Magnetized Beamed Plasma Propulsion (MagBeam)

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Bonjour à tous,
j'ai mis en ligne à :
http://minilien.com/?ttjSbbyBbS
un dossier complet sur un dispositif de propulsion original (et n'invoquant aucune nouvelle physique) nommé "Magnetized Beamed Plasma Propulsion (MagBeam)" qui a été proposé il y a un an par Robert M. Winglee de l'université de Washington. (avec moultes vérifications expérimentales en labo)
Ce dispositif qui évite de transporter la source d'énergie du propulseur est particulièrement adapté à l'injection en orbite LEO à partir d'un tir suborbital, l'injection en GEO à partir de LEO, l'injection en vitesse d'évasion ou en Trans-Mars-Injection à partir de LEO.
Toute l'astuce étant que la source d'énergie réside en orbite terrestre (ou en orbite marsienne) et n'est donc jamais accélérée...
Ce système permettrait des missions habitées vers Mars avec une durée de voyage aller de 50 jours + 11 jours sur place et 35 jours pour le retour vers la Terre !
Vos avis ?

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Les fous ouvrent les voies qu'empruntent ensuite les sages. (Carlo Dossi)
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J'étudierai tout ça plus en détail ce soir, mais si l'autofocalisation permet vraiment de maintenir la collimation du faisceau sur plusieurs milliers de km, ça ouvre bien des perspectives.
Par contre, la manoeuvre suborbital->LEO me semble un peu acrobatique avec ce système, nécessiterait de fortes puissances (on ne dispose pas de beaucoup de temps) et le faisceau doit alors interagir assez fortement avec ce qu'il reste d'atmosphère, et aussi avec le champ magnétique terrestre.

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lambda0
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@lambda0 a écrit:J'étudierai tout ça plus en détail ce soir, mais si l'autofocalisation permet vraiment de maintenir la collimation du faisceau sur plusieurs milliers de km, ça ouvre bien des perspectives.
Par contre, la manoeuvre suborbital->LEO me semble un peu acrobatique avec ce système, nécessiterait de fortes puissances (on ne dispose pas de beaucoup de temps) et le faisceau doit alors interagir assez fortement avec ce qu'il reste d'atmosphère, et aussi avec le champ magnétique terrestre.

A+
J'avais un peu vérifié leurs calculs il y a un an, ca semblait coller pour l'injection en LEO à condition de tirer comme ils le proposent un peu plus haut que les 200 km habituel, plutot à 400 km pour éliminer les effets de l'air résiduel. Pour la distance de collimation j'ai calculé hier soir que pour un DeltaV de 20 km/s en TMI en 4 heures il faut collimater jusqu'à 144000 km. La vérification expérimentale s'impose...
Pour le freinage, lorsque le vaisseau est encore à 140000 km de la source de rayonnement j'ai encore quelque doutes pour l'établissement de la jonction du tube de plasma entre sa source et sa cible.

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En fait, même pour une manoeuvre suborbital->LEO il faut bien viser : depuis la station d'émission du faisceau, la cible se trouve à plusieurs milliers de km, se déplace à une vitesse relative supérieure à 5 km/s et le faisceau de plasma n'a lui même qu'une vitesse de l'ordre de 20 km/s. Il faut donc prédire la trajectoire à plusieurs minutes d'avance, avec une précision inférieure à 1 m.

Sinon, pour ce qui est d'envoyer une charge interplanétaire, on peut bien imaginer n'utiliser ce système que pour le lancement, et garder une propulsion classique pour freiner à l'arrivée.

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Voilà qui est novateur comme système.
Dans ton PDF il parle même de la possibilité d'avoir plusieurs "rebonds" entre émetteur et récepteur, même sans cela ça reste vraiment intéressant.
La NASA devrait se pencher sur un démonstrateur en orbite permettant de valider le principe dans la pratique en "catapultant" une charge utile d'essai, ça serait intéressant d'en calculer les paramètres ...
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Steph a écrit:Voilà qui est novateur comme système.
Dans ton PDF il parle même de la possibilité d'avoir plusieurs "rebonds" entre émetteur et récepteur, même sans cela ça reste vraiment intéressant.
La NASA devrait se pencher sur un démonstrateur en orbite permettant de valider le principe dans la pratique en "catapultant" une charge utile d'essai, ça serait intéressant d'en calculer les paramètres ...

La source d'énergie peut être assez massive, mais on doit pouvoir faire l'essai à petite échelle, même depuis l'ISS par exemple : monter le canon à plasma sur l'ISS, avec des batteries, le brancher sur sa centrale solaire, et lancer depuis l'ISS une charge d'essai de quelques kg.
Et le reste du temps, ce canon peut même servir à rehausser l'orbite de la station en l'orientant convenablement.
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Moi aussi j'ai fait un petit fichier excel avec divers paramètres d'entrées reflétant différentes hypothèses, et les résultats correspondants -> ici <-

(fait rapidement, j'ai mis le temps de propulsion en entrée et la puissance du magbeam en sortie mais on aurait pu faire l'inverse)
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Steph a écrit:Moi aussi j'ai fait un petit fichier excel avec divers paramètres d'entrées reflétant différentes hypothèses, et les résultats correspondants -> ici <-

(fait rapidement, j'ai mis le temps de propulsion en entrée et la puissance du magbeam en sortie mais on aurait pu faire l'inverse)
Ouch ! 2270 tonnes de batteries pour l'injection de 30 tonnes en TMI à un DeltaV de 20 km/s... et je ne compte pas le générateur.
Maintenant, c'est un investissement initial, après il suffirait à chaque fois de 7,6 tonnes d'ergols.

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@Henri a écrit:Ouch ! 2270 tonnes de batteries pour l'injection de 30 tonnes en TMI à un DeltaV de 20 km/s...
Effectivement c'est énorme, j'ai repris les hypothèses du PDF (en augmentant dans le même rapport la masse de la CU et la densité des batteries), je tombe du coup sur les même résultats.
Je vois difficilement ça en orbite, à la limite sur la Lune. Mais c'est vrai qusi on est capable de mettre 2000 tonnes sur la Lune alors on peut être performant aussi vers Mars !

@Henri a écrit:Maintenant, c'est un investissement initial, après il suffirait à chaque fois de 7,6 tonnes d'ergols.
Et là ça fait rêver !

On pourrait reprendre le calcul avec un transfert plus lent, un peu plus rapide qu'en Hohmann, car 20km/s c'est quand même rapide.
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Steph a écrit:
@Henri a écrit:Ouch ! 2270 tonnes de batteries pour l'injection de 30 tonnes en TMI à un DeltaV de 20 km/s...
Effectivement c'est énorme, j'ai repris les hypothèses du PDF (en augmentant dans le même rapport la masse de la CU et la densité des batteries), je tombe du coup sur les même résultats.
Je vois difficilement ça en orbite, à la limite sur la Lune. Mais c'est vrai qusi on est capable de mettre 2000 tonnes sur la Lune alors on peut être performant aussi vers Mars !

@Henri a écrit:Maintenant, c'est un investissement initial, après il suffirait à chaque fois de 7,6 tonnes d'ergols.
Et là ça fait rêver !

On pourrait reprendre le calcul avec un transfert plus lent, un peu plus rapide qu'en Hohmann, car 20km/s c'est quand même rapide.
J'ai mis en ligne à :
http://minilien.com/?ttjSbbyBbS
une version modifiée de ton fichier qui calcule la puissance du générateur en fonction des périodicités de tir, et là on se rends compte qu'une modeste source d'énergie de 1 MW suffit. Pour les batteries, leur nombre pourrait être progressivement augmenté de 90 à 2270 tonnes durant une période de plusieurs années, permettant une évolution croissante des DeltaV.

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Vu ! Intéressant en effet, par contre j'ai vu que tu prennais en entrée la puissance "moteur", il faudrait que tu prenne en compte l'efficacité du moteur je pense.
Au début je donnais la puissance électrique comme on pourrait s'y attendre mais je me rendais compte que je tombais pas sur le même résultat que le PDF, qui lui donnait la puissance motrice.
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Steph a écrit:Vu ! Intéressant en effet, par contre j'ai vu que tu prennais en entrée la puissance "moteur", il faudrait que tu prenne en compte l'efficacité du moteur je pense.
Au début je donnais la puissance électrique comme on pourrait s'y attendre mais je me rendais compte que je tombais pas sur le même résultat que le PDF, qui lui donnait la puissance motrice.
Ok, je vais voir.
C'est fait sur la base de 2MW pour le générateur, adresse du fichier :
http://minilien.com/?k2uoUv59VV

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Pour ceux qui n'avais pas remarqué la modification de mon précédent post, j'ai transféré dans ce message l'info : j'ai rajouté l'accélération (en g) subie par la charge utile.
A noter que le dispositif pourrait servir pour les injections en TLI, interplanétaires et même hors du système solaire à une vitesse résiduelle de près de 5,6UA/an :
RACINE((30+20)²-(30*RACINE(2))²)*3600*24*365,25/150000000=5,56UA/an

Grr bug les caractères unicodes ne passent plus sur la prévisualisation... √ Б (racine carrée et 1 caractère cyrillique...)

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