Les différents scénarios pour aller sur Mars

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Socrates a écrit:
Il est dommage que ces deux liens ne fonctionnent plus. :pale:
Je peux remettre le premier demain.
Apparemment, il y avait un copyright sur le second, je te l'enverrai en MP.

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lambda0

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Pour revenir sur l’idée d’un ″arèonef ″ (jeu de mot sur aéronef et Arès qui chez les grecs anciens correspondait à Mars des romains ) qui permettrait un transport plus rapide que par voie terrestre , c’est le mode turboréacteur (même s’il doit fonctionner en emportant aussi bien le comburant que le carburant ) qui serait plus économe en énergie que le mode fusée. En effet pour la même impulsion p qui est le produit de la masse éjectée par la vitesse d'éjection on éjecte une masse plus grande M que celle m pour la fusée et par contre la vitesse d'éjection v est plus faible que celle V pour la fusée , soit: p = M . v = m . V
Comme l'énergie cinétique E c qu'il a fallu communiquer aux gaz éjectés est proportionnelle au carré de la vitesse, on a évidemment 1/2 M.v2 < 1/2 m.V2 puisque cette inégalité est équivalente à p .v < p .V soit v < v . Bien sûr en mode turboréacteur on doit éjecter une masse plus importante, mais comme cette masse est principalement prélevée dans l'atmosphère on n'en transporte très peu dans les réservoirs.
Et de plus çà pourrait être aussi une voie pour faciliter la combustion en mode supersonique avec en plus la possibilité de passer progressivement du mode scramjet au mode fusée dans les hautes couches atmosphériques.


Dernière édition par le Mer 5 Déc 2007 - 15:48, édité 5 fois
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Giwa
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Nous avions en effet déjà discuté du bilan énergétique d'un lanceur.
La comparaison finale était qu'une fusée a énormément de puissance, mais ne dégage finalement l'énergie "que" d'un avion de ligne qui fait le tour du monde. En consommant bien moins de carburant, donc.
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Space Opera a écrit:Nous avions en effet déjà discuté du bilan énergétique d'un lanceur.
La comparaison finale était qu'une fusée a énormément de puissance, mais ne dégage finalement l'énergie "que" d'un avion de ligne qui fait le tour du monde. En consommant bien moins de carburant, donc.
D'accord, mais les trajectoires ne sont pas équivalentes. Il serait intéressant de comparer sur un tour du monde dans l'atmosphère à la même altitude* un avion-fusée* * à un avion à turboréacteurs et aussi un avion à hélice. Celui qui consommerait le moins en énergie serait alors l'avion à hélice.

* Evidemment l'altitude en question serait limitée par l'avion à hélice.
** Dans la pratique cette trajectoire serait absurde pour un tel avion fusée qui doit profiter justement de sa possibilité de s'élever au dessus des couches atmosphériques pour supprimer la trainée atmosphérique.

Mais justement un arèonef devra voler sur une trajectoire basse et alors un turboréacteur même s'il emporte dans deux réservoirs carburant et comburant et en éjectant le mélange air martien et produits de combustion sera moins énergivore qu'un avion fusée et possédera des réservoirs moins lourds.

AMHA l'engin au kilométrage le plus économique doit être maintenant Voyager 2 ...par rapport au référentiel terrestre ;)

Souvent aussi …hum…je pense aux innombrables fontaines des places publiques de par le monde ...et je me dis que le travail que les pompes fournissent contre la pesanteur doit correspondre chaque année à beaucoup de Saturne V :roll:


Dernière édition par le Mer 5 Déc 2007 - 15:53, édité 1 fois
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Toujours pour étayer l'idée d'un turboréacteur fonctionnant dans l'atmosphère martienne et devant emporter son comburant en plus de son carburant tout en utilisant comme fluide éjecté principal l'"air" martien :

http://www.astrosurf.com/luxorion/colonisation3.htm

En astronautique le rapport poids/poussée reste un problème crucial. Nous savons tous que plus une voiture est lourde pour une certaine puissance, plus son inertie sera difficile à vaincre; les accélérations seront plus lentes et sa vitesse de croisière sera plus difficile à atteindre. En astronautique, l’accélération est d’autant plus forte que la vitesse d’éjection de la matière est élevée. Si on songe explorer la Voie Lactée en l’espace de quelques dizaines d’années à une vitesse relativiste, il faut garantir une vitesse de croisière suffisante.
Mais pour garantir cette vitesse de croisière et pouvoir la modifier lors des approches planétaires, deux formules doivent être considérées :
l’impulsion ou la poussée spécifique (1) et la quantité d’énergie émise (2).
La poussée spécifique q = Fp / Ve (1) L’énergie émise Es = Fp x Ve/2 (2) Avec,
Fp : la poussée spécifique
q : la masse des propergols expulsés
Ve : la vitesse d’éjection
La première formule intéresse la logistique car elle détermine la quantité de matière à embarquer. La vitesse d’éjection se trouvant au dénominateur de l’équation (1), plus la vitesse d’éjection est élevée, plus le rendement sera efficace et moins on puisera dans le stock de propergols. Mais l’équation (2) vient tempérer notre ardeur. En effet, à poussée constante, si la vitesse d’éjection de la matière est maximale, la quantité d’énergie émise sera aussi maximale.
Si on dispose du fluide à éjecter ,même si ce n'est pas un comburant en le diluant avec les gaz de combustion ,on obtiendra pour une même poussée une vitesse déjection plus faible pour un débit massique plus grand et on sera moins énergivore qu'en mode fusée pur. Or qui fournit cette énergie? Evidemment la combustion du carburant et du comburant embarqués, donc on n'en consomme en mode turboréacteur avec comburant embarqué moins qu'en mode fusée pur.


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Bon, un de ces jours, il faudra ouvrir un sujet sur les aréonefs avec par exemple l'idée d'un VTOL (acronyme anglais pour Vertical Take-Off and Landing ) pour résoudre le problème de l''amarsissage" et du décollage en atmosphère peu dense...mais je n'ai guère le temps pour le moment. :|

XII. Les projets VTOL de Hawker : http://prototypes.free.fr/p1127/p1127-12.htm


Dernière édition par le Mer 5 Déc 2007 - 16:10, édité 2 fois
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Désolé si le lien a déja étais donné ;) http://www.techno-science.net/?onglet=news&news=4813
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amine a écrit:Désolé si le lien a déja étais donné ;) http://www.techno-science.net/?onglet=news&news=4813

Ce scénario est discuté aussi ici :

https://astronautique.actifforum.com/mars-et-ses-lunes-f34/exploration-humaine-de-mars-design-reference-architecture-t4641.htm
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Giwa a écrit:
Difficile de prévoir l'avenir pour Mars ! On peut aussi imaginer que tout compte fait il s'avère plus simple,
plutôt que de multiples missions robotisées, de faire quelques vols humains avec des lanceurs
superpuissants sans utiliser aucune ressource locale , un peu comme les missions Apollo.


Attendez les Gars, que je fasse mes comptes, comme disait Apolloman, je suis un Rookie ,
un Bleu en langage d’Astronaute (2 mois de Forum, seulement)

D’abord Argyre : J’adore l'extrême gentillesse de Skyboy s’adressant au Pr.Théodose
Il nous divertirait également, dans la mesure du respect des bonnes mœurs de chez nous
et de l'intimité de chez vous, que vous éclairiez notre lanterne quant à votre âge ou tranche de d’âge.

Nous sommes devenu quatre pour le Vol habité vers Mars :
Vonfeld
Giwa
Argyre
Firnas


Je résonne à haute voix et vous me corrigez s'il le faut (les autres NSTM et habitants de Mars Base Camp 01):

1) Comme l’a si bien expliqué Aspic (dans le fil : ESA : réunion ministérielle du 25 et 26 Novembre 2008)
une mission type Luna16 n’est pas envisageable pour Mars, il faut fractionner l’engin.
2) Les Robots vont s’en gouffrer lors des rendez-vous automatiques (c'est mon idée)
3) Un Vol habité vers Mars type missions Apollo est plus réaliste (idée de giwa)

Explication:
· trois astronautes (minimum) vont faire le voyage, un Astronaut restera en
orbite et deux Astronauts vont aller chercher les échantillions.
· durée de l’aller (je simplifie) une année et durée du retour une année.

La question que je pose
: la durée de collecte des échantillons peut elle être réduite à
une? ou deux? semaines uniquement, question de limiter la durée de la mission à deux
ans seulement (y a-t-il un problème de fenêtre pour la mission de retour)
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Il y avait déjà un sujet similaire :
-> je fusionne
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Firnas2 a écrit:
3) Un Vol habité vers Mars type missions Apollo est plus réaliste (idée de giwa)

Explication:
· trois astronautes (minimum) vont faire le voyage, un Astronaut restera en
orbite et deux Astronauts vont aller chercher les échantillions.
· durée de l’aller (je simplifie) une année et durée du retour une année.

La question que je pose
: la durée de collecte des échantillons peut elle être réduite à
une? ou deux? semaines uniquement, question de limiter la durée de la mission à deux
ans seulement (y a-t-il un problème de fenêtre pour la mission de retour)

Bon on retrouve effectivement un scénario qui pourrait être celui d'une première mission humaine vers Mars.

Il me semble encore plus dur (que lors des missions Apollo) après un tel voyage de faire admettre à un astronaute qu'il devra rester en orbite sans poser le pied sur la planète ... mais bon c'est un aspect secondaire.

Ma question plus précise, c'est :
Peut-on envoyer un atterrisseur avec un équipage sans avoir testé (d'une façon ou d'une autre) la fiabilité de l'étage ascensionnel ? celle du RDV en orbite martienne pour que les deux engins s'arriment et entreprennent le voyage de retour ?
D'autre part ... la taille du vaisseau permettant un voyage de 2 ans (même si on envisage un séjour sur place de 2 semaines seulement, un peu frustrant mais ce peut-être une contrainte acceptée) devra être malgré tout très spacieux. Il doit tout emporter pour que toute la mission A-R soit gérée sur ce transport (là on a un méga-payload à envoyer d'un seul coup) et aussi pour un minimum de confort pour les 3 astronautes (l'expérience russe d'isolement donne une idée de ce que pourront être les quartiers vie).

Ou alors il faut un vol cargo séparé avec un étage mis en orbite d'attente (avec le carburant et le support vie du retour) ... donc autre RDV en orbite à prévoir pour transfert du ravitaillement ... mais très gros risque si ce vol cargo n'est pas nominal pour une raison ou une autre ou s'il y a un problème lors du RDV.
Peut-on faire cela sans test préalable ? :?: :shock:
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montmein69 a écrit:
Peut-on envoyer un atterrisseur avec un équipage sans avoir testé (d'une façon ou d'une autre) la fiabilité de l'étage ascensionnel ? celle du RDV en orbite martienne pour que les deux engins s'arriment et entreprennent le voyage de retour ?
D'autre part ... la taille du vaisseau permettant un voyage de 2 ans (même si on envisage un séjour sur place de 2 semaines seulement, un peu frustrant mais ce peut-être une contrainte acceptée) devra être malgré tout très spacieux. Il doit tout emporter pour que toute la mission A-R soit gérée sur ce transport (là on a un méga-payload à envoyer d'un seul coup) et aussi pour un minimum de confort pour les 3 astronautes (l'expérience russe d'isolement donne une idée de ce que pourront être les quartiers vie).

Ou alors il faut un vol cargo séparé avec un étage mis en orbite d'attente (avec le carburant et le support vie du retour) ... donc autre RDV en orbite à prévoir pour transfert du ravitaillement ... mais très gros risque si ce vol cargo n'est pas nominal pour une raison ou une autre ou s'il y a un problème lors du RDV.
Peut-on faire cela sans test préalable ? :?: :shock:

Le cargo en orbite martienne oblige à un RDV martien de plus, donc augmente encore les risques. Si on ne dispose pas d'un lanceur suffisamment puissant pour lancer le tout depuis la Terre, mieux vaut encore que le RDV est lieu en orbite terrestre avec ce "cargo" où l’on peut toujours annuler le départ de l’orbite terrestre en cas de RDV raté. De plus ce " cargo " pourrait se transformer en espace de survie au cas où l'on décide d'un retour "précipité" avant de se poser sur Mars (une sorte de remake d’ Apollo XIII, sauf évidemment la durée)
Par rapport aux missions Apollo, on peut envisager de laisser le vaisseau de retour en orbite martienne sans personne à bord pendant le séjour sur Mars de l’équipage, non pas évidemment pour éviter la frustration d’un spationaute qui ne deviendrait pas " marsonaute" , mais parce que les RDV automatisés avec l’ATV on sait déjà faire et de plus il restera toujours possible de faire une approche manuelle par l’équipage au cas où ?
Alors autant que tout l’équipage soit sur Mars pour travailler et explorer.
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Firnas2 a écrit:
...
La question que je pose: la durée de collecte des échantillons peut elle être réduite à
une? ou deux? semaines uniquement, question de limiter la durée de la mission à deux
ans seulement (y a-t-il un problème de fenêtre pour la mission de retour)

A mon avis, une durée de séjour aussi courte ne présente pas d'intérêt, c'est tout au plus un planter de drapeau façon Apollo, et celà ne permet pas nécessairement de réduire beaucoup la durée de mission.
Les missions courtes crédibles envisagées dans les études correspondent à la trajectoire d'opposition (passage par Vénus à l'aller ou au retour), et permettent des missions de 450 jours, avec un séjour de 30 à 60 jours sur Mars.
Celà me parait être un bon compromis : durée de mission compatible avec l'expérience qu'on a des séjours dans l'espace, suffisante pour faire des étude intéressantes et se balader un peu plus loin que le site d'atterissage, développements techniques sur la propulsion crédibles à l'échelle de 20 ou 30 ans (lire le reste du fil de discussion à ce sujet).
Après, on peut théoriquement faire beaucoup mieux, des missions de moins d'un an par exemple, mais les performances requises sur la propulsion augmentent très vite.

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lambda0 a écrit:
A mon avis, une durée de séjour aussi courte ne présente pas d'intérêt, c'est tout au plus un planter de drapeau façon Apollo, et celà ne permet pas nécessairement de réduire beaucoup la durée de mission.
Les missions courtes crédibles envisagées dans les études correspondent à la trajectoire d'opposition (passage par Vénus à l'aller ou au retour), et permettent des missions de 450 jours, avec un séjour de 30 à 60 jours sur Mars.

Effectivement ... merci de corriger. Donc quelques semaines (tu précises 30 à 60 jours) c'est le concept de "mission courte" auquel devait sans doute penser Firnas2 (je n'ai pas relevé ... mémoire défaillante et flemme de rechercher 🤡 )

Giwa a écrit:
Le cargo en orbite martienne oblige à un RDV martien de plus, donc augmente encore les risques. Si on ne dispose pas d'un lanceur suffisamment puissant pour lancer le tout depuis la Terre, mieux vaut encore que le RDV est lieu en orbite terrestre avec ce "cargo" où l’on peut toujours annuler le départ de l’orbite terrestre en cas de RDV raté. De plus ce " cargo " pourrait se transformer en espace de survie au cas où l'on décide d'un retour "précipité" avant de se poser sur Mars (une sorte de remake d’ Apollo XIII, sauf évidemment la durée)

Cela présente un intérêt sécuritaire, mais je me demande :scratch: si cela n'a pas un impact sur la propulsion d'une telle masse cumulée ? Cela peut-il être assuré avec la même motorisation ? Seulement une durée de poussée plus longue pour passer de l'orbite terrestre sur la trajectoire d'insertion martienne ? Consommation d'ergols équivalente ? Idem pour les corrections de trajectoire ? Le freinage pour la mise en orbite martienne ?
A nos experts motoristes et gourous du delta V de nous éclairer Super

Evidemment reste entière ma question ... Peut-on lancer une telle mission avec un équipage sans avoir expérimenté (entre autres) l'atterrissage martien, le décollage, le RDV en orbite martienne et le retour ???
N'oublions pas que c'est Apollo XI (1 + 10) qui a atterri .... et que Mars c'est encore plus complexe.
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lambda0 a écrit
Les missions courtes crédibles envisagées dans les études correspondent à la trajectoire d'opposition (passage par Vénus à l'aller ou au retour), et permettent des missions de 450 jours, avec un séjour de 30 à 60 jours sur Mars.
Cela me parait être un bon compromis : durée de mission compatible avec l'expérience qu'on a des séjours dans l'espace, suffisante pour faire des étude intéressantes et se balader un peu plus loin que le site d'atterrissage, développements techniques sur la propulsion crédibles à l'échelle de 20 ou 30 ans


Effectivement cela serait un bon compromis pour les missions humaines. Dans ce type de missions, il n’y a peut-être pas intérêt à rechercher la trajectoire au ∆V minimum, mais plutôt chercher à réduire la durée de la mission tout en élevant le ∆V dans les limites que permet le lanceur. Il est certain que la propulsion plasmique serait la bienvenue ; mais même à son absence pour les premières missions restons classiques sans chercher à exploiter les ressources in situ de Mars (cela sera pour plus tard) et utilisons des lanceurs très lourds. Cela pourrait s’avérer plus simple et peut-être moins cher dans un premier temps que du matériel plus léger, mais plus sophistiqué. Cela ne veut pas dire qu’il faudra par la suite ne plus faire de progrès sur les moyens de motorisation, l’exploitation des ressources in situ ; mais cela deviendra nécessaire quand on décidera de s’y installer en permanence.

montmein69 a écrit :
Cela présente un intérêt sécuritaire, mais je me demande si cela n'a pas un impact sur la propulsion d'une telle masse cumulée ? Cela peut-il être assuré avec la même motorisation ? Seulement une durée de poussée plus longue pour passer de l'orbite terrestre sur la trajectoire d'insertion martienne ? Consommation d'ergols équivalente ? Idem pour les corrections de trajectoire ? Le freinage pour la mise en orbite martienne ?


Je suis reparti pour ce cargo d’une proposition que tu soumettais d’un cargo en orbite martienne en attente pour le retour :

montmein69 avait écrit :
Ou alors il faut un vol cargo séparé avec un étage mis en orbite d'attente (avec le carburant et le support vie du retour) ... donc autre RDV en orbite à prévoir pour transfert du ravitaillement ... mais très gros risque si ce vol cargo n'est pas nominal pour une raison ou une autre ou s'il y a un problème lors du RDV.


Si on opte pour ce cargo autant qu’il fasse le voyage dès l’orbite terrestre avec le vaisseau-amiral car s’il fait le voyage de son côté il aura bien une consommation d’ergols. J’admets que cela peut quant-même être étudié si ce cargo est parti au préalable et a suivi une trajectoire plus lente et donc moins gourmande en ∆V ; mais un RDV depuis de l’Espace et non depuis un astre, cela me parait beaucoup plus délicat et risqué surtout si on opte pour l’aérofreinage (on a aucune expérience dans ce type de manœuvre).
Ne cherchons pas absolument à réduire pour les premières missions la masse de propergols : mieux vaut un lanceur très lourd et le moins de manœuvres possibles.
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giwa a écrit:lambda0 a écrit
Les missions courtes crédibles envisagées dans les études correspondent à la trajectoire d'opposition (passage par Vénus à l'aller ou au retour), et permettent des missions de 450 jours, avec un séjour de 30 à 60 jours sur Mars.
Cela me parait être un bon compromis : durée de mission compatible avec l'expérience qu'on a des séjours dans l'espace, suffisante pour faire des étude intéressantes et se balader un peu plus loin que le site d'atterrissage, développements techniques sur la propulsion crédibles à l'échelle de 20 ou 30 ans


Effectivement cela serait un bon compromis pour les missions humaines. Dans ce type de missions, il n’y a peut-être pas intérêt à rechercher la trajectoire au ∆V minimum, mais plutôt chercher à réduire la durée de la mission tout en élevant le ∆V dans les limites que permet le lanceur. Il est certain que la propulsion plasmique serait la bienvenue ; mais même à son absence pour les premières missions restons classiques sans chercher à exploiter les ressources in situ de Mars (cela sera pour plus tard) et utilisons des lanceurs très lourds. Cela pourrait s’avérer plus simple et peut-être moins cher dans un premier temps que du matériel plus léger, mais plus sophistiqué. Cela ne veut pas dire qu’il faudra par la suite ne plus faire de progrès sur les moyens de motorisation, l’exploitation des ressources in situ ; mais cela deviendra nécessaire quand on décidera de s’y installer en permanence.
...
Alors, il faut que ce soit du très lourd : environ 1500 tonnes pour la mission longue de 3 ans, et plus de 4000 tonnes pour la mission courte (qui demande un delta V supérieur), pour une seule mission.
A moins que les coûts de lancement en orbite basse soient divisés par 10, et qu'on soit capable de lancer consécutivement plusieurs dizaines de superfusées de type Ares V pour assembler un tel vaisseau, sans que quelques unes explosent au décollage, celà ne parait pas très réaliste.
Il est plus réaliste, et en fait moins coûteux et plus sûr, d'investir sur la propulsion pour que la masse à lancer ne dépasse pas quelques centaines de tonnes.

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lambda0 a écrit:Alors, il faut que ce soit du très lourd : environ 1500 tonnes pour la mission longue de 3 ans, et plus de 4000 tonnes pour la mission courte (qui demande un delta V supérieur), pour une seule mission.

Et oui !
Et on revient donc à la case départ : il faut produire le propergol avec des ressources locales, le gain est énorme.
Cependant, il y a une autre façon de réduire les besoins en propergol, je le dis et le redis, c'est simple, il faut réduire la charge utile, notamment en envisageant des missions avec moins d'astronautes, par exemple 2.
D'ailleurs, 1 de ces 4, je pense que je vais bosser un peu plus sur ce scénario et publier un truc là-dessus.

A+,
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Argyre a écrit: je le dis et le redis, c'est simple, il faut réduire la charge utile, notamment
en envisageant des missions avec moins d'astronautes, par exemple 2.
D'ailleurs, 1 de ces 4, je pense que je vais bosser un peu plus sur ce scénario
et publier un truc là-dessus.
A+,
Argyre
Bonjour Argyre, je rebondis, tés intéressant ce que tu dis.

Pas d’accord avec toi pour une mission à deux astronautes, il faut au moins trois ou quatre.
Au moins un restera en orbite, c’est plus sécurisant, mais comme tu as bossé plus que nous ?
Les Modos le forum a t il vocation de permettre des publications?


Dernière édition par Firnas2 le Mar 30 Déc 2008 - 18:48, édité 1 fois
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Firnas2 a écrit:
...
Le plus important, sans vouloir vexer Olivier Sanguy, en attendant le retour d’Espace Magazine,
si on lance un magazine au Forum, (pour les membres du forum) formats pdf ou autre, en commençant par ta publication
(il faut encourager les publications au FCS). Sincèrement j’arrive pas à vous suivre avec montmein et giwa et lambda0,
...

Je suis complètement d'accord avec toi Firnas2 c'est une superbe bonne idée a proposée a l'admin et au modo . S'il accepte de crée une rubrique spéciale pour sa.
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Merci Lambda0 pour ces mises au point :) Effectivement un lancement avec uniquement une motorisation classique impliquerait un lancement hyper lourd.

Donc :
- soit on réduit le prix des lancements par au moins un facteur dix ce qui n'est peut-être pas impossible à moyen terme,

- soit on investit dans la recherche vers de nouveaux types de motorisation pendant la dernière phase lors du trajet dans l'espace et là les moteurs plasmiques semblent une voie intéressante (il y aurait aussi la voie du nucléaire thermique avec comme fluide éjecté du H2, mais là comme je n’ai pas eu le prix Nobel de sociologie - normal, puisqu’il n’existe pas ;) – je ne peux pas vous dire si notre société évoluera sur ce tabou),

- soit on cherche à exploiter les ressources locales,
- n’oublions pas non plus de recycler au maximum et le système de recyclage H2O de la condensation et des urines qui vient d’être mis en place sur l’ISS est le bienvenu; mais il reste quant-même à faire beaucoup côté cycle du carbone sur la conversion CO2 / O2

Finalement il se pourrait bien que l’avenir soit une combinaison de ces différentes options dont la pondération évoluera avec le temps.

Sinon pour revenir au schéma global des premières missions elles-mêmes, j’opterais pour un équipage le plus réduit possible comme le préconise Argyre avec assemblage complet du vaisseau en orbite terrestre, avec vol propulsé sur le parcours Terre /Mars si les progrès sur la propulsion plasmique le permettent (idem évidemment au retour), détachement de la capsule devant se poser sur Mars avant la mise en orbite martienne du vaisseau principal destiné au retour sans personne à bord car je ne vois pas quelle sécurité essentielle la présence humaine apporterait (depuis Apollo, on a fait des progrès sur l’automatisation des rendez-vous ). A partir de là on manœuvre sans « filet » d'où l'intérêt encore d'avoir un équipage le plus réduit possible même si la comptabilité macabre est aussi un sujet assez tabou!
La capsule comportant l’équipage, les vivres, le matériel et bien sûr l’étage de retour en orbite martienne rentre donc dans l’atmosphère martienne par aérofreinage sans être satelliser au préalable tandis que le vaisseau principal manœuvre en automatique pour se satelliser. Après je laisse à votre imagination les aventures martiennes de l’équipage avant son redécollage et son rendez-vous en orbite martienne avec le vaisseau –« père » (vaisseau est masculin, n’est-ce pas ?) et l'accueil au retour de nos héros et pourquoi pas des héroïnes avec un" Happy End évidemment " :D
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Giwa
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Bonjour,
giwa a écrit:... détachement de la capsule devant se poser sur Mars avant la mise en orbite martienne du vaisseau principal destiné au retour sans personne à bord car je ne vois pas quelle sécurité essentielle la présence humaine apporterait (depuis Apollo, on a fait des progrès sur l’automatisation des rendez-vous ).

Fondamentalement, quel est l'intérêt de laisser quelque chose en orbite ?
Pour les missions Apollo, le gain était évident, car il fallait minimiser la masse de ce qui était envoyé sur la Lune puis remonté en orbite, afin d'économiser le propergol.
Pour une mission martienne où on impose de produire le propergol sur place, ce gain n'existe plus, on a même une perte !
En effet, puisqu'on peut produire le propergol sur place, autant produire la quantité nécessaire au retour sur Terre ! Et donc inutile d'en garder en orbite, c'est du superflu !
Le problème pourrait néanmoins être de produire suffisamment de propergol dans le temps imparti pour atteindre le deltaV nécessaire. Mais si ça passe, il n'y a pas de raison de laisser le véhicule de retour en orbite avec "le plein d'essence" (sauf dans le cas d'un vaisseau de retour avec moteur spécifique de type nucléaire ou vasimr par exemple).

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Argyre a écrit:Bonjour,
giwa a écrit:... détachement de la capsule devant se poser sur Mars avant la mise en orbite martienne du vaisseau principal destiné au retour sans personne à bord car je ne vois pas quelle sécurité essentielle la présence humaine apporterait (depuis Apollo, on a fait des progrès sur l’automatisation des rendez-vous ).

Fondamentalement, quel est l'intérêt de laisser quelque chose en orbite ?
Pour les missions Apollo, le gain était évident, car il fallait minimiser la masse de ce qui était envoyé sur la Lune puis remonté en orbite, afin d'économiser le propergol.
Pour une mission martienne où on impose de produire le propergol sur place, ce gain n'existe plus, on a même une perte !
En effet, puisqu'on peut produire le propergol sur place, autant produire la quantité nécessaire au retour sur Terre ! Et donc inutile d'en garder en orbite, c'est du superflu !
Le problème pourrait néanmoins être de produire suffisamment de propergol dans le temps imparti pour atteindre le deltaV nécessaire. Mais si ça passe, il n'y a pas de raison de laisser le véhicule de retour en orbite avec "le plein d'essence" (sauf dans le cas d'un vaisseau de retour avec moteur spécifique de type nucléaire ou vasimr par exemple).

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C'est vrai qu'avec une production d'ergol locale, le seul intéret de laisser quelquechose en orbite serait peut être d'éviter une rentrée atmosphérique que module servant au voyage interplanétaires (module de vite et surtout panneaux solaires). Un petit vaisseau (les réservoirs vides) se pose sur MArs, il y retrouve du matos sur place et il repart avec le plein d'ergol et zou, direction la maison.
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Argyre a écrit:Bonjour,
giwa a écrit:... détachement de la capsule devant se poser sur Mars avant la mise en orbite martienne du vaisseau principal destiné au retour sans personne à bord car je ne vois pas quelle sécurité essentielle la présence humaine apporterait (depuis Apollo, on a fait des progrès sur l’automatisation des rendez-vous ).

Fondamentalement, quel est l'intérêt de laisser quelque chose en orbite ?
Pour les missions Apollo, le gain était évident, car il fallait minimiser la masse de ce qui était envoyé sur la Lune puis remonté en orbite, afin d'économiser le propergol.
Pour une mission martienne où on impose de produire le propergol sur place, ce gain n'existe plus, on a même une perte !
En effet, puisqu'on peut produire le propergol sur place, autant produire la quantité nécessaire au retour sur Terre ! Et donc inutile d'en garder en orbite, c'est du superflu !
Le problème pourrait néanmoins être de produire suffisamment de propergol dans le temps imparti pour atteindre le deltaV nécessaire. Mais si ça passe, il n'y a pas de raison de laisser le véhicule de retour en orbite avec "le plein d'essence" (sauf dans le cas d'un vaisseau de retour avec moteur spécifique de type nucléaire ou vasimr par exemple).

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Bonjour,
Effectivement dans le cas où la production de propergol sur place a été mise au point et est devenue fiable, cela est à examiner entre le gain de propergols de ne plus avoir de rendez-vous en orbite martienne et la capsule qui dans ce cas devrait être quant-même plus vaste et surtout plus lourde car il y aurait à retransporter le bouclier thermique de retour , plus les vivres alimentaires ( pour l'eau et le dioxygène, c'est à voire aussi en fonction des progrès sur les méthodes de recyclage )
Il y a aussi une solution hybride certes plus complexe, mais à examiner aussi: celle de produire sur place les propergols, mais où la capsule de retour de Mars s'arrime au vaisseau principal resté en orbite pour le booster pour le retour vers la Terre. Il faut voir aussi ce que coûte réellement un RDV en orbite martienne car plus le guidage est fin, moins en consomme et en théorie, ce n’est qu’un palier et la consommation induite par ce palier tend à être nulle pour un guidage tendant vers la perfection…Mais évidemment la réalité serait toute autre.
Mais si on peut supprimer une manœuvre dans la procédure en fonction des progrès technologiques, je suis d’accord avec vous, autant la faire, surtout qu’une manœuvre de moins, c’est un risque de moins.
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Bonjour les Forumeurs,
Les "cobayes" seront d'abord soumis à une première période de test de 105 jours, avant le cas échéant de tenter,
fin 2009, l'expérience pour 520 jours, soit le temps qu'il faut pour effectuer un aller-retour sur Mars.
Qui peut nous rappeler sur les 520 jours,

  • la durée de l’aller
  • la durée du retour
  • la durée du séjour sur Mars?
Merci d’avance.

PS : j’ai déjà demandé à Thierz de ne pas se laisser influencer par Mustard, maintenant si la prophétie de Mike Griffin (2037)
se réalise, Bravo Thierz pour ton chiffre 25 ans (4 années d’erreurs seulement).
Les différents scénarios pour aller sur Mars - Page 5 Smiley8a
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Bonjour,
Firnas2 a écrit:

  • la durée de l’aller
  • la durée du retour
  • la durée du séjour sur Mars?


La durée du voyage dépend de la propulsion utilisée mais aussi de l'importance du rapprochement entre les 2 planètes. En effet, l'excentricité de l'orbite martienne fait que chaque opposition (Mars est proche puisque dans la direction opposée au soleil) est différente. La distance minimale varie ainsi entre 55 millions et 100 millions de km si je me souviens bien. Et la durée du voyage est donc très fluctuante. Sur une trajectoire de Hohmann (énergie minimale), ça varie entre 8 et 10 mois (faudrait que je refasse le calcul).
La durée du séjour est d'environ 500 jours, le temps d'attendre que Mars se rapproche à nouveau de la Terre.
La durée du retour est du même ordre que la durée de l'aller.

Cordialement,
Argyre

ps : on peut voir l'évolution des planètes sur le diagramme suivant :
http://ssd.jpl.nasa.gov/sbdb.cgi?sstr=adonis;orb=1;cov=0;log=0#orb
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pour un voyage vers mars je preconniserais d abord une cooperation internationnale avec pour objectif un assemblage en orbite basse d un vaisseau geant a l aide de differents lanceur lourd ( et c est pas ce qui manque) une propulsion hybride une premiere poussee pour atteindre une vitesse rapidement avec un moteur vasmir ou nucleaire ensuite couper ce moteur pour allumer un moteur ionique ou ultra ionique comme le ds4g de l esa peut gourmand en carburantpour atteindre encore plus de vitesse et reduire le temps de voyage un reallumage du moteur nucleaire en orbite martienne pour le freinage et vice versa Super
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