Mars Design Architecture 5.0

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.

Argyre a écrit:
...
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.
...

C'est la mission de référence de la Mars Society, mais on n'en parle plus guère dans les agences spatiales. Après un semblant d'intérêt de la part de la NASA dans les années 90, cette approche paraît tomber en désuétude, comme le montre cette dernière version de la DRM.
Ce qui est tout à fait justifié à mon avis : on peut éventuellement argumenter sur la durée de la mission, mais les scénarios sans option d'annulation de l'atterrissage et nécessitant de se poser sur Mars pour pouvoir repartir vers la Terre ne sont tout simplement pas viables du point de vue de la sécurité.

A+

lambda0 a écrit:C'est la mission de référence de la Mars Society, mais on n'en parle plus guère dans les agences spatiales. Après un semblant d'intérêt de la part de la NASA dans les années 90, cette approche paraît tomber en désuétude, comme le montre cette dernière version de la DRM.

"tomber en désuétude" ? Est-ce là un argument ? Il n'y a qu'à la NASA que ça tombe en désuétude, et encore ...
En tout cas, les membres de Mars Society restent convaincus !
A noter que dans la DRM tout comme dans la DRA, il n'y a pratiquement aucun argument développé contre Mars Direct.

lambda0 a écrit:
Ce qui est tout à fait justifié à mon avis : on peut éventuellement argumenter sur la durée de la mission, mais les scénarios sans option d'annulation de l'atterrissage et nécessitant de se poser sur Mars pour pouvoir repartir vers la Terre ne sont tout simplement pas viables du point de vue de la sécurité.

Ce sont des détails de la mission. Il ne tient qu'à toi de proposer un Mars Direct avec option d'annulation de l'atterrissage.
D'autre part, dans la DRA 5.0 ou dans un concept avec VASIMR, il n'y a aucune possibilité de sauvetage de l'équipage en moins de 15 jours. Autrement dit, ce qui est arrivé à Apollo XIII conduirait à la perte de l'équipage si cela arrivait vers Mars. Est-ce admissible du point de vue sécurité ?

A+,
Argyre

Giwa a écrit: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) .

Se lancer dans la production d'ergols in situ c'est effectivement difficile, mais si au-delà de la mission Mars, on se pose la question d'une exploration approfondie du système solaire avec des atterrissages puis des redécollages (que ce soient des sondes qui rapportent des échantillons ou des "véhicules d'ascension" avec des équipages qui sont allés collecter), il faudra certainement en passer par là.
Donc comme la NASA a annoncé dans son projet la nécessité de pas mal de missions préalables ... développer des "récupérateurs/purificateurs" de matière première (gaz ou glace) et des réacteurs chimiques capables de faire les transformations cela parait un investissement rentable sur le long terme surtout si on arrive à miniaturiser.

Bonjour,

Giwa a écrit: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.

En fait, j'ai lu quelque part que pour CH4/O2, l'ISP optimal était pour un ratio CH4/O2 de 1/3.6 et non 1/2 (mais j'espère que mes chiffres correspondent bien à un rapport moléculaire et non pas à un rapport massique, à vérifier). Donc, si j'ai bon, ce serait encore plus important que tu ne le dis.
De plus, comme LO2 est plus dense que LCH4, si l'ISP ne varie pas trop autour du ratio optimal, il vaut mieux avoir plus d'O2 que de CH4, car les réservoirs sont plus petits et donc moins lourds (la masse des réservoirs, c'est 10% de la masse des ergols).

A+,
Argyre

Argyre a écrit:Bonjour,

Giwa a écrit: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.

En fait, j'ai lu quelque part que pour CH4/O2, l'ISP optimal était pour un ratio CH4/O2 de 1/3.6 et non 1/2 (mais j'espère que mes chiffres correspondent bien à un rapport moléculaire et non pas à un rapport massique, à vérifier). Donc, si j'ai bon, ce serait encore plus important que tu ne le dis.
De plus, comme LO2 est plus dense que LCH4, si l'ISP ne varie pas trop autour du ratio optimal, il vaut mieux avoir plus d'O2 que de CH4, car les réservoirs sont plus petits et donc moins lourds (la masse des réservoirs, c'est 10% de la masse des ergols).

A+,
Argyre

Effectivement les ratios optimaux pour les ISP peuvent ne pas correspondre aux proportions stœchiométriques de combustion.
Il y avait l'idée par exemple d'admettre pour la combustion H₂/O₂ un ratio moléculaire supérieur à 2, ce qui conduit à du H₂ imbrulé dans les gaz éjectés, donc moins chauds, mais pourtant avec une vitesse d'éjection plus grande par l'abaissement de la masse moléculaire moyenne de ces gaz.
Bien sûr il y a un ratio optimum à déterminer. Je ne sais pas si finalement cette idée a été mise en application car elle ne tient pas compte de la masse volumique très faible du dihydrogène liquide et du réservoir volumineux que cela engendre. Mais bon, même en tenant compte de cela l'optimum ne sera pas 2/1...et cela doit dépendre de l'étage car pour un étage supérieur la réduction de la masse des propergols compte plus que pour un étage inférieur.

jusque là j'arrivai à peu près à vous suivre mais ....

Giwa a écrit
Effectivement les ratios optimaux pour les ISP peuvent ne pas correspondre aux proportions stœchiométriques de combustion.

en clair pour ab-initio cela signifie quoi?

tatiana13 a écrit:jusque là j'arrivai à peu près à vous suivre mais ....

Giwa a écrit
Effectivement les ratios optimaux pour les ISP peuvent ne pas correspondre aux proportions stœchiométriques de combustion.

en clair pour ab-initio cela signifie quoi?

Si on regarde l'équation chimique, on voit qu'1 molécule de CH4 doit réagir avec 2 molécules d'O2 pour obtenir CO2 + 2H2O.
Si on veut que la réaction soit totale, il faut avoir ces proportions, sinon il va rester des molécules de CH4 ou d'O2.
Le problème, c'est qu'il faut également obtenir une poussée maximale (c'est le fameux Isp qui veut dire Impulsion Spécifique et qui est proportionnelle à la vitesse d'éjection des gaz) et dans ce cas, il est important que la réaction soit efficace, donc rapide (il y a d'autres paramètres, mais je simplifie). Or, la plus grande efficacité est obtenue avec une proportion de CH4 et d'O2 différente de 1 pour 2.

A propos, je viens de vérifier, a priori, c'est un rapport massique de 1:3,6 qu'il faut chercher à obtenir.
Voir http://www.dlr.de/sart/publications/pdf/0095-0212prop.pdf

Cordialement,
Argyre

En tout cas merci Argyre pour ce pdf à propos de la combustion du méthane avec le dioxygène - et aussi des explications pour Tatiana 13 .
Connais -tu des études semblables pour la combustion du dihydrogène avec le dioxygène ?

Giwa a écrit:En tout cas merci Argyre pour ce pdf à propos de la combustion du méthane avec le dioxygène - et aussi des explications pour Tatiana 13 .
Connais -tu des études semblables pour la combustion du dihydrogène avec le dioxygène ?

Ce que je sais c'est que pour la propulsion LOX-LH2, alors que la proportion stœchiométrique est de 9/1 (18g d'oxygène pour 2 g d'hydrogène), le rapport optimisant l'Isp est plutôt proche de 6/1, ce qui correspond à un excès notable de LH2. (Si les produits de réaction n'étaient que de la vapeur d'eau, augmenter la proportion d'hydrogène devrait dégrader l'Isp, mais il y a aussi la dissociation moléculaire et la formation de radicaux libres dans les produits de réaction... Et ces espèces ont le temps de survivre jusqu'à leur éjection par la tuyère.)

Henri a écrit:Ce que je sais c'est que pour la propulsion LOX-LH2, alors que la proportion stœchiométrique est de 9/1 (18g d'oxygène pour 2 g d'hydrogène), le rapport optimisant l'Isp est plutôt proche de 6/1, ce qui correspond à un excès notable de LH2. (Si les produits de réaction n'étaient que de la vapeur d'eau, augmenter la proportion d'hydrogène devrait dégrader l'Isp, mais il y a aussi la dissociation moléculaire et la formation de radicaux libres dans les produits de réaction... Et ces espèces ont le temps de survivre jusqu'à leur éjection par la tuyère.)

Merci pour cette réponse très intéressante et qui montre qu'il y a intérêt à diminuer la masse moléculaire moyenne des produits éjectés pour augmenter leur vitesse d'éjection, quitte si on utilise des réactions chimiques à rendre la combustion incomplète en s'éloignant des proportions stœchiométriques (proportions correspondant à l'équation chimique de la réaction ) Bien sûr en faisant çà, on réduit l'énergie dégagée et donc on abaisse la température des gaz et il y a donc un compromis à rechercher.
Même sans dissociation moléculaire - en particulier celle du dihydrogène H₂ en hydrogène atomique H ^. (qui sont des radicaux de durée de vie assez grande : un tiers de seconde à la température ambiante: voir hydrogène dit naissant), on abaisse alors avec le réactif en excès - H₂ - la masse molaire des produits éjectés en réduisant la proportion de vapeur d'eau dont la masse molaire de 18 g/mol est 9 fois plus élevée que celle de H₂
D'ailleurs à la limite, on retombe sur le principe des fusées thermonucléaires où le gaz éjecté est principalement du dihydrogène avec une petite proportion de radicaux H ^. qui dopent encore un peu plus la vitesse d'éjection.

Giwa a écrit:

Henri a écrit:Ce que je sais c'est que pour la propulsion LOX-LH2, alors que la proportion stœchiométrique est de 9/1 (18g d'oxygène pour 2 g d'hydrogène), le rapport optimisant l'Isp est plutôt proche de 6/1, ce qui correspond à un excès notable de LH2.

Merci pour cette réponse très intéressante et qui montre qu'il y a intérêt à diminuer la masse moléculaire moyenne des produits éjectés pour augmenter leur vitesse d'éjection.
... on abaisse alors avec le réactif en excès - H₂ - la masse molaire des produits éjectés en réduisant la proportion de vapeur d'eau dont la masse molaire de 18 g/mol est 9 fois plus élevée que celle de H₂ .

Un bénéfice secondaire, mais non négligeable, c'est qu'alors les métaux de la chambre de combustion sont moins agressés puisque l'atmosphère n'est plus oxydante et devient réductrice avec une température un peu plus basse .
En ce qui concerne ce dernier point ce n'est qu'une retombée et non un but en soi car alors ce serait absurde de chercher à réduire encore plus la température des gaz qui diminuerait la vitesse d'éjection (c’est d'ailleurs pour cela qu'il existe un optimum 6/1 - et que si on passe à 5/1 on dégrade de nouveau l'ISP.

Henri a écrit:Ce que je sais c'est que pour la propulsion LOX-LH2, alors que la proportion stœchiométrique est de 9/1 (18g d'oxygène pour 2 g d'hydrogène), le rapport optimisant l'Isp est plutôt proche de 6/1, ce qui correspond à un excès notable de LH2.

Peut-on confirmer que l'usage en fuséologie c'est d'exprimer les proportions en ratio de masses des réactifs (et pas en ratio du nombre de molécules) ?
Ce que confirmerait Argyre :

A propos, je viens de vérifier, a priori, c'est un rapport massique de 1:3,6 qu'il faut chercher à obtenir.

Auquel cas ... on aurait intérêt à tous s'y conformer ... pour gagner en clarté et éviter des confusions confusionnantes d'un post à l'autre

montmein69 a écrit:

Henri a écrit:Ce que je sais c'est que pour la propulsion LOX-LH2, alors que la proportion stœchiométrique est de 9/1 (18g d'oxygène pour 2 g d'hydrogène), le rapport optimisant l'Isp est plutôt proche de 6/1, ce qui correspond à un excès notable de LH2.

Peut-on confirmer que l'usage en fuséologie c'est d'exprimer les proportions en ratio de masses des réactifs (et pas en ratio du nombre de molécules) ?
Ce que confirmerait Argyre :

A propos, je viens de vérifier, a priori, c'est un rapport massique de 1:3,6 qu'il faut chercher à obtenir.

Auquel cas ... on aurait intérêt à s’y conformer …

En tout cas lorsqu’il y a des réactions chimiques, il est nécessaire - même en fuséologie - d’utiliser l’arsenal des chimistes et en particulier les ratios molaires, mais l’important est alors de bien le spécifier…ce qui devrait être aussi le cas s’il s’agit de rapports massique, volumique, etc.
Ce rapport massique méthane/ dioxygène de 1/3,6 au lieu de (1 X16) / (2X 32) soit ¼ donne comme réactif limitant le dioxygène et non le méthane. Il reste alors dans les gaz de combustion du méthane en léger excès. Si on veut en savoir un peu plus, il y a intérêt à trouver le rapport molaire correspondant à 1/ 3,6 soit : (1/ 3,6) X (32/16) = 1/1 ,8.
Alors l’avancement maximum x _max dans ces conditions est tel que 1 ,8 - 2 x _max = 0 soit x _max= 0,9
La masse molaire moyenne des gaz de combustion passe de (44+2 x18)/3 # 26,7g/mol à :
[0 ,9 X 44 + 0,9 x2 x 18 + (1-0,9)X 16] / [0, 9 + 0, 9 x2 x + (1-0, 9)] # 26, 3 g /mol
Il y a donc effectivement un léger abaissement de la masse molaire moyenne des gaz éjectés grâce au léger excès de méthane…mais dans ce cas l’intérêt qu'il y aurait de produire in situ du méthane - mais à partir de la glace d'eau ou de la vapeur d'eau martienne et non de diydrogène importé - est légèrement augmenté - et non diminué.
Pour les proportions stœchiométriques de cette réaction, voir :
http://www.forum-conquete-spatiale.fr/autres-f21/mars-design-architecture-50-t7775-15.htm#167036

Giwa a écrit:
En tout cas lorsqu’il y a des réactions chimiques, il est nécessaire - même en fuséologie - d’utiliser l’arsenal des chimistes et en particulier les ratios molaires, mais l’important est alors de bien le spécifier…ce qui devrait être aussi le cas s’il s’agit de rapports massique, volumique, etc.

La voix de la sagesse cher Giwa :sage:

Mais tout le monde n'étant pas forcément capable de jongler facilement avec ces notions et de passer de l'une à l'autre, je rajouterai que si "l'usage" est d'utiliser des rapports massiques, dans la plupart des documents traitant de cela, alors indiquer aussi le rapport massique qui facilitera les comparaisons d'un document (ou d'un post) à l'autre.
(n'oublions pas que la nouvelle réforme des lycées concoctée par le ministre L Chatel va réduire l'horaire de Physique-Chimie en 2nde et encore plus en 1ère S ... donc que l'on ne va pas vers un accroissement de telles compétences)