http://en.wikipedia.org/wiki/Electrically_powered_spacecraft_propulsion
Dernière édition par Eyetam le Mar 21 Juin 2011 - 5:09, édité 1 fois
Mais pour lancer un vaisseau habité vers Mars, avec un Delta V de l'ordre de 3,6 km/s à partir de l'orbite basse, une masse de plusieurs dizaines de tonnes et une durée de voyage déjà très importante, l'intérêt de la propulsion ionique paraît limité.
J'arrive, j'arrive ;)Argyre a écrit:
...
J'attends votre retour.
...
Oui, c'est effectivement un scénario qui est proposé. Néanmoins, il y a 2 inconvénients à cette approche. En premier lieu, si le module habité n'est qu'une capsule Orion, le reste, c'est à dire le module cargo, doit peser au bas mot une centaine de tonnes. Dans ce cas, à moins de disposer d'un système énergétique de plusieurs MégaWatts, il faut plusieurs années pour parvenir en orbite haute, ce qui ne parait pas raisonnable. Et deuxièmement, bien que le vaisseau Orion puisse également être utilisé pour le retour sur Terre, son surpoids par rapport à une capsule de réentrée dédiée est une pénalité de CU, ce qui est dommage. Néanmoins, il peut être intéressant d'envoyer en orbite haute un vaisseau cargo beaucoup plus léger, par exemple un petit module contenant des consommables et des outils pour le voyage, de l'ordre de 10 tonnes de CU. Ca me parait être une option réaliste pour une mise en oeuvre à court terme.Eyetam a écrit:Il y a un compromis entre un véhicule strictement cargo avec propulsion ionique et un véhicule strictement habité avec propulsion chimique pour accélérer le trajet. Il est souvent proposé que le vehiculé habité commence son accélération en spirale en mode non habité vers une orbite haute ou un point La Grange. À ce point l'équipage rejoindrait le véhicule habité dans un "petit véhicule" comme Orion sur une trajectoire rapide avec un sytème de propulsion chimique. Ensuite le véhicule interplanétaire continurait son parcours vers la destination voulu. Cette architecture permet de profiter des avantages de la propulsion ionique tout en épargnant plusieurs dizaines de jours à l'équipage à "spiraler" hors de l'orbite terrestre.
Ok merci, je vais voir ça.Eyetam a écrit:
Sur une toute autre note, pour le support visuel de ton article, j'ai remarqué que l'illustration du VASIMR utilisée date quelque peu. Voici une ilustration du même véhicule en meilleure qualité:
De plus dans l'article suivant, une autre variation du même véhicule, mais cette fois ci ils ont revus à la hausse la taille des radiateurs.
http://www.adastrarocket.com/Gateway%20Winter%202010%20Ad%20Astra%20pages.pdf
Henri a écrit:Juste un détail, à plusieurs reprise tu mets le VASIMR dans la catégorie ionique alors que son principe même est de toujours manipuler un plasma neutre (chauffé par des micro-ondes puis canalisé dans une tuyère magnétique). Ça n'a rien à voir avec les moteurs ioniques qui accélèrent des cations puis les recombinent avec les électrons pour assurer la neutralité de l'éjecta.
Eyetam a écrit:
Propulsion électrique serait plus à propos...
http://en.wikipedia.org/wiki/Electrically_powered_spacecraft_propulsion
Je voudrais signaler une inexactitude, au début de l'article tu écris: "La durée de vie du moteur est généralement limitée en raison de l'érosion due aux ions". L'érosion des électrodes ne s'applique pas au VASIMR puisque celui-ci n'utilise pas des électrodes pour émettre ses ions. Ce sont des ondes électro-magnétiques qui ionisent l'argon dans le VASIMR.
Ok.lambda0 a écrit:J'arrive, j'arrive ;)Argyre a écrit:
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J'attends votre retour.
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Bon, on tire des conclusions un peu expéditives dans cet article, à partir de chiffres repris d'un autre contexte pour la masse spécifique de la centrale énergétique en prenant 50 kg/kW, des systèmes optimisés avec des contraintes différentes.
Même les études de cargo avec une puissance assez modeste ne considèrent pas des valeurs si élevées, mais au plus 20 kg/kW, à quelques centaines de kW.
Ok. Néanmoins, je me méfie toujours des études papiers. Dans la DRA 5.0, il y a 10 tonnes qui sont ajoutées uniquement pour réduire l'exposition des astronautes aux radiations du réacteur.lambda0 a écrit:Compte tenu d'économies d'échelle, à plusieurs MW, les études sérieuses considèrent une masse spécifique comprise entre 5 et 15 kg/kW pour la centrale électrique, sans utiliser de technologies trop spéculatives.
Oui, mais il faut penser à tous ceux qui en ont entenu parler, qui ne savent pas que c'est caricatural et qui s'attendent à trouver l'étude en passant par mon site ...lambda0 a écrit:
"Mars en 39 jours avec le VASIMR" est un cas extrême un peu caricatural, une sorte de slogan commercial, pas une étude sérieuse (jai dû écrire ça une bonne dizaine de fois par ici).
Ok.lambda0 a écrit:
Enfin, il n'y a pas que le VASIMR, des moteurs MPDT (prenez votre souffle: =MagnetoPlasmoDynamique) conviennent aussi à ces niveaux de puissance (et cette techno est peut-être même plus mature - déjà utilisé dans l'espace).
Voir par exemple AIAA-17843-144, "Flexible piloted Mars mission using continuous electric propulsion", DLR.
Pas de VASIMR ici, du MPDT, et même avec un rendement assez modeste (seulement 37%), inférieur à ce qui a été démontré en laboratoire (une variante de ce moteur, le LiLFA, atteint 50-60%), ça donne des aller-retour de l'ordre de 450 jours, avec seulement 4 MW, et une poussée de 100 N.
Ok, mais pour quel IMLEO ? Si on arrive à 1000 tonnes en LEO (c'est bien de cet ordre, non ?), soit 2,5 fois l'ISS, cela nécessite un nombre de lancements très important, un assemblage très complexe et très long en orbite (quel fiabilité des systèmes après 5 à 10 ans ?) et un coût exorbitant. Est-ce bien raisonnable ?lambda0 a écrit:
Avec 10 MW, un vaisseau habité en propulsion électrique peut faire le trajet Terre-Mars en 3-4 mois, mais surtout celà permet de réduire la durée totale de la mission à environ 1 an, avec un séjour de 1-2 mois sur place (et accessoirement, l'équipage est censé embarquer lorsque le vaisseau se trouve au dessus des ceintures de Van Allen, il n'y a donc pas vraiment de problème insurmontable à ce niveau).
Une durée de mission de l'ordre de 1 an présente le grand avantage d'être consistante avec l'expérience des plus longs séjours dans l'espace (oui, je sais, je radote ;) ).
Au delà, on ne sait pas trop ce qui passe, mais le plus probable est que les problèmes techniques et humains s'accumulent.
En général moins de 500 tonnes tout compris, avec le cargo.Argyre a écrit:Ok, mais pour quel IMLEO ? Si on arrive à 1000 tonnes en LEO (c'est bien de cet ordre, non ?), soit 2,5 fois l'ISS, cela nécessite un nombre de lancements très important, un assemblage très complexe et très long en orbite (quel fiabilité des systèmes après 5 à 10 ans ?) et un coût exorbitant. Est-ce bien raisonnable ?lambda0 a écrit:
Avec 10 MW, un vaisseau habité en propulsion électrique peut faire le trajet Terre-Mars en 3-4 mois, mais surtout celà permet de réduire la durée totale de la mission à environ 1 an, avec un séjour de 1-2 mois sur place (et accessoirement, l'équipage est censé embarquer lorsque le vaisseau se trouve au dessus des ceintures de Van Allen, il n'y a donc pas vraiment de problème insurmontable à ce niveau).
Une durée de mission de l'ordre de 1 an présente le grand avantage d'être consistante avec l'expérience des plus longs séjours dans l'espace (oui, je sais, je radote ;) ).
Au delà, on ne sait pas trop ce qui passe, mais le plus probable est que les problèmes techniques et humains s'accumulent.
Néanmoins, il est vrai que je devrais en parler.
Argyre
Energia24 a écrit:Si on utilise un lanceur lourd 100 tonnes LEO, on peut lancer le vaisseau en 10 lancements max ce qui peut être faisable sur une période assez courte.
Petite coquille dans la section "mission d'opposition" :Argyre a écrit:
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Si vous avez d'autres remarques ?
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Je pense qu'il s'agit surtout d'études destinées à occuper les ingénieurs et entretenir les compétences tant que les expéditions habitées vers Mars ne sont pas d'actualité.Eyetam a écrit:
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Des missions de référence avec autant d'inconnus de base, ça m'exaspère. Bah, c'est certain qu'il faut commencer quelque part, mais bon...
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Merci, c'est corrigé !lambda0 a écrit:Petite coquille dans la section "mission d'opposition" :
* la poussée est de 100 N, et non 100 tonnes.
* 145 jours = environ 5 mois
En fait, dans l'article de la DLR, ils expliquent qu'on peut rester plus longtemps sans qu'il y ait d'impact sur la puissance nécessaire et la quantité d'ergols. L'impact n'est que sur la durée du retour qui est un peu plus longue. En vérité, les auteurs ont volontairement augmenté un peu la quantité d'ergols (par rapport à un minimum strict) pour parvenir à cette capacité de retour quasiment libre, c'est pour cela que cette mission est très flexible. J'espère seulement qu'ils n'ont pas fait d'erreur de calculs, car le dessin qui illustre les trajectoires est un peu surprenant.lambda0 a écrit:
1. La raison pour laquelle ce type de mission, dite "short stay", n'est pas si souvent retenu dans les études est que la durée du séjour sur Mars est un peu courte, c'est pour celà qu'il me paraissait éventuellement intéressant d'augmenter un peu la puissance disponible (mettons à 10 MW ?), pour aller tout petit peu plus plus vite et pouvoir rester 60 jours, à durée totale de mission équivalente (400-450 jours). Ca fait un peu plus de masse à lancer, mais on ne double pas la masse totale pour rester deux fois plus longtemps.
Exactement ! Et il y a plein de variantes à envisager qui permettraient de réduire encore l'IMLEO.lambda0 a écrit:
2. d'un autre côté, avec un équipage à 2 ou 3, on récupère de la masse
C'est vrai qu'elle présente une synthèse intéressante.lambda0 a écrit:
3. pour un exemple de mission à séjour long avec propulsion électrique, voir aussi le rapport de stage d'E.Cliquet.
D'un point de vue kg/kW, je pense qu'on peut effectivement atteindre des valeurs intéressantes avec la centrale solaire, mais ce qui pose problème, c'est le déploiement et le maintien d'une telle centrale si on veut atteindre plusieurs MegaWatts (plusieurs milliers de mètres carrés, soit un stade de football ...). D'autant plus que si on veut l'utiliser pour le retour, la puissance est 2 fois moindre à partir de l'orbite martienne. Pour gagner en simplicité, on aurait sans doute intérêt à diviser la CU autant que possible. Au hasard, pourquoi ne pas envisager un scénario avec des petits vaisseaux habités pour 2 astronautes ... ?lambda0 a écrit:
4. le développement d'un générateur nucléaire est en effet un point un peu délicat, même techniquement, raison pour laquelle j'ai une petite préférence pour la centrale solaire maintenant, surtout si la même centrale est utilisée sur plusieurs missions.
Hum...Argyre a écrit:
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Au hasard, pourquoi ne pas envisager un scénario avec des petits vaisseaux habités pour 2 astronautes ... ?
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Argyre a écrit:Ce concept est intéressant (voir ci-dessus le vaisseau de Chang-Diaz), mais tel qu'il est présenté, il est totalement utopique pour les raisons suivantes :
- Le bouclier thermique pour l'aérocapture n'est pas prévu
- Les ergols pour la descente sur Mars ne sont pas prévus
- Le système de propulsion pour l'atterrissage et le décollage de Mars ne sont pas prévus
- Les ergols du retour ne sont pas prévus
- La masse spécifique de 0,6 kg / kW semble très optimiste. Actuellement, on serait plutôt à quelques kg/kW.
Attention, il y a plusieurs versions de voyage avec VASIMR. J'ai bien indiqué qu'il s'agit de celle qui a fait le buzz dans tous les médias avec un voyage de seulement 39 jours. Il s'agit de l'article suivant, qui date de 2010, que je vais d'ailleurs ajouter en référence sur mon site :Eyetam a écrit:Tu dis sur ton site au sujet du VASIMR:Argyre a écrit:Ce concept est intéressant (voir ci-dessus le vaisseau de Chang-Diaz), mais tel qu'il est présenté, il est totalement utopique pour les raisons suivantes :
- Le bouclier thermique pour l'aérocapture n'est pas prévu
- Les ergols pour la descente sur Mars ne sont pas prévus
- Le système de propulsion pour l'atterrissage et le décollage de Mars ne sont pas prévus
- Les ergols du retour ne sont pas prévus
- La masse spécifique de 0,6 kg / kW semble très optimiste. Actuellement, on serait plutôt à quelques kg/kW.
J'aimerais bien voir la source de cet information. Si je me fis à ce récent article (mars 2011) publié sur le site de Ad Astra rocket (ici) on y détaille à peu près tous les éléments que tu indiques comme manquants.
On y mentionne notamment un lander de 61Tm qui entre directement dans l'atmosphère martienne tandis que le vaisseau mère effectue une longue insertion orbitale (passant mars que pour s'insérer en orbite plusieurs semaines plus tard). Bon, l'article est très riche en information je te conseille de lire...
Ok, je vais voir. Zubrin est toujours très théâtral, c'est assez marrant. Il est très bon en comm. Il a même fait dernièrement une nouvelle proposition de voyage vers Mars avec des Falcon Heavy, mais le volume qu'il réserve aux astronautes est ridicule (entre autres problèmes) et je me refuse pour l'instant à en parler sur mon site.Eyetam a écrit:
Sur une toute autre note, Robert Zubrin était l'invité du Space Show mardi dernier, je suis certain que ça t'intéressera (ici).
Argyre a écrit:Attention, il y a plusieurs versions de voyage avec VASIMR. J'ai bien indiqué qu'il s'agit de celle qui a fait le buzz dans tous les médias avec un voyage de seulement 39 jours. Il s'agit de l'article suivant, qui date de 2010, que je vais d'ailleurs ajouter en référence sur mon site :
A Survey of missions using VASIMR for flexible space exploration, téléchargeable ici :
http://www.adastrarocket.com/VASIMR_for_flexible_space_exploration.pdf
Il est vrai que dans mon texte, je ne mentionne pas les études complémentaires qui ont été faites (et qui sont d'ailleurs présentées dans l'article en question). Je vais procéder à quelques modifications, merci de cette remarque.
Argyre a écrit:Ok, je vais voir. Zubrin est toujours très théâtral, c'est assez marrant. Il est très bon en comm. Il a même fait dernièrement une nouvelle proposition de voyage vers Mars avec des Falcon Heavy, mais le volume qu'il réserve aux astronautes est ridicule (entre autres problèmes) et je me refuse pour l'instant à en parler sur mon site.
Tout d'abord merci pour toutes ces observations qui me sont évidemment très utiles.Eyetam a écrit:
Je suis très sceptique du fait d'avoir à gérer 6 lancements et 6 injections martiennes plus ou moins en même temps, ça me semble d'un point de vue opérationnel très difficile...surtout les TMIs à "quelques minutes d'interval" comme tu le dis.
Je ne veux pas rentrer dans cette polémique. Selon les estimations actuelles, il y a un risque qu'un cancer soit développé de l'ordre de 3 à 4% et dans tous les cas longtemps après l'expédition martienne. Comme le dit Zubrin, certains astronautes russes ayant effectué plusieurs séjours dans une station orbitale ont déjà accumulé plus de REM que lors d'une mission martienne et personne ne s'en émeut.Eyetam a écrit:
Comment gères-tu l'exposition aux radiations??? Ton équipage risque de revenir leucémique sur terre après autant de temps dans l'espace et sur Mars.
Tu as parfaitement raison, nous manquons de données physiologiques concernant l'exposition à des gravités ou des forces centrifuges de l'ordre de 1/3g. Il faudra impérativement mener des expériences en LEO avant d'aller vers Mars. Je reste toutefois confiant, car il existe d'autres solutions, comme par exemple une petite centrifugeuse à bras courts qu'on pourrait placer dans l'habitat.Eyetam a écrit:
Comment gère tu l'exposition prolongée à une gravité réduite??? Il y a minimum 500 jours sur mars et je suppose que le transfert en rotation n'atteindra pas 1g de gravité artificielle? Malheureusement aucune donnée n'existe sur l'exposition prolongée a des gravités partielles sur l'homme, mais je doute que la gravité martienne suffise à prévenir la perte de masse osseuse. Encore une fois, tes astronautes risquent de revenir sur terre et se fracturer le fémur en effectuant le premier pas hors de leur capsule...En fait il n'y a même pas de données sur la faisabilité de mettre deux véhicules en rotation pour induire des "gravités artificielles", les effets secondaire sont tout à fait inconnus...
Allié à un petit véhicule tout terrain, ce concept me parait en effet bien plus intéressant qu'un gros rover pressurisé. Ce module gonflable aurait la fonction de tente en comparaison du rover pressurisé qui est comparable à un camping-car. Pas besoin d'une grande tente. L'objectif est simplement de pouvoir entrer à l'intérieur pour se reposer, s'alimenter et se laver. On sait faire des systèmes de support vie très légers puisque de tels systèmes équipent les scaphandres. L'idée est donc d'adjoindre à cette tente un système de support vie à peine plus complexe. Evidemment, c'est une idée théorique, la faisabilité reste à démontrer, mais je pense que c'est la solution la plus adaptée : on gagne en masse, on gagne en place dans le vaisseau, on gagne en maintenance, on gagne en besoins énergétiques et surtout on gagne en mobilité.Eyetam a écrit:Un module Bigelow portable...vraiment? J'aimerais bien voir un concept de la chose, surtout des donnés concernant la masse et l'autonomie additionnelle permise par cette station spatiale de poche.
Pour moi, c'est tout le contraire. Comme je l'explique dans l'article, grâce à la présence humaine on gagne sur 3 tableaux : on choisit les technologies les plus adaptées au problème (panneaux solaires et extracteurs d'eau), on gagne en charge utile (tout est produit sur Mars, y compris l'eau) et on gagne en fiabilité (capacité de maintenance et de réparation des humains). Je comprends qu'on puisse avoir quelques craintes, mais ces craintes doivent pouvoir être levées grâce à des tests approfondis réalisés sur Terre en simulateur ainsi que sur Mars si le besoin s'en faisait ressentir.Eyetam a écrit:
Je suis un peu sceptique avec le principe de produire les ergols de retour in-situ sur mars en même temps que l'équipage effectue sa mission. Bon tu expliques plusieurs principes de redondance, mais personnellement je préfère les concepts à la Mars-Direct où tous les ergols de retour sont produits avant même le lancement de l'équipage vers mars.
Oui, j'y ai pensé. En ce qui concerne les marges de manœuvre, il faut bien évidemment en tenir compte. Toutefois, un rendez-vous orbital ou dans l'espace ne requiert pas un grand Delta V si les 2 vaisseaux sont déjà sur une orbite voisine. De plus, en ce qui concerne l'aller-retour terre Mars, je suis parti des estimations de la NASA dans son rapport de la DRA 5.0. Or, la NASA a envisagé plusieurs dates pour la configurations Terre-Mars et a évalué l'impact de son choix d'orbite martienne pour le véhicule de retour. Donc a priori, le scénario est relativement robuste.Eyetam a écrit:
... Ensuite d'un point de vue opérationel je suis très sceptique. Autant de véhicules qui doivent fonctionner en harmonie me semble très difficile. Il ne semble pas y avoir de marge de manoeuvre (en masse de carburant ou DeltaV) pour compenser les différentes précessions et regressions orbitales en LEO si les lancements sont espacés. Pourquoi ne pas tenter un rassemblement des véhicules à un point Lagrange? Ça me semble d'un point de vue DeltaV idéal pour un rassemblement des véhicules étalé sur une plus longue période. Ensuite le TMI d'un point Lagrange risque d'être plus court, ce qui devrait faciliter un départ simultané d'après ton architecture.
Après réflexion, il me parait injustifié de placer en rotation le module cargo et le module habité. Comme il y a 2 modules habités qui en plus doivent rester proches l'un de l'autre pour permettre un transbordement, autant mettre l'un en rotation autour de l'autre !!!Eyetam a écrit: Autant de véhicules qui doivent fonctionner en harmonie me semble très difficile. Il ne semble pas y avoir de marge de manoeuvre (en masse de carburant ou DeltaV) pour compenser les différentes précessions et regressions orbitales en LEO si les lancements sont espacés. Pourquoi ne pas tenter un rassemblement des véhicules à un point Lagrange? Ça me semble d'un point de vue DeltaV idéal pour un rassemblement des véhicules étalé sur une plus longue période. Ensuite le TMI d'un point Lagrange risque d'être plus court, ce qui devrait faciliter un départ simultané d'après ton architecture.
Argyre a écrit:Je ne veux pas rentrer dans cette polémique. Selon les estimations actuelles, il y a un risque qu'un cancer soit développé de l'ordre de 3 à 4% et dans tous les cas longtemps après l'expédition martienne. Comme le dit Zubrin, certains astronautes russes ayant effectué plusieurs séjours dans une station orbitale ont déjà accumulé plus de REM que lors d'une mission martienne et personne ne s'en émeut.
Argyre a écrit:Tu as parfaitement raison, nous manquons de données physiologiques concernant l'exposition à des gravités ou des forces centrifuges de l'ordre de 1/3g. Il faudra impérativement mener des expériences en LEO avant d'aller vers Mars. Je reste toutefois confiant, car il existe d'autres solutions, comme par exemple une petite centrifugeuse à bras courts qu'on pourrait placer dans l'habitat.
Argyre a écrit:Allié à un petit véhicule tout terrain, ce concept me parait en effet bien plus intéressant qu'un gros rover pressurisé. Ce module gonflable aurait la fonction de tente en comparaison du rover pressurisé qui est comparable à un camping-car. Pas besoin d'une grande tente. L'objectif est simplement de pouvoir entrer à l'intérieur pour se reposer, s'alimenter et se laver. On sait faire des systèmes de support vie très légers puisque de tels systèmes équipent les scaphandres. L'idée est donc d'adjoindre à cette tente un système de support vie à peine plus complexe. Evidemment, c'est une idée théorique, la faisabilité reste à démontrer, mais je pense que c'est la solution la plus adaptée : on gagne en masse, on gagne en place dans le vaisseau, on gagne en maintenance, on gagne en besoins énergétiques et surtout on gagne en mobilité.
Argyre a écrit:Oui, j'y ai pensé. En ce qui concerne les marges de manœuvre, il faut bien évidemment en tenir compte. Toutefois, un rendez-vous orbital ou dans l'espace ne requiert pas un grand Delta V si les 2 vaisseaux sont déjà sur une orbite voisine. De plus, en ce qui concerne l'aller-retour terre Mars, je suis parti des estimations de la NASA dans son rapport de la DRA 5.0. Or, la NASA a envisagé plusieurs dates pour la configurations Terre-Mars et a évalué l'impact de son choix d'orbite martienne pour le véhicule de retour. Donc a priori, le scénario est relativement robuste.