoréacteur a une vitesse de fonctionnement entre mach 5 et 15. Dès lors, il convient de développer une réponse à cette contrainte.
• L'emploi du carburant également posait problème, avec des travaux s'orientant vers le kérosène (pour sa facilité de stockage) quand sa vitesse de combustion dans ces conditions était trop lente pour permettre un fonctionnement performant.

Résultat des travaux :

Superstatoréacteur à cycle combiné :

La première partie des recherches s'est focalisée sur la conception d'un moteur pouvant fonctionner en mode statoréacteur et superstatoréacteur (étendant son domaine de fonctionnement de mach 3 à mach 10+). La principale contrainte est la vitesse d'écoulement de l'air à l'intérieur de la tuyère. Un statoréacteur doit ralentir à des vitesses subsoniques l'air entrant, là où il doit rester à des vitesses supersoniques dans un superstatoréacteur pour maintenir une poussée suffisante avec les bonnes conditions de températures et pression. Deux contraintes en particulier sont identifiées avec cette dualité :

• Gérer une dépressurisation et évolution de la vitesse cohérentes en fonction du mode. L'architecture du moteur doit prévoir une capacité à faire circuler l'air à ces deux régimes de vitesses.
• Tenir compte de la vitesse de combustion du carburant injecté dans l'air en mouvement, sachant que la combustion doit être bien plus rapide dans le cas d'un superstatoréacteur.

Les recherches et expérimentations ont permis d'établir un modèle fonctionnel et performant parvenant à résoudre les deux contraintes que l'on pourrait grossièrement résumer de la manière suivante : la tuyère en elle-même prend une forme conique allongée assez classique, mais se trouvent deux diffuseurs de carburant répartis à l'avant et à l'arrière. En mode de fonctionnement statoréacteur (mach 3 à 5), le carburant est diffusé à l'arrière de la tuyère, après que l'air se soit fortement dépressurisé à mesure qu'il progresse et que le diamètre augmente, ralentissant sa vitesse (à un niveau subsonique). Cela permet une combustion "lente" adaptée aux vitesses subsoniques du flux d'air. Quand la vitesse de la nef atteint sa limite supersonique, la vitesse subsonique du flot d'air dans le statoréacteur devient insuffisante pour maintenir assez de poussée pour passer cette limite. Le statoréacteur passe alors en configuration superstatoréacteur sans changement de géométrie, en alimentant cette fois-ci en carburant la réaction depuis le diffuseur avant. Le carburant est alors éjecté à un point du cône à diamètre restreint, quand l'air est encore à une vitesse supersonique et sa pression élevée. La combustion à ce niveau permet un maintien de la pression et vitesse, suivie d'une accélération du flux d'air à mesure que la tuyère s'ouvre. Une poussée suffisante permet ainsi le passage en vol hypersonique.

Cycle combiné avec intégration subsonique :

La suite des recherches s'est orientées vers un mode de fonctionnement en cycle combiné permettant d'atteindre mach 3 pour assurer le démarrage du statoréacteur. Deux cahiers des charges ayant chacun résulté en une conception distincte ont alors été émis.

• Le premier concernait le fonctionnement d'un drone ou d'une munition hypersonique, typiquement le modèle de drone de reconnaissance proposé. Dans ce cas, on parle d'un dispositif nécessitant une "souplesse" moindre avec un cahier de mission plus restreint, allégeant l'adaptabilité requise pour un tel aéronef. Il n'y a pas besoin de régulièrement repasser à des vitesses subsoniques puis supersonique : ce passage de vitesse est même prévu dans les missions pour se faire une seule fois dans chaque sens. Ajoutons que ce cahier des charges inclut un lancement aéroporté depuis un avion, limitant les contraintes lors du passage de subsonique à supersonique.
• Le second cahier des charges s'avérait quant à lui plus exigeant en s'appliquant cette fois-ci à un avion piloté avec une plus large gamme de mission. L'aéronef devra être plus imposant, ne permettant pas de lancement aéroporté depuis un avion-cargo et imposant un décollage autonome. De plus, l'aéronef doit être capable d'opérer plusieurs passages de subsonique à supersonique, dans un sens comme dans l'autre.

Cycle Combiné Basé sur une Fusée (CCBF) :

Rappelons qu'un statoréacteur ne peut pas démarrer à l'arrêt et fonctionne très mal à des vitesses subsoniques de manière générale, puisqu'il ne dispose pas de moyen de pompage et aspiration de l'air autre que sa vitesse. Un tel moteur ne peut fonctionner correctement même largué depuis un avion-cargo à mach 0,8. Deux solutions s'offrent alors : l'ajout de booster externes comme envisagé à l'origine pour accélérer aux vitesses requises l'aéronef, ou l'intégration d'une fusée interne dans le statoréacteur peut générer un effet d'aspiration assurant le fonctionnement du dispositif. La première solution au booster externe était envisagée en premiers lieux, mais se révèle contraignante : les boosters latéraux représentent une trainée supplémentaire, tandis qu'un booster arrière rallonge considérablement le système. S'ajoute à cela la faible performance de ce type de booster, nécessitant un apport considérable de carburant, alourdissant l'ensemble du système et les contraintes sur le lanceur.
C'est pourquoi les ingénieurs se sont davantage orientés sur la seconde solution après la mise en évidence des contraintes de la première. Il s'agit d'intégrer une petite fusée à l'intérieur même du statoréacteur, vers l'avant, pour générer un flux d'air et un effet d'aspiration assurant son fonctionnement. Ajoutons que la fusée peut fonctionner seule, assurant même une propulsion spatiale potentielle pour ce dispositif et donc un usage possible pour les vols spatiaux.

Représentation du CCBF et de ses différents modes. EJECTOR JET MOD : La fusée à l'avant (Primary) crée un flux de gaz permettant l'aspiration d'air (Secondary) même lorsque l'aéronef est en dessous de mach 3. Le flux d'air est ensuite brulé quand il est à des vitesses subsoniques via diffusion du carburant à l'arrière. RAMJET MOD : Lorsque l'aéronef atteint des vitesses suffisantes (mach 3+), le flux d'air est suffisant pour fonctionner sans la fusée et fonctionne de manière standard par ignition du carburant au diffuseur arrière. SCRAMJET MOD : Quand le statoréacteur doit assurer des vitesses hypersoniques et dépasser mach 5, le carburant est injecté par le diffuseur avant quand le flux d'air est encore supersonique, maintenant un courant rapide et multipliant la poussée. ROCKET MOD : Cycle hypothétique pour le vol spatial. Quand l'altitude augmente et que l'air se raréfie jusqu'à ne plus pouvoir assurer le fonctionnement du superstatoréacteur, il est possible de faire fonctionner la fusée seule et ainsi opérer dans l'espace.

Cycle Combiné Basé sur Turbomoteur (CCBT) :

Considérant un scénario d'aéronef trop massif pour être lancé depuis un avion-cargo, et nécessitant une souplesse opérationnelle à des vitesses subsoniques, il devient évident que le système par fusée (trop peu performant pour un usage extensif en atmosphère) devient inadapté. La meilleure solution est alors d'intégrer un turboréacteur dans l'ensemble du système, assurant un fonctionnement de l'arrêt à des vitesses supersoniques suffisantes pour le statoréacteur. Les deux flux peuvent alors être construits en parallèle avec d'un côté le turboréacteur et de l'autre le statoréacteur. Le passage de l'un à l'autre implique (pour résumer) d'ouvrir les entrées d'air du modèle à activer tout en fermant l'autre.

Dans l'exemple précédent, le turboréacteur est situé au-dessus, pour le moment en configuration fermée (éteinte) pendant que le statoréacteur en dessous fonctionne (configuration ouverte).

Choix du carburant :

Deux types de carburant s'opposent : les hydrocarbures et le dihydrogène, avec la possibilité de combiner les deux en gérant le ratio du mélange pour optimiser les résultats. Si certains hydrocarbures ont des domaines d'opération semblables à l'hydrogène en dessous de mach 8, ce second possède deux avantages : sa vitesse de combustion le permet de fonctionner même à des vitesses supérieures, jusqu'à mach 20 (théoriquement) puisqu'il a le temps de bruler avant de sortir de la tuyère. S'ajoute à cela ses performances supérieures de manière générale avec un indice spécifique de manière générale deux fois supérieur.

Le dihydrogène souffre toutefois d'un ensemble de contraintes compliquant son emploi. Le premier est sa vitesse de combustion qui, si elle permet un domaine de fonctionnement extrême, augmente les risques de retour de flamme et nécessite un calibrage plus pointu. S'ajoute à cela le stockage : l'hydrogène "fuit" à travers n'importe quel revêtement et est volumineux, augmentant le volume de l'aéronef à masse de carburant égale, ce qui réduit ses propriétés aérodynamiques en plus de nécessiter des températures de stockage cryogéniques. Ce sont avant tout pour ces raisons que les hydrocarbures étaient préalablement favorisés. Les analyses approfondies révélant l'impossibilité d'atteindre des performances suffisantes avec, plusieurs solutions sont à l'étude :

• Réduire le cahier des charges en restant dans le "tout hydrocarbure" (JP-7, JP-10), limitant à mach 6 la vitesse des aéronefs (déjà fort appréciable). Cela se traduirait par des facilitations logistiques (hydrocarbure plus facile à stocker que le dihydrogène).
• Approfondir les recherches sur les conditions de combustion pour accroitre la vitesse de flamme des hydrocarbures à un niveau suffisant. Si les résultats seraient théoriquement suffisants, ils se traduiraient en pratique par l'ajout de contraintes risquant de réduire l'efficacité globale.
• Mixer hydrocarbure (généralement du méthane) et hydrogène à des taux variables. Cela permettrait de moduler la vitesse de combustion selon le monde de fonctionnement tout en atténuant partiellement la contrainte de stockage (moins de dihydrogène à gérer). Cela a toutefois des répercussions logistiques et techniques (multiplication des carburants différents, plusieurs réservoirs nécessaires, diffuseurs modulables...).
• Emploi de l'hydrogène uniquement avec une refonte totale de la pensée technique et logistique pour intégrer un tel dispositif.

Au-delà du choix de carburant pour le statoréacteur en lui-même, le système CCBF nécessite de se pencher sur le carburant employé par ladite fusée. Dans le cas d'un fonctionnement simple pour un drone ou missile de croisière hypersonique, un booster solide interne servant non pas juste à créer une poussée, mais une aspiration pourrait être suffisante tout en limitant les contraintes techniques d'une fusée à ergol liquide. La faible performance de la fusée serait compensée par le fait qu'elle ne fournit pas la poussée, mais uniquement les conditions de fonctionnement du statoréacteur à des vitesses subsoniques. Ajoutons qu'il s'agit généralement non pas d'un passage de l'arrêt à mach 3, mais de mach 0,8 (depuis un avion-cargo) à 3, réduisant les besoins.
Dans le cas d'un dispositif extensif (navette spatiale, missile balistique devant fonctionner dans l'espace...), alors un système plus modulable est nécessaire. Puisqu'un booster solide ne peut fonctionner qu'une fois (une fois allumé, impossible à arrêter), il faut alors passer sur un système à ergols liquides, plus complexe et plus performant, pouvant démarrer et s'arrêter à volonté. La performance est en effet importante parce qu'il faut cette fois-ci compter massivement sur la fusée, et pas seulement pour atteindre une vitesse supersonique.

Conclusion :

De manière à répondre aux besoins croissants de propulsions hypersoniques pour répondre aux besoins de l'armée (chasseur hypersonique, drone de reconnaissance extrême, missiles...) ou du Groupe Astronautique (navette, nouveaux modèles de lanceurs orbitaux), le SAS a développé deux types de propulsion :

Le Cycle Combiné Basé sur Fusée, existant dans une configuration booster solide et une autre fusée à ergol liquide. La première configuration est idéale pour des drones avec un domaine de missions simple ou des missiles de croisières, ne nécessitant qu'un seul passage du vol subsonique à supersonique. Le second modèle à ergols liquides permet un usage extensif dans l'astronautique, avec la possibilité d'accélérer même une fois dans l'espace.

Le Cycle Combiné Basé sur Turboréacteur, plus complexe, mais bien plus souple, capable de fonctionner depuis l'arrêt et de conserver des performances optimales même à vitesse subsonique. Il serait idéal pour des avions capables de vol hypersoniques et de missions complexes (civiles comme militaires).

Les résultats du Groupe Astronautique sur un drone hypersonique :
Classifié
Contexte :

Toujours dans la continuité du développement d'un drone de reconnaissance furtif hypersonique et après les premiers résultats concrets des travaux sur des statoréacteurs à cycle combiné aptes à répondre aux besoins, le Groupe Astronautique a poursuivi ses recherches sur le fuselage pour répondre à l'ensemble des contraintes de furtivité et aérodynamisme. Le Duché de Sylva a déjà une expérience dans les vols (habités ou non) à des vitesses supersoniques grâce à ses expérimentations dans les appareils de type corps portant avec lancement aéroportés. La conception d'un fuselage répondant à ces contraintes n'est donc pas un problème en soi, mais l'adaptation desdits fuselages pour répondre à des impératifs de furtivités est un domaine entièrement nouveau avec en particulier deux axes de réflexion :

• Allier aérodynamisme et furtivité avec un appareil qui doit être capable d'atteindre des vitesses supersoniques (mach 5+) tout en restant maniable à vitesse moindre et en ayant une signature radar et thermique réduite.
• Répondre aux enjeux thermiques avec un fuselage chauffant de manière excessive à cause de la compression de l'air, nécessitant de minimiser cet impact et adapter le revêtement furtif.

Ces travaux ont ainsi amené à la conception et aux tests d'un nouveau prototype de drone hypersonique furtif, nommé Destinus. Il s'agit d'une étape intermédiaire avant le développement d'un modèle incluant l'espace nécessaire à l'accueil d'instruments de reconnaissance, et potentiellement au développement d'un modèle pouvant décoller de manière autonome, sans devoir être déployé par voie aéroportée depuis un avion-cargo.

Résultat des travaux :

Aérodynamisme et furtivité :

Le fuselage :

De manière à concilier l'ensemble des contraintes, le premier prototype fonctionnel de drone hypersonique furtif reprend les travaux de corps portant, en supprimant les ailes et en adoptant un fuselage aérodynamique apte à générer sa propre portance. La forme générale du fuselage est adaptée pour minimiser les retours radars sur le plan horizontal au détriment des axes verticaux, de manière très classiques sur les appareils furtifs (la détection est optimale en étant en dessous ou au-dessus, et donc déjà très près du drone. En étant plus éloigné et avec un angle d'incidence toujours plus aigu sur le dos ou ventre de l'appareil, le retour radar diminue drastiquement). La poupe du drone ayant une surface moins inclinée, ses retours radar par l'arrière ont une incidence plus importante, rendant sa furtivité arrière inférieure à la furtivité avant.
L'ensemble des courbes de la surface sont également travaillées via un travail conjoint entre simulation informatique et expérimentation en salle de test pour limiter la diffusion d'ondes radars et l'acquisition d'information par les radars adverses. Les surfaces planes préalablement favorisées pour minimiser la propagation des retours radars sont réajustées avec attention dans un souci d'aérodynamisme et écoulement des flux, pour réduire la résistance de l'air nuisible pour la vitesse maximale et la chaleur. Les courbes sont tout de même étudiées avec attention et après des expérimentations empiriques pour concilier l'ensemble des contraintes en gardant une orientation des retours radars au maximal sur un axe vertical et sur un plan différent de l'émetteur.

Les ailerons :

Les ailerons représentent systématiquement une vulnérabilité en termes de furtivité, puisqu'il multiplie les surfaces et conséquemment les angles d'incidence radar, avec une diffusion élargie des retours et informations acquises par les systèmes de détection adverses. C'est en ce sens que le modèle conserve son approche du corps portant avec une quantité réduite d'ailes protubérantes. Deux ailerons inclinés sont installés pour assurer les lacets, roulis et tangages, et des ailerons supplémentaires sont intégrés directement dans le fuselage porteur sur les côtés à l'arrière pour assurer un contrôle supplémentaire sur les roulis et tangages.
Les gouvernails protubérants sont inclinés pour minimiser la réflexion radar depuis les appareils sur le même plan, sans non plus générer de caisses de résonance avec le fuselage qui maximiseraient les retours. L'angle le plus pessimiste est au sol et à une distance relativement proche de l'appareil sur le plan horizontal, permettant au Destinus de s'enfoncer en profondeur dans une bulle de détection avant de renvoyer une quantité d'informations suffisantes pour être exploitables.
Les ailerons sont également actionnés par des commandes de vols ajustés au gré des expérimentations pour éviter les angles d'incidence inutilement élevé. Plus les ailerons s'inclinent, plus ils multiplient les surfaces et retours radars. C'est par ailleurs pour cette raison que des ailerons avant (des simili-plan canards) sont évités.
L'ensemble de ces compromis rend incompatible la conception avec des principes d'hyper-maniabilité : le Destinus est dédié à des vols stables à vitesses élevées et à des approches sécurisées vers la piste d'atterrissage à vitesse moindre, sans acrobaties ou manœuvres d'évitement.

Les entrées et sorties d'air :

Il s'agit d'un second élément particulièrement sensible pour deux raisons : ce sont des formes concaves agissent comme de véritable chambre de résonance pour les radars, et ce, particulièrement vers l'arrière et l'avant (l'avant étant une des directions où on tient à maximiser la furtivité). Deux éléments de recherche ont permis de minimiser la signature radar des entrées et sorties d'air. La première est d'installer l'ensemble de ces éléments sur le dessus, en opposition aux modèles traditionnels d'avions. Le Destinus étant conçu pour voler à très haute altitude, il convient de maximiser les retours radars vers le haut plutôt que le bas, où se trouveront la plupart des systèmes de détection adverse. En plus de cela, les entrées et sorties d'air ne débouchent sur aucune structure complexe de manière directe : le statoréacteur est de conception simple, sans les pales multiples d'un turboréacteur. Dans le cas d'un statoréacteur à cycle combiné basé sur turboréacteur, ledit turboréacteur est monté dans un axe parallèle sans ligne de contact directe avec l'entrée ou sortie. S'ajoutent à cela un ensemble de dispositifs en "dent de scie" dans lesquelles peuvent s'engouffrer les ondes radios pour être absorbées et réduire la signature.

Chaleur et revêtement furtif :

Les deux moyens disponibles pour réduire la signature radar d'un appareil sont de revoir sa forme pour limiter les retours, ce qui a des conséquences sur l'aérodynamisme, et d'appliquer un revêtement absorbant. Lesdits matériaux absorbants sont généralement faits de polymères ou de composites métalliques vulnérables aux hautes températures et à l'oxydation, les rendant incompatibles avec des aéronefs hypersoniques. Les laboratoires sylvois se sont conséquemment penchés sur une solution reprenant les principes des matériaux absorbants radars pour inventer une version résistante à la température en employant un composite avec une matrice de carbure de silicium renforcée par des renforts en fibres de silicium (ou SiCf/SiC).
Les matériaux absorbants consistent, de l'intérieur à l'extérieur, en une couche métallique réflective à couvrir (un fuselage en aluminium, typiquement), une diélectrique sans perte d'une épaisseur égale à un quart de la longueur d'onde à absorber, et une fine couche dissipative. Les ondes radar qui frappent la couche dissipative (la plus à l'extérieur) se séparent en deux ondes : la première est réfléchie et la seconde continue à travers la couche intermédiaire (la diélectrique sans perte). Cette seconde onde est alors réfléchie sur la couche métallique intérieure (le fuselage) et ressort. Cet aller-retour sur deux fois un quart de la longueur d'onde amène à un décalage au total de la moitié de la longueur d'onde, autrement dit une interférence destructive.
La solution proposée par les ingénieurs en réponse aux hautes températures est un matériau absorbant radar en sandwich, employant un composite SiCf/SiC comme diélectrique sans perte. La haute résistance thermique et mécanique en fait un revêtement idéal.

Une épaisseur de composite céramique (dielectric layer II) est ajoutée par-dessus l'épaisseur dissipative (Lossy layer) pour la protéger de la chaleur et de l'oxydation tout en élargissant la bande radar sur laquelle elle fonctionne. Il faut malgré tout noter que ce dispositif reste avant tout efficace contre les fréquences radar les plus élevées, permettant de localiser avec précision et de désigner une cible. La furtivité radar offerte par ce revêtement sera conséquemment inférieure contre les plus faibles fréquences, mais ces dernières permettant uniquement d'avoir la position approximative d'un aéronef sans avoir assez d'information pour le désigner comme cible, il s'agit d'un problème modéré une fois pris en compte les conditions d'opération du drone hypersonique (vitesses et altitudes suffisamment élevées pour rendre impossible une interception avec si peu d'informations).

Ce type de revêtement en sandwich avec un composite à base de carbure de silicium a été expérimenté sur plusieurs températures et s'est avéré extrêmement performants de manière stable contre les longueurs d'onde désignées, en faisant un revêtement idéal pour des appareils furtifs hypersoniques.

Conclusion :

Le groupe astronautique a été apte à proposer un prototype éprouvé pour progresser dans la conception du drone de reconnaissance furtif hypersonique, en proposant un aéronef capable de répondre aux impératifs de vitesse et de discrétion. L'appareil fonctionne avec le même dispositif de statoréacteur à cycle combiné basé sur fusée, toujours en étant aéroporté depuis un avion-cargo. Il s'agit d'une étape décisive avant les prochaines avancées : une version plus grande avec un volume en soute suffisant pour embarquer des instruments de détection avancés (radars, optroniques infrarouges...).

La première sylvoise à opérer plusieurs orbites dans l'espace :
Continuité du programme EVoSHa :

Après les successions de vols test du programme Expérimentation de Vol Suborbital Habité, le Département Astronautique a poursuivi sur sa lancée pour atteindre la prochaine étape : opérer plusieurs orbites habitées dans une optique d'acquisition de savoir faire supplémentaire avant les prochaines étapes : amarrage orbital et sortie extravéhiculaire. Les travaux se sont effectués sur la base des acquis précédents avec la même navette de base, ajustée pour accroitre son autonomie et rectifier des défauts mis en avant par le vol précédent. La question des microfissures a été un des points importants, puisque contribuant à la perte progressive d'air et un décalage du taux de diazote et dioxygène dans la cabine. Sur une durée comparable à un simple vol suborbital, ce n'est pas problématique, mais sur les deux jours d'orbite continue de prévu pour cette nouvelle étape, c'est critique. D'importants efforts ont été appliqués à cette problématique sur deux points : étudier une nouvelle approche réduisant les contraintes responsables de cette usure et se pencher sur de nouveaux matériaux ayant une meilleure tolérance au stress inhérent à ce genre de vols. Une troisième approche possible est de considérer comme inévitables ces microfissures dans une moindre mesure et adapter les dispositifs de régulation de l'air pour conserver un équilibre et une pression appréciable ainsi qu'une réserve supplémentaire de diazote. Cette solution est à pondérer sur deux points toutefois : d'un côté sa nécessité en cas de microfissure même en cas de préparatifs de manière à ne pas annuler une longue mission, et de l'autre, ne pas encombrer à outrance la navette avec des dispositifs de secours qui l'alourdirait et impacterait les missions.

Déroulement de l'opération :

De nombreux procédés étaient hérités de l'opération EVoSHa, notamment la coopération avec les agences teylaises et le transfert de la navette, produite en Sylva, pour être mise en orbite depuis un lanceur teylais. Il faut noter que la navette était cette fois-ci complétée d'un étage supplémentaire pour circulariser une orbite à 200 km d'altittude. Deux avions-cargos furent donc nécessaires pour les acheminer distinctement pour assemblage sur le lanceur teylais.

L'astronaute envoyée sera Alix Pierlot, après une formation assistée par Béatrice Massé qui avait participé à EVoSHA. Ancienne pilote de chasse, elle a été formée pendant huit mois avant le lancement. Notons que cette affectation lui aura évité de participer aux opérations Dreamland et Downpour en Carnavale.

Le jour J, le premier juin 2017, le module est lancé. La première phase de vol est équivalente à EVoSHa, atteignant son apoapse six minutes après le lancement, dont trois d'accélération, aux deux cents kilomètres recherchés. Là, le second étage à l'hydrogène-oxygène se met en fonction et fournit l'inertie nécessaire pour rester en orbite. L'opération est un succès : les instruments de vols et de propulsion ont été éprouvés et leur fiabilité est démontrée durant cette phase, le tout sous une supervision d'Alix.
Viennent ensuite les quarante-huit heures en orbite qui s'avèrent bien plus difficiles que prévu. Si Alix a de nombreuses expériences et vérifications à faire constamment, sous un contact radio ininterrompu avec l'agence sylvoise, la solitude se fait vite ressentir dans cette navette aussi cloisonnée. On notera l'importance d'avoir des équipages de plusieurs membres à l'avenir pour éviter ces difficultés mentales supplémentaires dans les longues missions. L'un des problèmes concerne en particulier l'anxiété : elle est unique responsable à bord et ne peut compter sur personne d'autres, rendant particulièrement stressant la moindre défaillance, même la plus infime.

Sur le plan technique, les microfissures sont à nouveau là, bien que les relevés indiquent qu'elles sont moins importantes que pendant EVoSHa. Les dispositifs améliorés de filtrage de l'atmosphère permettent de compenser ces pertes et garder un air respirable. On craignait en effet une perte progressive de l'azote et une augmentation exagérée de l'oxygène de l'air en compensation de la pression décroissante, chose évitée grâce aux réserves d'azote judicieusement équilibrées.

La descente fut violente, mais sans encombres excessives. Le largage de l'étage propulsif eut un léger raté, secouant la cabine et provoquant une vive inquiétude. La moindre fragilité dans le bouclier thermique occasionnée par cette séparation non conventionnelle aurait été synonyme de désintégration de la cabine. L'amerrissage se fit dans le Deltacruzando à cinq centaines de kilomètres de l'emplacement prévu, une variation assez imposante qui ajouta une demi-journée à la récupération. C'est depuis un hélicoptère que la navette est récupérée et déposée sur une frégate dédiée. L'opération se fit en pleine nuit à cause du décalage, apportant une nouvelle leçon : il vaut mieux prévoir un amerrissage à l'aube pour que même en cas de déviation, il reste un délai pour récupération de jour.

En pleine forme, Alix Pierlot a été rapatriée sur la Terre ferme. Après quelques analyses médicales, elle a pu participer à une conférence de presse aux côtés des chefs de projet sylvois et teylais.

Résultat des travaux sur les moteurs à cycle combinés basés sur turboréacteurs :
Classifié
Contexte :

Suite à ses travaux sur les superstatoréacteurs à cycle combiné, le Groupe Astronautique avait étudié les réacteurs à cycle combiné basé sur turboréacteur (TBCC pour Turbine Based Combined Cycle engine). Les travaux se basant originellement sur un drone de reconnaissance hypersonique déployé par avion-cargo, ce type de propulsion n'a pas été retenu au profit d'une alternative plus simple : le propulseur à cycle combiné basé sur fusée (RBCC pour Rocket Based Combined Cycle engine). Or, si le drone de reconnaissance peut se baser sur un RBCC, ce dernier ne permet pas un large cadre de mission. Il est loin d'être le plus intéressant à des vitesses subsoniques voir simplement inférieures à mach 3. Dans ces domaines de vols, les performances des TBCC (surtout lorsqu'il s'agit de partir à l'arrêt) sont bien supérieures. C'est pour cette raison que le Groupe Astronautique a été chargé de développer un propulseur TBCC et a fait appelle à Reactor (plus précisément, à Lesmanguiers & Compagnie et Fusexplore).

Situation initiale et réacteur TBCC en montage parallèle :

L'objectif est dans la continuité des objectifs fixés initialement : un moteur permet de fonctionner de mach 0 à mach 15. S'il y a bien eu des prototypes d'appareils sylvois aptes à dépasser mach 10, les objectifs actuels visent essentiellement à développer un réacteur capable de propulser jusqu'à mach 5 un avion, même si les objectifs du drone vont au-delà. Cette diminution du cahier des charges s'expliquent par deux éléments :
– Un propulseur TBCC est plus complexe à concevoir qu'un propulseur RBCC, exigeant de débuter avec une base plus modeste.
– Les propulseurs TBCC sont destinés à des appareils plus polyvalents moins aptes à se spécialiser sur un profil de vol supersonique. Il n'est par exemple pas certain de pouvoir continuer l'emploi d'appareils à corps portant.

Propulseur à cycle combiné basé sur turbine en montage parallèle.
Le seul modèle de propulseur TBCC étudié pour le moment par le groupe astronautique est dans une conception en montage parallèle. Le fonctionnement se fait avec deux flux distincts (l'un en statoréacteur/superstatoréacteur et l'autre en turboréacteur) monté parallèlement. Si ce dispositif offre une bonne base et a déjà connu des prototypes en Sylva, il souffre de deux faiblesses majeures pour envisager une banalisation de son emploi sur des appareils polyvalents :
– Son encombrement est important avec deux montages parallèles, impactant le profil de l'appareil et sa trainée (critère pourtant capital en vol hypersonique).
– La transition à partir de mach trois entre le turboréacteur et statoréacteur est brutal et sans intermédiaire, compliquant grandement son usage.

Conception d'un réacteur TBCC en montage coaxiale :

De manière à conjointement palier à l'encombrement et à une transition progressive entre le turboréacteur et statoréacteur, les ingénieurs de Reactor se sont penchés sur l'intégration du turboréacteur directement dans l'axe du statoréacteur, le tout complété par une géométrie variable pour gérer les ondes de choc et flux d'air en fonction de la vitesse (subsonique, supersonique et hypersonique). L'ajustement des paramètres a nécessité un long travail de calculs et expérimentation empirique pour déterminer les meilleures trajectoires des flux en fonction de la vitesse, sans exclure les problématiques de pression et température.

Réacteur TBCC en montage coaxial.
Le fonctionnement adapte ainsi les flux d'air en fonction de la vitesse via une géométrie variable :

(a) Sur les vitesses subsoniques, c'est le flux vers la turbine qui est ouvert, avec un grand degré d'expansion en entrée d'air et un petit en sortie pour assurer l'aspiration et éjection à faible vitesse.

(b) Sur les vitesses supersoniques, la turbine reste ouverte et l'angle d'expansion de l'entrée d'air est réduit pour maintenir l'accélération du flux, tandis que l'angle d'expansion de la sortie est agrandi pour accélérer le courant.

(c) Lors de la transition en mode statoréacteur, pour aller outre les limites du turboréacteur, une transition progressive se fait en ouvrant le flux coaxial sans fermer le turboréacteur.

(d) Une fois complète la transition en mode statoréacteur, le flux du turboréacteur est entièrement fermé et l'intégralité de l'air passe par une voie coaxiale avant d'être brulé.

(e) Lorsque de la transition à des vitesses hypersoniques et altitudes élevées, la géométrie des entrées et sorties d'air est ajustée pour permettre un flux accéléré en tenant compte des paramètres de pression et vitesse.

Ce réacteur TBCC à montage coaxial pourrait avoir une conception adapté à l'emploi d'hydrogène, mais a été préféré l'usage d'hydrocarbures classiques (kérosène de type RP-8). Bien que le kérosène ne permettra pas des performances de vitesse comparable à l'hydrogène à cause de sa durée de combustion élevée incompatible avec des superstatoréacteurs passé mach 8, il est estimé que c'est un résultat plus que suffisant pour les prochains objectifs. Il est prévu de pousser les efforts avec un réacteur TBCC fonctionnant à l'hydrogène pour des vols à des vitesses supérieures, mais ce dispositif sera dédié à des appareils plus spécialisés là où l'emploi des TBCC s'oriente davantage vers des appareils hypersoniques polyvalents selon les souhaits du Duché.

En effet, ces réacteurs pourront servir sur des avions pensés pour des vils de mach 0 à 8, ouvrant un très large spectre de missions envisageable et une rupture radicale dans les doctrines. Que ce soit pour des frappes stratégiques ou de l'interception, est ainsi permis d'intervenir bien plus rapidement sur des distances très supérieures, changeant radicalement les stratégies en basant l'armée de l'air sur des dispositifs souples et réactifs.

Pour conclure :

Le SAS a été en mesure de relever les défis techniques qui se dressaient contre lui et de concevoir un modèle de réacteur à cycle combiné basé sur turbine d'une souplesse d'emploi supérieure à sa version basée sur fusée, permettant son usage sur des appareils plus polyvalents avec une plus large gamme de mission. Bien que très complexes, il n'est pas exclu de se pencher à l'avenir sur une version à l'hydrogène de ces réacteurs, conciliant la souplesse du réacteur TBCC à la performance à haute vitesse du réacteur RBCC au prix d'une gestion périlleuse de l'hydrogène (stockage cryogénique, encombrement, fuites du réservoir, ravitaillement ou encore gestion des contraintes techniques).

Développement des capacités anti-balistiques exo-atmosphériques : les Engins d'Interception Exo-atmosphériques
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Présentation générale :

Considérant l'usage croissant de vecteurs balistiques et la possibilité d'y intégrer des armes de destruction massive, ou encore la vulnérabilité de points stratégiques tels que démontré dans le conflit hotsalien, il devient urgent que le Duché de Sylva travail à se doter d'un dispositif anti-balistique performant et étendu. Les moyens actuels de lutte anti-balistique se résument aux dispositifs anti-aériens classiques, improvisés pour cette mission. L'interception est dans ce cas tardive et compte sur une protection très localisée pendant la phase descendante. Cela implique une importante concentration de lanceurs, quand Sylva doit défendre une surface importante. Il devient difficilement soutenable de sécuriser autre chose que les principaux centres urbains et stratégiques, même avec une importante concentration de batteries antiaériennes.
La solution est d'envisager une interception sur une plus grande distance avec des dispositifs dédiés et des lanceurs spécialisés. Ces modèles se distingueraient en particulier en neutralisant directement dans l'espace les missiles balistiques, durant la phase mi-parcours, repoussant la distance d'interception. Augmenter l'altitude d'interception a deux avantages majeurs : réduire la vitesse du missile, ce qui facilite son interception, et permettre de couvrir une surface plus étendue.

Les Engins d'Interception Exo-atmosphériques (EIE) :

Le premier élément composant ces nouveaux dispositifs d'interception sont les EIE, des munitions cinétiques dotées d'un ensemble de propulseurs latéraux doublés d'une stabilisation gyroscopique permettant une correction précise et réactive de la trajectoire pour intercepter des missiles balistique pendant la phase mi-parcours. Leur poids est entre soixante et soixante-dix kilogrammes.

Démonstrations sous-gravité et atmosphères des EIE
L'EIE est préalablement mis sur une trajectoire d'interception via un lanceur (depuis un TEL ou un silo). Plusieurs dispositifs de guidage sont intégrés (centrale inertielle, liaison de donnée et optronique infrarouge double bande) pour assurer l'acquisition de la cible détectée depuis les systèmes d'alerte précoce. Les propulseurs latéraux prennent alors le relais pour assurer l'impact du missile ciblé. Un mélange hyperbolique TNO-UDMH est employé pour la combinaison de performance et facilité de mise en œuvre sur certains points (la combustion est automatique quand le contact du comburant et carburant se fait) au détriment d'autres (les dérivés de l'hydrazine et le peroxyde d'azote étant des composés délicats et toxiques).

Prototype d'EIE, sont visibles les propulseurs latéraux et le système de guidage.
L'EIE n'emporte aucune charge utile explosive, le pouvoir destructeur étant assuré par l'impact direct du projectile. L'énergie cinétique est suffisante pour assurer la destruction du missile balistique, ou au moins une fragilisation suffisante pour ne pas supporter l'entrée atmosphérique. Cela implique une déviation négligeable du projectile par rapport à la cible, d'où l'importance d'un guidage performant et d'un système de contrôle de trajectoire latérale.

Il convient de préciser que les trajectoires balistiques étant suborbitales, le gros des débris générés par ces impacts sont supposés retomber dans l'atmosphère dans l'heure qui suit.

Les lanceurs :

Les vecteurs des EIE sont technologiquement simples et consistent principalement en des fusées à trois étages solides pour un total de quatre tonnes et demi, visant essentiellement à suffisamment accélérer les EIE pour se mettre sur une trajectoire d'interception. La portée pratique estimée des lanceurs est de 800 km, à démontrer lors de test en situation réelle.

Le lanceur monté sur un Tracteur Érecteur Lanceur
Leur taille raisonnable permet de les opérer depuis des TEL, voire de les transporter par avion pour assurer la sécurisation d'un territoire éloigné. Ce sont des systèmes d'armes conséquemment souples et résilients, aptes à être déplacés et dissimulés sur le terrain.

Schéma du lanceur
Coordination avec les systèmes de détection précoce :

L'interception mi-parcours nécessite une détection précoce s'appuyant sur la combinaison de radars et optroniques infrarouges depuis des satellites ou capteurs au sol. Une triangulation précise est possible avec la combinaison de l'observation infrarouge en deux dimensions depuis orbite, complétée par une estimation de l'altitude avec des radars au sol. Un calcul détaillé de la trajectoire est alors possible et permet le lancement des EIE pour l'interception.

Déroulés des recherches :

Les recherches sont à des niveaux variables à l'heure actuelle. Les EIE démontrent déjà une certaine maturité avec une maitrise technologique des systèmes de contrôle d'altitude en atmosphère sous gravité terrestre. Une expérimentation approfondie doit encore être opérée en orbite en situation réelle contre une cible à haute vélocité.
Les dispositifs de détection sont au final le point le plus délicat, nécessitant aussi bien une avancée technique que matérielle. En effet, en plus de devoir améliorer les performances des systèmes de guidage, Sylva va surtout devoir déployer une importante grille de détection pour assurer la bonne application des technologies développées. Il est recommandé à ce stade de mutualiser le programme à l'échelle de l'OND pour amortir les dépenses et optimiser les efforts.
Pour ce qui est du lanceur en lui-même, la technologie est considérée comme maitrisée et aboutie, déjà apte à l'industrialisation.

Les problématiques de température dans le cadre des expérimentations de vols hypersoniques
Classifié
Contexte :

Avec l'accroissement des vitesses atteintes lors des expérimentations de vols hypersoniques à mesure que la maitrise des statoréacteurs à cycles combinés s'améliorait, les ingénieurs du Groupe Astronautique étaient confrontés de manière croissante aux contraintes thermiques. La compression et les frottements de l'air à ces vitesses implique une hausse significative de la température, qui peut alors atteindre entre deux cent et quatre cent degrés Celsius. Les points les plus chauds sont au niveau du tranchant des ailes et du fuselage où la compression de l'air est la plus forte, dans les entrées d'air pour la même raison, et en sortie de tuyère. Augmenter davantage la vitesse revient à accroitre intrinsèquement ces contraintes techniques qui nuisent grandement à la durabilité de l'appareil, avec d'un côté la perte des propriétés mécaniques du fuselage et de l'autre une érosion progressive, voir une oxydation du fuselage (l'exposition à de l'oxygène brulant étant particulièrement fatale). Pour continuer les avancées en termes de record de vitesse sur des durées prolongées sur des appareils prévus pour être réutilisés, il devenait nécessaire de mettre en place un dispositif de refroidissement actif, autrement seul l'usage de tuiles ablatives de céramiques permettait d'atteindre les objectifs (lesdites tuiles nécessitant un remplacement régulier et lourd en entretient). Il en est de même pour les statoréacteurs qui, confrontés à des températures et pressions démesurées, connaissent une usure prématurée, alourdissant l'entretien et limitant la durée de vie des modules propulsifs. L'objectif est conséquemment de développer des alternatives de refroidissement pour assurer les capacités opérationnelles de ces équipements même dans un contexte d'usage intensif.

Le refroidissement actif du fuselage :

La première solution appliquée est un dispositif de refroidissement actif utilisant directement le carburant comme liquide de refroidissement. Pour ce faire, les conduits reliant les réservoirs aux propulseurs passent par une grille de refroidissement au sein du fuselage même et plus particulièrement dans les zones les plus sévèrement confrontées à la compression de l'air (tranchant des ailerons et entrées d'air). Lors de ce passage, le carburant absorbe alors une partie de la chaleur avant d'être réinjecté dans la propulsion.

Représentation du refroidissement actif du fuselage.
Ce dispositif a l'avantage de drastiquement réduire la température de surface et fonctionne très bien avec les tuiles de céramique diélectrique actuellement employées pour le revêtement furtif. Un ensemble de contraintes sont toutefois à prendre en compte pour la conception d'un tel dispositif. La première concerne les chocs thermiques : si le système permet de refroidir efficacement, il expose brutalement les sections les plus chaudes à un liquide à température plus raisonnable. L'opération d'un tel système nécessite alors un calibrage délicat entre le flux de refroidissement et l'épaisseur des sections concernées pour éviter des chocs trop brutaux et une usure prématurée à cause du stress thermique qui en résulterait (particulièrement les fractures qui se manifesteraient progressivement). Le choix des matériaux devient d'autant plus sélectif, exigeant des composants résistant à la chaleur, conservant leurs propriétés mécaniques avec cette dernière et avec une dilatation thermique réduite pour éviter le stress à cause du choc.
La seconde contrainte concerne la complexité technique d'intégrer ainsi un tel réseau de conduits. L'objectif étant d'assurer une endurance importante face à un usage intensif, il convient de ne pas alourdir plus que nécessaire l'entretien, ce qui serait contreproductif et irait à l'encontre de l'objectif initiale par rapport à l'usage de plaques céramiques ablatives. C'est donc tout un ensemble de compromis qui ont dû être opérées pour maintenir un système simple et permettant un refroidissement suffisant sans provoquer de chocs thermiques.

Le refroidissement des propulseurs :

Les systèmes de propulsion sont concernés par les mêmes contraintes, mais à un degré exacerbé, puisqu'il n'est pas juste question de la compression de l'air qui entre, mais aussi de sa combustion et éjection. Les dispositifs classiques de refroidissement actif avec des conduits parallèles chargés d'évacuer la chaleur ne suffisent plus. Il convient alors d'appliquer les mêmes dispositifs de refroidissement actif (déjà existant et maitrisé dans la conception de fusée, généralement référencée sous le nom de "regenerative cooling") que sur le fuselage.

Représentation schématique du statoréacteur. Le carburant "froid" passe à l'intérieur de la paroi par des conduits de refroidissement pour absorber la chaleur avant d'être redirigé vers l'injecteur à l'avant de la propulsion. Une partie du carburant est parallèlement diffusé le long de la paroi non pas pour être brulé, mais former une pellicule "froide" protégeant le moteur des gaz chauds.
Le système de refroidissement actif s'accompagne d'un élément supplémentaire : la formation d'une pellicule "froide" entre la paroi et les gaz chauds de combustion. Le principe est, en plus de faire circuler le carburant parallèlement dans les parois pour absorber l'excédent de chaleur, que la paroi soit perméable pour laisser "s'évaporer par transpiration" le carburant. Cette évaporation génère alors un film de gaz "froid" à une température supportable entre le gaz chaud de combustion, faisant office de couche isolante.

Vue en coupe du statoréacteur, mettant en évidence les conduits de refroidissement le long du statoréacteur ainsi que le phénomène de transpiration et formation d'une pellicule froide.
Ce dispositif de refroidissement actif et transpiration partage nombre de contraintes avec le même système appliqué au fuselage, mais dispose également de ses propres spécificités. Le développement d'un revêtement poreux pour assurer la diffusion et évaporation du carburant apte à supporter les impératifs mécaniques et thermiques relève d'un travail délicat. L'emploi de céramiques composites à base de carbures, le tout avec une structure poreuse, permet d'obtenir une combinaison des propriétés mécaniques, thermiques et perméables. L'usage de composites avec des renforts en fibres céramiques est en particulier favorisé pour compenser les faiblesses mécaniques traditionnelles des céramiques.

Vers un retour en force de l'hydrogène ?

Alors que le Groupe Astronautique s'orientait davantage vers l'emploi de carburants à base d'hydrocarbure pour des raisons pratiques, l'hydrogène présente de nombreux atouts dans les contraintes de refroidissement. L'une des principales problématiques de l'hydrogène est la nécessité de le conserver à des températures cryogéniques pour assurer le stockage. Or, l'usage du carburant dans les dispositifs de refroidissement actif tend à encourager l'usage de carburants cryogéniques, rendant particulièrement compatible l'hydrogène. Ce qui était une contrainte technique devient une norme standard. S'il reste toujours en inconvénient notable le volume de l'hydrogène, les fuites constantes et la gestion logistique, ce choix reste toutefois bien plus raisonnable qu'il ne l'aurait été si on le comparait à un hydrocarbure à température ambiante. Plus intéressant encore, atteindre (voir dépasser) Mach 10 implique systématique l'usage de l'hydrogène comme carburant, mais également comme liquide de refroidissement pour son efficacité. Il devient alors évident que si les objectifs de Sylva débouchent sur des appareils dépassant Mach 10, l'usage de l'hydrogène s'imposera alors.

Réflexion sur la doctrine d'emploi des appareils hypersoniques :
Prémices de la question :

Le Duché de Sylva a commissionné le Groupe Astronautique pour concevoir des appareils hypersonique suite à un exposé technique et doctrinal opéré par les services de Faravan. Les premiers travaux portent sur la conception d'un drone de reconnaissance apte à dépasser mach 5 opérés dans des conditions assez spécifiques (lancement depuis un avion-cargo puis plan de vol régulier pour une mission simple). Les recherches se sont rapidement penchés sur des appareils de combat plus polyvalents, aptes à décoller et se poser tout en adoptant un plan de vol complexe avec des passages de vitesses entre subsonique et hypersonique. À partir de là, divers efforts de recherche ont été opérés et ont permis d'obtenir un aperçu des performances potentielles et de la direction qu'aborderont ces modèles d'appareils. Leurs caractéristiques étant plus clairement définies, il est présentement possible d'affiner la doctrine d'emploi visant initialement à atteindre ces performances.

Rayon d'action et rapidité d'intervention :

Le premier élément évidemment mis en avant concerne la vitesse atteignable, avec des résultats allant jusqu'à mach 15 pour un drone spécialisé dans cette mission et mach 5 à 10 pour un avion plus polyvalent. Si les régimes de vols à ces vitesses sont moins efficients, ils s'accompagnent d'altitudes élevées avec une réduction des pertes d'énergie liées aux frottements en plus de trajectoires en "bond", augmentant drastiquement l'efficience du plan de vol. Il est ainsi possible de programmer des missions à très longue distance dans des délais raisonnables après une accélération initiale importante et gourmande en énergie, suivie d'une continuation de la trajectoire à moindre décélération. Dans certains cas de figure les plus extrêmes, il est même envisagé d'adopter des trajectoires suborbitales avec des bonds spatiaux pour une efficacité maximale.
Cette portée d'intervention s'accompagne également d'une certaine réactivité, avec des vitesses hypersoniques permettant de rejoindre un théâtre en des délais minimisés. La dimension stratégique est ainsi grandement affectée par ces performances avec la possibilité d'étendre le champ d'intervention sur les échelles spatiale comme temporelle. Disposer d'appareils aptes à opérer de telles manœuvres permet de considérer des opérations militaires plus audacieuses, que ce soit pour soutenir une zone attaquée ou inversement mener une offensive.

Réduction du délai de réaction et survivabilité :

Toutes proportions gardées, l'augmentation de la portée et vitesse des appareils bouscule les dispositifs de détection et surveillance traditionnels. Les appareils adverses pouvant maintenant opérer depuis des distances bien plus élevées et atteindre en un délai moindre leur destination, il n'est plus possible de se contenter de capteurs directs disposés sur les lieux stratégiques. Dans ces conditions, un appareil hypersonique à long rayon d'action apte à opérer depuis n'importe où sera capable d'agir de manière bien moins prédictible contre les défenses adverses et surprendre les dispositifs de suivis. Il est désormais possible d'opérer une mission en territoire contesté sans laisser à l'adversaire le temps de faire ses systèmes sol-air réagir ni décoller sa chasse.
La survivabilité des appareils se retrouve également augmenté, en ajoutant au délai de réaction réduit un accroissement de la difficulté d'atteindre une cible. Le degré de précision nécessaire pour intercepter un appareil hypersonique est bien plus élevé qu'un appareil supersonique classique, et le moindre changement de trajectoire sur une distance élevée (mais sur un délai court en vue de la vitesse) se traduit par un important décalage bien plus difficile à anticiper.
Ces deux facteurs combinés contribuent à mettre à dure épreuve les dispositifs de défense aérienne traditionnelle, les contraignant à étendre leur portée de détection et la vitesse de leurs vecteurs pour espérer pouvoir disposer des délais nécessaires et la capacité de rattraper un objet à haute vitesse capable de changer sa trajectoire.

Questions techniques et logistiques :

Le développement et l'expérimentation de prototypes hypersonique met en avant les contraintes d'emploi complètement nouvelles. Les technologies nécessaires (blocs moteurs, fuselage furtif et dispositifs de refroidissement) sont bien plus complexes avec un impact sur le nombre d'appareils et leur disponibilité. Si ces surcoûts et la réduction du nombre d'aéronefs à investissements égaux est compensé par la possibilité à mener plus efficacement les missions et sur de plus grandes superficies, cela impose malgré tout un cahier des charges rigoureux dans la doctrine d'emploi. Il est envisageable d'opter pour une centralisation des centres opérationnels pour faciliter et rationaliser les questions d'entretien et disponibilité tout en restant apte à opérer sur une zone toujours aussi élargie grâce à l'accroissement spatial et temporel du champ d'intervention. Cette centralisation des infrastructures impliquerait une centralisation des défenses, tournées vers un seul point, mais également une perte de redondance qui constitue un choix extrêmement délicat (d'autant plus compte tenu des leçons tirées du conflit hotsalien et de la vulnérabilité des aéroports aux missiles).
Certaines conceptions sont toutefois moins contraignantes sur l'ensemble de ces points, mais nécessitent des dépendances accrues comme un avion cargos pour les lancements aéroportés. Le coût reste conséquemment élevé et exige un important dispositif par appareil, réduisant toujours les disponibilités à investissement égale.

Interceptions et frappes stratégiques :

Un dernier point concernant les implications des vitesses hypersoniques est l'armement qui gagne grandement en allonge, que ce soit en profitant de la vitesse initiale élevée ou en pouvant bénéficier de la même trajectoire en bonds stratosphériques ou mésosphériques voir suborbitaux. Au-delà du vecteur de lancement, il est aussi envisageable de conférer aux munitions elles-mêmes ces capacités en les dotant de ces technologies dans une moindre mesure. Notons qu'une munition à usage unique pourrait bénéficier d'économie de conception (remplacer le système de refroidissement actif et complexe par un fuselage ablatif plus abordable, un moteur avec une durée de vie moindre).
Quoi qu'il en soit, c'est non seulement le vecteur, mais aussi ses munitions qui gagnent en portée, permettant non seulement d'opérer sur des théâtres éloignés, mais aussi en tirant depuis des distances suffisantes pour éviter la riposte (appuyant l'argument de la survivabilité des appareils hypersoniques). Les performances des avions de combat (survivabilité et capacité à passer les défenses anti-aériennes) augmentent de manière exponentielle avec la vitesse exponentielle.
À partir de là, il est possible d'opérer des interceptions rapides contre des cibles aériennes et des frappes stratégiques contre des cibles de haute importante, en évitant d'exposer les appareils à des ripostes, même dans un ciel hautement contesté. Notons toutefois que l'emploi de munitions à distances élevées implique une détection tout aussi importante avec des dispositifs plus élargis.
Dans le cas des interceptions, il est non seulement possible de rejoindre un théâtre éloigné et d'engager à des distances sécurisées les appareils adverses, mais également de poursuivre et rattraper des hostiles en fuite ou ayant opéré leurs missions.

Le drone de reconnaissance dépendant :

À partir des éléments précédemment avancés, une première conception rejoignant les recherches initiales peut être proposée. Il s'agit d'un drone de conception relativement simple propulsé par un moteur à cycle combiné basé sur fusée et lancé depuis un avion-cargo. L'objectif est alors de disposer d'un éclaireur apte à opérer rapidement et loin sur des espaces contestés pour obtenir une importante gamme d'informations approfondie, que ce soit pour ouvrir la voie à d'autres intercepteurs, guider des frappes stratégiques ou intégrer un programme de renseignement/espionnage. De conception très spécialisée, ces drones sont pensés pour simplement atteindre une vitesse hypersonique après largage depuis un cargo et repasser à des vitesses moindres uniquement à la fin de la mission, sans pouvoir les atteindre à nouveau. Le nombre d'équipements embarqué restreint et le plan de vol régulier permet une conception optimale pour la vitesse en fuselage porteur sans ailes. Le Groupe Astronautique a déjà massivement étudié cette possibilité et développé de nombreux travaux sur la question. Bien que ce modèle demanderait un dispositif assez complexe (intégration dans un avion-cargo) pour des missions très spécifiques, les drones en eux même resteraient abordables et constitueraient les seuls éléments exposés lors des missions, limitant le coût d'éventuelles pertes.

Avion multirole autonome :

De conception fondamentalement opposée au drone dépendant, il s'agirait d'un aéronef plus massif et complexe adapté à une gamme de missions bien plus variées avec davantage d'autonomie. Ladite autonomie inclue la capacité de pouvoir décoller et atterrir tout en passant librement de vitesses supersoniques à hypersoniques et inversement, permettant des profils de mission plus diversifiés, une prise d'initiative et une adaptation en cours de vol. Par rapport à des avions de génération actuelle, ces aéronefs auraient, comme développés précédemment, une capacité à opérer des missions sur des théâtres éloignées pour engager à bonne distance les cibles adverses sur des délais restreints.
Les frappes stratégiques avec la capacité d'atteindre un point isolé et hautement défendu en profitant du délai de réaction réduit pour frapper au cœur des défenses, depuis une distance acceptable grâce à l'allonge des munitions, avant de battre en retraite avant d'être pris pour cible par l'aviation ou DCA adverse.
L'interception à longue portée sur des appareils en vol est un autre type de mission que pourrait assumer un aéronef hypersonique. Il convient toutefois de noter que l'exécution d'une telle mission nécessite des plans de vol particulier dans le cas où l'interception est étendue à une campagne d'exclusion aérienne prolongée. Le chasseur doit alors alterner entre des périodes d'hippodrome à vitesse moindre puis en accélération élevée pour intercepter la cible. Dans ces cas de figure, les interceptions à mach 10 seront très probablement sous efficient à cause de la consommation conséquente d'énergie pour maintenir ces changements fréquents de régimes de vitesse. Le Groupe Astronautique et l'État-Major de l'armée de l'air s'entendent à dire que l'usage d'avion hypersonique dans ce cas de figure ne constituerait pas un acquis majeur. Ajoutons à cela que les interceptions longue portée nécessitant une détection préalable sur ladite portée, la constitution d'une zone d'exclusion aérienne selon cette configuration demanderait un dispositif spécifique qui risquerait de ne pas être dans une part trop importante de situations pour donner un intérêt à l'avion hypersonique.
L'intégration de drones de reconnaissance hypersonique serait, notons-le, un bénéfice certain pour guider les frappes (stratégiques ou d'interception) des avions de chasse hypersoniques.

Avion subsonique/supersonique avec munitions hypersoniques :

Les technologies hypersoniques pouvant être intégrées dans les munitions pour accroitre leur allonge et résilience contre les systèmes d'interception anti-missiles, il est envisageable de rester sur des avions de combat classiques, mais intégrant un armement capable d'atteindre ces vitesses. L'allonge restera inférieure à celle d'une même munition tirée depuis un appareil hypersonique, mais restera supérieure aux missiles conventionnels supersoniques. Les intérêts sont multiples, en conservant des appareils de génération actuelle mis à niveau avec une réduction des coûts et des contraintes techniques tout en conservant certains des avantages des appareils hypersonique (portée d'engagement augmentant la survivabilité avec réduction de la vulnérabilité des munitions contre les systèmes d'interception). Ce type d'appareils et munitions combinés seraient plus intéressants pour des missions d'exclusion aérienne classiques (un appareil hypersonique pouvant difficilement faire valoir de manière prolongée cet avantage tout en impliquant un surcout d'emploi). Leurs performances resteraient cependant inférieures dans les missions d'interception pure, tout en étant incapable de "bondir" sur un théâtre éloigné dans un délai réduit.

Conclusion :

Les technologies hypersoniques peuvent s'intégrer aussi bien sur les chasseurs que leurs munitions. L'intérêt est d'augmenter l'allonge des munitions (et donc la survivabilité des appareils qui s'exposent moins aux défenses adverses) tout en réduisant leur vulnérabilité aux systèmes d'interception anti-missiles. Cet avantage est accentué quand une munition hypersonique est tirée par un avion lui aussi hypersonique.
Concernant les aéronefs en eux-mêmes, cette vitesse leur permet d'intervenir rapidement sur des théâtres éloignés, changeant complètement le potentiel stratégique d'un tel système d'armes, garantissant en permanence une force de frappe étendue. Il faut néanmoins prendre en compte que ces avantages techniques s'accompagnent de contraintes mécaniques impliquant une réduction du nombre d'appareils disponibles à investissement égal par rapport à des appareils modernes. Notons également que le Groupe Astronautique n'a pas encore expérimenté d'intercepteurs hypersoniques et n'a aucune garantie sur la faisabilité d'un tel type de dispositif.

Considérant ces éléments, l'État-Major prend pour décision de promouvoir un système d'arme d'une conception moins risquée en favorisant des munitions hypersoniques tirées depuis des avions modernes mis à nouveau, volant quant à eux à des vitesses "seulement" supersoniques. Si la capacité d'opérer en peu de temps sur des théâtres éloignés est perdue, sont maintenus la portée d'engagement et efficacité contre les défenses anti-missiles.

Parallèlement, il n'est pas exclu d'approuver le modèle de drones de reconnaissance hypersonique sur l'idée d'un consommable avec une conception abordable au détriment d'une durabilité éphémère. Ces aéronefs disposables seraient appropriés pour des missions de détection à distance élevée, quasiment suicide, mais permettant de guider les frappes hypersoniques depuis des appareils classiques en arrière ligne. L'État-Major fait remarquer que les chasseurs-bombardier Cyclone, avec leur conception puissance de chasseur-intercepteur, seraient parfaitement adaptés à servir de camions à missiles pour ces munitions hypersoniques pendant que les appareils furtifs de type Épervier ou Busard seront aptes à opérer plus proche des hostiles pour assurer la détection rapprochée. Les avions furtifs pourraient dans ce cas de figure être remplacés par des drones hypersoniques déployés par avions-cargos.