Sur le moteur magnétoplasmodynamique (MPD)

Henri a écrit:Merci

Des publicités affirment souvent que leur boisson sans alcool peut être consommé sans aucune modération...mais essayez donc dans ingurgiter 10 L d'une seule traite...donc merci à Henri de m'avoir modérer...car je m'étais un peu trop emballé...et monopolisais trop ce sujet...sans doute un peu trop de passion de ma part! Bon...c'est mon premier forum ...et j'aurais mieux fait de commencer sur un forum moins captivant...comme par exemple"le forum de l'évolution de l'aiguille à coudre à travers les âges"...forum moins emballant ...quoique à l'âge du Néolithique pour les aiguilles en os , ce sujet peut déboucher sur des questions de civilisation fort importantes!
Bien ...je vais demander à mon ange gardien de faire plus attention et de me modérer à temps.
Giwa

giwa a écrit:
...
Bien ...je vais demander à mon ange gardien de faire plus attention et de me modérer à temps.
Giwa

Rien de mal, j'ai juste remplacé le lien en dur par un minilien pour que les moteurs de recherche ne pointent pas vers le serveur de Henri :D

(suite discussion du fil sur le moteur Hall)

Pour fixer les idées sur les ordres de grandeur...



Il y a deux vaisseaux :
- Vaisseau habité sur une trajectoire rapide
- Cargo sur trajectoire basse énergie, transportant l'atterrisseur et autre matériel et le propulsif de retour pour le vaisseau habité.
Les consommables divers sont comptabilisés dans la charge utile.

On arrive à des masses un peu élevées si on ne compte pas sur une ISRU sur Mars, mais il faut tenir compte du fait que le matériel est réutilisable d'une mission à l'autre (pas de largage de réservoirs comme en propulsion chimique, pas de limitations dûes à la radioactivité comme avec les systèmes utilisant l'énergie nucléaire).
Si on utilise des MPDT avec LH2 au lieu de Li et si on peut compter sur une production de H2 sur Phobos avec la centrale énergétique qui aura servi à acheminer le cargo, la masse totale à envoyer descend très vite. De plus, l'Isp peut être plus importante, à 10000 s.
Pour simplifier, j'ai pris les mêmes caractéristiques du système de propulsion pour le cargo et pour le vaisseau habité, alors qu'on aurait intérêt à travailler à Isp plus élevée pour le cargo.

Mais il faut que j'affine encore un peu tout celà...

Si on place au préalable le propulsif de retour en orbite autour de Mars, c'est en effet jouable avec les MPD de la prochaines génération et des panneaux solaires ultra-légers en augmentant la fraction du dispositif de propulsion au détriment de la masse d'ergols. Mais encore faut-il produire LH2 sur place (Phobos) car il est hors de question de l'apporter depuis la Terre et de le stocker pendant 2 ans...
Ta feuille de calcul table sur Li comme ergol avec près de 740 t à mettre en orbite, ça fait beaucoup... et je trouve tes indices structurels un peu optimistes.
Sympa ta feuille de calcul...

Ca fait beaucoup, mais j'ai l'impression qu'à partir du moment où il n'y a pas d'ISRU, il est difficile de descendre beaucoup plus bas, quel que soit le système de propulsion (toujours en restant dans l'hypothèse d'une mission de moins d'un an). On gagnerait peut-être 100 ou 150t avec une propulsion moins massive (GCNR), mais d'un autre côté, si cette autre propulsion utilise H2 (au lieu de Li pour le MPDT), celà peut conduire à des réservoirs plus massifs et volumineux, et on a un problème pour le retour : il faut alors stocker H2 sur une longue période, ce qui augmente encore la masse des réservoirs si on inclut une réfrigération (si c'est possible!). A moins évidemment que le GCNR soit utilisable avec Li sans trop perdre en Isp.
J'enverrai le tableur quand j'aurais vérifié quelques approximations.

A+

lambda0 a écrit:Ca fait beaucoup, mais j'ai l'impression qu'à partir du moment où il n'y a pas d'ISRU, il est difficile de descendre beaucoup plus bas, quel que soit le système de propulsion (toujours en restant dans l'hypothèse d'une mission de moins d'un an). On gagnerait peut-être 100 ou 150t avec une propulsion moins massive (GCNR), mais d'un autre côté, si cette autre propulsion utilise H2 (au lieu de Li pour le MPDT), celà peut conduire à des réservoirs plus massifs et volumineux, et on a un problème pour le retour : il faut alors stocker H2 sur une longue période, ce qui augmente encore la masse des réservoirs si on inclut une réfrigération (si c'est possible!). A moins évidemment que le GCNR soit utilisable avec Li sans trop perdre en Isp.
J'enverrai le tableur quand j'aurais vérifié quelques approximations.

A+

En fait j'affectionne particulièrement le GCNR, car son Isp ET sa puissance propulsive par unité de masse seraient largement dans les cordes d'une mission habitée rapide vers Mars.
Il y a en fait une deuxième raison qui me fait pencher vers ce type de solution : observons un propulseur chimique traditionnel (moteur fusée ou réacteur aérobie), sa construction est très complexe, mais son principe de fonctionnement est d'une simplicité biblique... Par opposition, les propulseurs électriques (MPD, Hall, ioniques, etc...) avec leurs générateurs, PPU, cablages, etc... me font penser aux moteurs à pistons d'avant la propulsion par réaction. La mise en oeuvre de chaque élément parait simple, mais c'est la combinaison d'une foule d'éléments disparates qui rends l'ensemble complexe et limite ses performances au maillon le plus faible de la chaîne.
Ma démarche relève un peu de la philosophie du rasoir d'Occam appliqué ici à un domaine technologique.

Henri a écrit:En fait j'affectionne particulièrement le GCNR, car son Isp ET sa puissance propulsive par unité de masse seraient largement dans les cordes d'une mission habitée rapide vers Mars.
Il y a en fait une deuxième raison qui me fait pencher vers ce type de solution : observons un propulseur chimique traditionnel (moteur fusée ou réacteur aérobie), sa construction est très complexe, mais son principe de fonctionnement est d'une simplicité biblique... Par opposition, les propulseurs électriques (MPD, Hall, ioniques, etc...) avec leurs générateurs, PPU, cablages, etc... me font penser aux moteurs à pistons d'avant la propulsion par réaction. La mise en oeuvre de chaque élément parait simple, mais c'est la combinaison d'une foule d'éléments disparates qui rends l'ensemble complexe et limite ses performances au maillon le plus faible de la chaîne.
Ma démarche relève un peu de la philosophie du rasoir d'Occam appliqué ici à un domaine technologique.

Dans l'absolu, c'est vrai que le GCNR est supérieur du point de vue des performances et de la simplicité, et que les propulsions électriques sont des systèmes assez complexes.
Néanmoins, ce qui me fait pencher plutôt vers la propulsion électrique sont des considérations sur la progressivité du développement, mais également une certaine polyvalence de ce type de propulsion.
Pour ce qui est de la complexité : une propulsion électrique est complexe, ce qui semble augmenter le risque de panne. Cependant, les 30 ans d'expérience des russes sur les moteurs Hall suggèrent que ces systèmes sont en fait plus fiables que les propulsions chimiques par exemple. Il s'agit de composants électroniques, d'aimants, de valves qui ne doivent transmettre que des débits très faibles. Le système fonctionne de façon stationnaire pendant de longues périodes, à très faible niveau de puissance comparée à un moteur chimique ou nucléothermique. On gère plus des problèmes d'usure dans le temps que des fortes contraintes ponctuelles mécaniques et thermiques .

Considérer également que certaines propulsions électriques couvrent une large gamme de missions, en ayant plus de degrés de liberté sur l'Isp par exemple, ou sur le fluide propulsif : on construirait aussi bien des MPDT de 200 kW pour pousser une grosse sonde ou des cargos que des moteurs de 10 MW pour des vaisseaux habités. On factorise ainsi pas mal de développements. Alors qu'on ne développerait le GNCR pratiquement que pour pousser un vaisseau habité vers Mars, et ce développement peut être assez coûteux si on considère les moyens de tests particuliers requis (on ne ferait plus des essais à l'air libre comme NERVA...), tandis que les moteurs électriques se testent bien dans des laboratoires universitaires, dans les premières phases.

Mais bon, même si la balance semble pencher vers la propulsion électrique actuellement, les deux se défendent, et c'est vrai que les propulsions électriques sont un peu limites pour des vols rapides vers Mars, et qu'on doit encore faire quelques hypothèses optimistes sur les rapports de structure.

A+

A titre de comparatif j'ai mis à jour le fichier Excel de comparaison des caractéristiques des différents types de moteurs en y rajoutant les variantes du MITEE de Powell et Maise. (voir l'onglet Comparaisons)
http://minilien.com/?Djrp6xunog
La nouvelle entrée la plus intéressante est "NTR - MITEE (Hybrid Electro-Thermal)". Il suffit de cliquer dessus pour tomber sur le PDF correspondant. Le diagramme de fonctionnement de ce moteur hybride est assez intéressant, on le trouve vers la fin du PDF.

Bonjour,

Oui, document intéressant cette feuille de calcul.
Cependant, avec une vitesse d'éjection très supérieure (200km/s), la masse propulsive est beaucoup plus faible mais l'accélération est elle aussi plus faible ce qui allonge la durée du voyage SAUF si la charge utile est elle aussi réduite et si on soigne au maximum le rapport w/kg.
Avec le film ultra-léger qui atteindra bientôt 10kw/kg et avec une structure ultra-légère (j'ai suggéré gonflable... c'est à la mode) et avec un DS4G dont la masse est remarquablement faible (densité énergétique exceptionnelle), il me semble que l'on pourrait faire beaucoup mieux.

Puisque la centrale électrique est réutilisable pour plusieurs missions, si la charge utile est relativement trrès petite, cela n'a pas grande importance.
Je veux dire qu'avec seulement 20% de charge utile, les performances seraient bien meilleures.
Pourriez-vous, cher Lambda0, entrer ces chiffres dans votre ordinateur et pour voir ce qu'il donne comme résultats ?
Socrates. (ex-ventout)

Socrates a écrit:Bonjour,
Oui, document intéressant cette feuille de calcul.
Cependant, avec une vitesse d'éjection très supérieure (200km/s), la masse propulsive est beaucoup plus faible mais l'accélération est elle aussi plus faible ce qui allonge la durée du voyage SAUF si la charge utile est elle aussi réduite et si on soigne au maximum le rapport w/kg.
Avec le film ultra-léger qui atteindra bientôt 10kw/kg et avec une structure ultra-légère (j'ai suggéré gonflable... c'est à la mode) et avec un DS4G dont la masse est remarquablement faible (densité énergétique exceptionnelle), il me semble que l'on pourrait faire beaucoup mieux.
Puisque la centrale électrique est réutilisable pour plusieurs missions, si la charge utile est relativement trrès petite, cela n'a pas grande importance.
Je veux dire qu'avec seulement 20% de charge utile, les performances seraient bien meilleures.
Pourriez-vous, cher Lambda0, entrer ces chiffres dans votre ordinateur et pour voir ce qu'il donne comme résultats ?

En fait, dans le cas d'un vol habité vers Mars, l'optimum de vitesse d'éjection est plutôt de 50 à 100 km/s : à des vitesses supérieures, il faut beaucoup plus de puissance électrique pour produire une poussée suffisante pour réduire le temps de vol, ce qui augmente d'autant la masse de la centrale électrique. Et à vitesse d'éjection plus basse, c'est la masse de réaction nécessaire qui augmente beaucoup.
Pour la centrale solaire, cette valeur de 10 kW/kg me semble un peu trop optimiste, mais je regarderai ce soir ce que ça donne. Dans le calcul ci-dessus, j'avais pris 2 kW/kg pour tenir compte d'une masse de structure (il faut bien les tenir tous ces panneaux!).

Socrates a écrit:
Socrates. (ex-ventout)

eh, on peut se tutoyer ? ;)

Il me semble que la vitesse d'éjection optimale pour un voyage habité vers Mars, et afin qu'il soit le plus court possible, est d'abord déterminé par le kw/kg de la centrale électrique.
Ensuite, si la proportion de charge utile est réduite afin de ne pas trop affecter le n*kw/kg alors, logiquement, c'est la masse éjectée qui devient l'élément critique et qu'il convient d'ajuster.

si, comme prévu et fort probable, l'épaisseur du film CP1/a-Si:H peut être réduit de 9,5 à 3 microns alors les 10kw/kg seront atteint voire dépassés.
Et si, comme je le pense, la structure peut être de type gonflable et elle-même ultra-légère alors il doit être possible d'atteindre tout compris 5kw/kg et même probablement de faire beaucoup mieux (peut-être bien 7 kw/kg)
Si l'énergie peut être fournie avec si peu de masse alors c'est la masse d'éjection qui pénalise le plus les performances du véhicule (SI, bien sûr, la charge utile est elle-même réduite; alors allons encore plus loin dans le principe et réduisons-là à seulement 5% de la masse totale)
Ce que j'essaie de dire c'est que si nous prenons le cas extrème où la centrale électrique + la masse d'éjection + charge utile, tout compris, atteint 2,5 kw/kg alors la vitesse d'éjection peut être avantageusement plus grande.
Disons qu'il devrait être possible de faire une formule 1 et de réduire le temps de l'aller simple (à partir d'une orbite géostationnaire terrestre et afin de gagner encore plus de temps) à moins de deux mois.
Pourrais-tu nous confirmer ça si tu peux entrer ces données dans ton tableau de calcul automatique ?
(le DS4G permet de multiplier par 20 la densité de poussée en comparaison avec les ions thrusters à grille)
@+

Salut

Si tu regardes bien, il n'y a pas que la masse des panneaux solaires : on compte aussi la PPU, la masse des moteurs eux-mêmes. Ensuite, de la masse de structure un peu partout : réservoirs, etc.

Chang Diaz (l'inventeur et promoteur du VASIMR) montre dans ses présentations "commerciales" des résultats de calcul avec des vols Terre-Mars en 50 ou 60 jours avec une centrale électrique de 200 MW, mais si on y regarde de près, ça ne semble pas très réaliste : il fait de grosses hypothèses sur les masses de structures, on a l'impression que les réservoirs ne pèsent rien, qu'il n'y a pas de bouclier, que l'énergie électrique sort directement du générateur sous la bonne tension, etc.
Et même pour le calcul que j'ai fait, où je suis plus prudent, Henri m'a fait remarquer que mes indices de structures étaient déjà assez optimistes.

Pour être un peu réaliste, il faudrait avoir une idée de la masse de ce moteur DS4G et de la façon dont elle évolue avec la puissance. Pour le moteur MPDT utilisé dans ce calcul, la valeur de 5 kW/kg provient d'une étude NASA, et en rajoutant tout le reste, on n'arriverait jamais à 2.5 kW/kg pour la masse sèche du vaisseau.
Le DS4G fait-il mieux ? J'en doute un peu étant donné la simplicité de structure du MPDT.

(il faudra que je trouve quelque part un espace de stockage pour mettre ce tableur en partage)

A+

Comment tu estimes la masses de la PPU ?

J'ai trouvé ça: Transformateur supraconducteur: (weight reduction and higher efficiencies)
http://www.wtec.org/loyola/scpa/03_05.htm
http://www.sciencedaily.com/releases/2002/02/020221073146.htm
(vers le 4/5ème de l'article) :
http://crtbt.grenoble.cnrs.fr/dispositifs_supra/index.htm
(vers le milieu) :
http://www-leg.ensieg.inpg.fr/soutenance01.html

Voir document suivant :
http://gltrs.grc.nasa.gov/reports/2003/TM-2003-212349.pdf
La PPU pèse 3t pour une puissance de 2.5 MWe.
Par contre, la source était un générateur nucléaire, avec son groupe produisant une moyenne tension alternative. Dans le cas de panneaux solaire, on aurait une tension continue, donc le système sera assez différent (ce point a déjà été discuté). J'ai pris une masse de 0.4 kg/kW, donc deux fois plus faible, de façon un peu arbitraire. Si on veut être plus précis, il faut rentrer dans le détail de ce composant.
Cette étude considère des paramètres optimistes à tous les niveaux (masse des moteurs, masse des réservoirs, systèmes de réduction de l'évaporation, etc.).

Bon, pas d'affolement : c'est du prospectif très très long terme, on n'est pas prêt d'aller gambader sur les lunes de Jupiter ;)

A+

Mais nous ignorons s'ils ont intégré une technologie supraconductrice.

Par exemple, j'ai trouvé ça:
""""
1. 30-50% reduction in weight
2. 30-70% reduction in volume
3. Smaller footprint, easier to install and replace
4. Less heat generation which translates into a smaller thermal management system,
5. Using specifically MgB2 superconducting wire, there is the potential of equal or lower cost than a conventional transformer""""

"""Who can benefit?
... airborne, space and mobile military systems that might operate in the 3-30Mw range.""""
ici: http://66.249.93.104/search?q=cache:Y1CDkh0hlrEJ:www.dawnbreaker.com/vas/docs/HyperTech-Brief.pdf+%22SUPERCONDUCTING+TRANSFORMERS%22+nasa&hl=fr&gl=fr&ct=clnk&cd=7&client=firefox-a

@+

J'ai fait d'autres recherches (PPU avec supraconducteurs) et trouvé ça: (un extrait d'un document très très long...)

Title: Development of Magnesium Diboride Coils for High Voltage Superconducting Transformers
Abstract: New high power airborne and mobile military systems will require megawatts of electrical power produced by very lightweight power sources. The majority of these new systems will require multi-megawatts of power delivered at very high-voltages. Generators will not be able to directly produce the high voltages so high-voltage, multi-megawatt transformers will be required. A superconducting transformer offers the possibility of developing very lightweight, high power transformer. While BSCCO and YBCO coated conductors are being considered for this application, the AC loss characteristics of these conductors are not ideal. In January 2000 it was announced that magnesium diboride compound is superconducting up to 39 K. Our present properties of magnesium diboride wires in the 20-30 K range in magnetic fields up to 2 tesla appear ideal for superconducting transformers. We have also demonstrated a magnetic shielding approach that can result in a significant reduction of AC losses. This proposal explores the development and demonstration of magnesium diboride coils for both the primary and secondary coils of a superconducting transformer. By accelerating the development of a low cost, low AC loss magnesium diboride wire, commercial applications for superconducting transformers, open MRI, generators, and motors will implemented sooner in the marketplace."""

En fait, après lecture de plusieurs doc, il semblerait possible de réduire considérablement la masse du transformateur lui-même. Mais il faut ajouter le dispositif de refroidissement. Cependant, dans l'espace, dans l'ombre permanente de la centrale électrique... le système de refroidissement pourrait être modeste.
@+

Socrates a écrit:J'ai fait d'autres recherches (PPU avec supraconducteurs) et trouvé ça: (un extrait d'un document très très long...)

Title: Development of Magnesium Diboride Coils for High Voltage Superconducting Transformers
...
En fait, après lecture de plusieurs doc, il semblerait possible de réduire considérablement la masse du transformateur lui-même. Mais il faut ajouter le dispositif de refroidissement. Cependant, dans l'espace, dans l'ombre permanente de la centrale électrique... le système de refroidissement pourrait être modeste.
@+

Merci pour ces infos.
Je ne doute pas qu'il y a une multitude de possibilités et de voies à explorer, et de la même façon que ces panneaux solaires semblent représenter une innovation de "rupture", il peut s'en produire aussi sur d'autres composants.
Ensuite, le seul fait d'utiliser des panneaux solaires peut simplifier la partie électrique : par une topologie de connexion astucieuse, on a directement des hautes tensions...

A+

On commence à s'intéresser à ce que font les américains, et au MPDT...
Un article de la SNECMA sur la propulsion électrique de puissance :
http://stinet.dtic.mil/dticrev/PDFs/ADA446639.pdf
Contient des données numériques intéressantes sur les performances permises par les différents gaz (xénon, krypton, etc.) compte tenu de la masse des réservoirs.