Pour réduire la durée à 30j avec un coup de booster initial, il faudrait inventer encore un autre scénario, car rien ne permet de faire cela à l'heure actuelle il me semble, même avec tes moteurs atomiques !Astro-notes a écrit:Gros coup de "booster" au départ pour réduire
le temps de route à moins de 30 jours pour ne
pas affecter de trop l'équipage en micro-pesenteur.
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Les différents scénarios pour aller sur Mars
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Après réflexion (et discussion avec l'auteur), ce sujet "technique" a plus sa place dans "Technique :: Propulsions et lanceurs".
Argyre- Messages : 3397
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Space Opera a écrit:Pour réduire la durée à 30j avec un coup de booster initial, il faudrait inventer encore un autre scénario, car rien ne permet de faire cela à l'heure actuelle il me semble, même avec tes moteurs atomiques !Astro-notes a écrit:Gros coup de "booster" au départ pour réduire
le temps de route à moins de 30 jours pour ne
pas affecter de trop l'équipage en micro-pesenteur.
Oui, effectivement.
En fait, Elisa Cliquet montre dans son rapport un graphe et elle explique dans le texte qu'il n'est pas raisonnable de descendre en dessous de 170 jours, car cela rend difficile l'insertion en orbite martienne. Honnêtement, je n'ai pas bien compris son graphe et son explication. Il semblerait qu'en minimisant au maximum la durée du trajet, on arrive avec une vitesse trop importante ne permettant pas de freinage suffisant ???
A 170 jours, on a DV TMI (delta V pour Trans Mars Injection) qui est égal à "Vinfini arrivée Mars". Quelqu'un comprend-il le fin fond de l'histoire ?
Cordialement,
Argyre
Giwa- Donateur
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Bonjour,Argyre a écrit: problème de la pesanteur artificielle si on utilise un moteur à poussée continue
Quelle problème y aurait-il si on envisage un moteur à faible poussée continue ? Son rôle n'est pas alors de créer une pesanteur artificielle suffisante , mais simplement de raccourcir la durée du voyage. Quant à la pesanteur artificielle, elle serait toujours produite par la rotation de la cabine sur elle-même ou à l'extrémité d'un câble.
Si on veut raffiner le système pour tenir compte de la modification très faible de l'orientation du champ de pesanteur induite par la poussée des réacteurs, il suffit de remplacer le plancher cylindrique de la cabine par un plancher en forme de paraboloïde , mais qui se confond pratiquement avec un cylindre puisque l'accélération centrifuge serait nettement plus grande que l'accélération propulsive. Mais sera -t- il vraiment nécessaire d'en arriver à un tel raffinement: je ne le pense pas et il sera plus simple de conserver une forme cylindrique de construction plus aisée.
Cordialement,
Giwa
lambda0- Messages : 4874
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Je ne vois pas où est le problème, et as-tu lu les documents que j'ai référencés (trajectoires Vasimr par exemple) ?Argyre a écrit:
En fait, Elisa Cliquet montre dans son rapport un graphe et elle explique dans le texte qu'il n'est pas raisonnable de descendre en dessous de 170 jours, car cela rend difficile l'insertion en orbite martienne. Honnêtement, je n'ai pas bien compris son graphe et son explication. Il semblerait qu'en minimisant au maximum la durée du trajet, on arrive avec une vitesse trop importante ne permettant pas de freinage suffisant ???
A 170 jours, on a DV TMI (delta V pour Trans Mars Injection) qui est égal à "Vinfini arrivée Mars". Quelqu'un comprend-il le fin fond de l'histoire ?
Si la propulsion permet de fournir le deltaV suffisant, on peut très bien faire le trajet en 90 jours par exemple. Evidemment il faut freiner à l'arrivée, c'est une trajectoire fortement hyperbolique, un tir tendu, mais dans le cas d'une propulsion en poussée continue, le freinage est aussi doux que l'accélération, et on descend vers l'orbite finale en spiralant.
Avec un système fournissant un deltaV important avec une poussée initiale, je ne vois pas non plus où est le problème si le moteur a l'Isp adaptée (GCNR par exemple).
Mais peut-être que son propos s'appliquait à une propulsion chimique, auquel cas, effectivement, la masse requise augmente vite si on veut aller plus vite que par l'orbite de Hohmann et descendre en dessous de 170-180 j (éventuellement avec astuces type aérocapture).
A+
Argyre- Messages : 3397
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Non, non, elle parlait d'un moteur à poussée continue, mais en revanche, peut-être bien qu'elle faisait référence à un système qui exploite l'aérocapture pour se freiner. Il y aurait donc uniquement une accélération continue et un freinage brutal. Mais pourtant, il n'est pas mentionné explicitement qu'il y a aérocapture et je crois même que ce n'est pas envisagé dans les scénarii à poussée continue, donc je suis perplexe.lambda0 a écrit:
Mais peut-être que son propos s'appliquait à une propulsion chimique, auquel cas, effectivement, la masse requise augmente vite si on veut aller plus vite que par l'orbite de Hohmann et descendre en dessous de 170-180 j (éventuellement avec astuces type aérocapture).
En fait, je me demande s'il ne s'agit pas d'un problème de trajectoire.
Si on a une trajectoire de Hohmann, à l'approche de Mars, le vecteur vitesse du vaisseau est parallèle au vecteur vitesse de la planète.
En revanche, si on a une trajectoire plus tendue grâce à une poussée continue, il me semble qu'il y a 2 cas :
1) Si on ne va pas trop vite, on peut sans doute avoir un vecteur vitesse qui non seulement est parallèle à celui de la planète, mais en plus aurait la même norme "on arrive sur Mars à vitesse relative quasi-nulle". On ne s'emploie pas à freiner dans la direction de Mars (radialement), on s'emploie à accélérer ou à freiner latéralement. Ce serait en fin de compte une trajectoire optimale lorsqu'on a une poussée continue.
2) Si on essaie d'aller plus vite, la trajectoire est plus tendue et il devient très coûteux d'aligner les 2 vecteurs vitesses car on est alors obligé de freiner radialement.
Se pourrait-il que ce soit là un début d'explication ? (j'avoue que j'ai du mal à imaginer ces trajectoires et ce qu'elles impliquent).
Cordialement,
Argyre
lambda0- Messages : 4874
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Argyre a écrit:
Non, non, elle parlait d'un moteur à poussée continue, mais en revanche, peut-être bien qu'elle faisait référence à un système qui exploite l'aérocapture pour se freiner. Il y aurait donc uniquement une accélération continue et un freinage brutal. Mais pourtant, il n'est pas mentionné explicitement qu'il y a aérocapture et je crois même que ce n'est pas envisagé dans les scénarii à poussée continue, donc je suis perplexe.
En fait, je me demande s'il ne s'agit pas d'un problème de trajectoire.
Si on a une trajectoire de Hohmann, à l'approche de Mars, le vecteur vitesse du vaisseau est parallèle au vecteur vitesse de la planète.
En revanche, si on a une trajectoire plus tendue grâce à une poussée continue, il me semble qu'il y a 2 cas :
1) Si on ne va pas trop vite, on peut sans doute avoir un vecteur vitesse qui non seulement est parallèle à celui de la planète, mais en plus aurait la même norme "on arrive sur Mars à vitesse relative quasi-nulle". On ne s'emploie pas à freiner dans la direction de Mars (radialement), on s'emploie à accélérer ou à freiner latéralement. Ce serait en fin de compte une trajectoire optimale lorsqu'on a une poussée continue.
2) Si on essaie d'aller plus vite, la trajectoire est plus tendue et il devient très coûteux d'aligner les 2 vecteurs vitesses car on est alors obligé de freiner radialement.
Se pourrait-il que ce soit là un début d'explication ? (j'avoue que j'ai du mal à imaginer ces trajectoires et ce qu'elles impliquent).
Cordialement,
Argyre
Salut
Je te renvoie encore au document que j'ai donné plus haut sur le Vasimir, qui contient des illustrations de trajectoires avec le vecteur de poussée : http://dma.ing.uniroma1.it/users/bruno/Petro.prn.pdf
Les réflexes acquis sur les trajectoires ballistiques induisent facilement en erreur, et ces trajectoires en poussée continue sont assez complexes. Voir en particulier les spirales d'échappement et de capture. D'ailleurs, c'est un sujet de recherche très actif.
Mais je n'ai jamais entendu parler de la limitation que tu invoques, regarde les chiffres donnés en dernière page de ce document. Même s'ils sont un peu optimistes (sur la masse de la centrale électrique), il me semble qu'il n'y a aucun doute sur le fait qu'on peut faire Terre-Mars en 90 jours en poussée continue avec une masse raisonnable pour accélérer et freiner.
A+
EDIT:
Si tu n'es pas trop faché avec les maths, petit aperçu de ces calculs de trajectoires :
http://ston.jsc.nasa.gov/collections/TRS/_techrep/TP-1995-3539.pdf
Rem: attention en faisant des comparaisons entre les deux docs, les caractéristiques de la centrale électrique sont très différentes, ce qui a une grosse influence sur la masse de propulsif requis pour une trajectoire rapide...
Invité- Invité
Intéressant.lambda0 a écrit:
Si tu n'es pas trop faché avec les maths, petit aperçu de ces calculs de trajectoires :
http://ston.jsc.nasa.gov/collections/TRS/_techrep/TP-1995-3539.pdf
En fait avec ces types de moteur, le vecteur propulsion est normal au vecteur vitesse. On est tellement habitué à voir ces 2 vecteurs (quasi) colinéaires que ça surprend au début !
Argyre- Messages : 3397
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Bonsoir,
Bref, je me rends compte qu'une limite à 170 jours est effectivement absurde. C'est ton chiffre de 90 jours qui m'a interpelé ("mais 3 mois, ça fait 90 jours, c'est vrai, et pas 180 !").
Après rerelecture du document, je pense finalement qu'elle a mêlé un peu maladroitement les scénarii à poussée continue et les scénarii à propulsion chimique classique. Et donc, la limite de 170 jours concerne très certainement la propulsion chimique classique avec une très forte poussée au départ, pas de poussée pendant le transfert, puis utilisation de l'aérocapture pour freiner.
Désolé pour cette bêtise.
Sinon, oui, j'ai bien vu ton document. D'ailleurs, des graphes similaires existent dans le rapport d'Elisa Cliquet, qui, je le rappelle, s'est intéressée à une variante de NEP, en effectuant une analyse relativement détaillée.
Donc, oui, pas de pb pour descendre en dessous de 90 jours pour peu que le système propulsif soit assez efficace et qu'on soit sur une conjonction favorable.
Cordialement,
Argyre
Je dois être un peu fatigué en ce moment, parce que je lis 170 jours et je pense presque 3 mois ... d'ailleurs je suis effectivement un peu malade ...lambda0 a écrit:Mais je n'ai jamais entendu parler de la limitation que tu invoques, regarde les chiffres donnés en dernière page de ce document. Même s'ils sont un peu optimistes (sur la masse de la centrale électrique), il me semble qu'il n'y a aucun doute sur le fait qu'on peut faire Terre-Mars en 90 jours en poussée continue avec une masse raisonnable pour accélérer et freiner.
Bref, je me rends compte qu'une limite à 170 jours est effectivement absurde. C'est ton chiffre de 90 jours qui m'a interpelé ("mais 3 mois, ça fait 90 jours, c'est vrai, et pas 180 !").
Après rerelecture du document, je pense finalement qu'elle a mêlé un peu maladroitement les scénarii à poussée continue et les scénarii à propulsion chimique classique. Et donc, la limite de 170 jours concerne très certainement la propulsion chimique classique avec une très forte poussée au départ, pas de poussée pendant le transfert, puis utilisation de l'aérocapture pour freiner.
Désolé pour cette bêtise.
Sinon, oui, j'ai bien vu ton document. D'ailleurs, des graphes similaires existent dans le rapport d'Elisa Cliquet, qui, je le rappelle, s'est intéressée à une variante de NEP, en effectuant une analyse relativement détaillée.
Donc, oui, pas de pb pour descendre en dessous de 90 jours pour peu que le système propulsif soit assez efficace et qu'on soit sur une conjonction favorable.
Cordialement,
Argyre
lambda0- Messages : 4874
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Par contre, si elle a retenu une puissance de 10 MW, une trajectoire rapide peut effectivement nécessiter une masse importante... Comme je l'ai indiqué plus haut, il faut une puissance de 100 à 200 MW pour ça devienne intéressant. Mais j'ai contacté E.Cliquet pour avoir le document (et l'ai invité sur ce forum), je pense qu'on compare des scénarios basés sur des hypothèses très différentes.Argyre a écrit:
Sinon, oui, j'ai bien vu ton document. D'ailleurs, des graphes similaires existent dans le rapport d'Elisa Cliquet, qui, je le rappelle, s'est intéressée à une variante de NEP, en effectuant une analyse relativement détaillée.
Donc, oui, pas de pb pour descendre en dessous de 90 jours pour peu que le système propulsif soit assez efficace et qu'on soit sur une conjonction favorable.
En fait, ce n'est peut-être pas totalement spécifique à ce type de propulsion : même avec une propulsion impulsionnelle plaçant le vaisseau sur une trajectoire rapide fortement hyperbolique, je pense que le vecteur de freinage aurait une orientation un peu bizarre.Steph a écrit:Intéressant.lambda0 a écrit:
Si tu n'es pas trop faché avec les maths, petit aperçu de ces calculs de trajectoires :
http://ston.jsc.nasa.gov/collections/TRS/_techrep/TP-1995-3539.pdf
En fait avec ces types de moteur, le vecteur propulsion est normal au vecteur vitesse. On est tellement habitué à voir ces 2 vecteurs (quasi) colinéaires que ça surprend au début !
A+
lambda0- Messages : 4874
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J'ai survolé la synthèse, je lirais tout celà plus attentivement ce soir, mais je vois déjà mieux les hypothèses adoptées : on n'utiliserait pas la propulsion électrique pour une trajectoire rapide mais plutôt pour optimiser la CU, en gardant un temps de vol du même ordre qu'en propulsion chimique, auquel cas, une puissance électrique de quelques MW est suffisante.lambda0 a écrit:Par contre, si elle a retenu une puissance de 10 MW, une trajectoire rapide peut effectivement nécessiter une masse importante... Comme je l'ai indiqué plus haut, il faut une puissance de 100 à 200 MW pour ça devienne intéressant. Mais j'ai contacté E.Cliquet pour avoir le document (et l'ai invité sur ce forum), je pense qu'on compare des scénarios basés sur des hypothèses très différentes.Argyre a écrit:
Sinon, oui, j'ai bien vu ton document. D'ailleurs, des graphes similaires existent dans le rapport d'Elisa Cliquet, qui, je le rappelle, s'est intéressée à une variante de NEP, en effectuant une analyse relativement détaillée.
Donc, oui, pas de pb pour descendre en dessous de 90 jours pour peu que le système propulsif soit assez efficace et qu'on soit sur une conjonction favorable.
Je raisonnais sur un autre cas de figure, avec l'idée qu'on ne changerait de technologie que si celà apporte un gain significatif : si le gain apporté par la propulsion électrique est marginal parce qu'on resterait à puissance assez faible, il est probable que l'investissement ne serait pas justifié et qu'on privilégierait un scénario du type "Mars Direct" ou dérivé.
Remarque sur un paramètre : la masse spécifique du réacteur nucléaire est prise à 12 kg/kW tout compris pour un réacteur de 10 MW, mais cette valeur décroit assez vite pour des puissances plus élevées.
A part ça, je suis un peu surpris que l'aérocapture ne pénalise pas plus le scénario "Mars Direct" standard du point de vue de la sécurité, la manoeuvre est quand même assez sportive : la haute atmosphère martienne n'est peut-être pas si bien connue, un degré en plus ou en moins sur l'angle d'attaque, et on grille dans l'atmosphère ou on s'en va dans les anneaux de Saturne. Il me semble que c'était aussi une des justifications des variantes NASA sans aérocapture.
Bon week-end
Argyre- Messages : 3397
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lambda0 a écrit:A part ça, je suis un peu surpris que l'aérocapture ne pénalise pas plus le scénario "Mars Direct" standard du point de vue de la sécurité, la manoeuvre est quand même assez sportive : la haute atmosphère martienne n'est peut-être pas si bien connue, un degré en plus ou en moins sur l'angle d'attaque, et on grille dans l'atmosphère ou on s'en va dans les anneaux de Saturne. Il me semble que c'était aussi une des justifications des variantes NASA sans aérocapture.
Oui, il faut absolument tester l'aérocapture ou alors décider de l'abandonner, car c'est effectivement une manoeuvre très très délicate qui nécessite des corrections en temps réel et automatique de la trajectoire pendant plusieurs longues minutes. A noter que le CNES est à la pointe dans ce domaine. Cororico ! :cheers:
Au fait, voilà typiquement une manoeuvre qui ne pourra jamais bénéficier de l'expérience des missions lunaires ...
A+,
Argyre
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Bonsoir,Argyre a écrit:lambda0 a écrit:A part ça, je suis un peu surpris que l'aérocapture ne pénalise pas plus le scénario "Mars Direct" standard du point de vue de la sécurité, la manoeuvre est quand même assez sportive : la haute atmosphère martienne n'est peut-être pas si bien connue, un degré en plus ou en moins sur l'angle d'attaque, et on grille dans l'atmosphère ou on s'en va dans les anneaux de Saturne. Il me semble que c'était aussi une des justifications des variantes NASA sans aérocapture.
Oui, il faut absolument tester l'aérocapture ou alors décider de l'abandonner, car c'est effectivement une manoeuvre très très délicate qui nécessite des corrections en temps réel et automatique de la trajectoire pendant plusieurs longues minutes. A noter que le CNES est à la pointe dans ce domaine. Cororico ! :cheers:
Au fait, voilà typiquement une manoeuvre qui ne pourra jamais bénéficier de l'expérience des missions lunaires ...
A+,
Argyre
Effectivement, l'aérocapture n'est pas nécessaire pour le retour des missions lunaires ...sauf si on envisage plus tard des navettes LEO / MO (Moon Orbit) qui dans le sens Lune- Terre pour économiser sur la propulsion utiliseraient "l'aérocapture" pour se remettre en LEO avant de repartir après refueling vers la Lune.Mais c'est vrai que ce n'est plus au sens propre du terme de l'aérocapture, mais de l'aéro freinage.
Cordialement,
Giwa
lambda0- Messages : 4874
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Deux articles techniques assez intéressants :
La publication qui synthétise le rapport d'Elisa Cliquet (diffusion autorisée).
http://myfreefilehosting.com/f/6478ad6bd7_0.6MB
Commentaire : on remarque que le scénario "Mars Direct" inclut trois manoeuvres considérées comme très risquées, et le scénario en propulsion électrique aucune...
Voici un autre article du DLR (Cologne) et université de Stuttgart décrivant un scénario martien en propulsion électrique continue. Un générateur de 4 MW permettrait des missions longues (933 jours) mais aussi assez courtes (145+30+270=445), les paramètres utilisés sont assez réalistes, et surtout le réacteur nucléaire peut être basé sur des techniques assez standard ou disponibles à court terme (mais l'article évoque aussi la possibilité d'une centrale solaire).
http://myfreefilehosting.com/f/0168848ecc_1.59MB
Commentaire : il y a un cas de figure que j'avais un peu sous-estimé : la trajectoire d'opposition en poussée continue. En ce qui concerne le temps passé dans l'espace, il n'y a pas de gain par rapport à une propulsion chimique, au niveau de puissance électrique utilisé, mais la durée totale de la mission revient à un niveau presque acceptable pour une IMLEO raisonnable. Le défaut de ce profil est un temps utile trop faible par rapport à la durée de la mission (1 mois sur Mars), mais on peut se dire qu'avec un peu plus de puissance, 10 MW par exemple, on pourrait allonger le temps passé sur Mars (à 2 mois par exemple), à durée totale de mission constante, ce qui pourrait en faire aussi un scénario très intéressant.
L'article insiste aussi beaucoup sur la flexibilité des scénarios en propulsion électrique du point de vue des options d'annulation.
Bonne lecture
La publication qui synthétise le rapport d'Elisa Cliquet (diffusion autorisée).
http://myfreefilehosting.com/f/6478ad6bd7_0.6MB
Commentaire : on remarque que le scénario "Mars Direct" inclut trois manoeuvres considérées comme très risquées, et le scénario en propulsion électrique aucune...
Voici un autre article du DLR (Cologne) et université de Stuttgart décrivant un scénario martien en propulsion électrique continue. Un générateur de 4 MW permettrait des missions longues (933 jours) mais aussi assez courtes (145+30+270=445), les paramètres utilisés sont assez réalistes, et surtout le réacteur nucléaire peut être basé sur des techniques assez standard ou disponibles à court terme (mais l'article évoque aussi la possibilité d'une centrale solaire).
http://myfreefilehosting.com/f/0168848ecc_1.59MB
Commentaire : il y a un cas de figure que j'avais un peu sous-estimé : la trajectoire d'opposition en poussée continue. En ce qui concerne le temps passé dans l'espace, il n'y a pas de gain par rapport à une propulsion chimique, au niveau de puissance électrique utilisé, mais la durée totale de la mission revient à un niveau presque acceptable pour une IMLEO raisonnable. Le défaut de ce profil est un temps utile trop faible par rapport à la durée de la mission (1 mois sur Mars), mais on peut se dire qu'avec un peu plus de puissance, 10 MW par exemple, on pourrait allonger le temps passé sur Mars (à 2 mois par exemple), à durée totale de mission constante, ce qui pourrait en faire aussi un scénario très intéressant.
L'article insiste aussi beaucoup sur la flexibilité des scénarios en propulsion électrique du point de vue des options d'annulation.
Bonne lecture
Invité- Invité
Un document évoquant justement l'utilisation de moteur NTR (nuclear thermal rocket) et LANTR (LOX-augmented NTR) pour une mission de type "Design Reference Mission" vers Mars.
http://gltrs.grc.nasa.gov/reports/2002/TM-1998-208834-REV1.pdf
http://gltrs.grc.nasa.gov/reports/2002/TM-1998-208834-REV1.pdf
lambda0- Messages : 4874
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http://www.flightglobal.com/articles/2007/04/16/213243/nasa-aims-to-finish-manned-mars-mission-study-by-august.html
"...
However it will draw conclusions about whether NASA wants to carry out long or short stay missions to Mars, what surface power supply would be used, and what propulsion is required. At the moment NASA envisages a Marsship that is as large as the International Space Station and uses either nuclear or solar electric propulsion systems."
Tiens, tiens...
Bon, la référence à l'ISS est peut-être un peu malheureuse, mais la prochaine version de la DRM NASA pourrait être intéressante...
"...
However it will draw conclusions about whether NASA wants to carry out long or short stay missions to Mars, what surface power supply would be used, and what propulsion is required. At the moment NASA envisages a Marsship that is as large as the International Space Station and uses either nuclear or solar electric propulsion systems."
Tiens, tiens...
Bon, la référence à l'ISS est peut-être un peu malheureuse, mais la prochaine version de la DRM NASA pourrait être intéressante...
Space Opera- Modérateur
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C'est vrai que l'allusion à l'ISS fait peur et on s'imagine déjà avec un monstre de 100t à envoyer sur Mars.
Mais même en s'égarant dans cette voie, la NASA va au moins être obligée de regarder du coté de la propulsion pour voir ce qui pourrait servir.
De toute façon, plus le temps va passer et plus la NASA va être obligée de diminuer le temps de séjour et la taille du vaisseau jusqu'à ce qu'ils osent enfin se demander "et si on propulse autrement, qu'est-ce que ça donne ?"
Je pense que ce genre de déclarations va se multiplier dans les années à venir...
Mais même en s'égarant dans cette voie, la NASA va au moins être obligée de regarder du coté de la propulsion pour voir ce qui pourrait servir.
De toute façon, plus le temps va passer et plus la NASA va être obligée de diminuer le temps de séjour et la taille du vaisseau jusqu'à ce qu'ils osent enfin se demander "et si on propulse autrement, qu'est-ce que ça donne ?"
Je pense que ce genre de déclarations va se multiplier dans les années à venir...
lambda0- Messages : 4874
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De toute façon, quelle que soit la solution retenue, il faut expédier plusieurs centaines de tonnes, donc on est bien dans les ordres de grandeur de la masse de l'ISS. Mais ils auront quand même Ares V pour faire ça en 3 ou 4 tirs, alors qu'il a fallu assembler l'ISS par petits morceaux. Ce n'est donc pas vraiment comparable.Space Opera a écrit:C'est vrai que l'allusion à l'ISS fait peur et on s'imagine déjà avec un monstre de 100t à envoyer sur Mars.
Mais même en s'égarant dans cette voie, la NASA va au moins être obligée de regarder du coté de la propulsion pour voir ce qui pourrait servir.
De toute façon, plus le temps va passer et plus la NASA va être obligée de diminuer le temps de séjour et la taille du vaisseau jusqu'à ce qu'ils osent enfin se demander "et si on propulse autrement, qu'est-ce que ça donne ?"
Je pense que ce genre de déclarations va se multiplier dans les années à venir...
Pour le temps de séjour : voir la référence que j'ai donnée un peu plus haut (le 28.03, document du DLR) sur l'intérêt de la propulsion électrique pour les missions "short stay" en trajectoire d'opposition.
A+
Invité- Invité
Intéressant, on va voir ce qu'ils nous proposent de faire avec l'Ares 5, en espérant qu'on ait pas d'usine à gaz.
steph hellknights- Messages : 97
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- Message n°45
Re: Les différents scénarios pour aller sur Mars
steph hellknights Mar 17 Avr 2007 - 10:55
un petit HS sur le sujet .
En ce qui concerne de savoir si il faut revenir sur la Lune avant d'aller sur Mars voici la Réponse de Christophe Bonnal dans le "Pour la Science " du mois d'Avril .
En ce qui concerne de savoir si il faut revenir sur la Lune avant d'aller sur Mars voici la Réponse de Christophe Bonnal dans le "Pour la Science " du mois d'Avril .
Pour la Science : Ou en est la coopération internationale face à ce projet de voyage vers Mars
Christophe Bonnal : Au début , le projet était américain , mais aujourd'hui des discussions sont en cours pour réévaluer la participoation des Européens , des Chinois, des Indiens et des Russes .Une vraie coopération internationale se dessine . Par exemple, nous nous sommes demandé s'il était judicieux de commencer par reconquérir la Lune avant de se lancer à la conquête de Mars .Certains pensaient qu'il serait plus logique et moins cher d'aller directement vers Mars , et qu'il fallait s'affranchir totalement de la Lune . Pourtant , après de nombreuses discussions, les différents participants ont conclu qu'il fallait effectivement commencer par retourner sur la Lune , non pas juste pour remarcher sur la Lune , mais pour y tester diverses hypothèses (techniques , médicales ,psychologiques) qui seront importantes pour un voyage lointain.La Lune serait une étape vers Mars . Toute cette aventure sera longue .Le CNES tient sa place dans les discussions internationales, et ce qui est très encourageant, c'est qu'une réelle volonté politique se dessine en faveur d'un tel projet.Ainsi, l'Office parlementaire de la recherche vient de proposer un livre blanc avec 50 recommandations sur les grandes orientations à donner à la conquête de Mars avec plusieurs étapes :Ariane 5 devra être rendue compatible avec des vols (:oops: le i et le o sont côte à côte sur le clavier merci cosmos )habités ; l'homme européen devra être sur la Lune avant 2018 .Les Américains ont redémarré ,La Chine et l'Inde sont en mardche,l'Europe doit absolument réagir pour rester dans la course .
Dernière édition par le Mar 17 Avr 2007 - 16:37, édité 2 fois
Argyre- Messages : 3397
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Bonjour,
Personnellement, ça ne me convainc pas. Et le fait de rajouter "médical et psychologique" à côté de "techniques" est une preuve que l'argumentaire est fragile, car franchement, dans ces 2 domaines, je ne vois pas ce qui pourrait se tester sur la Lune qui ne pourrait pas l'être sur Terre ou dans l'ISS avec des résultats exploitables pour Mars. Quelqu'un a t-il une idée ?
Et pour tout dire, quand il dit que "les différents participants ont conclu que", je pense qu'en vérité il s'agissait de la majorité des participants et non de la totalité d'entre eux.
En tout cas, le flou artistique de cet argumentaire pour "la lune avant mars" perdure, qu'il vienne du CNES ou de la NASA.
A+,
Argyre
steph hellknights a écrit: Pourtant , après de nombreuses discussions, les différents participants ont conclu qu'il fallait effectivement commencer par retourner sur la Lune , non pas juste pour remarcher sur la Lune , mais pour y tester diverses hypothèses (techniques , médicales ,psychologiques) qui seront importantes pour un voyage lointain.
Personnellement, ça ne me convainc pas. Et le fait de rajouter "médical et psychologique" à côté de "techniques" est une preuve que l'argumentaire est fragile, car franchement, dans ces 2 domaines, je ne vois pas ce qui pourrait se tester sur la Lune qui ne pourrait pas l'être sur Terre ou dans l'ISS avec des résultats exploitables pour Mars. Quelqu'un a t-il une idée ?
Et pour tout dire, quand il dit que "les différents participants ont conclu que", je pense qu'en vérité il s'agissait de la majorité des participants et non de la totalité d'entre eux.
En tout cas, le flou artistique de cet argumentaire pour "la lune avant mars" perdure, qu'il vienne du CNES ou de la NASA.
A+,
Argyre
Giwa- Donateur
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L’idée d’utiliser la Lune comme étape de mise au point et d’entraînement avant les vols habités vers Mars fait son chemin (et non pas comme étape réelle pour l’itinéraire ) fait son chemin. La Nasa ne s’éternisera pas sur la Lune et devrait dans les dix ou vingt ans suivants partir pour Mars. Espérons que les autres organismes spatiaux suivront.
Quant au vaisseau martien , il sera sans doute de bonne taille et demandera des lanceurs géants pour être assemblé en orbite : n’est-ce pas le but d’Arès V après la Lune ?
Faut-il vouloir miniaturiser au maximum ce vaisseau pour économiser sur les lanceurs ?
AMHA…non ! Rappelons nous Vanguard et Spoutnik .Si les USA prirent un mauvais départ , ce n’est pas uniquement parce qu’ils ne firent pas appel de suite à Von Braun , mais aussi par ce qu’ils crurent trop au dogme : “ Small is cheaper “. Heureusement pour eux qu’ils se rattrapèrent par la suite avec la Saturne V.
Quant au vaisseau martien , il sera sans doute de bonne taille et demandera des lanceurs géants pour être assemblé en orbite : n’est-ce pas le but d’Arès V après la Lune ?
Faut-il vouloir miniaturiser au maximum ce vaisseau pour économiser sur les lanceurs ?
AMHA…non ! Rappelons nous Vanguard et Spoutnik .Si les USA prirent un mauvais départ , ce n’est pas uniquement parce qu’ils ne firent pas appel de suite à Von Braun , mais aussi par ce qu’ils crurent trop au dogme : “ Small is cheaper “. Heureusement pour eux qu’ils se rattrapèrent par la suite avec la Saturne V.
lambda0- Messages : 4874
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giwa a écrit:
Faut-il vouloir miniaturiser au maximum ce vaisseau pour économiser sur les lanceurs ?
Ca dépend ce qu'on veut démontrer...;)
Pour Aurora, l'ESA a effectivement réalisé en 2004 une étude permettant de maximiser le nombre de lancements, les coûts, la durée d'assemblage, de façon à garantir l'infaisabilité, mais comme certains auraient quand même pu suggérer que c'était peut-être faisable, ils se sont arrangés pour utiliser dans leur étude un lanceur qui n'existe plus. Ils évitent aussi tout recyclage pour maximiser la masse d'eau à emporter.
Moyennant quoi, le vaisseau fait plus de 1300 tonnes, il faut 28 tirs pour monter tout ça en orbite (une savante combinaison de Ariane, Soyouz, Energya (!)), et comme l'assemblage prend plus de 4 ans, une partie du LH2 s'évapore avant le départ, ce qui oblige à faire quelques tirs supplémentaires pour compléter !
A+
CosmoS- Messages : 1076
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Argyre a écrit:Bonjour,steph hellknights a écrit: Pourtant , après de nombreuses discussions, les différents participants ont conclu qu'il fallait effectivement commencer par retourner sur la Lune , non pas juste pour remarcher sur la Lune , mais pour y tester diverses hypothèses (techniques , médicales ,psychologiques) qui seront importantes pour un voyage lointain.
Personnellement, ça ne me convainc pas. Et le fait de rajouter "médical et psychologique" à côté de "techniques" est une preuve que l'argumentaire est fragile, car franchement, dans ces 2 domaines, je ne vois pas ce qui pourrait se tester sur la Lune qui ne pourrait pas l'être sur Terre ou dans l'ISS avec des résultats exploitables pour Mars. Quelqu'un a t-il une idée ?
Sur le principe, tu as raison. L'ISS et MIR ont déjà permis de se familiariser avec les missions de longues durée. Néanmoins, la mission martienne habitée représente un step énorme en terme de durée de mission et surtout de délai de retour en cas d'apparition d'un problème et d'éloignement, et ces facteurs ont un impact indéniable sur le plan psychologique (même si "tout va bien") et médical. Si on veut qualifier le sous-système "être humain" pour une mission martienne, on a peut-être intérêt effectivement à se rapprocher par étape des conditions réelles de missions en terme d'isolement et de délai de retour (de ce point de vue, je crois d'ailleurs que les séjours dans les bases en antarctique sont bien pires qu'un séjour dans l'ISS !).
Maintenant, je suppose que le débat n'a pas du être complètement tranché.
PS: je suggère la correction de la coquille dans la phrase concernant Ariane 5 de la citation de C. Bonnal :oops:
steph hellknights- Messages : 97
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- Message n°50
Re: Les différents scénarios pour aller sur Mars
steph hellknights Mar 17 Avr 2007 - 16:38
CosmoS a écrit:
PS: je suggère la correction de la coquille dans la phrase concernant Ariane 5 de la citation de C. Bonnal :oops:
Done :lol!:
Argyre- Messages : 3397
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lambda0 a écrit:giwa a écrit:
Faut-il vouloir miniaturiser au maximum ce vaisseau pour économiser sur les lanceurs ?
Ca dépend ce qu'on veut démontrer...;)
Pour Aurora, l'ESA a effectivement réalisé en 2004 une étude permettant de maximiser le nombre de lancements, les coûts, la durée d'assemblage, de façon à garantir l'infaisabilité,
Oui, tout cela n'est pas très sérieux.
En vérité, il est très simple de gagner de l'ordre de 10 à 20% de charge utile (ptet même plus, faudrait calculer), il suffit de choisir un équipage de 4 personnes au lieu de 6, voire même 3.
Ce que je ne comprends pas, précisément, c'est cette volonté d'avoir des équipages aussi nombreux. Pour quoi faire ? En restant 500 jours sur Mars, on fera AMHA quasiment aussi bien à 4 qu'à 6, non ?
Personnellement, je conçois le travail sur Mars comme un travail dirigé par les données :
1) phase d'exploration globale aléatoire
2) phase de sélection de sites
3) exploration d'un site, collecte de roches et analyse dans l'habitat
puis on revient en 2
et de temps en temps, on reprend une phase d'exploration globale un peu plus éloignée
Si c'est effectivement un travail "dirigé par les données", passer de 4 à 6 ne permettra pas un gain substantiel, en tout cas je ne vois pas trop en quoi.
Avec 4 personnes, il y en a 2 en excursion et 2 qui restent dans l'habitat pour la gestion de la base, la maintenance, la com. etc., ça suffit, non ?
Bonne soirée,
Argyre