Convoyeurs cargo SEP et missions habitées

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La session 2011 de IEPC (International Electric Propulsion Conference) présentait quelques articles d'analyse de mission, dont celui-ci.

"High Power Solar Electric Propulsion for Human Space Exploration Architectures", IEPC 2011-261
http://erps.spacegrant.org/uploads/images/images/iepc_articledownload_1988-2007/2011index/IEPC-2011-261.pdf

Cet article d'Aerojet résume (beaucoup!) une étude d'architectures de missions martiennes utilisant la propulsion électrique pour acheminer le cargo et une propulsion cryogénique LOX/LH2 ou NTR pour le transport équipage (de 4).
L'acheminement du cargo (matériel d'exploration, propergol de retour, etc.) est assuré par un convoyeur ("tug") de 600 KW à moteurs Hall xénon/krypton ou moteurs ioniques à grille, alimentés par des panneaux solaires.
La production locale de propergol est utilisée uniquement pour l'étage de remontée, comme dans la DRA 5.0.
Les valeurs d'IMLEO correspondant aux différentes variantes sont résumées sur la figure 2, en distinguant retour direct et retour LEO, ce dernier cas de figure permettant éventuellement de réutiliser du matériel sur plusieurs missions, avec un gain de masse.
L'IMLEO varie de 162 t à 994 t, suivant la configuration et le type de retour.
Dans le cas d'un retour direct, avec une propulsion cryogénique pour le vaisseau habité, l'IMLEO passe de 519 t à 279 t suivant que le cargo est acheminé en propulsion chimique ou en SEP.
L'utilisation d'une NTR pour l'équipage réduit encore l'IMLEO à 175 t et l'ensemble de la mission nécessite 3 tirs dans ce cas (cf figure 5).
L'étude envisage en fait différents types de missions à partir de mêmes éléments (orbite lunaire, NEO, Phobos).

Remarque : on voit en table 2 que le deltaV en poussée continue pour quitter l'orbite terrestre est ici deux fois plus élevé qu'en impulsionnel, sans que celà entame l'avantage de l'acheminement du cargo en SEP.

Globalement, l'article est orienté vers la comparaison des IMLEO, pour évaluer l'apport de la propulsion électrique de ce point de vue, et donne peu de détails sur les trajectoires & temps de vol, durée exacte de chaque phase de mission, etc.

Bonne lecture

note : on est plus habitué à lire "tug" que "convoyeur", ma proposition de traduction en français.
lambda0
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@lambda0 a écrit:La session 2011 de IEPC (International Electric Propulsion Conference) présentait quelques articles d'analyse de mission, dont celui-ci.

"High Power Solar Electric Propulsion for Human Space Exploration Architectures", IEPC 2011-261
http://erps.spacegrant.org/uploads/images/images/iepc_articledownload_1988-2007/2011index/IEPC-2011-261.pdf

Cet article d'Aerojet résume (beaucoup!) une étude d'architectures de missions martiennes utilisant la propulsion électrique pour acheminer le cargo et une propulsion cryogénique LOX/LH2 ou NTR pour le transport équipage (de 4).
L'acheminement du cargo (matériel d'exploration, propergol de retour, etc.) est assuré par un convoyeur ("tug") de 600 KW à moteurs Hall xénon/krypton ou moteurs ioniques à grille, alimentés par des panneaux solaires.
La production locale de propergol est utilisée uniquement pour l'étage de remontée, comme dans la DRA 5.0.
Les valeurs d'IMLEO correspondant aux différentes variantes sont résumées sur la figure 2, en distinguant retour direct et retour LEO, ce dernier cas de figure permettant éventuellement de réutiliser du matériel sur plusieurs missions, avec un gain de masse.
L'IMLEO varie de 162 t à 994 t, suivant la configuration et le type de retour.
Dans le cas d'un retour direct, avec une propulsion cryogénique pour le vaisseau habité, l'IMLEO passe de 519 t à 279 t suivant que le cargo est acheminé en propulsion chimique ou en SEP.
L'utilisation d'une NTR pour l'équipage réduit encore l'IMLEO à 175 t et l'ensemble de la mission nécessite 3 tirs dans ce cas (cf figure 5).
L'étude envisage en fait différents types de missions à partir de mêmes éléments (orbite lunaire, NEO, Phobos).

Remarque : on voit en table 2 que le deltaV en poussée continue pour quitter l'orbite terrestre est ici deux fois plus élevé qu'en impulsionnel, sans que celà entame l'avantage de l'acheminement du cargo en SEP.

Globalement, l'article est orienté vers la comparaison des IMLEO, pour évaluer l'apport de la propulsion électrique de ce point de vue, et donne peu de détails sur les trajectoires & temps de vol, durée exacte de chaque phase de mission, etc.

Bonne lecture

note : on est plus habitué à lire "tug" que "convoyeur", ma proposition de traduction en français.

Très intéressant, merci Lambda0.
Argyre
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@lambda0 a écrit:...
Les valeurs d'IMLEO correspondant aux différentes variantes sont résumées sur la figure 2, en distinguant retour direct et retour LEO, ce dernier cas de figure permettant éventuellement de réutiliser du matériel sur plusieurs missions, avec un gain de masse.
...

Ne peut-on envisager un retour en LEO seulement pour le convoyeur et en direct pour le vaisseau spatial avec évidemment tout de même la récupération de la capsule ... et ceux qui habitent ?

@lambda0 a écrit:
note : on est plus habitué à lire "tug" que "convoyeur", ma proposition de traduction en français.

C'est bien plutôt un convoyeur ( même si le convoi s'égrène sur quelques millions de kilomètres) et non un remorqueur ...ou bien alors un cargo automatisé sans équipage ;)

En tout cas je me joins à Argyre pour dire que cet article est très intéressant;
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