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Le voyage rapide vers Mars:
un rêve accessible ?
Elisa Cliquet Moreno (CNES), Nicolas Bérend (ONERA)
Paris, 20 Février 2013
Groupe Professionnel Aéronautique & Espace
Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013
Sommaire de la présentation
• Les scénarios classiques de mission martienne.
• La propulsion nucléaire électrique et le moteur VASIMR: état de l’art et performances.
• Scénarios crédibles à moyen terme et technologies associées.
• Conclusion.
Crédits NASA
Crédits NASA
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Scénarios classiques de missions martiennes
Delta V en fonction du type de trajectoire
1,17
2,03
0,35
0,615
0
1
2
3
4
5
6
7
opposition opposition rapide conjonction conjonction rapide
Del
ta V
en
km/s
Delta V d'injection maxiDelta V d'injection mini
Temps caractéristiques des missions
0
100
200
300
400
500
600
700
800
900
1000
opposition opposition rapide conjonction conjonction rapide
jour
s
Retour
SéjourAller
OPPOSITION CONJONCTION
+ mission globalement plus courte- trajets longs- plus énergivore- passage près de Venus
+ plus temps à la surface de mars+ moins énergivore+ trajets plus courts+ trajectoire à retour libre possible- mission globalement plus longue
Source : GWalber, How Shall We Go to Mars ? A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993
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Scénarios classiques de missions martiennes
• Les opportunités de lancement• La Terre et Mars sont dans la même position angulaire relative tous les 780 jours• Orbite de Mars légèrement elliptique -> meilleure opportunité tous les 15 à 17ans
C3 (= Vinfini²) minimum selon l'année de lancement
0
2
4
6
8
10
12
14
16
18
20
2002 2004 2006 2008 2010 2012 2014 2016 2018 2020année de lancement
C3
(km
²/s²)
conjonction lente
conjonction rapide
15
20
25
30
35
40
01-nov-96 06-nov-96 11-nov-96 16-nov-96 21-nov-96 26-nov-96 01-déc-96
décl
inai
son
(°)
8
8,5
9
9,5
10
10,5
11
01-nov-96 06-nov-96 11-nov-96 16-nov-96 21-nov-96 26-nov-96 01-déc-96
Date de lancement
C3
(km
²/s²
)
Variations autour d’une dateExemple Mars Global Surveyor : fenêtre de 22 jours
Source : Malin Space Science Systems website, “Mars Global Surveyor Mission Plan”, 2005http://www.msss.com/mars/global_surveyor/mgs_msn_plan/section3/section3.html
Source :Matousek et al AIAA 98-37376 C
redits JPL
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Les différents types de propulsion
Source d’énergie chimique ou thermique
• On chauffe un fluide (ergol), on l’accélère dans une tuyère
• Combustion, décomposition catalytique• Chauffage électrique (résistojet, arject)• Chauffage solaire (héliothermique)
• Chauffage nucléaire (nucléothermique)
Source d’énergie électrique• Source d’énergie électrique solaire
ou nucléaire qui alimente un propulseur électrique
• Le fluide (ergol) est ionisé puis accéléré sous l’effet d’un champ électrique et/ou magnétique
L’impulsion spécifique dépend :•des propriétés des produits éjectés (masse molaire, température,…)
•de la qualité de l’éjection (efficacité de tuyère par exemple).
Snecma
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Quel espoir en dehors des technologies connues de p ropulsion fusée ?
• Nouveau moyens de stockage/production d’énergie ?
• Fusion nucléaire contrôlée.• Antimatière.• « Énergie du vide ».
• Téléportation (quantique) ?
• « Antigravité ».
• Modification de l’espace-temps, « trous de ver », … ?
• Nouvelle physique identifiée àpartir d’anomalie (effet Podkletnov, anomalie Pioneer, …) ?
NASA 2004
Expérience de Podkletnov(image New Scientist)
VOUS ÊTES
ICI
• Pour la plupart des concepts: niveau spéculation/co njecture.• Voie la plus crédible actuellement sur le plan scie ntifique: avancées dans le domaine de l’énergie nucléaire.
Fusion à Confinement Inertiel(image NASA)
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Scénarios classiques : la propulsion cryogénique
• Propulsion cryogénique LOx-LH2• Propulsion des mission Apollo• Poussée jusqu’à plusieurs milliers de kN• Isp jusqu’à 465s
• Difficulté : maitrise de la conservation des ergols cryogénique en orbite
• LOx-CH4• Intéressante pour utilisation d’une
production in situ à partir de H2 emmené
γ
1γ
chamber
ejectionchamber
0fC*Cvacuum )
P
P(1T
M
R
1γ
2γ
g
1ηηIsp
−
−⋅⋅⋅−
⋅⋅=
M.W
ade
Vinci (SNECMA)RS-68 (3300kN)
Essai Lox-Méthane au NASA MSFC
Credits N
AS
A
CO2+4 H2 => CH4+ 2 H2O
2 H2O => 2 H2 + O2
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Scénarios classiques : la propulsion nucléothermique
Intérêt : Impulsion spécifique 800s à
1000s soit 2 fois mieux que le meilleur moteur LOx-LH2
Etat de l’art:20 réacteurs testés au sol entre
1960 et 1971 aux US et en Russie
• Jusqu’à 334kN• Jusqu’à 1h de fonctionnement• 2500-2600K
Inconvénients:• Gain d’Isp en partie compensé
par la masse du système• Utilisation théoriquement
interdite sous une certaine orbite de sûreté(800,1000km?)
Une problématique bloquante • essais propres au sol ?
(1 seule barrière)
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Scénarios classiques de missions martiennes
• Ce qu’il faut emmener (pour 4 personnes – source Zubrin)• Provisions (A/R) : 10,5t• Matériel scientifique (rovers, labos) : 4t• Habitat équipé : 12t (x 2) -> 24t
• + masse de propulsion pour les différentes phases :
• Insertion en orbite de transfert Terre- Mars (TMI)• Insertion en orbite Martienne (MOI) • Descente à la surface • Remontée en orbite martienne • Insertion en orbite de transfert Mars-Terre
• On peut segmenter la mission :• Cargo à trajectoire lente pour le matériel• Trajectoire rapide pour les hommes• ….mais il faut bien penser aux scénarios de secours !Ce qu
Environ 40t
→ possibilité d’utiliser l’ISPP
→ possibilité d’utiliser l’aérocapture
Propulsion chimique cryoIsp = 450s
Propulsion nucléo-thermiqueIsp = 900s
Credits N
AS
A
Credits N
AS
AC
redits NA
SA
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Scénarios classiques de missions martiennes
Quelques exemples• Propulsion cryo, mission segmentée
• Environ 10 lanceurs lourds • >900tonnes en LEO
• Propulsion nucléo thermique, mission segmentée
• 800 à 900 tonnes en LEO• Exemple scénario NASA
• Propulsion cryo + ISPP• 5 à 6 lanceurs lourds• Environ 600 tonnes en LEO
• Propulsion cryo + ISPP + Aérocapture = Mars Direct
• 2 à 3 lanceurs lourds• 230 tonnes en LEO (optimiste)
NASA
NASA
NASA
Propulsion nucléaire thermique + aérocapture cargo+ ISPP oxygène remontée
Exemple NASA :IMLEO 910t (6 personnes)
80t sur Mars + 50t habitat et capsule
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La poussée “faible” pour des durées de trajets rédui tes?
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MPD•Essais en labo seulement•Ionisation d’un gaz accélérésous l’effet de la force de Laplace•ISP = 1500-3500s en Argon,
2500-4500s en Lithium5000-9000s en H2
F = x dizaines de N à 500kW
Les propulseurs électriques, état de l’art
IONIQUE
• Opérationnel en vol• Ionisation d’un gaz
accéléré par un champ électrique
• Exemple le NSTARISP = 3100sF = 92mN pour 2,2kWe
Snecma
NASA
• Principe général:• Source d’énergie = générateur de
puissance électrique.• Ionisation d’un gaz.• Accélération sous l’effet d’un champ
électromagnétique.
• Avantage principal:• Vitesse d’éjection (Isp) >> propulsion
chimique et nucléaire thermique.���� Bénéfice en terme de masse d’ergol
consommée.
• Inconvénients:• Poussée faible, limitée par la puissance
disponible.���� Va dans le sens de rallonger la durée
de transfert.• Durée de vie limitée: érosion de la
cathode ou grille.
PuissanceIspPoussée ∝×
PLASMIQUE
•Opérationnel en vol•Ionisation d’un gaz accéléré par effet Hall•Exemple le PPS 1350ISP = 1650sF = 88mN pour 1,5kWe
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9 0
9 09 0
9 0
90
9 0
9 0
9 0
9 0
9 0
9 0
90
90
90
9090
90
90
90
90
90
90
90
90
90
90
Stratégie de transfert adaptée à la faible poussée
Alternative propulsion électrique
Il faut toujours faire un choix entre le rapport de masse (Isp) et la durée du transfert (poussée).
PuissanceIspPoussée ∝×
L’accès à des niveaux de poussée élevés nécessite un générateur de forte puissance (intérêt des générateurs nucléaires).
4 MW
Exemple : Propulsion solaire électrique avec MPD Lithium Isp fixe = 5000sSource : AIAA 96-3173, Frisbee
Temps de trajet (jours)
1 MW
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Le moteur VASIMR (VAriable Specific Impulse Magnetoplasma Rocket)
Historique (1/2)
• 1977: thèse Franklin Chang-Diaz (MIT Plasma Fusion Center): recherche sur le chauffage de plasma par miroir magnétique (finalité: fusion nucléaire).
• 1979: concept « hybrid plume plasma rocket »
• 1983: 1ère expérimentation VASIMR (MIT).
• Années 1980-90: expérimentation et raffinement du concept: source de plasma « hélicon » (brevet 2002).
1er brevet VASIMR (1989)
Chauffage de plasma par ICRH (Ion Cyclotron Radiofrequency
Heating)Franklin Chang-Diaz:
(ex-)astronaute et chercheur
Cré
dits
NA
SA
Cré
dits
NA
SA
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Le moteur VASIMR (VAriable Specific Impulse Magnetoplasma Rocket)
Historique (2/2)
• 1994-1995: transfert des activités à la NASA/JSC (Advanced Space Propulsion Laboratory, crée en 1995).
• 1994-2005: expérimentations (VX-10, VX-50).
• 2005: fondation de la société privée Ad Astra Rocket Company (AARC) – accord de privatisation de VASIMR.
• 2006: nouveau site au Costa Rica.
• 2 Mars 2011: accord Ad Astra/NASA (coopération + soutien avec personnel NASA).
1ère expérimentation à la NASA/JSC (VX-10)
Cré
dits
NA
SA
Site Ad-Astra au Costa-Rica
Cré
dits
Ad
Ast
ra
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Concept VASIMR
(VX-10)
Antenne pour chauffage ICRH(Ion Cyclotron Resonance
Heating)
Intérêt par rapport aux modes classiques de propulsion électrique:
• Absence d’électrode.
• Accès à des vitesses d’éjection (Isp) élevées: 3000-30000 s avec H 2.
• Modulation d’Isp à puissance fixée par répartition de la puissance entre:
• étage d’ionisation (priorité à la poussée).
• étage de chauffage (priorité à la vitesse d’éjection ou Isp).
Cré
dits
NA
SA
Antenne « Hélicon »
Cré
dits
NA
SA
Cré
dits
NA
SA
3 « étages » :
1-ionisation 2-chauffage 3-tuyère
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Intérêt de la variation d’impulsion spécifique
0
99
909090 9
0
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9
09
9 0
99
9090
909
0
90
9
09
9
Transfert spiralé
Transfert héliocentrique
• VASIMR est la « boîte de vitesse » de la propulsion él ectrique.
• Adaptation en fonction des phases de la mission:
• Priorité à la poussée au voisinage des planètes.
• Priorité à l’Isp (consommation ↓↓↓↓) pour les (longues) phases de « croisière ».
Cré
dits
NA
SA
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Intérêt de la variation d’ impulsion spécifique (sui te)
• A iso-durée de transfert: gain sur le rapport de ma sse (< 20 %)
• A iso-rapport de masse: gain sur la durée de transf ert (< 10 %)
• Variation d’Isp et poussée ⇒⇒⇒⇒ meilleur compromis entre durée de transfert et rapp ort de masse.
Cré
dits
NA
SA
(20
01)
• Le gain est cependant limité (en particulier: réduct ion de durée de transfert ~ 10 %).
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Mission martienne habitée en 115 j avec puissance 1 2 MW
• Vol habité:
• Masse utile: 60,8 t (= 32 % IMLEO)
• IMLEO: 188 t
• Durée: 115 j(30 j spiralé + 85 j héliocentrique).
• Puissance: 12 MW ( 3 x 4 MW)
Masse utile (Mu) 60,8 t Masse du système de génération de puissance (Mp)
48 t
Masse d’ergol totale (Me) 72 t Masse sèche hors système de génération de puissance (Ms)
7,2 t
Masse totale initiale (Mi) = IMLEO 188 t • Aérocapture 6,8 km/s
• Masse spécifique: αααα = 4 kg/kW
+ Vol cargo d’accompagnement:
• Masse utile: 120 t ( = 60 % IMLEO)
• IMLEO: 200 t
• Durée: 442 j(154 spiralé + 288 j héliocentrique)
• Pe = 4 MW.Possibilités (limitées) de trajectoires d’abandon de mission pendant ~ 15 premiers jours de mission.
Cré
dits
NA
SA
Cré
dits
NA
SA
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Mission martienne habitée « rapide » en 39 j
VASIMR Plasma Rocket Technology, A. Petro, NASA/JSC May 2002
1ère mention de la mission « 39j » (2002)
α
« Petit » détail:
Masse spécifique générateur de
puissance = 0.5 kg/kW
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Mission martienne habitée en 39 j avec moteur 200 M W
Scénario initial Ad Astra (2002)
Masse utile (Mu) 20 t Masse du système de génération de puissance (Mp) 79,5 t Masse d’ergol totale (Me) 455 t Masse sèche hors système de génération de puissance (Ms) 45,5 t Masse totale initiale (Mi) = IMLEO 600 t
• Aérocapture 6,8 km/s
• Masse spécifique: αααα ~ 0.4 kg/kW
• Vol habité:
• Masse utile: 20 t (= 3,3 % IMLEO)
• IMLEO: 600 t(Onera/Cnes: masse mini. possible = 250 t !)
• Durée: 39 j(8 j spiralé+ 31 j héliocentrique)
• Puissance: 200 MW
+ Vol(s) cargo d’accompagnement:
• (Non détaillé par Ad Astra).
• Doit emporter tout ce qui n’est pas dans les 20 t de CU du vol habité: atterrisseur, habitat martien, ergols de retour et/ou ISPP.
Cré
dits
NA
SA
Cré
dits
Ad
Ast
ra
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Véhicule pour mission martienne rapide « ISS Bekuo »
Vue d’artiste (~ année 2000) Vue d’artiste (2010)
• 4 x 50 MW (technologie avancée à conversion MHD).
• Grande surface de radiateurs nécessaire.
• Protection de l’équipage contre l’environnement spatial:
• Réservoirs LH2 (protons à haute énergie).
• Champ magnétique (rayons cosmiques).
Cré
dits
Ad
Ast
ra
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Points durs et inconvénients du concept VASIMR
• Endurance et aspects thermiques• Fonctionnement pendant plusieurs milliers d’heures
à très haute température→ centre dédié à ces aspects au Costa Rica
• Masse du propulseur• Aimants, générateur, système de refroidissement• Masse visée pour le prototype de vol 4 à 22.5kg/kW
selon les sources
• Rendement visé de 60% • malgré des sources de pertes nombreuses
• Détachement du plasma ?• Une superbe Isp mais…
• Une poussée limitée
• Utilisation de l’H2• Stockage longue durée
Cre
dits
Ad
astr
a
Cre
dits
Ad
astr
a
IspFg
Pe ⋅⋅
=
η20
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Etat de l’art du concept VASIMR, démonstration
• Premières expériences à la NASA • VX-10 en 1998• VX-25 en 2002 • VX-50 en 2004• Génération de plasma
• VX-100 (100kW) - 2007• Aimants non supraconducteurs et alimentés indépendamment
(400kWe)
• VX-200 (depuis 2009)• Tests généralement de 1 à 15s• Test le plus long : 1min
� tenue thermique de certains joints de la chambre (et moteur?)�plasma stabilisé mais thermique non
• VX-CR (Costa Rica) : • étage hélicon seul, aimants refroidis à l’eau• 106h accumulées entre 1-13kWe (0.4T)• Essai le plus long 16h à 1.25kW
Credits Ad astra
Cre
dits
Ad
astr
a
Cre
dits
Ad
astr
a
Cre
dits
Ad
astr
a
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Etat de l’art du concept VASIMR, démonstration
• Plusieurs jours pour mettre en froid les aimants supraconducteurs
• … et tirer la chambre au vide• 4 campagnes d’essai / an• Aimants supraconducteurs :
• Hélium à 6K, consommation de cryocoolers15kWe• Visé vol : 1 à 2kWe de consommation, hélium à 50K
2 Tesla2 kW
160mg/s d’Argon250mg/s de Krypton
α :0.85kg/kWP : 40kWη : 92%f :6,8MHz
α : 0,5kg/kWP : 0-170kWη : 98%f : 500kHz
η : 93%
Cre
dits
Ad
astr
a
Credits Ad astraD’après AIAA 2010-6772
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Etat de l’art du concept VASIMR, démonstration
Cre
dits
Ad
astr
a
D’après AIAA 2012-3930
Helicon 15-30kWEt ICH 0 -172 kWRésultats Argon
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Programme de développement
Feuille de route d’Ad Astra (version fin 2009)Echelle TRL (NASA)
2016 2017
Accord NASA dec 2012
• Soutient personnel NASA• Essai sur l’ISS ?
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Et du côté de la génération de puissance?
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Etat de l’art des générateurs nucléaires
• Plus d’une trentaine de réacteurs ont été lancés entre 1960 et 1988 par la Russie et les USA
• Ils servaient à fournir l’électricité aux charges utiles (radars)
1965SNAP 10AP : 0.6 kWα :670 kg/kW
1967ROMASHKAP : 0.8 kW
α : 570 kg/kW
1977BUK
P : 3 kWα : 400 kg/kW
1987TOPAZ-1P : 5 kW
α : 180 kg/kW
Projet Russe niveau MWannoncé en 2011
Essais américains petit réacteur 10kWeréalisés fin 2012
Projet JIMO vers les lunes de jupiter(200kW) – annulé en 2005
Prototypes au sol dans les années 80TOPAZ-2 (Russe)SP-100 (NASA, 100kW)Innombrables études depuis, notamment sur les très fortes puissances (multi MW)
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Etudes récentes réalisées en France
• CNES avec AREVA et le CEA• Contexte : veille, réflexions de positionnement technologique• Large bibliographie, trade-off techno• Dimensionnements préliminaires sur différentes gamm e de puissance
• 5-10kWe,• 100kWe,• 5MWe
• Etudes de réflexion générale sureté
• Actuellement : élargissement des réflexions au nive au U.E. (projet MEGAHIT)
10kWe
100kWe
5MWe
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Systèmes envisagés pour la forte puissance (>MW)
• Source froide dans l’espace : rayonnement des radia teurs dans le vide :• Très grandes surfaces (quelques milliers de m² pour l’échelle 10MWe !)
• Principaux concepts de conversion envisagés pour la forte puissance :
Déjà très ambitieux !
αααα = 10kg/kW @ 10MWe-> 100 tonnes
Turbine avec T >1300K
Taille radiateur pour 10MWe >5000m²
condensation
bouclier
pompe
Métal liquide � vapeurHe-Xe
Brayton Rankine αααα = 5kg/kW @ 10MWe-> 50 tonnes
Diphasique en zéro-G?
Taille radiateur 10MWe >1000m²
Moyen terme (15ans) Long terme (>>20ans)
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Durée de transfert accessible avec la propulsion VA SIMR en fonction de la technologie de générateur de puissan ce
Rendement g lobal 0.6 Indice constructif 0.1
0.00 5.00
10.00 15.00 20.00 25.00 30.00 35.00 40.00 45.00 50.00
40 60 80 100 120 140 160 180 Durée de transfert (j)
Masse spécifique αααα (kg/kW)
MU/Mi= 0 MU/Mi = 0.05 MU/Mi = 0.1 MU/Mi = 0.15 MU/Mi = 0.2 MU/Mi = 0.3 MU/Mi = 0.4 MU/Mi = 0.5 MU/Mi = 0.6
Masse Utile/ Initiale:
Infaisable
Technologie Brayton court terme(αααα ~ 35kg/kW): ~180 jours
Technologie Brayton avancée ( αααα ~10 kg/kW): ~120 jours
Techno. Rankine à plus long terme ( αααα~5 kg/kW): ~100 jours
Rupture technologique ( αααα ~ 1 kg/kW): ~40 jours
Objectif de réduction à 40 j ⇒⇒⇒⇒ réduction de αααα ~ 1 kg/kW
Hypothèse Mu/Mi ~ 7 %
(limite d’intérêt pratique)
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Des idées « exotiques » pour réduire la masse spécifique en dessous de 1 kg/kW
Conversion MHD
• Concept étudié par S. Anghaie (INSPI - Innovative Nucle ar Space-power & Propulsion Institute, Université de Floride).• Niveau de maturité technologique très faible (TRL ~ 1):
• Tous les réacteurs terrestres ont des cœurs solides .• 15 ans pour qualifier un nouveau combustible solide …• Plusieurs milliers d’heures à 3000-4000K !!• Impossibilité de tester le système de conversion sép arément du cœur.• Et malgré tout estimations les masses annoncées sont jugées optimistes …
Réacteur à cœur gazeuxCredits universtié de Floride
Credits T.Dulieu
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Masse utile/Masse initiale= f(durée de transfert)
0,00
0,05
0,10
0,15
0,20
0,25
0,30
0,35
0,40
90 120 150 180Durée de transfert (j)
MU
/ Mi
• Mission monobloc (100t @Mars Vinf = 6.8km/s)
- 500mt IMLEO, 16MWe, 180 jours- Pas de réduction du temps de trajet mais rend
possible une mission infaisable en chimique (IMLEO>>1000t)
• Mission segmentée (30t @Mars Vinf = 6.8km/s)
- 250t IMLEO, 10MWe, 150 jours
Isp 3000 s ; α=10 kg/kW
Scénarios plus réalistes à moyen et long terme (1/2)
Scénarios « raisonnablement optimiste » :- propulsion électrique Isp= 3000 s , η =0,6 - générateur de puissance avec technologie
Brayton avancée ( α= 10kg/kW).
Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013
0,00
0,05
0,10
0,15
0,20
0,25
0,30
0,35
0,40
90 120 150 180Durée de transfert (j)
MU
/ Mi
• Mission monobloc (100t @Mars Vinf = 6.8km/s)
- 313t IMLEO, 13MWe, 150 jours
- Ou 500t, 33MWe, 120 jours
• Mission segmentée (30t @Mars Vinf = 6.8km/s)
- 94t IMLEO, 4MWe, 150 jours
- Ou 150t IMLEO, 10MWe, 120 jours
Masse utile/Masse initiale= f(durée de transfert)
Isp 3000 s ; α=10 kg/kW
Scénarios long terme:- propulsion électrique Isp= 3000 s , η =0,6 - générateur de puissance avec technologie
Rankine ( α= 5kg/kW).
Isp 3000 s ; α=5 kg/kW VASIMR (3000-30000 s) ; α=5 kg/kW
Scénarios plus réalistes à moyen et long terme (2/2)
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Conclusion
• Le transfert Terre-Mars « rapide » reste un challenge !
• Seule voie crédible d’amélioration identifiée: propulsion nucléo-électriqueavec progrès significatifs sur la masse spécifique du générateur de puissance (5-10 kW/kg au lieu de 35 kW/kg).
• Exemple avec une masse utile sur Mars représentant 7 % de la masse initiale: (ex: mission segmentée avec 30 t de masse utile partant de 430 t):
• Technologies actuelles (propulsion chimique): ~ 180 jours
• Propulsion nucléaire électrique avec hypothèse « rai sonnablement optimistes » de technologie de générateur de puissance (Brayton, αααα=10 kg/kW):
• Propulsion électrique (Isp=3000 s): ~ 140 jours• Propulseur VASIMR (Isp variable 3000-30000 s): ~ 120 jours
• Propulsion nucléaire électrique avec hypothèse « lon g terme » de technologie de générateur de puissance (Rankine, αααα=5 kg/kW):
• Propulsion électrique (Isp=3000 s): ~ 110 jours• Propulseur VASIMR (Isp variable 3000-30000 s): ~ 100 jours
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Conclusion (suite)
Et le transfert ultra-rapide de 39 jours ?• La technologie de propulsion VASIMR n’est pas la clé du transfert
rapide (gain réel – mais limité – sur la durée de transfert; l’intérêt principal est sur le plan de la masse).
• Le transfert ultra-rapide ne sera possible qu’avec une rupture technologique sur les générateurs de puissance(masse spécifique ≤ 1 kg/kW).
J.H. Irving, E.K. Blum (Space Technologies Laboratories)2nd Annual AFOSR Astronautics Symposium, 1959
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Épilogue
« Christophe Colomb n’a pas attendu d’avoir leConcorde pour traverser l’Atlantique »
Crédit: Marion Montaigne - http://tumourrasmoinsbete.blogspot.fr/
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