[Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal...

39
Le voyage rapide vers Mars: un rêve accessible ? Elisa Cliquet Moreno (CNES), Nicolas Bérend (ONERA) Paris, 20 Février 2013 Groupe Professionnel Aéronautique & Espace

Transcript of [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal...

Page 1: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Le voyage rapide vers Mars:

un rêve accessible ?

Elisa Cliquet Moreno (CNES), Nicolas Bérend (ONERA)

Paris, 20 Février 2013

Groupe Professionnel Aéronautique & Espace

Page 2: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

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

Page 3: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

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

Page 4: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

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

Page 5: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

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

Page 6: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

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)

Page 7: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

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

chamber

ejectionchamber

0fC*Cvacuum )

P

P(1T

M

R

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

Page 8: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

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)

Page 9: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

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

Page 10: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

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

Page 11: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

La poussée “faible” pour des durées de trajets rédui tes?

Page 12: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

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

Page 13: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

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

Page 14: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

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

Page 15: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

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

Page 16: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

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

Page 17: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

Intérêt de la variation d’impulsion spécifique

0

99

909090 9

0

90

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

Page 18: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

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 %).

Page 19: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

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

Page 20: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

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

Page 21: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

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

Page 22: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

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

Page 23: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

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

Page 24: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

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

Page 25: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

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

Page 26: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

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

Page 27: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

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 ?

Page 28: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

Et du côté de la génération de puissance?

Page 29: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

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)

Page 30: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

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

Page 31: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

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)

Page 32: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

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)

Page 33: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

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

Page 34: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

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).

Page 35: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

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)

Page 36: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

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

Page 37: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

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

Page 38: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

Épilogue

« Christophe Colomb n’a pas attendu d’avoir leConcorde pour traverser l’Atlantique »

Crédit: Marion Montaigne - http://tumourrasmoinsbete.blogspot.fr/

Page 39: [Cliquet-Bérend-2013-AIECLi]-Le voyage rapide vers Mars...A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993 Conférence du groupe

Conférence du groupe professionnel Aéronautique et Espace des Centraliens de Lille – 20/02/2013

Merci de votre attention !Des questions ?

Crédits Ad Astra