VASIMR - Le moteur plasmique

soa a écrit:Salut

Dite j'ai pas bien compris le principe. C'est quoi la différence entre un moteur VASIMR et les moteurs ioniques qu'on a vue dans les sondes US Deep Space 1 et européenne SMART-1 ?

Ptit dessin :
http://fr.wikipedia.org/wiki/Fichier:Vasimr.jpg


En partant de la droite :
- (1) injection du propulsif (et non pas "combustible" comme je l'ai lu dans Ciel&Espace, ni même propergol, il n'y a aucune combustion)
- (3) ionisation par l'antenne hélicon, ce qui produit le plasma
- (5) chauffage, le plasma absorbe une onde RF
En sortie de l'étage de chauffage, les ions et électrons décrivent des trajectoires hélicoidales qui s'enroulent autour des lignes du champ magnétique de confinement, qui est axial.
La tuyère magnétique (6) a pour fonction de dérouler la trajectoire des particules, c'est là qu'est effectivement produite la poussée.

Pour comparaison avec le moteur de Smart-1, voir article sur le moteur à effet Hall dans FCS Mag n°1, le principe est très différent.
http://www.forum-conquete-spatiale.fr/fcsmag-h2.htm

A+

On voit toujours représentées les 2 ou 3 mêmes images du VASIMR, qui datent déjà de quelques années (l'image du message précédent est l'expérience de laboratoire, utilisant encore l'hydrogène, et sans les supraconducteurs, donc obsolète depuis déjà quelques années).
Première fois que je vois ce schéma représenté dans cet article (NY Times du 27.10.2009), qui est déjà bien plus proche d'un système opérationnel :
http://www.nytimes.com/imagepages/2009/10/27/science/space/27scillo_graphic.html?ref=space

On peut voir dans le lien du NYTime fourni ci-dessus,dans le bas de la page à gauche,qu'il est envisagé un test en 2013 sur l'ISS.
L'article datant d'octobre 2009,et compte-tenu des decisions recentes concernant la navette,est-ce toujours d'actualité?

Il semble bien que oui, car en fait la décision de Obama est liée à ce qu'il souhaite de l'innovation! il aurait dit que le programme proposé n'était qu'une réplique du programme Apollo, ce que pour ma part j'avais évoqué sur plusieurs forums.

Il est en effet prévu un test à bord de l'ISS afin de prouver l'efficacité du moteur qui serait alors appliqué pour le voyage vers Mars :D

Le moteur Vasimr actuellement expérimenté, sera sans doute le bénéficiaire du changement, depuis l'abandon de Constellation. :study:

Lune a écrit:Le moteur Vasimr actuellement expérimenté, sera sans doute le bénéficiaire du changement, depuis l'abandon de Constellation. :study:

En tout cas il faut l'espérer car ce moteur devrait ouvrir de grandes possibilités au delà de l'orbite basse.

Le sujet est repris par plusieurs média, le voila.fr:

http://actu.voila.fr/actualites/sciences/2010/02/26/mars-en-39-jours-possible-avec-le-moteur-plasma-vasimr-selon-son-inventeur_502365.html

"La Nasa n'avait jamais réellement pensé à un système de propulsion de fusée non-chimique et prévoyait d'envoyer des astronautes sur Mars avec des moteurs chimiques, ce qui selon moi n'est pas possible", juge-t-il.

Ce scientifique évalue, avec ce système, la durée totale du voyage à près de trois ans dont un séjour forcé de 18 mois sur Mars dans l'attente de l'ouverture de la fenêtre pour le retour.

Je suis d'accord avec monsieur Franklin Chang-Diaz

Avec VASIMR, on pourra aller sur Mars et revenir durant le même cycle sur une période de cinq à six mois au total, évitant ainsi d'exposer les astronautes trop longtemps aux radiations cosmiques dangereuses, prédit Franklin Chang-Diaz.

Qui a un planning détaillé concernant les 150 à 180 jours au total :?: (mon estimation de 110 jours est trés optimiste :cheers: )

C'est les gars de Mars-500 qui vont râler quand on leur annoncera à la sortie de leur boite de sardine que pendant leur absence, on a trouvé le moyen de faire Terre-Mars AR en 180 jours :blbl:

Diaz a écrit: "La Nasa n'avait jamais réellement pensé à un système de propulsion de fusée non-chimique et prévoyait d'envoyer des astronautes sur Mars avec des moteurs chimiques, ce qui selon moi n'est pas possible", juge-t-il.

Petite inexactitude dans ce propos : dans la mission de référence de la NASA pour aller vers Mars, il est clairement suggéré d'utiliser un système de propulsion utilisant l'énergie nucléaire pour chauffer de l'hydrogène à haute température. Ce principe est d'ailleurs suggéré depuis 1997 dans toutes les missions de référence de la NASA. Il y a donc belle lurette que la NASA pense à autre chose que la propulsion chimique !
Voir http://en.wikipedia.org/wiki/Nuclear_thermal_rocket
Le problème, c'est que comme pour le VASIMR, il faut envoyer ce moteur dans l'espace avec un réacteur nucléaire et aussi un bouclier de protection pas nécessairement très léger. Au bout du compte, la CU à envoyer en LEO devient énorme, la mission très complexe et le coût faramineux, c'est pourquoi la mission de référence de la NASA n'est pas retenue pour l'instant.
Espérons que la donne changera avec VASIMR, mais ce n'est pas acquis d'avance ...

Cordialement,
Argyre

Eh, Argyre, c'était juste un argumentaire commercial, Chang-Diaz sait très bien que la NASA a déjà envisagé le moteur nucléo-thermique ;)
Pour le reste, un assemblage de centrale électrique de forte puissance, nucléaire ou solaire, peut être un peu compliqué, mais contrairement aux fusées chimiques qui tombent en morceaux en cours de route, une centrale électrique peut avoir une durée de vie supérieure à 10 ans et permettre 3 ou 4 missions.
La masse à lancer doit donc s'apprécier sur plusieurs missions, ce qui tend à réduire la pénalité associée à la masse de la centrale électrique, pénalité qui est en fait déjà compensée par le gain en masse de propulsif, grâce à l'Isp élevée.
Mais même pour une mission unique, c'est déjà plus intéressant que la solution nucléothermique du point de vue masse.

A+

lambda0 a écrit:Pour le reste, un assemblage de centrale électrique de forte puissance, nucléaire ou solaire, peut être un peu compliqué, mais contrairement aux fusées chimiques qui tombent en morceaux en cours de route, une centrale électrique peut avoir une durée de vie supérieure à 10 ans et permettre 3 ou 4 missions.

Certes, mais la centrale électrique reste en orbite. Or, quand on est sur Mars, on peut exploiter l'atmosphère martienne pour retourner directement vers la Terre. Autrement dit, aussi petite soit la charge dédiée au carburant du VASIMR pour le retour, elle est un surplus qui n'existe pas dans les scénarios de retour direct avec propulsion chimique. Le gain n'est donc important que pour l'aller.

lambda0 a écrit:
La masse à lancer doit donc s'apprécier sur plusieurs missions, ce qui tend à réduire la pénalité associée à la masse de la centrale électrique, pénalité qui est en fait déjà compensée par le gain en masse de propulsif, grâce à l'Isp élevée.
Mais même pour une mission unique, c'est déjà plus intéressant que la solution nucléothermique du point de vue masse.

Par rapport au nucléothermique, je veux bien le croire. Par rapport au chimique, je serais heureux de voir une étude détaillée de la question. Je ne fais pas allusion au fonctionnement du VASIMR, mais à la masse du système propulsif, à la masse de la centrale énergétique, à la masse de la fusée dans son ensemble (bouclier thermique et bouclier antiradiations compris) et à l'altitude à partir de laquelle on démarrerait le moteur.
Idéalement, pour faire des comparaisons, il faudrait avoir une idée de la masse envoyée en LEO par astronaute, éventuellement après 3 missions pour tenir compte de l'éventuelle réexploitation de certains moteurs.

A+,
Argyre

ps : tant qu'on y est, cela me fait penser qu'on pourrait aussi réutiliser d'autres parties du vaisseau pour les missions suivantes, en particulier le module habité et le système de propulsion chimique pour les descente, atterrissage et remontée en orbite. Bizarrement, je n'ai vu aucune étude à ce sujet.

Argyre a écrit:
...
Par rapport au nucléothermique, je veux bien le croire. Par rapport au chimique, je serais heureux de voir une étude détaillée de la question. Je ne fais pas allusion au fonctionnement du VASIMR, mais à la masse du système propulsif, à la masse de la centrale énergétique, à la masse de la fusée dans son ensemble (bouclier thermique et bouclier antiradiations compris) et à l'altitude à partir de laquelle on démarrerait le moteur.
...

La sujet a déjà été souvent traité par ici, concernant en particulier la masse des centrales électriques. Pour une introduction plus synthétique, voir le rapport de stage d'Elisa Cliquet, par exemple.
Même pour un usage unique et des missions de 3 ans, les solutions en propulsion électriques sont intéressantes en terme de masse, et ce n'est pas spécifique au VASIMR.
Pour des missions de 1 an en propulsion chimique, le chiffre de plusieurs dizaines de milliers de tonnes traine un peu partout. Voir par exemple ESA, HMM 2004 (plus de 40000 tonnes pour un round trip de 376 jours).
Irréalisable en propulsion chimique mais possible avec moins de 1000 tonnes avec le VASIMR, et peut-être d'autres propulsions électriques.
Et c'est bien ce cas de figure qui nous intéresse : j'admets volontiers que pour monter des missions longues de 3 ans, on n'irait probablement pas se compliquer la vie avec le VASIMR ou autre propulsion électrique, ou le nucléothermique, pour des gains marginaux.

A+

On connait le chiffre de 39 jours de trajet vers Mars avec un générateur de 200 MW, mais j'ai également lu ici et là 85 jours avec un générateur de 14 MW. Par contre je ne trouve pas de référence sérieuse pour ce dernier chiffre.

lambda0 a écrit:Pour des missions de 1 an en propulsion chimique, le chiffre de plusieurs dizaines de milliers de tonnes traine un peu partout. Voir par exemple ESA, HMM 2004 (plus de 40000 tonnes pour un round trip de 376 jours).
Irréalisable en propulsion chimique mais possible avec moins de 1000 tonnes avec le VASIMR, et peut-être d'autres propulsions électriques.

Plus les besoins en Delta V sont importants et plus la propulsion chimique est défavorisée, c'est certain.
Mais pour moi, la référence c'est la CU en LEO pour une mission martienne SANS IMPOSER un A/R en 1 an.
Et la référence en tout chimique, pour moi, c'est Mars Direct puisque c'est le scénario qui minimise la CU en LEO, donc c'est la mission la plus facile à mettre en oeuvre.
Le scénarion ESA HMM 2004 dont tu parles est une aberration, ce n'est certainement pas avec ce scénario qu'il faut effectuer des comparaisons !
Bref, si c'est 1000 tonnes pour le VASIMR, c'est bien plus que pour Mars Direct, donc je ne vois pas pourquoi on s'embête avec cette technologie ?
Mais tu as raison, je vais revoir le rapport d'Elisa Cliquet ....

A+,
Argyre

Steph a écrit:On connait le chiffre de 39 jours de trajet vers Mars avec un générateur de 200 MW, mais j'ai également lu ici et là 85 jours avec un générateur de 14 MW. Par contre je ne trouve pas de référence sérieuse pour ce dernier chiffre.

Je n'ai pas retrouvé exactement 85 j @ 14 MW, mais le site d'Ad Astra donne un cas avec 115 j @ 12 MWe, dont 85 j pour la phase de transfert héliocentrique (hors phase d'injection spiralée):

http://www.adastrarocket.com/aarc/ToMars

Edit: hommage à Deepfield et Firnas qui avaient posté ces chiffres il y a un an:

http://www.forum-conquete-spatiale.fr/propulsions-et-lanceurs-f18/le-voyage-vers-mars-450-jours-ou-900-jours-t7710.htm#127318

OK il s'agissait donc peut-être de ça alors.

CosmoS a écrit:
Edit: hommage à Deepfield et Firnas qui avaient posté ces chiffres il y a un an:
http://www.forum-conquete-spatiale.fr/propulsions-et-lanceurs-f18/le-voyage-vers-mars-450-jours-ou-900-jours-t7710.htm#127318

Merci CosmoS de m’avoir cité, je ne peux pas chercher plus sur le VASIMR parce que je suis occupé en ce moment dans un calcul de voile solaire et probablement un article (en collaboration);
Merci lambda0 pour tes calculs.
:cadeauesa:

Argyre a écrit:
...
Bref, si c'est 1000 tonnes pour le VASIMR, c'est bien plus que pour Mars Direct, donc je ne vois pas pourquoi on s'embête avec cette technologie ?
Mais tu as raison, je vais revoir le rapport d'Elisa Cliquet ....

Cette comparaison n'a pas de sens, relis bien mon explication.
Pour des missions de 3 ans, c'est quelques centaines de tonnes. Elisa Cliquet donne des chiffres de l'ordre de 350-400 tonnes en propulsion électrique, pour des missions longues.
Mais ce n'est pas cela qui nous intéresse ici.
On cherche à limiter la durée totale de la mission à 1 an, c'est pour cela qu'on s'"embête" avec cette technologie, parce que la propulsion chimique ne permet pas cela avec des masses raisonnables.

A+

lambda0 a écrit:

Argyre a écrit:
...
Bref, si c'est 1000 tonnes pour le VASIMR, c'est bien plus que pour Mars Direct, donc je ne vois pas pourquoi on s'embête avec cette technologie ?
Mais tu as raison, je vais revoir le rapport d'Elisa Cliquet ....

Cette comparaison n'a pas de sens, relis bien mon explication.
Pour des missions de 3 ans, c'est quelques centaines de tonnes. Elisa Cliquet donne des chiffres de l'ordre de 350-400 tonnes en propulsion électrique, pour des missions longues.
Mais ce n'est pas cela qui nous intéresse ici.
On cherche à limiter la durée totale de la mission à 1 an, c'est pour cela qu'on s'"embête" avec cette technologie, parce que la propulsion chimique ne permet pas cela avec des masses raisonnables.

"on" ? "tu" ?
Il me semble que nous nous intéressons aux missions vers Mars, à toutes les missions vers Mars et en particulier à celle qui est la plus facile à mettre en oeuvre, qui coûte le moins cher, qui permet un bon retour sur investissement (poser le pied sur Mars et repartir n'a pas de sens) et qui reste raisonnable du point de vue des risques.
Donc, ok, on est aux alentours de 350-400 tonnes de CU en propulsion électrique si on part pour 3 ans. A ce niveau là, c'est sans doute intéressant, mais ça reste à détailler. Maintenant, avec VASIMR, il faut combien ? 450 tonnes ? Plus ? Onpeut réutiliser combien de fois ?
Toutes ces infos sont importantes, en tout cas pour moi, parce que le jour où on voudra envoyer 1000 tonnes de matériel sur Mars pour établir une base permanente, si on me dit en mode propulsion chimique, il faut X lancements de fusées depuis la Terre et avec VASIMR il faut X+K lancements de cette même fusée, même si VASIMR permet de réduire le trajet de plusieurs mois, c'est le mode propulsion chimique que je vais préconiser ... tout simplement parce que ça coûte moins cher pour le même résultat !

A+,
Argyre

Argyre a écrit:"on" ? "tu" ?

Hum hum ... J'en connais d'autres qui proposent des concepts alternatifs de mission en employant le "nous" au lieu du "je", donc évitons ce genre de sarcasmes sur les pronoms personnels ...

suppression suite trop de post émis jugés sans valeur ajoutée

d'après ce que j'ai compris c'est même obligatoire aucune de ces technologies a haute ISP n'est capable de faire décoller un vaisseau de la terre. donc on ferais décoller le vaisseau et l'équipage de façon normale en un ou plusieurs lancement puis on changerais d'orbite avec un moteur chimique pour enfin passer avec des propulsions électriques afin d'écourter le voyage. je ne pense pas non plus que ces moteur puissent faire décoller de mars (peut être sont ils capables de faire un décollage a partir d'un petit satellite naturel).

Argyre a écrit:
...
Toutes ces infos sont importantes, en tout cas pour moi, parce que le jour où on voudra envoyer 1000 tonnes de matériel sur Mars pour établir une base permanente, si on me dit en mode propulsion chimique, il faut X lancements de fusées depuis la Terre et avec VASIMR il faut X+K lancements de cette même fusée, même si VASIMR permet de réduire le trajet de plusieurs mois, c'est le mode propulsion chimique que je vais préconiser ... tout simplement parce que ça coûte moins cher pour le même résultat !

Pour expédier du frêt en classe "éco", c'est à dire en optimisant la CU plutôt que le temps de vol, la propulsion électrique est imbattable du point de vue rapport de masse. Rien que pour la Lune, on peut déjà gagner un rapport 2, et l'avantage par la rapport à la propulsion chimique s'accroit d'autant plus que le deltaV est important.
C'est justement l'application qui a le plus de chance d'émerger avant la propulsion des vols habités, parce que les puissances requises sont bien plus modestes.

Quelques chiffres ici :
http://www.adastrarocket.com/Tim_IEPC07.pdf

lambda0 a écrit:
http://www.adastrarocket.com/Tim_IEPC07.pdf

Merci pour le lien, il est intéressant votre débat

lambda0 a écrit:Pour expédier du frêt en classe "éco", c'est à dire en optimisant la CU plutôt que le temps de vol, la propulsion électrique est imbattable du point de vue rapport de masse. Rien que pour la Lune, on peut déjà gagner un rapport 2, et l'avantage par la rapport à la propulsion chimique s'accroit d'autant plus que le deltaV est important.
C'est justement l'application qui a le plus de chance d'émerger avant la propulsion des vols habités, parce que les puissances requises sont bien plus modestes.
Quelques chiffres ici :
http://www.adastrarocket.com/Tim_IEPC07.pdf

Ok, merci.

Je note en particulier le chiffre de 3kg/kW et l'utilisation de panneaux solaires !
Fondamentalement et en simplifiant un peu, la propulsion électrique comporte 3 éléments :
1) Le moteur
2) X carburant
3) Le système de production électrique
alors que la propulsion chimique comporte :
1) Le moteur
2) X' carburant avec X' > X
3) Pas de système de production électrique
Donc tant que le système de production électrique est léger relativement au gain apporté en terme d'ISP, c'est avantageux. Avec 3 kg/kW, il est évident que c'est avantageux pour des petites centrales électriques. Toutefois, pour le VASIMR, si on envisage 100MW (et donc une centrale de plusieurs dizaines de tonnes), cela ne peut être avantageux que s'il faut beaucoup de carburant en chimique et donc si la CU est importante. Bien évidemment, si on envisage un voyage vers Mars et qu'on produit le carburant sur place, cela désavantage le VASIMR puisqu'on réduit les besoins de la propulsion chimique.
On arrive donc à la conclusion que ce n'est pas imbattable. Disons que c'est imbattable en choisissant la configuration appropriée (pas de centrale à 100MW si on veut envoyer 1 tonne vers la Lune), mais il faut tout de même affiner les calculs en ce qui concerne les voyages vers Mars pour tenir compte de la possible production locale de carburant.

Cordialement,
Argyre

Argyre a écrit:
...
Toutefois, pour le VASIMR, si on envisage 100MW (et donc une centrale de plusieurs dizaines de tonnes), cela ne peut être avantageux que s'il faut beaucoup de carburant en chimique et donc si la CU est importante.
...

Si c'est pour expédier même 1000 tonnes de frêt en trajectoire économique vers Mars, on n'a pas besoin d'une telle puissance.
Une centrale électrique de 100 MW ou plus se justifie pour le transport rapide d'équipage, pour des missions courtes, et dans ce cas, les solutions en propulsion chimique conduisent à des masses de plusieurs dizaines de milliers de tonnes pour une mission de 1 an, ce qui est éliminatoire.
Remarque que pour des missions longues et un générateur de 10 MW, même à 12 kg/kW, ce qui est un chiffre assez conservatif, la masse à lancer en propulsion électrique est du même ordre que la solution propulsion chimique + ISPP, avec en plus, potentiellement, la possibilité de réutiliser la centrale électrique sur plusieurs missions.
Accessoirement, il semblerait que même une puissance de 10 MW permette des missions de classe opposition (450-500 jours). Voir à ce sujet AIAA-17843-144, "Flexible piloted Mars mission using continuous electric propulsion", DLR. Article déjà commenté dans d'autres discussions.
Il faut comparer ce qui est comparable, si on parle de puissance de 100 MW ou plus en propulsion électrique, il s'agit de transport d'équipage et de missions courtes, de 1 an ou moins, irréalisables en propulsion chimique.

A+