Mars Design Architecture 5.0

On l'a déjà évoquée dans quelques sujets, voici une présentation un peu plus complete sur la Mars Design Architecture 5.0 :

http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20090012109_2009010520.pdf

Quelques éléments à remarquer, notamment l'utilisation de la propulsion nucléaire (NTR, ISP de 900s).
L'ISPP du module de remontée ne concernerait que l'oxygène, tiré de l'atmosphère. Le méthane serait amené depuis la Terre.
Le principe d'envoi du cargo à l'opportunité précédant l'équipage est conservée, comme un petit schéma vaut mieux qu'un long discours voir plus bas.

Steph a écrit:
L'ISPP du module de remontée ne concernerait que l'oxygène, tiré de l'atmosphère. Le méthane serait amené depuis la Terre.

Merci Steph, document très intéressant. Le vaisseau martien version NASA prend forme.

Je n'ai pas encore lu le document lui-même.
Mais la production d'O₂ se fait à partir du CO₂ atmosphérique ?

Le méthane est déjà stocké dans les réservoirs de l'engin (Ascent vehicle) qui redécolle de Mars ?

Bonjour,

Pour Montmein69, oui l'O2 serait fabriqué à partir du CO2.

Personnellement, je trouve cette architecture trop complexe. 7 Ares V et 1 ares I sont utilisées pour 1 seule mission habitée, c'est une véritable usine à gaz ! Pour moi, la copie est à revoir, car il y a de nombreux choix arbitraires qui ont été faits sans être clairement justifiés alors que d'autres options restent à étudier. Pour tout dire, je trouve que ça manque d'ambition.

A+,
Argyre

Les choix vont dans le sens de la sécurité (pas d'aérocapture...), mais ça fait presque 1000 tonnes à lancer, et j'ai bien l'impression qu'on abandonne progressivement les idées de Mars Direct.
D'après ce que j'ai compris, l'ISRU se limite maintenant à la remontée (normal, les moteurs nucléaires du vaisseau de retour n'utilisent que du H2).

De toute façon, l'article dit bien que ce n'est pas un plan de développement formel, il y aura encore un certain nombre de versions de la DRM d'ici à ce que ça devienne d'actualité.

Pour comparaison, l'étude ESA pour Aurora (HMM, 2004) implique le lancement de 1336 tonnes, propulsion cryogénique+stockables, sans ISRU.
Mission similaire : séjour long, équipage de 6. Par contre, il y a un seul vaisseau qui emporte tout.
Sans l'ISRU pour le véhicule de remontée, la masse à lancer pour la DRM 5.0 serait même encore plus proche de celle du projet ESA.

Il faudrait examiner tout celà plus en détails pour se convaincre que le gain apporté par les moteurs nucléaires justifient les quelques complications associées...
Mais ils ont pris des caractéristiques assez conservatives : cette valeur d'Isp de 900 s correspond à ce qu'on obtenait vers 1970 avec NERVA, alors que les progrès réalisés depuis sur les matériaux devraient permettre de monter au dessus de 1000 s, peut-être même jusqu'à 1200 s, ce qui pourrait rendre cette option un peu plus attractive.

A+

lambda0 a écrit:Pour comparaison, l'étude ESA pour Aurora (HMM, 2004) implique le lancement de 1336 tonnes, propulsion cryogénique+stockables, sans ISRU.

Oui, je trouve que c'est assez incroyable de proposer de tels chiffres, alors qu'ils avaient à leur disposition la mission de référence de la NASA et que le plagia n'est pas interdit dans ce domaine ...
A mon avis, ce qui ne va pas, c'est le processus général qui conduit aux spécifications de la mission. Quand un problème est complexe, on a tendance à le décomposer en sous-problèmes et à demander à un expert la réponse à une question qui relève de son domaine. Cela permet d'avoir une première solution générale. Toutefois, une telle approche ne convient pas du tout lorsque de nombreuses variables ont un impact important dans la résolution des autres sous-problèmes. Il faut alors une approche dite systémique, c'est à dire étudier le problème dans son ensemble, en étudiant les relations existant entre les variables qui ont un impact global.
Exemple 1 : on demande au responsable scientifique d'estimer le nombre de personnes qu'il juge optimal pour la mission, afin de maximiser le retour scientifique. Celui-ci répond 6 et on prend ce nombre comme hypothèse de travail pour concevoir une première mission martienne. A t-on seulement étudié l'impact de cette variable sur les autres systèmes ? Si on avait choisi 4, est-ce que cela nuirait profondément aux résultats scientifiques ?
Exemple 2 : on demande à l'expert en sécurité quel est le meilleur moyen de sécuriser la production de propergol en exploitant le CO2 de Mars; il répond qu'il vaut mieux s'assurer que le propergol soit produit avant l'arrivée des astronautes sur Mars; on demande alors à l'expert robotique de trouver un moyen d'automatiser la production de CH4/O2 avec une fiabilité maximale; et il répond que c'est difficile et qu'il vaut mieux se contenter de ne produire que l'O2, en amenant le CH4 de la Terre; et hop, une hypothèse de travail supplémentaire; impact de cette décision sur les autres sous-problèmes ? Etude des alternatives ? Néant !

En vérité, comme le rappelle Lambda0, ces études sont assez sommaires et d'autres études viendront s'ajouter à celle-ci, donc on pourra sans doute converger vers une solution plus pertinente. Je reste néanmoins déçu, car il me semble qu'une approche plus systémique pourrait déjà donner des résultats intéressants.

lambda0 a écrit:
Il faudrait examiner tout celà plus en détails pour se convaincre que le gain apporté par les moteurs nucléaires justifient les quelques complications associées...

C'est ce qu'on finit par se dire.

A+
Argyre

désolé de paraitre idiot!
mais c'est quoi la nouveauté de cette DRM 5.0 par rapport a la "Mars Exploration DRM" du rapport ESAS de 2005 ???? ( rapport ESAS chapitre 2 au bas de la page 69 du rapport)

j'ai du mal a trouver des différence entre les 2 à part le coté graphisme aménager de la DRM 5.0 ....

C'est bien le même concept, dans les grandes lignes, avec peut-être un tir Ares-V de plus dans la nouvelle version.
Vérifier si dans la version précédente on ne produisait pas du CH4 pour le véhicule de remontée.

A+

Nouvelle version, revue et augmentée, parue en juilllet :

http://www.nasa.gov/pdf/373665main_NASA-SP-2009-566.pdf :study:

http://www.nasa.gov/pdf/373665main_NASA-SP-2009-566.pdf

Le document de la mission de référence 5.0 de la NASA pour les voyages vers Mars.
Sauf erreur de ma part, il n'avait pas été signalé ? (juillet 2009)

A+,
Argyre

Steph a écrit:On en avait parlé en rubrique technique, avec la dernière mise à jour donnée par Ripley :
http://www.forum-conquete-spatiale.fr/autres-f21/mars-design-architecture-50-t7775.htm

Effectivement, Ripley a donné la mise à jour de juillet.
Bon, c'est un replay, c'est pas grave :D

A+,
Argyre

Bonjour,

Je relance le sujet sur la DRA 5.0.
Après une première lecture rapide, je reste perplexe devant une architecture de mission aussi complexe.
Franchement, si c'est de cette manière que les Américains espèrent explorer Mars, j'émets un sérieux doute sur l'avenir de leur conquête spatiale. Un tel voyage doit coûter au bas mot une trentaine de milliards d'Euros, R&D non compris !
J'ai vainement cherché dans le rapport l'impact du nombre d'astronautes sur le design de la mission, il n'y a rien.
Il n'envisagent plus d'exploiter le CO2 de Mars pour produire du méthane, mais aucun mot à ce sujet.
Ils proposent des valeurs quasi-astronomiques pour les masses du bouclier et du système thermoprotecteur des modules qui atterrissent sur Mars, sans donner les incertitudes sur ces valeurs ni l'impact de la taille du module.
Et je ne compte pas les gâchis :
- 7 tonnes de nourriture sont prévues au cas où ils ne pourraient atterrir, afin de rester en MO dans l'attente d'un retour vers la Terre. Comme l'habitat de surface serait déjà au sol, tout ce qui serait au sol serait perdu. Et si jamais ils décidaient d'atterrir, les 7 tonnes seraient jetées dans l'espace ...
- les systèmes énergétiques foisonnent : évidemment, il en faut pour chaque module, et comme ils sont nombreux ...
- les NTR (nuclear thermal rocket) permettent d'aller vite, mais ils sont obligés de rajouter un écran de protection supplémentaire dans le cas du vaisseau habité, et hop 8 tonnes de plus !
- sur Mars, il est prévu d'utiliser un petit réacteur nucléaire positionné à 1 km de l'habitat ; radiations supplémentaires = 5 REM / an ; comme si ce qui était déjà prévu n'était pas suffisant ! On se demande bien pourquoi ils font tant d'effort pour raccourcir la durée du voyage !!! Si c'est pour ajouter 5 REM / an quand ils sont sur Mars ...
- Ils ont pris 10 tonnes comme valeur par défaut de la masse du CEV, à emporter vers Mars et ramener sur Terre ...

A+,
Argyre

En fait les NTR sont surtout adaptés à diminuer l'IMLEO. Pour la durée du roundtrip cette technologie est fortement limitée par les lois de la mécanique céleste.
Quant au générateur nucléaire au sol, ces 5 rem me paraissent être une valeur pessimiste si aucun obstacle naturel entre générateur et habitat ne peut être utilisé comme bouclier antiradiation. L'idéal serait de placer le générateur au fond d'un petit cratère... Ce qui limiterait fortement la zone d'exclusion.

Un addendum aux doc cités plus haut, avec des détails supplémentaires sur les analyses conduites.
Plus de 400 pages de lecture :)

http://www.nasa.gov/pdf/373667main_NASA-SP-2009-566-ADD.pdf

Je retrouve plus le sujet sur les missions habité vers mars, je laisse les modo fusionné alors!

un artcle datant d'hier , 3 decembre !

http://www.flightglobal.com/blogs/hyperbola/2009/12/nasas-latest-manned-mars-missi.html


c'est la design reference architecture 5, mais qu'est qui a changer par rapport a la derniere publication faite recement ?


je lit

Pas beaucoup de réponses ..... je m'attendais à une réactivité des "spécialistes" du sujet. Il est vrai que l'ampleur du projet (sans parler des phases préparatoires à prévoir en amont) a de quoi un peu refroidir ceux qui espérent une réalisation dans un délai inférieur à 40 ans. Voir le sondage dans ce FIL ici :
https://astronautique.actifforum.com/autres-sujets-f28/que-vous-attendez-vous-a-voir-dans-les-50-prochaines-annees-d-exploration-spatiale-t6691.htm
je me lance donc ....(mais je ne fais pas un comparatif avec ce qui était proposé avant, seulement quelques remarques sur le contenu de "l'état de l'art" façon NASA à partir de l'article cité ci-dessus.

- Un constat qui semble-t'il est définitif sur la propulsion :

The Marships would use clusters of three nuclear thermal rockets with up to 25,000lb (111kN)-thrust and up to 950s specific impulse using liquid hydrogen. Three engines are used for an engine out capability

The team also studied an all-chemical MTV but this option was rejected

Il faut donc au préalable avoir conçu, testé , validé ce mode de propulsion.


- assemblage d'un grand vaisseau pour le voyage de l'équipage (qui se fera en orbite terrestre - 3 payloads d'Ares 5 - 1 d'habitat + 1 de fret + 1 pour le module de propulsion nucléaire - - et prendra des mois). Une fois l'assemblage terminé l'équipage monte à bord d'une capsule Orion.

The interplanetary tansportation Marships would be assembled in a 407km (252mile) circular orbit. Its propulsion, habitat and other cargo elements are launched 30-days apart with launches beginning months before the Marship(s) is to conduct its double trans-Mars injection burns needed to achieve Earth escape for a 174-day transit, for the crew, to the red planet.

Cliquer pour agrandir


- les vaisseaux cargos (Mars Transfer Vehicle) sont aussi assemblés en orbite (2 payloads d'Ares 5 pour chaque - 1 de véritable payload + 1 pour le module de propulsion nucléaire) et sont donc aussi dotés d'une propulsion nucléaire mais prévu pour un voyage plus long.

Four Ares V launches would be needed for the two cargo Marships, also known as Mars Transfer Vehicles (MTV), needed for each manned mission, followed by three Ares V launches for the crewed MTV. .../cut/.... Cargo launches would be slower

Ce qui m'étonne dans ces études de la NASA, c'est qu'ils ne proposent pas le VASIMR pour propulser le vaisseau. De plus, ce mode de propulsion est déjà testé et il permettrait apparemment d'atteindre Mars en 39 jours....

C'est normal que l'on ne voit pas de radiateurs pour dissiper la chaleur des réacteurs nucléaires sur l'illustration ? À moins que le moteur nucléaire soit alimenté par des panneaux solaires ?

DeepField a écrit:C'est normal que l'on ne voit pas de radiateurs pour dissiper la chaleur des réacteurs nucléaires sur l'illustration ? À moins que le moteur nucléaire soit alimenté par des panneaux solaires ?

Attention, il s'agit d'un moteur nucléaire servant à chauffer de l'hydrogène pour l'éjecter à grande vitesse. Il ne faut surtout rien refroidir.

Quand il s'agit d'un moteur nucléaire à propulsion electrique, alors là une partie de l'énergie ( de la chaleur ) doit être dissipée. Ce qui ne l'est pas est bien converti en énergie électrique pour alimenter le moteur ( qui ejecte des particules chargées )

VONFELD

DeepField a écrit:Ce qui m'étonne dans ces études de la NASA, c'est qu'ils ne proposent pas le VASIMR pour propulser le vaisseau. De plus, ce mode de propulsion est déjà testé et il permettrait apparemment d'atteindre Mars en 39 jours....

Les moteurs nucléothermiques ont atteint un niveau de développement avancé dans les années 70, juste avant les essais dans l'espace. C'est quasiment une techno "sur étagère", et les paramètres sont assez bien connus (Isp opérationnelle, masse, etc.). Et les limites et inconvénients aussi.
Le VASIMR n'en est pas encore à ce niveau, et cette durée de 39 jours dépend de la possibilité de construire un générateur électrique pas trop massif. Pas vraiment démontré pour l'instant.
Normal qu'on ne retienne pas cette option pour une mission de référence, il y a encore trop d'inconnues, il doit manquer une dizaine d'années de R&D avant que le VASIMR commence à apparaitre dans des scénarios de référence.

Mais de toute façon, ces missions de références ne sont pas destinées à être mises en oeuvre, il s'agit seulement de donner du travail aux ingénieurs, d'entretenir les compétences, et toute agence spatiale doit en avoir une dans ses cartons. Important pour la communication aussi. Quand la question se posera dans 30, 40 ans, ou plus, il y a toutes les chances que ces études soient caduques, comme le sont aujourd'hui la plupart des études des années 1960...

Vonfeld a écrit:

DeepField a écrit:C'est normal que l'on ne voit pas de radiateurs pour dissiper la chaleur des réacteurs nucléaires sur l'illustration ? À moins que le moteur nucléaire soit alimenté par des panneaux solaires ?

Attention, il s'agit d'un moteur nucléaire servant à chauffer de l'hydrogène pour l'éjecter à grande vitesse. Il ne faut surtout rien refroidir.
...

Tout à fait.
En fait, en toute rigueur, il y a quand même une phase pendant laquelle on aurait besoin de refroidir : quand on arrête un moteur nucléothermique, le dégagement de chaleur ne s'arrête pas instantanément, à cause de la radioactivité des produits de fission. Il faut refroidir le réacteur pendant au moins 24h après l'arrêt, ce qui serait réalisé en continuant à alimenter le réacteur en H2, qui est expulsé avec une vitesse bien plus faible que pendant le fonctionnement, correspondant à une Isp de 500 s, voire inférieure...

A+

Merci pour vos éclaircissements. Je ne m'y connais pas trop en propulsion nucléaire... ;)

Vonfeld a écrit:...d'un moteur nucléaire servant à chauffer de l'hydrogène pour l'éjecter à grande vitesse.

En tout cas, ce type de propulsion est avantageux par rapport à une propulsion nucléo-électrique, puisqu'il évite d'avoir à construire et à déployer des radiateurs.

Même s'il s'agit d'un "exercice de style", il correspond quand même à ce qui apparait nécessaire de faire en utilisant des techniques raisonnablement disponibles (dans un délai de quelques années ou dizaines d'années) pour que l'équipage puisse accomplir sa mission et revenir en bon état physique et psychique.

Une petite remarque : difficile d'apprécier les dimensions du module d'habitation (spacieux ? exigüe ? compte tenu de tous les équipements et consommables qu'il devra contenir) mais il ne m'apparait pas forcément très grand pour un voyage si long. Fausse impression ?

Bonsoir,

montmein69 a écrit:Pas beaucoup de réponses ..... je m'attendais à une réactivité des "spécialistes" du sujet. Il est vrai que l'ampleur du projet (sans parler des phases préparatoires à prévoir en amont) a de quoi un peu refroidir ceux qui espérent une réalisation dans un délai inférieur à 40 ans.

A mes yeux, ça ne refroidit rien du tout. Cette mission "de référence" n'est pas vraiment une référence. Je ne crois pas prendre beaucoup de risques en criant haut et fort que ce n'est certainement pas comme ça qu'on ira vers Mars (quelqu'un veut prendre le pari ?). La vraie mission de référence, c'est Mars direct ou une variante proche à inventer, j'en suis persuadé. De plus, Mars Direct, c'est possiblement 10 ans de développement, pas plus.
En ce qui concerne la technique VASIMR, pourquoi pas, mais cela ne réduira AMHA ni les coûts ni la complexité globale du voyage. Le truc, ça restera de fabriquer les ergols sur Mars et de décoller avec ça. Réduire la durée et un peu la charge utile est intéressant, mais en même temps on ajoute un gros système énergétique, avec toutes les dangerosités qui vont avec (explosion, surchauffe, panne, ...).

Cordialement,
Argyre

Argyre a écrit:Bonsoir,

montmein69 a écrit:Pas beaucoup de réponses ..... je m'attendais à une réactivité des "spécialistes" du sujet. Il est vrai que l'ampleur du projet (sans parler des phases préparatoires à prévoir en amont) a de quoi un peu refroidir ceux qui espérent une réalisation dans un délai inférieur à 40 ans.

A mes yeux, ça ne refroidit rien du tout. Cette mission "de référence" n'est pas vraiment une référence. Je ne crois pas prendre beaucoup de risques en criant haut et fort que ce n'est certainement pas comme ça qu'on ira vers Mars (quelqu'un veut prendre le pari ?). La vraie mission de référence, c'est Mars direct ou une variante proche à inventer, j'en suis persuadé. De plus, Mars Direct, c'est possiblement 10 ans de développement, pas plus.
En ce qui concerne la technique VASIMR, pourquoi pas, mais cela ne réduira AMHA ni les coûts ni la complexité globale du voyage. Le truc, ça restera de fabriquer les ergols sur Mars et de décoller avec ça. Réduire la durée et un peu la charge utile est intéressant, mais en même temps on ajoute un gros système énergétique, avec toutes les dangerosités qui vont avec (explosion, surchauffe, panne, ...).

Cordialement,
Argyre

On était limite en terme de risques avec le programme Apollo. Avec une mission martienne on multiplie la difficulté, mettons par 100 (durée, distance, atterrissage,fabrication du carburant in situ), tout en ayant faiblement ou pas du tout (motorisation) progressé sur le plan technologique (hormis l'informatique). Sans parler du rayonnement cosmique qui pour l'instant constitue une barrière infranchissable (à quoi bon trimbaler des astronautes en Alzheimer dépassé). Ce que tu proposes c'est un aller simple. Ce projet aboutira peut être, me semble t'il, si on y met des moyens qui permettent de réaliser de véritables percées dans un certain nombre de domaines techniques (entre autres support vie, techniques d'atterrissage, fiabilité) et de construire une missions lourde avec un maximum de redondance.

lambda0 a écrit:...Le VASIMR n'en est pas encore à ce niveau, et cette durée de 39 jours dépend de la possibilité de construire un générateur électrique pas trop massif. Pas vraiment démontré pour l'instant.
Normal qu'on ne retienne pas cette option pour une mission de référence, il y a encore trop d'inconnues, il doit manquer une dizaine d'années de R&D avant que le VASIMR commence à apparaitre dans des scénarios de référence.

Mais de toute façon, ces missions de références ne sont pas destinées à être mises en oeuvre, il s'agit seulement de donner du travail aux ingénieurs, d'entretenir les compétences, et toute agence spatiale doit en avoir une dans ses cartons. Important pour la communication aussi. Quand la question se posera dans 30, 40 ans, ou plus, il y a toutes les chances que ces études soient caduques, comme le sont aujourd'hui la plupart des études des années 1960...

Et la faiblesse actuelle des investissements publics en R&D dans les deux technologies VASIMR et son générateur électronucléaire à forte puissance spécifique, semble démontrer qu'ils ne sont pas pressés d'y aller... Ces deux technologies peuvent prendre 40 ans ou 10 ans pour être sur l'étagère, tout dépends de la volonté politique...

Je reviens sur le fait que la NASA n'envisage que la production du LOX in situ pour le véhicule d'ascension et simplement le stockage du méthane liquide nécessaire. Cela peut se comprendre simplement d'après l'équation de combustion:
CH₄ + 2 O₂ = CO₂ + 2 H₂O ce qui donnent les proportions massiques suivantes pour les réactifs :16 g de méthane pour 64 g de dioxygène.
Le méthane ne représente en masse que le quart de celle du dioxygène ou le cinquième de la masse des réactifs : l'avantage de le produire sur place est bien moindre que celui de produire le dioxygène , surtout que pour le produire il faut un apport en dihydrogène continu qui ne peut être obtenu in situ qu'à partir de la vapeur d'eau - à très faible pression partielle - ou de la glace d'eau présente sur Mars - mais à extraire sans qu'elle se sublime trop vite ( l'expérience de Phoenix montre que c'est peut-être possible, mais pas facile, donc trop aléatoire dans un premier temps) . Sinon si on utilise du dihydrogène apporté ...à quoi bon le transformer, autant l'utiliser directement avec d’ailleurs une meilleure ISP et en évitant des conversions chimiques qui abaisseront forcément le rendement final.

A partir d’une réaction de Bosch, on obtient de la vapeur d’eau en grande quantité à condition d’avoir un apport initial en dihydrogène :
CO₂ (g) + 2 H₂(g) → C(s) + 2 H₂O(l)
Par contre il faut ensuite décomposer la vapeur d’eau produite pour récupérer le dihydrogène et produire le dioxygène – soit directement par thermolyse catalytique ce qui est envisageable au cœur d’un réacteur nucléaire – soit après condensation et électrolyse.
Est-ce une de ces solutions qui est envisagée ? Il est à remarquer qu’elle fournirait aussi le dioxygène nécessaire pour les astronautes – bien sûr après être purifié de toute trace de monoxyde de carbone.