Propulsion NTM (Nuclear Thermal Propulsion)

Un article assez récent pour introduire le sujet :

https://www.nasa.gov/feature/advanced-fuel-forms-for-nuclear-thermal-propulsion-applications

Et une première question :

phenix a écrit:Généralement le gaz éjecté est de l'hydrogène après avoir été chauffé dans une chaudière nucléaire.

Quel est l'intérêt d'utiliser de l'hydrogène (masse atomique 1) plutôt qu'un autre gaz (ou "autre fuel" comme on le nomme dans l'article ci-dessus) ?
Dans la propulsion SEP on combine la facilité d'ionisation de l'atome et aussi sa masse élevée (Xenon de masse atomique 131).

Rappel du modèle de moteur proposé par  BWX Technologies (déjà publié dans Actualités/USA)

montmein69 a écrit:...
Quel est l'intérêt d'utiliser de l'hydrogène (masse atomique 1) plutôt qu'un autre gaz (ou "autre fuel" comme on le nomme dans l'article ci-dessus) ?
Dans la propulsion SEP on combine la facilité d'ionisation de l'atome et aussi sa masse élevée (Xenon de masse atomique 131).

Voici une réponse de lambda0 ... datant de 2005 ! ;)

http://www.webastro.net/forum/archive/index.php/t-7973.html

lambda0 a écrit:

31/10/2005, 16h16

Message écrit par mepadepseudo@31/10/2005 - 13:58
[b]il me semble que la pression "assymétrique" exercée par la combustion des gazs joue aussi un role important dans la propulsion , le gaz sous pression , ou plutot ses molécules etant affecté d'une plus grande quantité de mouvement que le gaz inerte , cela reste de l'action réaction mais la combustion n'est pas inutile
](texte cité)


C'est surtout une question de température, qui détermine la vitesse d'éjection.
La combustion sert à chauffer le fluide, et la vitesse des particules est proportionnelle à la racine carré de la température :
v = Racine(RT/M), T=température, M=masse molaire

Mais on peut chauffer le fluide autrement que par une combustion chimique : en chauffant un plasma par effet Joule par exemple. Ou encore en faisant passer le fluide dans le coeur d'un réacteur nucléaire.

Dans les propulsions thermiques - que la chaleur soit générée par des réactions chimiques ou nucléaires - on recherche la vitesse d'éjection la plus grande possible en augmentant le plus possible la température des gaz éjectés, mais aussi avec des gaz éjectés ayant la plus faible masse molaire moyenne . En nucléaire comme on n'a pas besoin d'oxydant comme O₂ produisant avec H₂ du H₂O de masse molaire 18 g/mol , on peut éjecter directement H₂ à 2 g/mol  , donc 9 fois moins  élevée ... ce qui augmente de 3 fois la vitesse d'éjection pour une même température !

En pratique , le gain serait tout de même moins important à cause de la masse du réacteur nucléaire embarqué et de la température d'éjection moins élevée. Mais cela peut s'avérer valable pour des voyages exigeant des grands delta V comme les parcours interplanétaires .

Voici quelques liens intéressants et relativement récents qui donnent une idée de l'avancement du projet. La NASA semble très sérieuse (et plus que je ne pensais), autant au niveau du CERMET, que les plans de 2 propulseurs démonstrateurs (7.52klbf et 16.5klbf), que du centre de test avec zéro émission de produits radioactifs, le tout fonctionnel d'ici 2024-2025! 

Ils semblent avoir un très très grand espoir de franchir des étapes critiques là où les projets des années 60-70 avaient échoués.
Je retiens entre autres un possible CERMET plus durable, moins friable et mécaniquement capable de supporter les stress mécaniques et thermiques d'un propulseur. Ils testent la technique de "coating" avec du Tungstène poudre, et perfectionnent la purification de celui-ci avec étapes franchis du 50%, 70% imminent et 90% atteignable 2017. 

Il y a aussi une figure comparative entre les propulsions NTP vs SEP vs Chimique vs NEP (nuclear electric propulsion) page 7 lien 1

https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20170003378.pdf
https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20160014802.pdf
https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20170005531.pdf

Effectivement c'est du sérieux Ares F à voir les installations nécessaires pour tester le NTP et en particulier pour éviter toute contamination radioactive au sol avec combustion du H₂ à la sortie de la tuyère et condensation du H₂O.
Où se trouvent  ces installations photographiées sur le premier PDF ?

Giwa a écrit:Où se trouvent  ces installations photographiées sur le premier PDF ?

Les tests Rover/Nerva dans les années 60 se faisaient sur la plaine de Jackass Flat sur le polygone de tir du Nevada. Tout est démantelé aujourd'hui.

Dans le futur, le banc de test A3 initialement construit pour le moteur J2-X à Stennis Space Center en 2011 est le candidat pour les futurs essais en circuit fermé si c'est la solution retenue (la photo du pdf).
2 autres solutions sont encore étudiées, envoyer les gaz radioactifs dans un puit dans le désert ou les passer à travers un filtre.

Arès F a écrit:Voici quelques liens intéressants et relativement récents qui donnent une idée de l'avancement du projet. La NASA semble très sérieuse (et plus que je ne pensais), autant au niveau du CERMET, que les plans de 2 propulseurs démonstrateurs (7.52klbf et 16.5klbf), que du centre de test avec zéro émission de produits radioactifs, le tout fonctionnel d'ici 2024-2025! 

Ils semblent avoir un très très grand espoir de franchir des étapes critiques là où les projets des années 60-70 avaient échoués.
Je retiens entre autres un possible CERMET plus durable, moins friable et mécaniquement capable de supporter les stress mécaniques et thermiques d'un propulseur. Ils testent la technique de "coating" avec du Tungstène poudre, et perfectionnent la purification de celui-ci avec étapes franchis du 50%, 70% imminent et 90% atteignable 2017. 

Il y a aussi une figure comparative entre les propulsions NTP vs SEP vs Chimique vs NEP (nuclear electric propulsion) page 7 lien 1

https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20170003378.pdf
https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20160014802.pdf
https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20170005531.pdf

Au risque de redire 10 fois les mêmes choses, la figure comparative page 7 lien 1 est trompeuse, car elle prend en compte des hypothèses de travail qui sont irréalistes. Donc, please, merci de ne plus y faire référence, cela contribue à la désinformation.
Quelques rappels, notamment sur la propulsion chimique :
1) Il est absurde d'éviter à tout prix l'aérocapture ... sauf si on veut démontrer que la propulsion chimique est moins intéressante que les autres.
2) Il est absurde de procéder à des assemblages de vaisseaux géants en orbite basse en tout chimique, car il y a d'autres options (en NTP ou SEP ou NEP, on doit garder le réacteur nucléaire en orbite martienne à l'arrivée, ce qui est une contrainte inutile en tout chimique). 

Concernant le nucléaire thermique, il faut sans doute aussi rappeler que le scénario NASA de 1997, basé sur NTP, a été délaissé par la suite, car trop complexe et pour un gain trop faible, s'il existe.
Je ne veux pas décrier plus que ça le nucléaire thermique, mais de grâce, qu'on arrête de faire référence aux comparaisons malhonnêtes de la NASA pour justifier son utilisation. 
En tout chimique, avec un équipage de 3 astronautes on peut faire une mission martienne habitée avec 4 SLS, pas plus.
J.M. Salotti, Robust, affordable, semi-direct Mars mission, Acta Astronautica, Volume 127, October–November 2016, pages 235–248, 2016.
Voir aussi :
[*]G. Genta and J.M. Salotti (ed.), Global Human Mars System Missions Exploration, Goals, Requirements and Technologies, Cosmic Study of the International Academy of Astronautics, January 2016.