Dimensionnement du système de production d'ergols sur Mars

Bonjour,

Puisqu'il semble qu'il y ait de fortes compétences sur le forum, j'ai une autre question très technique, cette fois-ci pour les ingénieurs chimistes ou les personnes de bons sens particulièrement avisées ...

Description du problème :
Dans la mission de référence DRM 3.0 de la NASA pour un voyage habité vers Mars, il est proposé un système de production d'ergols, en fait méthane et oxygène, à l'aide d'une unité chimique (ISRU) et d'H2 apportés de la Terre. Voici les caractéristiques techniques (DRM 3.0, p. 12):

• Compresseur : 496 kg, 5645 W
  
• Réacteur de Sabatier : 60 kg, 0W (réaction exothermique, 10 kW requis uniquement au démarrage)
  
• Membrane de séparation de l'hydrogène : 29 kg, 288 W
  
• Séparateur méthane / eau : 394 kg, 1690 W
  
• Unité de pyrolyse : 711 kg, 3397 W
  
• Unité d'électrolyse 277 kg, 18734 W
  
• Unité de liquéfaction de l'oxygène : 43 kg, 2215 W
  
• Unité de liquéfaction du Methane : 41 kg, 2093 W
  

Total 2051 kg, 32 kW (+H2, de l'ordre de quelques tonnes)

Le problème, c'est que dans la DRM 3.0, il est prévu de produire 39 tonnes d'ergols, alors que dans le scénario qui m'intéresse, il faudrait produire entre 110 et 130 tonnes pour revenir directement vers la Terre. La question est donc : quelle est la nouvelle masse de l'ISRU pour ces nouveaux besoins ? (pour la nouvelle quantité d'H2, c'est bon je sais faire)
J'ai trouvé un article intéressant sur Internet : http://www.clas.ufl.edu/jur/200109/papers/paper_canton.html qui répond presque à la question posée, sauf qu'ils ont travaillé sur des petites unités chimiques pour une production de 1 tonne d'ergols maximum et qu'ils ne discutent que de la masse du réacteur de Sabatier et du condenseur qui correspond je pense au "séparateur méthane eau" du tableau.
Bref, par exemple pour le compresseur cité ci-dessus qui fait 1/4 de la masse, selon vous comment évolue la masse de ce système en fonction de la quantité d'ergols à produire ?
Et comment évaluer également l'évolution des besoins en énergie ?

A+,
Argyre

Pour des questions de redondance, de sécurité, pourquoi ne pas tripler simplement ton système ??

3 ISRU -> 3x39t c'est plus de 110t, mais moin de 130t (faire tourner plus de temps dans ce cas)
Pas forcément tripler tous les composant, mais au moin certains.

Enfin, just une idée comme ca.

ManouchKa a écrit:Pour des questions de redondance, de sécurité, pourquoi ne pas tripler simplement ton système ??

3 ISRU -> 3x39t c'est plus de 110t, mais moin de 130t (faire tourner plus de temps dans ce cas)
Pas forcément tripler tous les composant, mais au moin certains.

Enfin, just une idée comme ca.

Oui, c'est effectivement le plus simple, d'autant plus qu'il y a sans doute également un problème de volume de l'appareillage. Je vais considérer une dépendance linéaire de la masse de l'ISRU en fonction de la masse d'ergols à produire.

Merci.

Bonjour,

Je ne suis pas un spécialiste mais je dirais que deux unités redondantes suffissent. Le problème est de calculer dans quel délai les ergols sont fabriqués. L'idéal est de prévoir qu'ils fonctionnent tous les deux à mi-temps. Comme cela si une unité tombe en panne, la deuxième peut fabriquer la quantité prévue dans le délai imparti. Il serait dommage que les astronautes attendent que les ergols soient fabriqués en quantité suffisante.. De toute façon s'ils ratent la date de départ prévue ils faudraient qu'ils restent environ deux ans de plus...

Pour la quantité d'hydrogène celle ci n'est pas négligeable. Si on compte 1 tonne d'hydrogène pour fabriquer 12 tonnes d'ergols (CH4 + O2), pour fabriquer 120 tonnes il faut donc prévoir d'amener 10 tonnes d'hydrogène... à moins de les trouver sur place à partir de glace enfouie sous le sol que l'on électrolyse.

Bonsoir,

chrisjx2011 a écrit:Bonjour,
Je ne suis pas un spécialiste mais je dirais que deux unités redondantes suffissent. Le problème est de calculer dans quel délai les ergols sont fabriqués. L'idéal est de prévoir qu'ils fonctionnent tous les deux à mi-temps. Comme cela si une unité tombe en panne, la deuxième peut fabriquer la quantité prévue dans le délai imparti. Il serait dommage que les astronautes attendent que les ergols soient fabriqués en quantité suffisante.. De toute façon s'ils ratent la date de départ prévue ils faudraient qu'ils restent environ deux ans de plus..

Merci pour cet avis.
Dans la DRM 3.0, la NASA avait prévu 330 jours d'exploitation de l'usine chimique afin que les ergols soient prêts avant le départ de la mission habitée. En fait, selon mes calculs, il y aurait en plus une marge de plus de 100 jours, sans doute pour ne pas avoir à prendre une décision à la dernière minute et pour tenir compte d'une éventuelle perte d'efficacité.
Pour ce qui est du scénario que j'envisage, les délais sont strictement les mêmes.

chrisjx2011 a écrit:
Pour la quantité d'hydrogène celle ci n'est pas négligeable. Si on compte 1 tonne d'hydrogène pour fabriquer 12 tonnes d'ergols (CH4 + O2), pour fabriquer 120 tonnes il faut donc prévoir d'amener 10 tonnes d'hydrogène... à moins de les trouver sur place à partir de glace enfouie sous le sol que l'on électrolyse.

C'est juste, sauf que pour optimiser l'ISP, le ratio CH4 O2 est de l'ordre de 1 pour 4. Donc il y a un peu moins d'H2 à apporter ou à produire sur place.

Quelques questions pour préciser la problématique :

- la production d'ergols correspond à TOUT ce qu'il faut à la fois pour décoller de Mars et rentrer .... ce qui peut suggèrer un retour direct sans étape de RDV orbital (et donc pas de transfert d'ergols du module qui remonte avec un vaisseau principal resté en orbite) ?
- ou bien on monte les réservoirs pleins et on ravitaille le vaisseau en attente en orbite ?
- ou bien les ergols ISRU sont seulement pour le décollage du sol et atteindre le vaisseau en attente en orbite qui aurait encore des ergols dans ses réservoirs pour le retour ?
- a-ton idée du ratio d'ergols nécessaires pour monter depuis le sol martien un réservoir d'ergol en orbite si on doit ravitailler le vaisseau principal ?

Dans l'installation envisagée :
- les ergols sont directement stockés dans des réservoirs du module qui remonte ? ou bien il y a des réservoirs spécifiques et mobiles pour les conserver puis les déplacer (avec le problème spécifique du LOX cryogénique) et alors quelle masse pour ces récipients (qui n'apparaissent pas dans la liste du matériel) ?.

montmein69 a écrit:Quelques questions pour préciser la problématique :

1) la production d'ergols correspond à TOUT ce qu'il faut à la fois pour décoller de Mars et rentrer .... ce qui peut suggèrer un retour direct sans étape de RDV orbital (et donc pas de transfert d'ergols du module qui remonte avec un vaisseau principal resté en orbite) ?
2) ou bien on monte les réservoirs pleins et on ravitaille le vaisseau en attente en orbite ?
3) ou bien les ergols ISRU sont seulement pour le décollage du sol et atteindre le vaisseau en attente en orbite qui aurait encore des ergols dans ses réservoirs pour le retour ?
4) a-ton idée du ratio d'ergols nécessaires pour monter depuis le sol martien un réservoir d'ergol en orbite si on doit ravitailler le vaisseau principal ?

Dans l'installation envisagée :
- les ergols sont directement stockés dans des réservoirs du module qui remonte ? ou bien il y a des réservoirs spécifiques et mobiles pour les conserver puis les déplacer (avec le problème spécifique du LOX cryogénique) et alors quelle masse pour ces récipients (qui n'apparaissent pas dans la liste du matériel) ?.

Incroyable, tes questions sont exactement celles que je suis en train de me poser à l'instant même où je rentre sur le forum ! Serais-tu en train de m'espionner ? ;)
En fait, je travaille actuellement sur Excel pour tenter de répondre à ces questions ! A priori, (et attention, c'est un scoop !)le retour direct est moins performant que le passage par l'orbite martienne. La raison principale est tout simplement qu'il y a beaucoup de choses qui ne servent à rien sur la surface de Mars, notamment la capsule de réentrée dans l'atmosphère terrestre, mais aussi tous les consommables pour le retour. Or, un arrêt en orbite martienne est très peu pénalisant d'un point de vue énergétique, donc il y a tout intérêt à laisser en orbite tout ce qu'on peut, car tout ce qu'on fait atterrir a un impact sur les masses de l'ISRU, des moteurs, des réservoirs, de la structure, du bouclier thermique et des ergols pour la descente.
En clair, je suis en train de revoir totalement ma copie en ce qui concerne le concept 2-4-2 évoqué dans un autre fil. J'abandonne l'idée du retour direct de Zubrin !!!
En ce qui concerne la question 4), très pertinente, la réponse est oui, je commence à en avoir une idée de plus en plus précise. Bouge-pas, je reprends mes notes ... Sauf erreur de ma part, la masse des ergols à remonter est de l'ordre de 0,6 fois la masse de la charge utile. Par exemple pour 20 tonnes, ça fait 12 tonnes d'ergols. Mais ça dépend de l'orbite bien entendu. Il s'agit dans le cas présent d'une orbite relativement haute avec Delta V pour TEI (Trans-Earth injection) de 1,5 km/s et un rapport masse des moteurs et réservoirs sur masse d'ergols de 12%.
En ce qui concerne le choix entre le scénario 2) ou 3), je ne sais pas encore quel est le meilleur du point de vue IMLEO, mais si c'est le 2), c'est de tellement peu que je pense que ça ne vaut pas le coup de s'embêter à effectuer un ravitaillement. (Attention, je considère toutefois que le vaisseau en orbite n'est composé que d'un étage de propulsion, l'habitat reste celui qu'on ramène de Mars).
En tout état de cause, j'en saurai probablement plus d'ici peu, dès que j'aurai avancé sur Excel ...

Et au fait, en ce qui concerne le dimensionnement de l'ISRU, de nombreuses infos sont données dans le rapport DRA 5.0. Je n'avais qu'à lire le document de 400 pages au lieu du résumé préliminaire de 60 pages ...

Bonne soirée,
argyre

Zubrin avait basé toute sa stratégie sur le fait que le rendez-vous orbital était impossible. D'ou le mot direct, d'ailleurs. Option qui a le mérite de la simplicité, mais peut aussi avoir pas mal de couts cachés - genre on envoie sur Mars des choses qui ne serviront pas sur Mars.

Il me semble qu'avec les outils modernes, le succès de l'ATV au premier essai, on peut penser que cette limitation est dépassée.

Après, savoir si on doit remonter le carburant fabriqué sur Mars vers le module de retour en orbite, ou simplement l'envoyer depuis la terre, ça n'est pas un paramètre que je maitrise.

:?:

Argyre, un point m'échappe dans tes travaux sur la colonie/base martienne, que tu discute sur le FCS. Comment travailles tu ? Avec la technologie actuelle, disponible, ou en projettant les possibilités techniques dans un futur donné ? J'imagine que l'état de l'art évolue progressivement : par exemple, est ce que le modèle "Mars Direct" de Zubrin, qui date de 1990, je crois (?) évolue chaque année ou tous les X ans ?

S

Nous en sommes à présent à DRM 5 depuis 3 ans

Le lien correspondant : http://www.lpi.usra.edu/meetings/leag2007/presentations/20071001.drake.pdf

;)

SB a écrit: :?:

Argyre, un point m'échappe dans tes travaux sur la colonie/base martienne, que tu discute sur le FCS. Comment travailles tu ? Avec la technologie actuelle, disponible, ou en projettant les possibilités techniques dans un futur donné ? J'imagine que l'état de l'art évolue progressivement : par exemple, est ce que le modèle "Mars Direct" de Zubrin, qui date de 1990, je crois (?) évolue chaque année ou tous les X ans ?
S

Comme l'a écrit Explorer, au niveau de la NASA, le dernier rapport concernant le voyage habité vers Mars est le DRA 5.0 et date de 2 ans. C'est un rapport qui prend en compte essentiellement les possibilités techniques actuelles, ou les projections réalistes dans un futur très proche, et je me base fortement sur ce rapport. Avant il y avait la DRM 3.0, puis encore avant la DRM 1.0 qu'il est important d'avoir lu également. Tous ces rapports découlent de Mars semi-direct proposé initialement par Zubrin, comme cela est décrit dans son livre The Case for Mars (Cap sur Mars en Français), où il parle de Mars semi-direct mais préconise plutôt Mars Direct.

Cordialement,
Argyre

Argyre a écrit:

Comme l'a écrit Explorer, au niveau de la NASA, le dernier rapport concernant le voyage habité vers Mars est le DRA 5.0 et date de 2 ans. C'est un rapport qui prend en compte essentiellement les possibilités techniques actuelles, ou les projections réalistes dans un futur très proche, et je me base fortement sur ce rapport. Avant il y avait la DRM 3.0, puis encore avant la DRM 1.0 qu'il est important d'avoir lu également. Tous ces rapports découlent de Mars semi-direct proposé initialement par Zubrin, comme cela est décrit dans son livre The Case for Mars (Cap sur Mars en Français), où il parle de Mars semi-direct mais préconise plutôt Mars Direct.

Cordialement,
Argyre

Si je puis me permettre, je crois me souvenir qu'il y a également eu un scénario DRM-4 il y a une dizaine d'années. Le site de la Mars Society en parle très certainement.

Explorer a écrit:

Argyre a écrit:

Comme l'a écrit Explorer, au niveau de la NASA, le dernier rapport concernant le voyage habité vers Mars est le DRA 5.0 et date de 2 ans. C'est un rapport qui prend en compte essentiellement les possibilités techniques actuelles, ou les projections réalistes dans un futur très proche, et je me base fortement sur ce rapport. Avant il y avait la DRM 3.0, puis encore avant la DRM 1.0 qu'il est important d'avoir lu également. Tous ces rapports découlent de Mars semi-direct proposé initialement par Zubrin, comme cela est décrit dans son livre The Case for Mars (Cap sur Mars en Français), où il parle de Mars semi-direct mais préconise plutôt Mars Direct.

Cordialement,
Argyre

Si je puis me permettre, je crois me souvenir qu'il y a également eu un scénario DRM-4 il y a une dizaine d'années. Le site de la Mars Society en parle très certainement.

ceci semble être abordé dans ce document de 600 pages (en particulier p123 et...page 245 et+)
http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20070025041_2007023230.pdf

Merci Tatiana pour avoir précisé mon post.