Mars semi-direct revisité

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Message Jeu 4 Juin 2015 - 23:13


Bonsoir,

Je viens de terminer une étude détaillée du concept "Mars semi-direct" initialement proposé par Zubrin et Weaver. J'ai revisité ce concept en prenant en compte les données actuelles concernant l'estimation de masse de l'habitat des systèmes d'atterrissage,  etc. qu'on trouve en particulier dans les rapports NASA.
C'est en cours de publication en Anglais, mais j'ai écrit une version longue en français au préalable. Je la soumets donc à votre sagacité. Je l'ai placée sur mon site sous la forme d'une très longue page web. C'est peut-être un peu fastidieux à lire, mais il y a de nombreuses figures pour agrémenter la lecture ainsi que des tableaux de synthèse.
Mon site dédié aux documents techniques sur les missions martiennes habitées :
http://salotti.pagesperso-orange.fr/missiontomars.htm

La page dédiée à Mars semi-direct :
http://salotti.pagesperso-orange.fr/marssemidirect.htm
Le lien en bas mène à l'étude détaillée.

Merci de vos retours.
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Message Jeu 4 Juin 2015 - 23:53


je commence a lire , et je croit avoir répérer une petite erreur, au passage sur l'aérocapture:

Voir les figure 6 pour les systèmes et 7 pour les résultats de l'analyse

les numeros des figurres sont 5 et 6 :!: . bon, je continuai demain , la j'ai sommeil.
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Message Ven 5 Juin 2015 - 15:01


@Argyre a écrit:

La page dédiée à Mars semi-direct :
http://salotti.pagesperso-orange.fr/marssemidirect.htm
Le lien en bas mène à l'étude détaillée.

Merci de vos retours.
salut , moi je veux economiser le masse du bouclier thermique de 8 tonnes du retour sur terre , je prefere que le retour soit sur l'ISS , comme ca on n'aura pas a transporter 8 tonnes suplementaire pendant l'aller et le retour .
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Message Ven 5 Juin 2015 - 15:08


@noureddine2 a écrit:
@Argyre a écrit:

La page dédiée à Mars semi-direct :
http://salotti.pagesperso-orange.fr/marssemidirect.htm
Le lien en bas mène à l'étude détaillée.

Merci de vos retours.
salut , moi je veux economiser le masse du bouclier thermique de 8 tonnes du retour sur terre , je prefere que le retour soit sur l'ISS , comme ca on n'aura pas a transporter 8 tonnes suplementaire pendant l'aller et le retour .

Hélas, ce n'est pas possible, sauf si on emmène une vingtaine de tonnes d'ergols pour placer le vaisseau en orbite terrestre.
En effet, un vaisseau arrivant de l'espace profond ne peut pas se placer sur une orbite basse terrestre sans effectuer une manoeuvre de freinage propulsive. Donc on peut éviter le freinage atmosphérique et le bouclier thermique, mais cela n'est pas avantageux.

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Message Ven 5 Juin 2015 - 15:34


super intéressant et très réaliste, très bon travail! bravo!
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Message Sam 6 Juin 2015 - 17:01


Si on retient le choix 2 de ne produire que le comburant LOX et d'importer le carburant L Méthane , reste à choisir la voie de production : réaction de Bosch ou Sabatier ? Qu'envisage la NASA ?
Sinon réduire de 6 à 3 l'équipage est effectivement une option intéressante , surtout que le prétexte de dire qu'il y aurait plus de diversité dans les compétences avec un équipage plus nombreux peut être en grande partie effacé avec un bon dialogue avec des spécialistes restés sur Terre -même si il faut compter sur les délais de transmission. En tout cas l'équipage devra plutôt être choisi en fonction de sa polyvalence et son adaptabilité plutôt qu'en fonction de sa spécialisation.
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Message Sam 6 Juin 2015 - 18:54


@Giwa a écrit:Si on retient le choix 2 de ne produire que le comburant LOX et d'importer le carburant L Méthane , reste à choisir la voie de production : réaction de Bosch  ou Sabatier ? Qu'envisage la NASA ?
Ni l'une, ni l'autre. C'est indiqué page 106 du rapport : "solid oxide CO2 electrolysis (SOCE)," est l'option préférée car elle ne requiert pas d'amener un composant chimique complémentaire (typiquement H2 dans Bosch ou Sabatier).
Autre indication : "The combined atmosphere collection and processing system that was deemed best from a mass, power, and volume perspective was the rapid cycle adsorption pump (RCAP) with SOCE system."

Masse : 39 kg, puissance électrique requise : 4,7 kW pour le cas de fonctionnement avec panneaux solaires, à raison de 8 heures seulement par jour. C'est moins avec un réacteur nucléaire qui fonctionne 24h40 / 24h40.
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Message Sam 6 Juin 2015 - 19:37


@Argyre a écrit:
@Giwa a écrit:Si on retient le choix 2 de ne produire que le comburant LOX et d'importer le carburant L Méthane , reste à choisir la voie de production : réaction de Bosch  ou Sabatier ? Qu'envisage la NASA ?
Ni l'une, ni l'autre. C'est indiqué page 106 du rapport : "solid oxide CO2 electrolysis (SOCE)," est l'option préférée car elle ne requiert pas d'amener un composant chimique complémentaire (typiquement H2 dans Bosch ou Sabatier).
Autre indication : "The combined atmosphere collection and processing system that was deemed best from a mass, power, and volume perspective was the rapid cycle adsorption pump (RCAP) with SOCE system."

Masse : 39 kg, puissance électrique requise : 4,7 kW pour le cas de fonctionnement avec panneaux solaires, à raison de 8 heures seulement par jour. C'est moins avec un réacteur nucléaire qui fonctionne 24h40 / 24h40.
Effectivement , ces nouvelles méthodes de réduction à sec par électrolyse dans des matrices à base d'oxydes de terres rares vers des températures relativement modérées vers 700 à 800 °C paraissent très intéressantes.
De plus on produit - en plus du dioxygène - du monoxyde de carbone  - certes très toxique- mais que l'on peut séparer facilement du dioxygène par liquéfaction et distillation fractionnée .
Il semble d'ailleurs y avoir des méthodes d'électrolyse à "sec" de la vapeur d'eau utilisant des matrices solides assez proches  ... ce qui peut être aussi intéressant pour plus tard pour produire de l'hydrogène et du gaz de synthèse avec le monoxyde de carbone.
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Message Dim 19 Juil 2015 - 0:22


Bonsoir,

Après publication à Turin et discussion avec des spécialistes, j'ai effectué quelques modifications sur le concept de Mars semi-direct revisité :
- Réduction du temps de trajet à 6 mois pour le vaisseau habité dans la configuration planétaire la plus défavorable (Mars à l'aphélie), ce qui fait 5 mois en général. L'impact n'est que de 3 tonnes d'ergols supplémentaires, ce qui réduit la charge utile à capacité de lancement constant (SLS), mais reste gérable.
A noter que cette efficacité (seulement 3 tonnes en plus) est permise uniquement parce que la manœuvre propulsive est effectuée en LEO. Si cela est fait en orbite haute, la réduction du trajet est bien plus pénalisante.
- Lancement des astronautes avec capsule et tour de sauvetage standard, puis rendez-vous en LEO pour transfert de l'équipage dans le vaisseau emportant l'habitat principal. Les 2 vaisseaux sont ensuite envoyés vers Mars.
-  Discussion sur les scénarios de backup.
Voir http://salotti.pagesperso-orange.fr/MarsSD.htm

Préparation d'un article pour revue en cours.
Critiques, suggestions, discussions ? N'hésitez pas.
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Message Dim 19 Juil 2015 - 0:36


Tu n'étudies pas des architectures dans la veine de ce qu'étudie SpaceX ? MCT+BFR, ça a l'air très, très différent de Mars Direct et tous ses dérivés, et la probabilité que ça existe un jour n'a pas l'air infiniment plus faible.
On aura sûrement des surprises quand ils sortiront leur scénario dans quelques mois, il se peut que ça chamboule pas mal les architectures qui se ressemblent toutes un peu depuis l'ère Zubrin (sans préjuger de leur qualité).
Je ne sais pas si ça sera mieux, mais ça sera sûrement très différent. Et l'inventivité, c'est parfois salvateur.
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Message Dim 19 Juil 2015 - 10:19


C'est sûr que si on part du postulat qu'on dispose d'un lanceur capable de monter 300 tonnes ou plus d'un seul coup, on peut imaginer des scénarios assez différents... Et on verra certainement une floraison de scénarios lorsque le BFR sera mieux défini, même sans compter sur le MCT (quand même nettement plus futuriste).

En attendant, je n'ai pas épluché tous les détails, mais le scénario décrit par Argyre parait plus praticable que celui de la NASA (ça fait un moment qu'on sait que la NTR façon Nerva est une impasse technologique et que ressusciter ce programme pour l'occasion serait un gouffre financier).
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Message Dim 19 Juil 2015 - 11:32


Le salut me semble plus venir du lanceur que de la propulsion en orbite. Paradoxalement, développer un lanceur capable d'envoyer 300t coûte sûrement moins cher que faire du Nerva, avec un horizon de temps plus court. Faire un lanceur super super lourd ne devrait pas mener à de gros problèmes technologiques.
En attendant un hypothétique BFR qui changerait obligatoirement la donne, des scenarii moins ambitieux semblent une étape obligée.
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Message Dim 19 Juil 2015 - 13:16


@Space Opera a écrit:Le salut me semble plus venir du lanceur que de la propulsion en orbite. Paradoxalement, développer un lanceur capable d'envoyer 300t coûte sûrement moins cher que faire du Nerva, avec un horizon de temps plus court. Faire un lanceur super super lourd ne devrait pas mener à de gros problèmes technologiques.
ce n'est pas rentable de lancer une fusée par année réservé pour Mars , il faut suivre le marché , et  fabriquer des lanceurs avec un marché d'au moins 6 lancements par année pour faire travailler les ingénieurs durant  toute l'année .
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Message Dim 19 Juil 2015 - 13:22


@lambda0 a écrit:...ça fait un moment qu'on sait que la NTR façon Nerva est une impasse technologique...
Notamment parce que les NTR ne présentent d’intérêt du point de vue de leur Isp qu'à condition d'utiliser LH2 qu'il est très difficile de stocker très longtemps dans l'espace entre les orbites de la Terre et de Mars...

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Message Dim 19 Juil 2015 - 17:30


@noureddine2 a écrit:
@Space Opera a écrit:Le salut me semble plus venir du lanceur que de la propulsion en orbite. Paradoxalement, développer un lanceur capable d'envoyer 300t coûte sûrement moins cher que faire du Nerva, avec un horizon de temps plus court. Faire un lanceur super super lourd ne devrait pas mener à de gros problèmes technologiques.
ce n'est pas rentable de lancer une fusée par année réservé pour Mars , il faut suivre le marché , et  fabriquer des lanceurs avec un marché d'au moins 6 lancements par année pour faire travailler les ingénieurs durant  toute l'année .

J'ai discuté avec des américains impliqués dans le développement du SLS. Le coût d'un lancement serait de l'ordre de 500 millions. Sachant que les missions visées ne sont pas commerciales, l'objectif est plutôt de limiter leur nombre par an à 1, voire 2, mais jamais 0, afin d'assurer une pérennité de la production.
Le scénario proposé, Mars semi-direct, est compatible avec ces contraintes très fortes.
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Message Dim 19 Juil 2015 - 17:35


@Henri a écrit:
@lambda0 a écrit:...ça fait un moment qu'on sait que la NTR façon Nerva est une impasse technologique...
Notamment parce que les NTR ne présentent d’intérêt du point de vue de leur Isp qu'à condition d'utiliser LH2 qu'il est très difficile de stocker très longtemps dans l'espace entre les orbites de la Terre et de Mars...

Oui, d'ailleurs, dans le rapport de la NASA de 2014, c'est l'option en solaire électrique qui est privilégiée. C'est ok pour les vaisseaux cargo. Cependant, pour ce qui concerne le vaisseau habité, la vision des américains n'est pas claire, certains suggèrent la propulsion chimique, car sinon c'est très compliqué et très long. Drake, par exemple (coordinateur du rapport décrivant la mission de référence) se satisfait d'un voyage de 9 mois ... alors que tant d'efforts avaient été faits pour le ramener en 6 mois avec la NTR.
D'où également mes efforts pour ramener à 5/6 mois en tout chimique, vu que c'est moins pénalisant lorsque la poussée est effectuée en LEO, histoire de montrer qu'il est inutile de faire compliqué ...
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Message Dim 19 Juil 2015 - 18:42


Pour ce qui est de la NTR, dans les années 70, on trouvait acceptable de tester des moteurs nucléo-thermiques à l'air libre (dans un désert quand même - et quelques accidents ont bien conduit à des dispersions de matières radioactives), de nos jours, il faudrait des installations dédiées, une enceinte étanche dans laquelle on pourrait faire fonctionner un tel moteur pendant plusieurs dizaines de minutes.
Autant dire que ça ne va pas dans le sens d'une réduction des coûts de développement...

Concernant la SEP pour un vaisseau habité : si on ne dispose pas de suffisamment de puissance électrique pour qu'il y ait un avantage clair par rapport aux solutions en chimique, autant s'abstenir, rester aux solutions en propulsion chimique, et limiter l'usage éventuel de la SEP à l'acheminement de fret. Pour un vaisseau habité, c'est pertinent (à mon avis) si on dispose de suffisamment de puissance pour permettre une mission de 1 an à 450 j, typiquement avec séjour de 2-3 mois sur Mars.
Il faudrait pour cela une centrale électrique de l'ordre de 10 MW. Certainement un peu coûteuse et compliquée à déployer, mais une centrale solaire est ensuite utilisable au moins 10 ans.
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Message Mar 21 Juil 2015 - 11:19


petit scénario 
le  vaisseau décolle sans équipage en  LEO et retrouve un "tracteur" de transfert solaire électrique qui amène le vaisseau en HEO (2 000-5 000 Km).
l’équipage décolle et rejoint le vaisseau en HEO.
de la l'ensemble (capsule équipage et vaisseau) est injecter en orbite trans-mars (le Delta-v demandé pour partir de cette altitude est moindre que depuis l’orbite LEO)
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Message Mar 21 Juil 2015 - 11:49


@Argyre a écrit:
@Giwa a écrit:Si on retient le choix 2 de ne produire que le comburant LOX et d'importer le carburant L Méthane , reste à choisir la voie de production : réaction de Bosch  ou Sabatier ? Qu'envisage la NASA ?
Ni l'une, ni l'autre. C'est indiqué page 106 du rapport : "solid oxide CO2 electrolysis (SOCE)," est l'option préférée car elle ne requiert pas d'amener un composant chimique complémentaire (typiquement H2 dans Bosch ou Sabatier).
Autre indication : "The combined atmosphere collection and processing system that was deemed best from a mass, power, and volume perspective was the rapid cycle adsorption pump (RCAP) with SOCE system."

Masse : 39 kg, puissance électrique requise : 4,7 kW pour le cas de fonctionnement avec panneaux solaires, à raison de 8 heures seulement par jour. C'est moins avec un réacteur nucléaire qui fonctionne 24h40 / 24h40.

Cette réaction catalysée dans un réacteur avec des électrodes assez complexes (solid oxide electrolysis cell with novel asymmetric-porous structured electrodes *) a-t'elle fait l'objet de tests conduisant à une production significative de l'ergol (L Méthane) ?

* je ne sais pas en quoi cela consiste, j'ai trouvé dans un autre abstract ce schéma, mais cela ne correspond probablement pas au même process de réaction (T = 800 °C) :scratch:

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