Sur le moteur magnétoplasmodynamique (MPD)

Pour compléter la série sur les moteurs plasmiques, voici un fil dédié au moteur magnétoplasmodynamique.

Principe :
http://fluid.ippt.gov.pl/sbarral/mpd.html
http://en.wikipedia.org/wiki/Magnetoplasmadynamic_thruster

Quelques références :
http://www.grc.nasa.gov/WWW/RT2000/5000/5430lapointe.html
http://www.grc.nasa.gov/WWW/lfa/present/mpd.htm

J'ai un peu survolé la littérature trouvée sur le net et il semble que les rendements soient limités à 40%, la durée de vie de la cathode à quelques centaines d'heures. Il faut des tensions d'amorçage qui se comptent en kV pour déclencher le claquage diélectrique des gaz contenus dans la tuyère, puis il faut descendre à quelques centaines de V au plus car une fois le plasma établi dans la tuyère la résistance électrique se compte en mΩ (milli Ohms). Enfin, là où la littérature n'est pas claire, c'est si le fonctionnement est en continu ou bien pulsé, avec dans ce cas la nécessité de réamorcer périodique l'arc électrique. (à noter qu'on étudie des prototypes de 1 MW à 300 MW de puissance électrique dont les poussées vont jusqu'à plusieurs dizaines de Newtons, et l'Isp jusqu'à 10 000 s avec de l'Hydrogène ou 6000 s avec du méthane...!)
Autre question, quel est leur rapport Poussée/Poids ?

Ce problème d'érosion de la cathode est bien le facteur limitant pour l'instant. Cependant, il semble que ce n'est pas insurmontable, et la variante la plus intéressante, le LiLFA (utilisant du lithium comme propulsif), donne déjà une durée de vie plus importante (supérieure à 1000h) et des rendements qui pourraient être supérieurs à 60%, avec toutefois une Isp plus faible. Pour ce qui est du mode de fonctionnement des MPD en général, il y a bien des variantes fonctionnant en continu ou en pulsé.
Intérêt du LiLFA : plus de problème de stockage cryogénique sur de longues durées, et on peut très bien expédier en orbite martienne, sur une trajectoire économique, le propulsif nécessaire au retour d'un vaisseau habité, qui pourrait ainsi faire le voyage aller à vitesse maximale.

Sur le MPD/LiLFA :
http://alfven.princeton.edu/papers/liJPC96.pdf
Voir également :
http://gltrs.grc.nasa.gov/reports/2004/TM-2004-213226.pdf

Il semble d'autre part que RocketDyne prévoit de terminer le développement d'un MPD/LiLFA de 500 kWe en 2008, ce qui est beaucoup plus important que n'importe quel autre moteur plasmique disponible :
http://www.pw.utc.com/prod_space_rdyne_energy_sp_power.asp

Pour le rapport poussée/poids :
Voir : http://gltrs.grc.nasa.gov/reports/2003/TM-2003-212349.pdf
Dans cette étude, la masse d'un moteur MPD de 2.5 MWe est donnée à 263 kg. Avec Isp=8000 s et r=64.5%, celà correspond à une poussée de l'ordre de 40 N, sauf erreur de calcul de ma part. Valeur à laquelle on ajoute éventuellement la PPU, d'un peu plus de 3t.

A+

Ok, merci, j'épluche tout ça en ce moment...
Sinon s'il faut une PPU de 3 tonnes, ça coince, on se retrouve dans une configuration de rapport de puissance propulsive par unité de masse de 480 W tout à fait comparable à celle des moteurs ioniques... Or le but c'est d'arriver à des rapports Poussée/Poids ou Puissance propulsive/masse nettement supérieurs aux moteurs à grille, sinon des panneaux solaire fournissant plusieurs kW/kg ne seront d'aucune utilité...
À noter que le projet de sonde alimentée à l'énergie nucléaire souffre du problème de la tension unique d'alimentation à moyenne tension qui ne se pose pas pour une source d'énergie photovoltaïque ultra-légère où l'on peut au contraire monter les cellules en parallèle ou en série selon les besoins et ainsi se passer de PPU…
Accessoirement il me semble plus judicieux d'utiliser pour la connectique de l'aluminium plutôt que le cuivre pour raison de conductivité rapportée à la masse spécifique.

L'intérêt de ce moteur est surtout sa capacité à transformer des puissances élevées et sa compacité, alors que les moteurs ioniques à grille sont intrinsèquement limités par les dimensions maximales de la grille : guère plus de 50 cm à 1 m. Pour obtenir des puissances équivalentes, il faudrait mettre des dizaines ou des centaines de moteurs à grille en cluster, d'où une certaine complexité, et de la masse de structure qui se rajoute.
Noter que la mission martienne de RSC Energia est quand même basée sur cette solution, avec des moteurs Hall : une centrale solaire de 15 MW et plusieurs centaines de moteurs en clusters.
En l'état actuel, les moteurs à grille et les moteurs Hall sont quand même peu adaptés aux fortes puissances. Par contre, si ce moteur DS4G permet d'atteindre 500 kW ou 1 MW, ça peut devenir intéressant.
Pour l'instant, au niveau des fortes puissances (MW), il n'y a guère que le MPDT, et potentiellement, le VASIMR.

Sinon, la masse de PPU donnée dans l'étude précédente est celle pour un moteur couplé à un générateur nucléaire, et il se peut, comme tu le suggères, que cet élément soit moins complexe et massif dans le cas d'une centrale solaire.

A+

lambda0 a écrit:L'intérêt de ce moteur est surtout sa capacité à transformer des puissances élevées et sa compacité, alors que les moteurs ioniques à grille sont intrinsèquement limités par les dimensions maximales de la grille : guère plus de 50 cm à 1 m. Pour obtenir des puissances équivalentes, il faudrait mettre des dizaines ou des centaines de moteurs à grille en cluster, d'où une certaine complexité, et de la masse de structure qui se rajoute.
Noter que la mission martienne de RSC Energia est quand même basée sur cette solution, avec des moteurs Hall : une centrale solaire de 15 MW et plusieurs centaines de moteurs en clusters.
En l'état actuel, les moteurs à grille et les moteurs Hall sont quand même peu adaptés aux fortes puissances. Par contre, si ce moteur DS4G permet d'atteindre 500 kW ou 1 MW, ça peut devenir intéressant.
Pour l'instant, au niveau des fortes puissances (MW), il n'y a guère que le MPDT, et potentiellement, le VASIMR.

Sinon, la masse de PPU donnée dans l'étude précédente est celle pour un moteur couplé à un générateur nucléaire, et il se peut, comme tu le suggères, que cet élément soit moins complexe et massif dans le cas d'une centrale solaire.

A+

En effet, ce qui est lourdaud, c'est de convertir du 360 V continu en 5000 V (bobines, triacs, + mutiplicateurs à cascades de diodes et de grosses capas, etc..). Maintenant commuter de manière dynamique de nombreuses sources de 360 V en série ou en parallèle selon les besoins est beaucoup moins consommateur en masse. A titre d'exemple la FEM d'une cellule photovoltaïque est de 0,6V (ET PAS 1,5, J'AI VÉRIFIÉ CETTE FOIS), si la plus petite tension nécessaire est de 360 V, il suffit déjà de brancher toutes les cellules en faisceaux dont chaque brin comporte 360/0,6=600 cellules. Si tu as besoin de 360 V tu commutes tes faisceaux en parallèle, sinon des combinaisons // et/ou série permettent d'atteindre tous les multiples de 360 V (uniquement des multiples pour que la charge soit identique sur chaque cellule).

J'ai trouvé des choses intéressantes à :
http://www.inspacepropulsion.com/tech/pubs/
Là, le problèmes est en général inverse, ils ont des alims nucléaires à plus de 400 V alternatif , et doivent descendre à 100 V=. Un transfo, des diodes et des capas suffisent, mais ça fait tout de même lourd. L'idéal serait de concevoir le générateur pour qu'il fournisse exactement la bonne tension d'alimentation des propulseurs MPD, afin que seules des diodes et des capas soient nécessaires... (un MPD au Lithium comme ALPHA n'a besoin que de 100 V car Li est facile à ioniser)
J'ai mis à jour le fichier Excel "Propulseurs électriques.xls" avec le moteur MPD ALPHA et le moteur ionique à grille Herakles (avec leurs PPUs) sur mon site.
http://minilien.com/?E0tTxNrMFd
(au fait, je n'arrive plus à retrouver dans le forum le fil de discussion où nous avions élaboré ce fichier)

PS : Sinon, il y a un problème récurrent d'effet Corona avec les dispositifs électriques dans le vide à cause du dégazage des matériaux mal choisis ou sales soumis à de forts champs électriques.

lambda0 a écrit:Ce problème d'érosion de la cathode est bien le facteur limitant pour l'instant. Cependant, il semble que ce n'est pas insurmontable, et la variante la plus intéressante, le LiLFA (utilisant du lithium comme propulsif), donne déjà une durée de vie plus importante (supérieure à 1000h) et des rendements qui pourraient être supérieurs à 60%, avec toutefois une Isp plus faible. Pour ce qui est du mode de fonctionnement des MPD en général, il y a bien des variantes fonctionnant en continu ou en pulsé.
Intérêt du LiLFA : plus de problème de stockage cryogénique sur de longues durées, et on peut très bien expédier en orbite martienne, sur une trajectoire économique, le propulsif nécessaire au retour d'un vaisseau habité, qui pourrait ainsi faire le voyage aller à vitesse maximale.

Sur le MPD/LiLFA :
http://alfven.princeton.edu/papers/liJPC96.pdf
Voir également :
http://gltrs.grc.nasa.gov/reports/2004/TM-2004-213226.pdf

Il semble d'autre part que RocketDyne prévoit de terminer le développement d'un MPD/LiLFA de 500 kWe en 2008, ce qui est beaucoup plus important que n'importe quel autre moteur plasmique disponible :
http://www.pw.utc.com/prod_space_rdyne_energy_sp_power.asp

Pour le rapport poussée/poids :
Voir : http://gltrs.grc.nasa.gov/reports/2003/TM-2003-212349.pdf
Dans cette étude, la masse d'un moteur MPD de 2.5 MWe est donnée à 263 kg. Avec Isp=8000 s et r=64.5%, celà correspond à une poussée de l'ordre de 40 N, sauf erreur de calcul de ma part. Valeur à laquelle on ajoute éventuellement la PPU, d'un peu plus de 3t.

A+

Puisque ce type de propulseur ionique semble destiné , non pas pour de petites sondes , mais plutôt pour de futurs vaisceaux interplanétaires à source énergétique puissante avec par exemple une centrale nucléaire,n'ya-t-il aucune possibilité d'avoir des cathodes stockées et renouvelables au fur et à mesure de leur consommation. Que devient leur matière? N'est-elle pas éjectée et ne contribue-t-elle pas aussi un peu à l'impulsion,même si leur vitesse d'éjection est sans doute plus faible ? Est-ce possible ?

Giwa

giwa a écrit:
Puisque ce type de propulseur ionique semble destiné , non pas pour de petites sondes , mais plutôt pour de futurs vaisceaux interplanétaires à source énergétique puissante avec par exemple une centrale nucléaire,n'ya-t-il aucune possibilité d'avoir des cathodes stockées et renouvelables au fur et à mesure de leur consommation. Que devient leur matière? N'est-elle pas éjectée et ne contribue-t-elle pas aussi un peu à l'impulsion,même si leur vitesse d'éjection est sans doute plus faible ? Est-ce possible ?

Ce moteur est aussi adapté aux sondes dès qu'on a besoin d'une puissance de propulsion de l'ordre de 100 kW, bien qu'il soit alors en concurrence avec le moteur ionique à grille et le moteur à effet Hall. Pour ce qui est des cathodes, on cherche déjà à optimiser leur durée de vie, et si on arrive à quelques milliers d'heures, ça devrait être suffisant pour des missions martiennes. Cependant, un des documents de la liste pointée par Henri décrit bien un système où les moteurs sont changés en cours de route.

Henri a écrit:J'ai trouvé des choses intéressantes à :
http://www.inspacepropulsion.com/tech/pubs/
Là, le problèmes est en général inverse, ils ont des alims nucléaires à plus de 400 V alternatif , et doivent descendre à 100 V=. Un transfo, des diodes et des capas suffisent, mais ça fait tout de même lourd. L'idéal serait de concevoir le générateur pour qu'il fournisse exactement la bonne tension d'alimentation des propulseurs MPD, afin que seules des diodes et des capas soient nécessaires... (un MPD au Lithium comme ALPHA n'a besoin que de 100 V car Li est facile à ioniser)

Merci pour ces références.
Quand on voit l'importance de la masse du système d'alimentation par rapport au moteur lui-même et à la source d'énergie, il y a bien une forte incitation à optimiser cette partie. Je n'ai pas encore vu d'étude détaillée de centrale solaire de puissance (>100 MW) alimentant un moteur plasmique, mais l'idée devrait faire son chemin si ça permet effectivement de se passer d'un générateur nucléaire.

Je ne sais plus qui a dit que si on montait au sommet de la documentation empilée de tous les projets de moteurs nucléaires et de générateurs électronucléaires avortés depuis 40 ans, on serait déjà bien plus proche de Mars...

La combinaison solaire+MPDT (ou VASIMR) me semble très intéressante parce qu'il y a un chemin de continuité entre les sondes et les vaisseaux habités.
- On développe des moteurs plasmiques de quelques kW à dizaines de kW pour des sondes interplanétaires, quelques centaines de kW à 1 MW pour du cargo ou des grosses sondes, pour arriver à plusieurs MW pour pousser des vols habités, et le MPDT couvre presque toute la gamme, même s'il est plus à l'aise au delà de 100 kW.
Tout celà est très progressif, par rapport à un moteur nucléo-thermique de type NERVA ou d'autres propulsions qui ne seraient développée qu'à forte puissance pour les vols habités
- Les développements associés à une centrale solaire débordent largement du contexte des vols interplanétaires et peuvent avoir rapidement des applications en orbite terrestre et sur Terre

Si le solaire tient ses promesses, ça peut faire un chemin de développement assez robuste.
Affaire à suivre...

A+

lambda0 a écrit:
giwa a écrit:
Puisque ce type de propulseur ionique semble destiné , non pas pour de petites sondes , mais plutôt pour de futurs vaisceaux interplanétaires à source énergétique puissante avec par exemple une centrale nucléaire,n'ya-t-il aucune possibilité d'avoir des cathodes stockées et renouvelables au fur et à mesure de leur consommation. Que devient leur matière? N'est-elle pas éjectée et ne contribue-t-elle pas aussi un peu à l'impulsion,même si leur vitesse d'éjection est sans doute plus faible ? Est-ce possible ?
Ce moteur est aussi adapté aux sondes dès qu'on a besoin d'une puissance de propulsion de l'ordre de 100 kW, bien qu'il soit alors en concurrence avec le moteur ionique à grille et le moteur à effet Hall. Pour ce qui est des cathodes, on cherche déjà à optimiser leur durée de vie, et si on arrive à quelques milliers d'heures, ça devrait être suffisant pour des missions martiennes. Cependant, un des documents de la liste pointée par Henri décrit bien un système où les moteurs sont changés en cours de route.

Henri a écrit:J'ai trouvé des choses intéressantes à :
http://www.inspacepropulsion.com/tech/pubs/
Là, le problèmes est en général inverse, ils ont des alims nucléaires à plus de 400 V alternatif , et doivent descendre à 100 V=. Un transfo, des diodes et des capas suffisent, mais ça fait tout de même lourd. L'idéal serait de concevoir le générateur pour qu'il fournisse exactement la bonne tension d'alimentation des propulseurs MPD, afin que seules des diodes et des capas soient nécessaires... (un MPD au Lithium comme ALPHA n'a besoin que de 100 V car Li est facile à ioniser)

Merci pour ces références.
Quand on voit l'importance de la masse du système d'alimentation par rapport au moteur lui-même et à la source d'énergie, il y a bien une forte incitation à optimiser cette partie. Je n'ai pas encore vu d'étude détaillée de centrale solaire de puissance (>100 MW) alimentant un moteur plasmique, mais l'idée devrait faire son chemin si ça permet effectivement de se passer d'un générateur nucléaire.

Je ne sais plus qui a dit que si on montait au sommet de la documentation empilée de tous les projets de moteurs nucléaires et de générateurs électronucléaires avortés depuis 40 ans, on serait déjà bien plus proche de Mars...

La combinaison solaire+MPDT (ou VASIMR) me semble très intéressante parce qu'il y a un chemin de continuité entre les sondes et les vaisseaux habités.
- On développe des moteurs plasmiques de quelques kW à dizaines de kW pour des sondes interplanétaires, quelques centaines de kW à 1 MW pour du cargo ou des grosses sondes, pour arriver à plusieurs MW pour pousser des vols habités, et le MPDT couvre presque toute la gamme, même s'il est plus à l'aise au delà de 100 kW.
Tout celà est très progressif, par rapport à un moteur nucléo-thermique de type NERVA ou d'autres propulsions qui ne seraient développée qu'à forte puissance pour les vols habités
- Les développements associés à une centrale solaire débordent largement du contexte des vols interplanétaires et peuvent avoir rapidement des applications en orbite terrestre et sur Terre

Si le solaire tient ses promesses, ça peut faire un chemin de développement assez robuste.
Affaire à suivre...

Giwa écrit:
Merci de votre réponse.
Donc ce problème d'électrode pour le Vasimir semble en voie de solution et comme il semble y avoir une avancée notable du côté des cellules photovoltaïques au silicium amorphe beaucoup plus légères on pourrait peut-être se passer d'un générateur nucléaire du moins jusqu'à l'orbite de Mars.
Dans les documents fourni par Henri, j'ai noté aussi qu'une propulsion ionique pourrait être envisagée pour L' ISS pour diminuer la fréquence de ses boostages nécessaires à cause de son aérofreinage...de là à transformer un jour l'ISS en vaisceau spatial...mais après quelques modifications...surtout si on s'élève au dessus de la ceinture de Van ALLEN
où il n'y a plus de protection naturelle contre les radiations cosmiques...Mais on peut toujours rêver!
Giwa

A+

giwa a écrit:
Merci de votre réponse.
Donc ce problème d'électrode pour le Vasimir semble en voie de solution...

Problème d'usure de cathode pour le MPDT. Ce problème n'existe pas avec le VASIMR, basé sur un principe très différent.
Voir discussions sur ce sujet et schéma de principe ici :
http://astronautique.actifforum.com/ftopic660.La-NASA-veut-commercialiser-un-concept-VASIMR.htm

A+

lambda0 a écrit:
giwa a écrit:
Merci de votre réponse.
Donc ce problème d'électrode pour le Vasimir semble en voie de solution...

Problème d'usure de cathode pour le MPDT. Ce problème n'existe pas avec le VASIMR, basé sur un principe très différent.
Voir discussions sur ce sujet et schéma de principe ici :
http://astronautique.actifforum.com/ftopic660.La-NASA-veut-commercialiser-un-concept-VASIMR.htm

A+

Effectivement il y a confusion de ma part entre le concept VASIMR et le MPDT
Peut-être qu'une lecture trop rapide de ma part d'une phrase, où vous citiez les deux, m'a entrainé à interpréter un OU exclusif pour un OU inclusif !
J'ai essayé de rentrer dans le site que vous donnez ...pour me rafraichir la mémoire ...mais comme çà patine un peu je reessairai plus tard.
Bon si je me rappelle un peu ...le principe a une certaine similitude ...avec un Tokomak ...à part que ce n"est pas une tore ...que c'est donc ouvert: il faut bien éjecté la matière...que la température n'atteint pas 100 millions de K...qu'il n' y a pas de fusion entretenue...quoique plus tard ...pourquoi pas!
Giwa

giwa a écrit:
lambda0 a écrit:
giwa a écrit:
Merci de votre réponse.
Donc ce problème d'électrode pour le Vasimir semble en voie de solution...

Problème d'usure de cathode pour le MPDT. Ce problème n'existe pas avec le VASIMR, basé sur un principe très différent.
Voir discussions sur ce sujet et schéma de principe ici :
http://astronautique.actifforum.com/ftopic660.La-NASA-veut-commercialiser-un-concept-VASIMR.htm

A+
Effectivement il y a confusion de ma part entre le concept VASIMR et le MPDT
Peut-être qu'une lecture trop rapide de ma part d'une phrase, où vous citiez les deux, m'a entrainé à interpréter un OU exclusif pour un OU inclusif !
J'ai essayé de rentrer dans le site que vous donnez ...pour me rafraichir la mémoire ...mais comme çà patine un peu je reessairai plus tard.
Bon si je me rappelle un peu ...le principe a une certaine similitude ...avec un Tokomak ...à part que ce n"est pas une tore ...que c'est donc ouvert: il faut bien éjecté la matière...que la température n'atteint pas 100 millions de K...qu'il n' y a pas de fusion entretenue...quoique plus tard ...pourquoi pas!
Giwa

8) Bon, jai la mémoire qui...ne flanche plus...,et rafraichie :!:
J'ai retrouvé le débat sur notre forum sur le Vasimr et un pdf intéressant sur le site Vasimr :Variable Specific Impulse Magnetoplama Rocket

http://minilien.com/?rle0DyhzES

Et finalement il y a bien une certaine similitude avec le tokomak puisque à la fin de cette article en bas de la page 5/6 on évoque un super vasimr à fusion ...peut-être pour le 22 ou 23 siècle ...où cette fusion servirait à la fois comme générateur d'énergie...mais, pourquoi pas, par éjection d'une partie du plasma pourrait servir directement à la propulsion...avec plus de 100 millions de K...quelle serait l'impulsion spécifique

...en route pour les exoplanètes autour de Sirius :farao:
Giwa

[Modération: lien édité à la demande de Henri]

Merci

Henri a écrit:Merci

Des publicités affirment souvent que leur boisson sans alcool peut être consommé sans aucune modération...mais essayez donc dans ingurgiter 10 L d'une seule traite...donc merci à Henri de m'avoir modérer...car je m'étais un peu trop emballé...et monopolisais trop ce sujet...sans doute un peu trop de passion de ma part! Bon...c'est mon premier forum ...et j'aurais mieux fait de commencer sur un forum moins captivant...comme par exemple"le forum de l'évolution de l'aiguille à coudre à travers les âges"...forum moins emballant ...quoique à l'âge du Néolithique pour les aiguilles en os , ce sujet peut déboucher sur des questions de civilisation fort importantes!
Bien ...je vais demander à mon ange gardien de faire plus attention et de me modérer à temps.
Giwa

giwa a écrit:
...
Bien ...je vais demander à mon ange gardien de faire plus attention et de me modérer à temps.
Giwa

Rien de mal, j'ai juste remplacé le lien en dur par un minilien pour que les moteurs de recherche ne pointent pas vers le serveur de Henri :D

(suite discussion du fil sur le moteur Hall)

Pour fixer les idées sur les ordres de grandeur...

Sur le moteur magnétoplasmodynamique (MPD) Mpd5ug.th

Il y a deux vaisseaux :
- Vaisseau habité sur une trajectoire rapide
- Cargo sur trajectoire basse énergie, transportant l'atterrisseur et autre matériel et le propulsif de retour pour le vaisseau habité.
Les consommables divers sont comptabilisés dans la charge utile.

On arrive à des masses un peu élevées si on ne compte pas sur une ISRU sur Mars, mais il faut tenir compte du fait que le matériel est réutilisable d'une mission à l'autre (pas de largage de réservoirs comme en propulsion chimique, pas de limitations dûes à la radioactivité comme avec les systèmes utilisant l'énergie nucléaire).
Si on utilise des MPDT avec LH2 au lieu de Li et si on peut compter sur une production de H2 sur Phobos avec la centrale énergétique qui aura servi à acheminer le cargo, la masse totale à envoyer descend très vite. De plus, l'Isp peut être plus importante, à 10000 s.
Pour simplifier, j'ai pris les mêmes caractéristiques du système de propulsion pour le cargo et pour le vaisseau habité, alors qu'on aurait intérêt à travailler à Isp plus élevée pour le cargo.

Mais il faut que j'affine encore un peu tout celà...

Si on place au préalable le propulsif de retour en orbite autour de Mars, c'est en effet jouable avec les MPD de la prochaines génération et des panneaux solaires ultra-légers en augmentant la fraction du dispositif de propulsion au détriment de la masse d'ergols. Mais encore faut-il produire LH2 sur place (Phobos) car il est hors de question de l'apporter depuis la Terre et de le stocker pendant 2 ans...
Ta feuille de calcul table sur Li comme ergol avec près de 740 t à mettre en orbite, ça fait beaucoup... et je trouve tes indices structurels un peu optimistes.
Sympa ta feuille de calcul...

Ca fait beaucoup, mais j'ai l'impression qu'à partir du moment où il n'y a pas d'ISRU, il est difficile de descendre beaucoup plus bas, quel que soit le système de propulsion (toujours en restant dans l'hypothèse d'une mission de moins d'un an). On gagnerait peut-être 100 ou 150t avec une propulsion moins massive (GCNR), mais d'un autre côté, si cette autre propulsion utilise H2 (au lieu de Li pour le MPDT), celà peut conduire à des réservoirs plus massifs et volumineux, et on a un problème pour le retour : il faut alors stocker H2 sur une longue période, ce qui augmente encore la masse des réservoirs si on inclut une réfrigération (si c'est possible!). A moins évidemment que le GCNR soit utilisable avec Li sans trop perdre en Isp.
J'enverrai le tableur quand j'aurais vérifié quelques approximations.

A+

lambda0 a écrit:Ca fait beaucoup, mais j'ai l'impression qu'à partir du moment où il n'y a pas d'ISRU, il est difficile de descendre beaucoup plus bas, quel que soit le système de propulsion (toujours en restant dans l'hypothèse d'une mission de moins d'un an). On gagnerait peut-être 100 ou 150t avec une propulsion moins massive (GCNR), mais d'un autre côté, si cette autre propulsion utilise H2 (au lieu de Li pour le MPDT), celà peut conduire à des réservoirs plus massifs et volumineux, et on a un problème pour le retour : il faut alors stocker H2 sur une longue période, ce qui augmente encore la masse des réservoirs si on inclut une réfrigération (si c'est possible!). A moins évidemment que le GCNR soit utilisable avec Li sans trop perdre en Isp.
J'enverrai le tableur quand j'aurais vérifié quelques approximations.

A+

En fait j'affectionne particulièrement le GCNR, car son Isp ET sa puissance propulsive par unité de masse seraient largement dans les cordes d'une mission habitée rapide vers Mars.
Il y a en fait une deuxième raison qui me fait pencher vers ce type de solution : observons un propulseur chimique traditionnel (moteur fusée ou réacteur aérobie), sa construction est très complexe, mais son principe de fonctionnement est d'une simplicité biblique... Par opposition, les propulseurs électriques (MPD, Hall, ioniques, etc...) avec leurs générateurs, PPU, cablages, etc... me font penser aux moteurs à pistons d'avant la propulsion par réaction. La mise en oeuvre de chaque élément parait simple, mais c'est la combinaison d'une foule d'éléments disparates qui rends l'ensemble complexe et limite ses performances au maillon le plus faible de la chaîne.
Ma démarche relève un peu de la philosophie du rasoir d'Occam appliqué ici à un domaine technologique.

Henri a écrit:En fait j'affectionne particulièrement le GCNR, car son Isp ET sa puissance propulsive par unité de masse seraient largement dans les cordes d'une mission habitée rapide vers Mars.
Il y a en fait une deuxième raison qui me fait pencher vers ce type de solution : observons un propulseur chimique traditionnel (moteur fusée ou réacteur aérobie), sa construction est très complexe, mais son principe de fonctionnement est d'une simplicité biblique... Par opposition, les propulseurs électriques (MPD, Hall, ioniques, etc...) avec leurs générateurs, PPU, cablages, etc... me font penser aux moteurs à pistons d'avant la propulsion par réaction. La mise en oeuvre de chaque élément parait simple, mais c'est la combinaison d'une foule d'éléments disparates qui rends l'ensemble complexe et limite ses performances au maillon le plus faible de la chaîne.
Ma démarche relève un peu de la philosophie du rasoir d'Occam appliqué ici à un domaine technologique.

Dans l'absolu, c'est vrai que le GCNR est supérieur du point de vue des performances et de la simplicité, et que les propulsions électriques sont des systèmes assez complexes.
Néanmoins, ce qui me fait pencher plutôt vers la propulsion électrique sont des considérations sur la progressivité du développement, mais également une certaine polyvalence de ce type de propulsion.
Pour ce qui est de la complexité : une propulsion électrique est complexe, ce qui semble augmenter le risque de panne. Cependant, les 30 ans d'expérience des russes sur les moteurs Hall suggèrent que ces systèmes sont en fait plus fiables que les propulsions chimiques par exemple. Il s'agit de composants électroniques, d'aimants, de valves qui ne doivent transmettre que des débits très faibles. Le système fonctionne de façon stationnaire pendant de longues périodes, à très faible niveau de puissance comparée à un moteur chimique ou nucléothermique. On gère plus des problèmes d'usure dans le temps que des fortes contraintes ponctuelles mécaniques et thermiques .

Considérer également que certaines propulsions électriques couvrent une large gamme de missions, en ayant plus de degrés de liberté sur l'Isp par exemple, ou sur le fluide propulsif : on construirait aussi bien des MPDT de 200 kW pour pousser une grosse sonde ou des cargos que des moteurs de 10 MW pour des vaisseaux habités. On factorise ainsi pas mal de développements. Alors qu'on ne développerait le GNCR pratiquement que pour pousser un vaisseau habité vers Mars, et ce développement peut être assez coûteux si on considère les moyens de tests particuliers requis (on ne ferait plus des essais à l'air libre comme NERVA...), tandis que les moteurs électriques se testent bien dans des laboratoires universitaires, dans les premières phases.

Mais bon, même si la balance semble pencher vers la propulsion électrique actuellement, les deux se défendent, et c'est vrai que les propulsions électriques sont un peu limites pour des vols rapides vers Mars, et qu'on doit encore faire quelques hypothèses optimistes sur les rapports de structure.

A+

A titre de comparatif j'ai mis à jour le fichier Excel de comparaison des caractéristiques des différents types de moteurs en y rajoutant les variantes du MITEE de Powell et Maise. (voir l'onglet Comparaisons)
http://minilien.com/?Djrp6xunog
La nouvelle entrée la plus intéressante est "NTR - MITEE (Hybrid Electro-Thermal)". Il suffit de cliquer dessus pour tomber sur le PDF correspondant. Le diagramme de fonctionnement de ce moteur hybride est assez intéressant, on le trouve vers la fin du PDF.

**Socrates** Messages : 557 Inscrit le : 27/06/2006 Localisation : Bordeaux

Bonjour,

Oui, document intéressant cette feuille de calcul.
Cependant, avec une vitesse d'éjection très supérieure (200km/s), la masse propulsive est beaucoup plus faible mais l'accélération est elle aussi plus faible ce qui allonge la durée du voyage SAUF si la charge utile est elle aussi réduite et si on soigne au maximum le rapport w/kg.
Avec le film ultra-léger qui atteindra bientôt 10kw/kg et avec une structure ultra-légère (j'ai suggéré gonflable... c'est à la mode) et avec un DS4G dont la masse est remarquablement faible (densité énergétique exceptionnelle), il me semble que l'on pourrait faire beaucoup mieux.

Puisque la centrale électrique est réutilisable pour plusieurs missions, si la charge utile est relativement trrès petite, cela n'a pas grande importance.
Je veux dire qu'avec seulement 20% de charge utile, les performances seraient bien meilleures.
Pourriez-vous, cher Lambda0, entrer ces chiffres dans votre ordinateur et pour voir ce qu'il donne comme résultats ?
Socrates. (ex-ventout)

Socrates a écrit:Bonjour,
Oui, document intéressant cette feuille de calcul.
Cependant, avec une vitesse d'éjection très supérieure (200km/s), la masse propulsive est beaucoup plus faible mais l'accélération est elle aussi plus faible ce qui allonge la durée du voyage SAUF si la charge utile est elle aussi réduite et si on soigne au maximum le rapport w/kg.
Avec le film ultra-léger qui atteindra bientôt 10kw/kg et avec une structure ultra-légère (j'ai suggéré gonflable... c'est à la mode) et avec un DS4G dont la masse est remarquablement faible (densité énergétique exceptionnelle), il me semble que l'on pourrait faire beaucoup mieux.
Puisque la centrale électrique est réutilisable pour plusieurs missions, si la charge utile est relativement trrès petite, cela n'a pas grande importance.
Je veux dire qu'avec seulement 20% de charge utile, les performances seraient bien meilleures.
Pourriez-vous, cher Lambda0, entrer ces chiffres dans votre ordinateur et pour voir ce qu'il donne comme résultats ?

En fait, dans le cas d'un vol habité vers Mars, l'optimum de vitesse d'éjection est plutôt de 50 à 100 km/s : à des vitesses supérieures, il faut beaucoup plus de puissance électrique pour produire une poussée suffisante pour réduire le temps de vol, ce qui augmente d'autant la masse de la centrale électrique. Et à vitesse d'éjection plus basse, c'est la masse de réaction nécessaire qui augmente beaucoup.
Pour la centrale solaire, cette valeur de 10 kW/kg me semble un peu trop optimiste, mais je regarderai ce soir ce que ça donne. Dans le calcul ci-dessus, j'avais pris 2 kW/kg pour tenir compte d'une masse de structure (il faut bien les tenir tous ces panneaux!).

Socrates a écrit:
Socrates. (ex-ventout)

eh, on peut se tutoyer ? ;)

**Socrates** Messages : 557 Inscrit le : 27/06/2006 Localisation : Bordeaux

Il me semble que la vitesse d'éjection optimale pour un voyage habité vers Mars, et afin qu'il soit le plus court possible, est d'abord déterminé par le kw/kg de la centrale électrique.
Ensuite, si la proportion de charge utile est réduite afin de ne pas trop affecter le n*kw/kg alors, logiquement, c'est la masse éjectée qui devient l'élément critique et qu'il convient d'ajuster.

si, comme prévu et fort probable, l'épaisseur du film CP1/a-Si:H peut être réduit de 9,5 à 3 microns alors les 10kw/kg seront atteint voire dépassés.
Et si, comme je le pense, la structure peut être de type gonflable et elle-même ultra-légère alors il doit être possible d'atteindre tout compris 5kw/kg et même probablement de faire beaucoup mieux (peut-être bien 7 kw/kg)
Si l'énergie peut être fournie avec si peu de masse alors c'est la masse d'éjection qui pénalise le plus les performances du véhicule (SI, bien sûr, la charge utile est elle-même réduite; alors allons encore plus loin dans le principe et réduisons-là à seulement 5% de la masse totale)
Ce que j'essaie de dire c'est que si nous prenons le cas extrème où la centrale électrique + la masse d'éjection + charge utile, tout compris, atteint 2,5 kw/kg alors la vitesse d'éjection peut être avantageusement plus grande.
Disons qu'il devrait être possible de faire une formule 1 et de réduire le temps de l'aller simple (à partir d'une orbite géostationnaire terrestre et afin de gagner encore plus de temps) à moins de deux mois.
Pourrais-tu nous confirmer ça si tu peux entrer ces données dans ton tableau de calcul automatique ?
(le DS4G permet de multiplier par 20 la densité de poussée en comparaison avec les ions thrusters à grille)
@+

Ven 19 Mai 2006 - 13:13

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