[SpaceX] : avenir, perspectives et opinions

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Merci pour le poster des Delta-V, je me suis dépêché de le mettre dans la boîte... Mais il y a une erreur pour le Delta-V entre l'orbite basse (400 km) et la surface de Vénus. Vénus a approximativement les mêmes masse et diamètre que la Terre, ce Delta-V ne peut être égal à 27 km/s. (Sauf peut-être à vouloir lancer une fusée depuis sa surface vers cette orbite en intégrant les pertes aérodynamiques liées à la forte densité de l'atmosphère, mais qui dépendent fatalement de la taille du lanceur... Et quels ergols supporteraient les températures de surface ?)

Pour Mars, cet organigramme des Delta-V sera peut-être plus simple à exploiter.
[SpaceX] : avenir, perspectives et opinions - Page 11 Organigramme_Delta-V


Dernière édition par Henri le Lun 16 Fév 2015 - 23:40, édité 1 fois

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@Kudos a écrit:Peut-être une petite question simple pour commencer : quelle serait la durée maximale d'un voyage et quelle vitesse devrait atteindre le vaisseau si l'aller-retour devait se faire lors de la même fenêtre de lancement? (afin de ne pas attendre une vingtaine de mois pour faire revenir le MCT).
Dans ce cas (transferts et durée sur place courtes) les Delta-V passent à plusieurs dizaines de km/s et point de salut hors de réacteurs nucléaires légers en phases gazeuse + VASIMR.
Propulseur :
http://armag67.dyndns.org/Astronautique/VASIMR/
Source d'énergie :
http://armag67.dyndns.org/Astronautique/Nucleaire-Thermonucleaire-Antimatiere/NEP%20with%20Vapor%20Core%20Reactor%20&%20MHD/

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@Kudos a écrit:Peux-tu me communiquer la durée maximale de l'aller et du retour en comptant seulement 5 à 6 jours sur Mars, ainsi que la vitesse maximale que devrait atteindre le vaisseau dans ces conditions?
En dessous d'un mois sur place (sur Mars) le total des delta-V ne change plus beaucoup, mais se stabilise déjà à près (autant que je m'en rappelle) de 80-90 km/s (ce qui corresponde à des vitesses maximales dépassant les 20 km/s), ce qui implique des impulsions spécifique de près de 5000 s pour tenir dans les rapports de masse raisonnables et compatibles avec les masses des sources d'énergies nucléaires compactes : GCNR (très exotique) ou réacteur nucléaire à phase gazeuse + VASIMR (moins exotique).
Il faut tabler sur des voyages de près de 1,5 à 2 mois et des vitesses moyennes à l'aller comme au retour de l'ordre de 10-12 km/s.
Tout ça à la louche naturellement...
Il suffit de tabler sur une distance à parcourir de 50 à 60 millions de km à l'aller et autant au retour. En partant du médiocre rapport puissance/masse des meilleures sources d'alimentation nucléaires envisageables et une optimiste Isp moyenne entre 5 000 et 10 000 s pour un VASIMR raisonnable, on aboutit à un total des delta-V de l'ordre de 90 km/s via l'équation de Tsiolkovsky. Sur la base de l'enchainement d’accélérations suivantes V=0 -> V=Vmax -> V=0 à l'aller et idem pour le retour et Vmoyenne = Vmax/2 on aboutit à la louche à une dizaine de km/s de vitesse moyenne ce qui pour la distance citée plus haut nous amène à peu près à 45-60 jours de transit aller et autant retour.
Sinon épluche les pdf de mon serveur dont j'ai donné les liens, niveau bac+2 en maths suffisent.

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En étudiant le sujet, les gens de SpaceX vont peut-être se rendre compte qu'un tir direct de 100 tonnes vers Mars en propulsion chimique est acceptable pour quelques missions ponctuelles, mais pas très optimal pour un trafic régulier plus important.
Le MCT serait un vaisseau à propulsion plasmique effectuant les navettes Terre-Mars, depuis l'orbite basse. L'assemblage peut être un peu pénible (enfin, quand même moins que l'ISS avec un lanceur de bonne capacité), mais une centrale solaire électrique de 10 MW peut bien avoir une durée de vie de 10-15 ans (si on ne veut pas se compliquer la vie avec le nucléaire).
Et on peut avoir intérêt à découpler transport de fret -sur trajectoire économique- et transport de personnel -sur trajectoire rapide-.
Sujets souvent développés par ici...

Si j'ai bien compris la philosophie de Musk : si la propulsion électrique l'intéresse, je pense qu'il regarderait d'abord ce qu'on peut faire avec des technos un peu matures, moteur à effet Hall et centrale solaire par exemple. Mais d'ici à ce que cela devienne vraiment d'actualité, le Vasimr devrait aussi avoir volé.
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Pour résumer, je dirais transfert rapide d'un équipage (~2 mois aller) avec propulsion électrique implique VASIMR + électronucléaire avancé tandis que transfert lent (fret) avec propulsion électrique implique énergie solaire pour maximaliser la charge utile comparativement à la propulsion chimique.

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Des aller-retours tous les 26 mois, c'est un trafic régulier, non ? ;)
Quant à la fenêtre de lancement tous les 26 mois, ce n'est pas une loi de la physique mais une question de technologie. En poussée continue, cette contrainte est beaucoup moins pertinente.
Mais bon, tu as probablement raison, je pense aussi qu'il proposeront quelque chose de plus conventionnel, s'il s'agit de fournir un premier plan cette année.
lambda0
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@lambda0 a écrit:Des aller-retours tous les 26 mois, c'est un trafic régulier, non ? ;)
Quant à la fenêtre de lancement tous les 26 mois, ce n'est pas une loi de la physique mais une question de technologie. En poussée continue, cette contrainte est beaucoup moins pertinente.
Mais bon, tu as probablement raison, je pense aussi qu'il proposeront quelque chose de plus conventionnel, s'il s'agit de fournir un premier plan cette année.

On connait la passion de Musk pour les énergies renouvelables et en particulier pour le solaire (Tesla, la gigafactory, Solar City, hyperloop...), on commence aussi à entrevoir la stratégie de SpaceX : évoluer en permanence, avoir toujours un ou deux projets en développement. Que SpaceX s'intéresse à la propulsion ionique/plasmique/éléctrique n'est donc qu'une question de temps.

olarthym

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SpaceX peut présenter un premier projet de MCT utilisant des technologies chimiques classiques et éprouvées mais au final passer au VASIMR, entre le temps de la présentation du projet et sa réalisation quelques technologies ont le temps de faire leurs preuves.

Maurice

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Au fait, j'ai retrouvé hier soir sur mon disque dur ce fichier que j'ai mis en ligne sur mon serveur :
http://armag67.dyndns.org/Astronautique/VASIMR/pdf/VASIMR%20Human%20Mission%20to%20Mars%20SPESIF-2011.pdf

Sinon pour répondre au MP de Kudos (tu aurais pu en faire un message public car son contenu quoique long est très intéressant) :

Des indices structurels dépassant les 90 % faut pas trop rêver... Le "Shuttle Tank" démuni de moteurs culminait à 96,1 % et l'étage "Energia Core" dotés de moteurs à 90,6 %.

Maintenant VASIMR est-il un projet sérieux ? Techniquement oui, mais au taux actuel de financement de la R&D on peut dire que non (j'ai toujours considéré que les niveaux de financements de la R&D dans les domaines de la propulsion avancée et des sources d'énergies nucléaires compactes étaient indicatifs d'une volonté ou d'une absence de volonté d'envoyer un équipage vers Mars en transfert rapide...)

Pour finir, en propulsion chimique, point d'issue hors de l'orbite de Hohmann... Je le répète, des transferts en 45-60 jours nécessitent des delta-v hors de porté de la propulsion chimique (sauf à mettre en orbite LEO des centaines de MILLIARDS de tonnes, elle est horrible l'équation de Tsiolkovski avec son atroce fonction exponentielle...)

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@Henri a écrit:
Pour finir, en propulsion chimique, point d'issue hors de l'orbite de Hohmann... Je le répète, des transferts en 45-60 jours nécessitent des delta-v hors de porté de la propulsion chimique (sauf à mettre en orbite LEO des centaines de MILLIARDS de tonnes, elle est horrible l'équation de Tsiolkovski avec son atroce fonction exponentielle...)

Surtout lorsqu'on pense que des MILLIARDS de tonnes de carburants en LEO seraient mieux utilisés pour emporter des charges utiles importantes, plutôt qu'à économiser quelques jours sur un voyage...
Et je pense que cela reste valable pour les propulsions avancées, même si les contraintes à ce sujet sont moins fortes...

On se protégerait mieux des radiations en emportant quelques tonnes d'eau supplémentaires pour un bouclier qu'en raccourcissant le trajet (ce qui n’éviterais d'ailleurs pas un coup de malchance telle l’éruption solaire du siècle pile poil lors du trajet).
LuckySan
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Chaque chose, y compris les modes de propulsions avancés (électronucléaire + VASIMR, ou GCNR, ou Mini-MagOrion) arriveront quand ils seront nécessaires...
Mais les premières missions habitées vers Mars sauront se contenter de l'architecture MCT.

Mini-MagOrion : http://armag67.dyndns.org/Astronautique/Nucleaire-Thermonucleaire-Antimatiere/x-Orion/Mini-MagOrion/
GCNR : http://armag67.dyndns.org/Astronautique/Nucleaire-Thermonucleaire-Antimatiere/NTR/Mars-GCNR/

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@Henri a écrit:Merci pour le poster des Delta-V, je me suis dépêché de le mettre dans la boîte... Mais il y a une erreur pour le Delta-V entre l'orbite basse (400 km) et la surface de Vénus. Vénus a approximativement les mêmes masse et diamètre que la Terre, ce Delta-V ne peut être égal à 27 km/s.

C'est une erreur je pense...
j'avoue que j'avais surtout regardé pour mars bien sur, et pour le systeme exterieur (pour rever un peu... :eeks: )

Je me permets donc d'éditer le post où j'ai placé le poster pour avertir de cette erreur. merci de me l'avoir remontée...
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@fab37toto a écrit:non c'est normal, il est difficile de s'en échapper. (c'est comme EVE sur KSP le jeu).

je pense cela est du a l'atmosphère de Vénus.
Remarque sur la densité de l'atmosphère de Vénus, les pertes aérodynamiques sont proportionnelles à la section du lanceur (c'est à dire le carré de sa dimension), alors que la masse du lanceur est proportionnelle au cube de sa dimension, à partir de là, la valeur du delta-v (incluant les pertes aérodynamiques) passe par n'importe quelle valeur entre l'Infini et la valeur balistique (~7 km/s) en passant d'un tout petit lanceur (quelques décimètres) à un lanceur gigantesque (100 km).
27 km/s correspondrait alors à un lanceur d'une masse et d'une taille bien précises qu'il faudrait donner...
De plus, quels ergols supporteraient les conditions thermiques qui règnent à la surface de Vénus ?
Enfin à supposer que de tels ergols existent, il serait plus simple de monter en altitude grâce à un ballon gonflable à l'hélium et de n'allumer les moteurs que dans la haute atmosphère... et là on se rapprocherait des conditions balistiques.
À mon avis ils ont voulu simplement donner la valeur balistique de 7 km/s et malheureusement les doigts de l'infographiste étaient ronds alors que les touches du clavier étaient carrées... :iout:

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@Kudos a écrit:D'après ce qu'a dit Henri, qu'il me corrige si je me trompe, ce serait bien trop long pour permettre le retour lors de la même fenêtre de lancement. Pour cela le MCT devrait être capable de faire l'aller en 45 à 60 jours et également le retour en 45 à 60 jours, ce que la propulsion chimique ne permet pas.
Si cela peut pousser la NASA/SpaceX a accéléré le developpement de propulsion alternative (qui ne le seront plus à l'avenir) tant mieux!

olarthym

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Si le propergol de retour est disponible sur Mars (produit ou préalablement acheminé dans un dépot), il y a des possibilités de retour sans attendre la conjonction suivante, par la trajectoire dite d'opposition : cette trajectoire plonge vers le soleil, utilise éventuellement une assistance gravitationelle par Vénus, et rattrape la Terre avant la conjonction suivante.
Ca donnerait à peu près les chiffres cités par Socrates un peu plus haut : aller en 120 j ou un peu plus (un peu plus énergétique que du Hohman, mais encore à la portée du chimique), retour plus long, de l'ordre de 300 jours. Avec au milieu, séjour de 30 jours sur Mars.
Si on emporte tout le propergol depuis la Terre, il faudrait un vaisseau d'au moins 40000 tonnes pour cette boucle en propulsion chimique. Si le propergol de retour est disponible sur Mars, certainement beaucoup moins.
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C'est vrai que cette trajectoire là, je la connais assez mal... Mais ça nous fait encore un roundtrip de 450 jours (près de 15 mois) .

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Sans être un aficionados de Spacex - expression que j'évite malgré que certain nous explique qu'il n'y a aucune moquerie dans l'utilisation de cette expression espagnol - au moins Space X réactive cet espace...Bon , mais voilà que contaminé, je viens de l'utiliser à l'insu de mon plein gré    🤡
En tout cas je suis avec intérêt ce sujet ... ne disons pas avec ferveur sinon ...  ;)

Giwa
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