La propulsion spatiale VASIMR: Ira-t-on sur Mars en 39 jours ? - 3AF Groupe Île-de-France & Commission Propulsion - Association Planète Mars
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La propulsion spatiale VASIMR:
Ira-t-on sur Mars en 39 jours ?
Elisa Cliquet (Cnes), Nicolas Bérend (Onera)
Paris, 7 Avril 2011
3AF Groupe Île-de-France & Commission Propulsion
en association avec Planète Mars
Sommaire de la présentation
• Les scénarios classiques de
mission martienne. VASIMR =
VAriable Specific Impulse
Magnetoplasma Rocket
• Historique et présentation du
concept VASIMR.
• Application au transfert Terre-
Mars: la mission « 39 jours ».
• État de l’art et plan de
développement.
• Conclusion.
Crédits Ad Astra
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011
Scénarios classiques de missions martiennes
OPPOSITION CONJONCTION
+ plus temps à la surface de mars
+ moins énergivore
+ trajets plus courts
+ trajectoire à retour libre possible
- mission globalement plus longue
+ mission globalement plus courte
- trajets longs
- plus énergivore
- passage près de Venus
Temps caractéristiques des missions
Delta V en fonction du type de trajectoire
1000 7
Delta V d'injection maxi
900
Retour 6 Delta V d'injection mini
800 Séjour
700 Aller 5 2,03
Delta V en km/s
1,17
600 4 0,615
jours
0,35
500
3
400
300 2
200
1
100
0
0
opposition opposition rapide conjonction conjonction rapide
opposition opposition rapide conjonction conjonction rapide
Source : GWalber, How Shall We Go to Mars ? A Review of Mission Scenarios”, Journal of spacecraft and rockets, Vol. 30 No 2, Mars -Avril 1993
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011
Scénarios classiques de missions martiennes
• Les opportunités de lancement
• La Terre et Mars sont dans la même position angulaire relative tous les 780 jours
• Orbite de Mars légèrement elliptique -> meilleure opportunité tous les 15 à 17ans
C3 (= Vinfini²) minimum selon l'année de lancement
20 Variations autour d’une date
Exemple Mars Global Surveyor : fenêtre de 22 jours
18
11
16 10,5
14
C3 (km²/s²)
10
C3 (km²/s²)
9,5
12
9
10 8,5
8 8
01-nov-96 06-nov-96 11-nov-96 16-nov-96 21-nov-96 26-nov-96 01-déc-96
6 Date de lancement
40
4 conjonction lente
35
2 conjonction rapide
déclinaison (°)
30
0
2002 2004 2006 2008 2010 2012 2014 2016 2018 2020 25
année de lancem ent
Source :Matousek et al 20
AIAA 98-37376
Credits JPL
15
01-nov-96 06-nov-96 11-nov-96 16-nov-96 21-nov-96 26-nov-96 01-déc-96
Source : Malin Space Science Systems website, “Mars Global Surveyor Mission Plan”, 2005
http://www.msss.com/mars/global_surveyor/mgs_msn_plan/section3/section3.html
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011
Scénarios classiques de missions martiennes
• Ordre de grandeur des masses utiles en jeu (pour 4 personnes – source Zubrin)
• Provisions (A/R) : 10,5t
Credits NASA
• Matériel scientifique (rovers, labos) : 4t
Environ 40t
• Habitat équipé : 12t (x 2) -> 24t
• + masse de propulsion pour les différentes phases :
Credits NASA
Propulsion chimique cryo
Isp = 450s
• Insertion en orbite de transfert Terre- Mars (TMI)
• Insertion en orbite Martienne (MOI) → possibilité d’utiliser l’aérocapture
• Descente à la surface
• Remontée en orbite martienne
→ possibilité d’utiliser l’ISPP
• Insertion en orbite de transfert Mars-Terre
Propulsion nucléo-thermique
Isp = 900s
Credits NASA
• On peut segmenter la mission :
• Cargo à trajectoire lente pour le matériel
• Trajectoire rapide pour les hommes
• ….mais il faut bien penser aux scénarios de secours !
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011
Scénarios classiques de missions martiennes
IMLEO 990 tonnes
Scénario propulsion cryo
Données de masse utile : source Zubrin, Masses propulsives calcul CNES
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011
Scénarios classiques de missions martiennes
remontée 110t LEO LEO
IMLEO 640t
IMLEO 990 tonnes
Scénario propulsion cryo
Scénario propulsion cryo + ISPP Données de masse utile : source Zubrin, Masses propulsives calcul CNES
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011
Scénarios classiques de missions martiennes
IMLEO 230t (optimiste)
IMLEO 990 tonnes
Scénario propulsion cryo
Scénario Mars Direct
(cryo+ISPP+aérocapture) Source : Zubrin
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011
Scénarios classiques de missions martiennes
IMLEO 910t (6 personnes)
80t sur Mars + 50t habitat et capsule
IMLEO 990 tonnes
Scénario propulsion cryo
Propulsion nucléaire thermique + aérocapture cargo+ ISPP oxygène remontée
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011
Alternative propulsion électrique
• Outre la propulsion chimique et la propulsion nucléothermique on
peut envisager la propulsion électrique
g0
Pe = ⋅ F ⋅ Isp
↑ 2η
Vitesse d’éjection efficace (m/s) = 9,81 × Isp
ce
an
ss
Credits SNECMA
D’après. Rocket Propulsion Elements 7th Ed. (Sutton, 2001)
Electro
-statique i
et électro- Pu
magnétique
Effet Hall
Qualifié vol
Solaire Nucléaire
Credits NASA
Arcjet
thermique thermique
Chimique liquide et solide
Resistojet
Chimique monoergol
Ionique
Qualifié vol
Source : obrital vector
Gaz froid
Accéleration ou rapport poussée/poids (g)
MPD (essais laboratoire)
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011Alternative propulsion électrique
• Souvent envisagé pour du cargo (long temps de trajet)
90
90
90 90
90
90
90
90 90
90 90
90
90
90
90
90
90
90
90
90
90
90
Insertion en orbite
Trajectoire d’échappée en Phase balistique martienne spiralée
spirale Phase de croisière
Phase propulsée
Transfert héliocentrique
4MW
Exemple :
Propulsion solaire électrique avec MPD Lithium
Isp fixe = 5000s
Source : AIAA 96-3173, Frisbee 1MW
Temps de trajet (jours)
Il faut toujours faire un choix entre le rapport de masse et la durée du transfert
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011Historique du concept VASIMR (1/2)
VASIMR = VAriable Specific Impulse Magnetoplasma Rocket
Chauffage de plasma
par ICRH (Ion
Cyclotron
Radiofrequency
Crédits NASA
Heating)
Crédits NASA
Franklin Chang-Diaz:
(ex-)astronaute et chercheur
• 1977: thèse Franklin Chang-Diaz (MIT Plasma Fusion
Center): recherche sur le chauffage de plasma par miroir
magnétique (finalité: fusion nucléaire).
• 1979: concept « hybrid plume plasma rocket »
• 1983: 1ère expérimentation VASIMR (MIT).
• Années 1980-90: expérimentation et raffinement du concept:
source de plasma « hélicon » (brevet 2002).
1er brevet VASIMR (1989)
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011Historique du concept VASIMR (2/2)
Crédits Ad Astra
Crédits NASA
1ère expérimentation à la NASA/JSC (VX-10) Site Ad-Astra au Costa-Rica
• 1994-1995: transfert des activités à la NASA/JSC (Advanced Space Propulsion
Laboratory, crée en 1995).
• 1994-2005: expérimentations (VX-10, VX-50).
• 2005: fondation de la société privée Ad Astra Rocket Company (AARC) – accord de
privatisation de VASIMR.
• 2006: nouveau site au Costa Rica.
• 2 Mars 2011: accord Ad Astra/NASA (coopération + soutien avec personnel NASA).
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011Concept VASIMR
(VX-10) 3 « étages »:
• Ionisation.
• Accélération/chauffage
• Détente (tuyère magnétique)
Intérêt par rapport aux
modes classiques de
Crédits NASA
propulsion électrique:
• Absence d’électrode.
• Accès à des vitesses
d’éjection (Isp) élevées.
Crédits NASA
Crédits NASA
• Modulation d’Isp à
puissance fixée.
Antenne pour chauffage ICRH
Antenne « Hélicon »
(Ion Cyclotron Resonance Heating)
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011Principe de fonctionnement:
Variation d’impulsion spécifique à puissance constante
• Originalité de VASIMR: ajustement
du point de fonctionnement par
répartition de la puissance entre:
- l’étage d’ionisation.
- l’étage de chauffage
Crédits NASA
• VASIMR appartient à la famille des
systèmes de propulsion à
Puissance Limitée (PL).
• A puissance fixée (Pe), la poussée
g0
(F) et l’Isp sont inversement Pe = ⋅ F ⋅ Isp
proportionnels. 2η
• f petit : priorité à l’ionisation
(poussée ↑, Isp ↓).
η = rendement global (0,4 – 0,7)
• f grand: priorité au chauffage
(poussée ↓, Isp ↑).
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011Performances
Ergol Poussée / puissance Impulsion
(F/Pe) spécifique (Isp)
H2 4 - 8 N/MW 10000 – 30000 s
Onera (d’après données NASA AIAA-2004-0149)
D2 5 – 11 N/MW 7000 – 23000 s
He 7 - 15 N/MW 5000– 16000 s
Li 10 - 35 N/MW 2000 – 12000 s
(f variant de 0 à 0,85)
• Meilleures performances en
Isp avec éléments de petite
masse atomique (H, D, He).
• Isp maximale avec H2.
Performances théoriques du moteur VASIMR
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011Intérêt de la variation d’impulsion spécifique
Transfert spiralé
Transfert héliocentrique
Crédits NASA
9
9
90 9
90 90
90 9 9 9
09
09
9 0 90
0 09 0 9
9 0
9
• Accès à des stratégie de transfert à poussée continue
• Adaptation en fonction des phases de la mission:
• Priorité à la poussée au voisinage des planètes.
• Priorité à l’Isp (consommation ↓) pour les (longues) phases de « croisière ».
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011Intérêt de la variation d’ impulsion spécifique (suite)
Crédits NASA (2001)
• A iso-durée de transfert: gain sur le rapport de masse (< 20 %)
• A iso-rapport de masse: gain sur la durée de transfert (< 10 %)
• Variation d’Isp et poussée ⇒ meilleur compromis entre durée de transfert et rapport de masse.
• Le gain est cependant limité (en particulier: réduction de durée de transfert ~ 10 %).
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011Mission martienne habitée en 115 j avec puissance 12 MW
Masse utile (Mu) 60,8 t
Masse du système de génération de 48 t
Crédits NASA
puissance (Mp)
Masse d’ergol totale (Me) 72 t
Masse sèche hors système de génération 7,2 t
de puissance (Ms)
Masse totale initiale (Mi) = IMLEO 188 t
• Vol habité: • Aérocapture 6,8 km/s
• Masse utile: 60,8 t (= 32 % IMLEO) • Masse spécifique: α = 4 kg/kW
• IMLEO: 188 t
• Durée: 115 j
(30 j spiralé + 85 j héliocentrique).
• Puissance: 12 MW ( 3 x 4 MW)
Crédits NASA
+ Vol cargo d’accompagnement:
• Masse utile: 120 t ( = 60 % IMLEO)
• IMLEO: 200 t
• Durée: 442 j
(154 spiralé + 288 j héliocentrique)
Possibilités (limitées) de trajectoires d’abandon de
• Pe = 4 MW. mission pendant ~ 15 premiers jours de mission.
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011Mission martienne habitée « rapide » en 39 j
« Petit » détail:
Masse spécifique
générateur de
puissance = 0.5
α kg/kW
1ère mention
de la mission
« 39j » (2002)
VASIMR Plasma Rocket Technology, A. Petro, NASA/JSC May 2002
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011Mission martienne habitée en 39 j avec moteur 200 MW
Scénario initial Ad Astra (2002)
Masse utile (Mu) 20 t • Aérocapture 6,8 km/s
Masse du système de génération de puissance (Mp) 79,5 t
Masse d’ergol totale (Me) 455 t • Masse spécifique: α ~ 0.4 kg/kW
Masse sèche hors système de génération de puissance (Ms) 45,5 t
Masse totale initiale (Mi) = IMLEO 600 t
• Vol habité:
Crédits Ad Astra
• Masse utile: 20 t (= 3,3 % IMLEO)
• IMLEO: 600 t
• Durée: 39 j
(8 j spiralé+ 31 j héliocentrique)
• Puissance: 200 MW
+ Vol(s) cargo d’accompagnement:
• (Non détaillé par Ad Astra).
Crédits NASA
• Doit emporter tout ce qui n’est pas
dans les 20 t de CU du vol habité:
atterrisseur, habitat martien, ergols de
retour et/ou ISPP.
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011Mission martienne habitée en 39 j avec moteur 200 MW
Variante récente avec départ en L1 (2010)
• Pré-acheminement séparé en L1:
• Cargo: VASIMR, transfert spiralé (lent).
• Équipage: propulsion chimique (rapide).
• 600 t et 39 jours à partir de L1 au
lieu de LEO.
• Intérêt:
• Traversée rapide des ceintures de Van
Allen pour l’équipage.
• Phase héliocentrique plus longue
(39 j au lieu de 31 j)
D’après JSC-65825
• mission possible avec α ~ 1 kg / kW
(au lieu de 0.4 kg/kW)
… mais à quel prix !
• IMLEO ↑↑ Crédits Ad Astra
• Paradoxal pour un mode de propulsion Masse spécifique totale fonction de la durée de
à très haute Isp ! transfert héliocentrique et de Varrivée
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011Véhicule pour mission martienne rapide
« ISS Bekuo »
Crédits Ad Astra
Vue d’artiste (~ année 2000) Vue d’artiste (2010)
• 4 x 50 MW (technologie avancée à conversion MHD).
• Grande surface de radiateurs nécessaire.
• Protection de l’équipage contre l’environnement spatial:
• Réservoirs LH2 (protons à haute énergie).
• Champ magnétique (rayons cosmiques).
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011Points durs et inconvénients du concept VASIMR
• Endurance et aspects thermiques
• Fonctionnement pendant plusieurs milliers d’heures à très haute
température
• Quantification des pertes thermiques
• Faisabilité d’un refroidissement ?
→ centre dédié à ces aspects au Costa Rica
Credits Ad astra
• Masse du propulseur
• Masse des aimants supraconducteurs
• Masse des générateurs RF
• Masse des systèmes de refroidissement
Credits Ad astra
→ masse visée VF-200 : 4.5t (soit 22.5kg/kW)
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011Points durs et inconvénients du concept VASIMR
• Rendement visé de 60% malgré des sources de pertes nombreuses
• Pertes par les antennes, les lignes de transmission de puissance
• Pertes par rayonnement
• Pertes propres à chaque étage :
• Pertes lors de l’ionisation
• Pertes lors du chauffage
• Pertes dans la tuyère magnétique (énergie cinétique radiale-> axiale)
g0
Pe = ⋅ F ⋅ Isp
2η
• Une superbe Isp mais…
• Une poussée limitée
• Au minimum 10 000s avec l’H2 (toute la puissance sur l’ionisation)
• Problème contournable en ajoutant de l’hydrogène dans la tuyère
• Utilisation de l’hydrogène
• Problématique du stockage de l’hydrogène sur une longue durée (boil-off)
• …performances moindre avec les autres fluides
• Pas encore testé en hydrogène
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011Etat de l’art du concept VASIMR, démonstration
• Premières expériences à la NASA
• VX-10 en 1998 obtention de plasma par décharge RF et accélération
• VX-25 en 2002 ergols testés : Argon, Xenon, Deutérium, Azote, Hélium,
• VX-50 en 2004 Neon, Hydrogène
• VX-100 (100kW)
• Testé en 2007 (Argon, Deutérium)
• Améliore le coût d’ionisation (Etat de l’art du concept VASIMR, démonstration
• VX-200 (depuis 2009)
• Essais à l’argon
• Mesure de poussée
• Tests généralement de 1 à 15s
• Test le plus long : 30s
tenue thermique de certains joints.
Credits Ad astra
Credits Ad astra
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011Etat de l’art du concept VASIMR, démonstration
• Matériel testé :
Jusqu’à 150mg/s d’Argon
Credits Ad astra
2 Tesla
2 kW
α : 0,5kg/kW α :1kg/kW
P : 0-170kW P : 40kW
η : 98% η : 92%
f : 500kHz f :6,8MHz
η : 93%
D’après AIAA 2010-6772 Credits Ad astra
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011Etat de l’art du concept VASIMR, démonstration
• Résultats Pour Helicon à 28kW
Et ICH entre 0 et 183 kW
Credits Ad astra
D’après AIAA 2011-1071
Des résultats prometteurs!! Un rendement supérieur à 60%
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011Programme de développement
Echelle TRL (NASA)
Feuille de route d’Ad Astra
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011Démonstration en vol – VF-200-1
Crédits Ad Astra
Crédits Ad Astra
• VF-200-1 = 2 unités de 100 kW
• Lanceur envisagé : Taurus 2.
• Vol prévu en 2014 sur l’ISS (tronçon Z1 ).
• Soutien personnel NASA (cf. accord NASA/Ad
Astra de Mars 2011).
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011Applications de VASIMR proposées par Ad Astra
Crédits Ad Astra
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011État de l’art des générateurs nucléaires spatiaux
Plus d’une trentaine de réacteurs ont été lancés entre 1960 et 1992
Credits Roskosmos
Credits Roskosmos
Credits Roskosmos
Credits NASA
1965 1967
SNAP 10A 1977
ROMASHKA 1987
P : 0.6 kW BUK
P : 0.8 kW TOPAZ-1
α :670 kg/kW P : 3 kW
α : 570 kg/kW P : 5 kW
α : 400 kg/kW α : 180 kg/kW
Technologies : refroidissement Na-K (900K), conversion statique
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011Systèmes envisagés pour la forte puissance (>MW)
• Source froide dans l’espace : rayonnement des radiateurs dans le vide :
• Très grandes surfaces (quelques milliers de m² pour l’échelle 10MWe !)
• Principaux concepts de conversion envisagés pour la forte puissance :
Métal liquide vapeur Défi technologiques
He-Xe
Brayton Rankine Brayton : turbine plusieurs milliers
bouclier
d’heure avec Te >1300K ….
Rankine : comportement
diphasique en apesanteur ?
Déjà très ambitieux !
pompe
condensation
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011Masses spécifiques accessibles
• Les masses spécifiques accessibles :
Exemple pour 10 MW
- Brayton ~ 120 tonnes (12 kg/kW)
- Radiateurs ~5-6000m²
- Rankine ~ 70 tonnes (6kg/kW)
- Radiateurs ~1000m²
Même en rêvant un peu à 100MW
- Brayton : 4-500 tonnes (4-5kg/kWe)
- Rankine : 2-300 tonnes (2-3kg/kWe)
L’hypothèse d’Ad-Astra est trop ambitieuse!
NASA 2002
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011Problématique de la durée de transfert
Masse spécifique en fonction de la durée de transfert
Technologies actuelles pour différents rapports "Masse utile/Masse totale initiale"
α~30 kg/kW Varrivée = 6 km/s Msèche/Mergol = 10 %
50,00
durée ~ 180 j
45,00
40,00 Mu/Mi= 0
Hypothèse 35,00 Mu/Mi= 0,1
« raisonnablement Mu/Mi= 0,2
Alpha (kg/kW)
30,00
optimiste » Mu/Mi= 0,3
α~12 kg/kW 25,00 Mu/Mi= 0,4
durée ~ 120 j Mu/Mi= 0,5
20,00
Mu/Mi= 0,6
15,00
Mu/Mi= 0,7
Mission 39 j 10,00 Mu/Mi= 0,8
Ad Astra 5,00
α~1 kg/kW
0,00
20 40 60 80 100 120 140 160 180
Durée de transfert (j)
Onera
Objectif de réduction à 40 j ⇒ réduction de α ~ 1 kg/kW
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011Des idées « exotiques » pour réduire la masse
spécifique en dessous de 1 kg/kW
Credits T.Dulieu
Credits universtié de Floride
Conversion MHD
Réacteur à cœur gazeux
• Concept étudié par S. Anghaie (INSPI - Innovative Nuclear Space-power &
Propulsion Institute, Université de Floride).
• Niveau de maturité technologique très faible (TRL ~ 1):
• Tous les réacteurs terrestres ont des cœurs solides.
• 15 ans pour qualifier un nouveau combustible solide …
• Plusieurs milliers d’heures à 3000-4000K !!
• Impossibilité de tester le système de conversion séparément du cœur.
• Et malgré tout estimations les masses annoncées sont jugées optimistes …
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011Scénario plus réalistes à moyen terme
Calculs du CNES/DCT/SB/MO
20 MW VASIMR
V arrivée 6,8km/s
masse totale en tonnes
IMLEO (t) 90 jours 120 jours 180jours
200 112 136
300 x 186
400 x 200
500 329
Si technologie Brayton (10 kg/kW) Si Rankine (5 kg/kW)
20MW → 200 t source de puissance 20MW →100 t source de puissance
Hypothèse (optimiste) : indice constructif réservoir + moteur 10%
20 MW VASIMR - 10kg/kW 20 MW VASIMR - 5kg/kW
V arrivée = 6,8km/s V arrivée = 6,8km/s
masse utile en tonnes masse utile en tonnes
IMLEO (t) 90 jours 120 jours 180jours IMLEO (t) 90 jours 120 jours 180jours
200 x x 200 3 30
300 x x 300 x 75
400 x x 400 x 80
500 112 500 212
Plus que 34t si insertion en orbite martienne à 1000km (+20jours) !
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011Conclusion
• Quel est l’intérêt de la technologie VASIMR ?
• Modulation de poussée et d’Isp à puissance constante
( ~ « boîte de vitesse » de la propulsion électrique)
⇒ meilleur compromis entre durée de transfert et rapport de masse.
• Accès à un niveau d’Isp très élevé: ~ 30000 s avec H2.
• VASIMR permet-il de réduire la durée de transfert ?
• Oui … mais seulement dans une certaine mesure ( < 10 %).
• VASIMR est-il la clé du transfert interplanétaire rapide ?
• Non: c’est l’obtention d’une source de puissance très performante avec
une masse spécifique de l’ordre de 1 kg/kW
(contre ~30 kg/kW envisageable avec les technologies actuelles)
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011Conclusion (suite)
• La mission « 39 jours » est-elle réaliste ?
• Non sauf si rupture technologique (masse spécifique inaccessible ∼ 1 kg/kW).
• Si condition remplie: durée courte possible mais au prix d’une IMLEO très élevée:
• IMLEO (ou IML1) vol habité = 600 t pour 20 t de masse utile seulement.
• IMLEO totale (dont cargo, ISPP, etc.) > scénario propulsion chimique
(… un comble pour un mode de propulsion à très forte Isp !)
L’intérêt du concept VASIMR lui-même ne se trouve pas
dans les missions de transfert rapides !
• Quelles sont les applications intéressantes pour VASIMR ?
• Applications profitant d’une augmentation du rapport de masse par rapport à la
propulsion chimique (à iso-durée): cargo, etc.
• Intérêt par rapport à la propulsion nucléaire électrique (NEP) classique: polyvalence.
« Christophe Colomb n’a pas attendu d’avoir le
Concorde pour traverser l’Atlantique »
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011Merci de votre attention !
Des questions ?
Crédits Ad Astra
Conférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011Comparaison des scénarios
IMLEO durée vol
TRL technologie scénario
(tonnes) habité
8 1375 6 mois cryo + stockable monobloc
7 990 6 mois cryo segmentée
4-5 640 6 mois cryo + ISPP segmentée
4-5 430 6 mois cryo + aerocapture segmentée
4-5 380 6 mois cryo + aerocapture + ISPP remontée segmentée
4-5 220 6 mois cryo + aerocapture + ISPP segmentée
6 420 6mois nucleaire thermique + ISPP remontée segmentée
3-4 500 6 mois nucleaire electrique Brayton (10kg/kW) monobloc
3-4 600 4 mois nucleaire electrique Rankine (5kg/kW) segmentée
1 >1000 "39 jours" nuclear électrique αConférence 3AF/APM - La propulsion spatiale VASIMR - Paris - 7/4/2011
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