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Les concepts de propulsion

 


Message Gilgamesh Moderator le 15 Décembre 2007 15:41

Un topic pour recenser les différents concepts de propulsion dans l'espace.
15/mars/2008 14:09 : 977

Définition :
Isp : impulsion spécifique. Caractérise l'efficacité spécifique (= par unité de masse) du propulsif, c'est à dire du matériau formant la masse éjectée.

Une impulsion spécifique de 100 s représente la capacité pour le propulsif à fournir une poussée de 100 kgf (kilogramme-force soit ~ 1000 Newton) pendant 1 seconde, par kg de masse éjectée. En unité SI, l'Isp s'exprime en N·s/kg : 1 s = 9,81 N·s/kg

Dans le cas d'une propulsion chimique (de très loin la plus courante actuellement), le propulsif est également le carburant, c'est à dire que c'est la transformation de l'énergie potentielle contenue en son sein qui produit le dégagement d'énergie qui l'accélère. Mais ce n'est pas forcément le cas. Dans le cas de la propulsion électrique, par exemple, l'énergie nécessaire à l'accélération va être fournie par des panneaux solaire typiquement. L'Isp permet simplement d'apprécier le différentiel de vitesse qui sera occasionnée par la différence de masse entre le mobile en début et en fin d'accélération, quand il aura éjecté tout son propulsif.




Propulsion atmosphérique




  • Propulsion à statoréacteur
    ramjet

    Domaine d'usage : vol atmosphérique supersonique.

    Principe : Le statoréacteur (stato pour statique) est un moteur atmosphérique à réaction qui, comme le turboréacteur, utilise le cycle thermodynamique classique compression - combustion - détente, mais sans pièce mobile. Mécaniquement parlant, c'est le plus simple des moteurs pour aéronef. Il ne comporte schématiquement qu'une entrée d'air donnant directement sur une chambre de combustion dans laquelle on injecte le carburant. Dans un turboréacteur, la compression de l'air est assurée par un étage de compression mécaniquement complexe et qui absorbe une partie de la puissance moteur. Ici, la compression est obtenue en convertissant en pression statique la pression dynamique de l'air s’engouffrant à grande vitesse par l’entrée d'air. Celle-ci forme un divergent, c-a-d un conduit dont la section augmente de l'entrée vers la sortie. La loi de conservation de l'énergie hydrodynamique (Bernouilli) implique que si la vitesse de l'air diminue avec l'augmentation de la section, sa pression augmente. Plus la vitesse augmente, plus l’air est comprimé, avec augmentation proportionnelle de la température, ce qui améliore le rendement thermodynamique. L’air comprimé est ensuite mélangé à du carburant pulvérisé par des injecteurs à l’endroit où la pression de l'air est maximale. La combustion du mélange se fait dans toute la longueur restante du moteur et produit des gaz chauds éjectés par la tuyère. Une pression dynamique suffisante n'étant obtenue qu'à de grandes vitesses (~ Mach 1), le statoréacteur ne peut fonctionner aux faibles vitesses (à moins d’être monté aux extrémités des pales d’un rotor, auquel cas le statoréacteur bénéficie de la vitesse de rotation des pales).

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    Schémas de principe comparés du turboréacteur (en haut) et du statoréacteur (en bas)


  • Propulsion combinée aérobie

    Domaine d'usage : mise en orbite

    Principe : utilisation d'une motorisation combinée (conpound fonctionnant comme turboréacteur en partant du sol, jusqu'à Mach 3, puis passage à une régime statoréacteur (la vitesse de l'air dans le divergent assure la compression et le moteur ne comporte plus de partie mobile) jusqu'à Mach 16 et pour finir moteur fusée pour l'injection orbitale. L'intérêt est d'utiliser l'oxygène de l'air à la fois comme oxydant et comme masse éjectée.

    L'impulsion spécifique (Isp) du carburant embarqué est alors très élevé : de l'ordre de 3500 s avec LH2.


  • Propulsion nucléaire à statoréacteur

    ex : statoréacteur Tory IIC (puissance : 513 MW) destiné à équiper le missile de croisière SLAM (Supersonic Low Altitude Missile) de la firme américaine Vought Aircraft (1964)

    Domaine d'usage : vol atmosphérique de longue durée

    Principe : Le principe de fonctionnement du statoréacteur nucléaire est identique à celui des statoréacteurs classiques sauf que la chambre de combustion est remplacée par un réacteur nucléaire. La chaleur dégagée par la fission nucléaire sert à surchauffer l’air atmosphérique qui est ensuite détendu dans la tuyère.

    Le statoréacteur envisagé pour le SLAM devait produire une poussée de 16 tonnes pendant une durée virtuellement illimitée (le propulsif étant l'air). Le missile devait être lancé du sol par trois boosters à poudre puis voler à Mach 3 à base altitude (300 mètres). Une version aéroportée a également été envisagée ainsi qu’une version devant voler à Mach 4 à haute altitude.

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    missile de croisère SLAM - Lien


Propulsion chimique




  • Propulsion à poudre
    Domaine d'usage : mise en orbite (booster)

    Principe : combustion chimique d'un matériaux solide capable d'entretenir sa combustion une fois initiée et libérant des gaz chauds qui engendrent la poussée.

    Propergol : composite, mélange pulvérulent compact de 3 éléments :
    - oxydant : Perchlorate d'ammonium 68%
    - réducteur : Aluminium 18%
    - liant/combustible : Polybutadiène PBHT 14%

    masse volumique : 1750 kg.m-3
    Isp : 273 s
    Energie spécifique : 3,0 MJ/kg

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    Schéma de principe d'une fusée à carburant solide (booster)


  • Propulsion à propergol liquide
    Domaine d'usage : mise en orbite, correction de trajectoire, propulsion interplanétaire.

    Principe : combustion chimique d'une combinaison d'ergols (en général deux) dans une chambre de combustion et éjection des gaz par une tuyère.

    Propergol : différents couples d'ergols en usage.

    a) ergols stockables (à température ambiante)

    N2O4 (tétraoxyde d'azote) + UDMH (dimethylhydrazine dissymetrique).
    Isp : 232 s
    masse volumique : 1180 kg.m-3

    N2O4/Aerozine-50
    Isp : 311 s

    Ces ergols sont dit hypergoliques, c'est à dire qu'ils s'enflamment spontanément, sans devoir faire appel à un système d'allumage électrique ou pyrotechnique (ce qui est plus sécurisant).


    b) ergols cryogéniques (stockage à basse température)

    LOX/LH2 (oxygène-hydrogène), combinaison la plus performante en usage.
    Isp : 430 s (ve : 4200 m/s)
    ? : 280 kg.m-3
    Energie spécifique : 9,7 MJ/kg

    LOX/LCH4 (oxygène-méthane)
    Isp : 355 s

    LOX/RP1 (oxygène-kérosène)
    Isp : 300 s
    masse volumique : 1020 kg.m-3

    LF2/LH2 (fluor - hydrogène) constitue la limite actuelle de la propulsion chimique mais elle n'est pas en usage du fait de la grande toxicité du fluor et de sa forte agressivité vis-à-vis des matériaux.

    [img] http://www.hq.nasa.gov/pao/History/conghand/fig5d2.gif[/img]

    Schéma de principe d'un moteur fusée à carburant liquide. Au gauche, une partie des gaz chauds de combustion est détournée (by-pass) pour faire fonctionner une turbopompe qui pressurise le carburant à l'injection dans la chambre. A droite, cette pressurisation est assurée par des réservoir de gaz neutre sous pression


  • Propulsion mixte


  • Propulsion à onde de détonation pulsée
    PDE : Pulsed Detonation Engine

    Domaine d'usage : mise en orbite, propulsion interplanétaire.

    Principe : la combustion qui génère la poussée se fait au sein d'une onde de choc ce qui permet d'obtenir une efficacité thermodynamique plus grande que la combustion à pression constante utilisée dans la combustion chimique classique.

    Propergol : ergols non hypergoliques (cf. ci-dessus)


Propulsion nucléothermique




  • Propulsion nucléaire thermique à coeur solide
    NERVA : Nuclear Engine for Rocket Vehicle Application, 60's | Timberwind


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    Schéma de principe de la propulsion nucléothermique


    Moteur nucléaire expérimental russe RD-0410. Concepteur: Kosberg. Développé en 1965-94. Premier vol : 1985.
    Propulsif LH2.
    Poussée : 35 300 kN.
    Isp: 910 s
    Durée de fonctionnement: 3600 s
    Masse moteur: 2 t
    Diamètre x Longueur : 1,6 x 3,5 m
    Rapport poids/poussée : 1,80.

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    Credit - © Dietrich Haeseler




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    Vaisseau JIMO (Jupiter Icy Moons Orbiter) du projet Prometheus de la Nasa, vers les lunes glacée de Jupiter : Io, Callisto, Ganymede et Europe.


Propulsion électrique




  • Propulsion électrothermique
    Domaine d'usage : correction de trajectoire.

    Principe : le gaz propulsif (par exemple de l'hydrogène) et chauffé par un arc éléctrique puis détendu dans une tuyère.

  • Propulsion électrique ionique à grille
    GIT : Gridded Ion Thruster, Electrostatic ion thruster

    ex : moteur NSTAR de la sonde Deep-Space 1, lancée en 1998. Alimentation électrique (panneaux solaires) : 2,5 kW. Poussée max : 92 mN. Durée de fonctionnement : 678 j. Ion Engine A, B, C, D de la sonde Hayabusa (aka MUSES-C, Myuzesu Shi), lancée en 2003 (mission de d'exploration et de retour d'échantillons de petits corps). Durée de fonctionnement : 1250 j cumulées en 2007.

    Domaine d'usage : correction de trajectoire, propulsion interplanétaire.

    Principe : le propulsif est d'abord ionisé. Les ions obtenus vont ensuite être focalisés sous forme de faisceau grâce à une première série d'électrodes. Une autre série d'électrodes, la grille, va alors les accélérer en dehors du propulseur. C'est cette accélération dans un champs électrostatique qui permet une vitesse d'éjection, et donc une impulsion spécifique, élevée. Enfin un système d'émission d'électrons se charge de neutraliser le faisceau.


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    Credit : Wikipedia


    Par nature, ce mode de propulsion nécessite une alimentation électrique constante. Celle ci peut être obtenu soit via des panneaux solaires soit par exemple par un combustible nucléaire.



    Modes d'ionisation :
    * ionisation par contact (circulation dans un tube de métal chaud)
    * arc électrique (obtention d'un plasma chaud)
    * induction par onde haute fréquence (idem).

    Propulsif :
    * Hydrogène, métaux alcalins : Césium, Sodium, Lithium,
    * Bismuth, Platine,
    * Xénon (le plus souvent employé. Il émet une belle couleur bleutée)

    Isp : 3000 s (ve : 29 000 m/s)
    Energie spécifique : 430 MJ/kg

  • Propulsion électrique ionique à effet Hall
    HET : Hall Effect Thrusters or Hall Current Thrusters.

    ex : moteur soviétique SPT-100 (pour Stationary Plasma Thruster 100 mm de diamètre) développé par I. Morozov, dont est dérivé le moteur PPS1350 de la sonde SMART-1 (mission lunaire). Moteur TAL (pour Thruster with Anode Layer). Les HET ont déjà été produits à plus de 200 exemplaires, et utilisé sur environ 60 engins spatiaux depuis presque 40 ans, essentiellement russes puis occidentaux depuis 1998.

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    2 kW Hall thruster in operation as part of the Hall Thruster Experiment at the Princeton Plasma Physics Laboratory.

    Domaine d'usage : correction de trajectoire, propulsion interplanétaire (petite masse).

    Principe : par effet Hall, l'ionisation du propulsif et son accélération[/color][/b][/size] dans un champs électostatique est assuré par une circulation en boucle d'un plasma d'électron à 10-20 eV maintenu en place par un puissant champs magnétique radial dans la chambre propulsive. Il n'y a plus de grille, ce qui réduit les pertes par collision. Comme précédemment, un système d'émission d'électrons se charge de neutraliser le faisceau.
    Ce type de propulsion a été mené à maturité par l'Union soviétique pour la correction orbitale. Il permet notamment de faire varier la poussée sur une large gamme de variation, tandis que le moteur à grille ne possède qu'un seul régime optimal.


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    Isp : 1200 à 1800 s pour le SPT-100/PPS-1350, >3000s pour le NASA-173M
    Densité de poussée : 50–70 mN/kW.

    lien1
    lien2
    lien3

  • Propulsion plasma multiétage
    HEMP : High Efficiency Multistage Plasma thruster

    article source posté par Lambda0 sur le Forum de la conquête spatiale
    ex : Thales développe un nouveau type de propulseur, en cours de qualification depuis 2008, qui devrait être monté sur le satellite de l'ESA SmallGEO (2012).

    Domaine d'usage : correction de trajectoire : maintien en station des satellites (correction du plan orbital "North South Station Keeping"), transferts orbitaux, propulsion de sondes interplanétaires.

    Principe : la topologie de champ magnétique isole le plasma des parois mieux que sur la technologie actuelle à effet Hall. Le système est plus conmpact et la densité surfacique de poussée multipliée par 10 (par rapport au HET) ou par 100. L'électronique de contrôle est simplifiée (pas de séquence d'allumage complexe comme sur les GIT et HET). Absence d'électrodes. La divergence du faisceau de propulsion est un peu élevée (comme pour les HET)


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    Deux versions du propulseur sont en cours de test :
    HEMP-T-3050:
    P = 1.5 kW
    Isp = 2000 s à 3000 s
    f = 50 à 80 mN

    HEMP-T-30250:
    P = 7.5 kW
    Isp = 2000 s à 3000 s
    f = 250 mN


    Bibliographie:

    Présentations, information :

    "The HEMP thruster - an alternative to conventional ion sources ?"
    http://www.uni-leipzig.de/~iom/muehllei ... 3_koch.pdf

    "ARTES 11 Small GEO Workshop", 29-30.06.2006, p21-27
    http://www.dlr.de/rd/Portaldata/28/Reso ... binger.pdf

    Technique :

    [1] "Physics and evolution of HEMP thrusters", Thales Electron Devicess GmbH
    http://sgc.engin.umich.edu/erps/IEPC_20 ... 07-108.pdf

    [2] "Status of Thales High Efficiency MultiStage Plasma thruster development for HEMP-T-3050 and HEMP-T-30250"
    http://sgc.engin.umich.edu/erps/IEPC_20 ... 07-110.pdf


  • Propulsion à effet de champ
    FEEP : Field Emission Electric Propulsion.

    Domaine d'usage : correction de trajectoire de très haute précision.
    ex : le satellite de la mission scientifique Microscope (Micro-Satellite à traînée Compensée pour l’Observation du Principe d’Equivalence), lancement prévu en 2009, dont le but est de tester le Principe d’Equivalence à 10-15 corrigera sa trajectoire à l'aide de 12 propulseurs FEEP au césium. De même, la constellation de 3 satellites interférométriques de la mission LISA pourrait compenser la trainée du à la pression de radiation solaire (4,5 µPa) à l'aide de propulseur FEEP.

    Principe : la poussée est générée par l'application d'un champs électrique élevé pour extraire puis accélérer le liquide propulsif d'une fine aiguille de tungstène communiquant avec le réservoir. La potentiel de l'anode accélératrice est de l'ordre de 1 à 6 kV, soit un champs de l'ordre de 1 V/nm.

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    Propulsif : metal liquide Indium/Cesium
    Isp : 6000 - 12 000 s


    FEEP Thrusters


  • Propulsion à plasma pulsé
    PPT : Pulsed Plasma Thruster, PIT : Pulsed Inductive Thrusters

    Domaine d'usage : correction de trajectoire.

    Principe : à l'aide d'une courte (10 microsecondes) et intense pulsation électrique issue d'une batterie de consensateurs, on génère un champs magnétique radial dans le gaz propulsif (en général de l'ammoniac ou de l'argon), ce qui induit un champs électrique circulaire qui l'ionise. Le courant circulant dans l'anneau de plasma est de sens opposé au courant inducteur dans la bobine et la force répulsive (force de Lorentz JxB) entre les deux boucles de courant propulse les ions à travers la tuyère. Comme pour le moteur à effet Hall, l'intérêt de ce type de moteur est de ne pas nécessiter d'électrodes et la puissance du moteur se règle simplement à l'aide de la fréquence de décharges (de l'ordre de 200 Hz pour 1 MW).

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    Isp : 2000 à 8000 s


  • Propulsion à plasma pulsé à propulsif solide

    ex: LES-6
    SP-PPT : Solid-propellant Pulsed Plasma Thruster, APPT : Ablative PPTs

    Domaine d'usage : correction de trajectoire.

    Principe : comme dans le cas précédent, on charge des condensateur. La décharge de courant entre deux électrode produit une nappe de plasma parcouru d'un courant intense dans le fort potentiel fourni par les condensateur. Ce plasma érode la surface d'une barre de propulsif solide (de Teflon par exemple) et ionise les molécules arrachées à sa surface, ce qui produit un surcroit de plasma qui est éjecté de la même façon que précédemment par les forces de Lorentz entre le courant induit dans le plasma et le courant inducteur.

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  • Propulsion à plasma pulsé à ablation laser
    Laser-assisted Pulsed Plasma Thruster

    Domaine d'usage : correction de trajectoire.

    Principe : An assessment of a novel laser-assisted pulsed plasma thruster (PPT) was conducted, in which a laser-induced plasma was induced through laser-beam irradiation onto a solid target and accelerated by electrical means instead of direct acceleration using only a laser beam. It was found that the discharge duration at low-voltage cases was as long as that of laser-induced plasma. However, in high-voltage cases, the discharge duration was much longer than that of laser-induced plasma. In this case, the laser-induced plasma should be leading the main discharge from a capacitor, where a certain amount of neutral components of vaporized propellant must be ionized through the discharge. At 8.65-J discharge energy, the maximum current reached about 8000 A. With a newly developed torsion-balance-type thrust stand, thrust performances of laser-assisted PPTs could be estimated. The impulse bit and the specific impulse linearly increased. On the other hand, the coupling coefficient and the thrust efficiency did not increase linearly. The coupling coefficient decreased with energy showing a maximum value (20.8 µN.s/J) at 0 J, or in a pure laser ablation case. The thrust efficiency first decreased with energy from 0 to 1.4 J and then increased linearly with energy from 1.4 J to 8.6 J. At 8.65-J operation, an impulse bit of 38.1 mgrNthinsps, a specific impulse of 3791 s, a thrust efficiency of 8%, and a coupling coefficient of 4.3 µN.s/J were obtained.

  • Propulsion à induction pulsée à propulsif liquide

    Lien http://www.al.t.u-tokyo.ac.jp/ppt/paper ... oizumi.pdf
    Liquid-propellant Pulsed Plasma Thruster (LP-PPT)

    Domaine d'usage : correction de trajectoire.

    Principe : pour éviter les prolbème de contamination des éléments du moteur par le plasma d'ablation (qui peut déposer du carbone sur les électrode et n'est pas dépourvu de toxicité), on utilise l'injection de microgoutellette d'eau (10 microgrammes). Par rapport à l'utilisation d'un propulsif gazeux, l'intérêt est une diffusion plus lente dans la chambre de décharge, alors que le gaz s'échappe rapidement avant d'avoir pu participer à la propulsion. L'injection du liquide peut se faire utilisant un dispositif piezoélectrique (comme dans les imprimante jet d'encre) ou par valve électromécanique.

    article de Koizumi, H., Kakami, A., Furuta, Y., Komurasaki, K., and Arakawa, Y. à l'International Electric Propulsion Conference 2003 (Toulouse)
    http://www.al.t.u-tokyo.ac.jp/ppt/paper ... oizumi.pdf


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  • Propulsion magnétoplasmadynamique
    MPD : Magnetoplasmadynamic
    LiLFA : Lithium Lorentz Force Accelerator


    Magnetoplasmadynamic (MPD) thrusters and Lithium Lorentz Force Accelerator (LiLFA) thrusters use roughly the same idea with the LiLFA thruster building off of the MPD thruster. Hydrogen, argon, ammonia, and nitrogen gas can be used as propellant. The gas first enters the main chamber where it is ionized into plasma by the electric field between the anode and the cathode. This plasma then conducts electricity between the anode and the cathode. This new current creates a magnetic field around the cathode which crosses with the electric field, thereby accelerating the plasma due to the Lorentz Force. The LiLFA thruster uses the same general idea as the MPD thruster, except for two main differences. The first difference is that the LiLFA uses lithium vapor, which has the advantage of being able to be stored as a solid. The other difference is that the cathode is replaced by multiple smaller cathode rods packed into a hollow cathode tube. The cathode in the MPD thruster is easily corroded due to constant contact with the plasma. In the LiLFA thruster the lithium vapor is injected into the hollow cathode and is not ionized to its plasma form/corrode the cathode rods until it exits the tube. The plasma is then accelerated using the same Lorentz Force. [10] [11]


  • Propulsion plasma sans électrode
    Electrodeless Plasma Thrusters.

    Electrodeless Plasma Thrusters have two unique features, the removal of the anode and cathode electrodes and the ability to throttle the engine. The removal of the electrodes takes away the factor of erosion which prohibits lifetime on other ion engines. Neutral gas is first ionized by electromagnetic waves and then transferred to another chamber where it is accelerated by an oscillating electric and magnetic field, also known as the ponderomotive force. This separation of the ionization and acceleration stage give the engine the ability to throttle the speed of propellant flow, which then changes the thrust magnitude and specific impulse values.

  • Propulsion électrique à plasma
    VASIMR : Variable Specific Impulse Magnetoplasma Rocket

    Domaine d'usage : mise en orbite, correction de trajectoire, propulsion interplanétaire.

    Principe : de l'hydrogène neutre est injecté et confiné par un tube en quartz dans la première des trois cellules magnétiques du moteur, où il est pré-ionisé (T ~ 30 à 50 000 K) à l'aide de radiofréquences émises par une antenne helicon dans un champ magnétique axial. Ce plasma entre dans la chambre centrale où il est confiné et maintenu à distance des parois par des solénoïdes créant un champs magnétique axial dans l'enceinte. Une "antenne ICRH" (Ion Cyclotron Resonant Heating) ionise totalement le plasma en le portant à très haute température (10 MK) et génère un champ électrique induit qui accélère les ions en une trajectoire hélicoïdale vers la sortie. C'est le booster principal. Enfin une "tuyère magnétique" en sortie contrôle le jet de plasma en modelant axialement la trajectoire des ions.

    Cette tuyère à "géométrie magnétique variable", permet de faire varier l'impulsion spécifique et la poussée à puissance constante, en modulant l'intensité du champ magnétique et la géométrie de ses lignes de champ. Une analogie souvent utilisée est d'assimiler cette tuyère magnétique à la boîte de vitesses d'une automobile, dont le moteur serait alimenté en combustible à régime constant.

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    Isp : 30 000 s (ve : 290 000 m/s)
    Energie spécifique : 43 000 MJ/kg

    Theoretical components of the VASIMR plasma propulsion concept
    Alexey V. Arefiev and Boris N. Breizman
    Institute for Fusion Studies, The University of Texas

  • Propulsion électrique à plasma à accélération pondéromotrice
    article source posté par Lambda0 sur le Forum de la conquête spatiale


    Domaine d'usage : correction de trajectoire, propulsion interplanétaire.

    Principe : les ions et les électrons d'un plasma sont accélérés par une force dérivant des gradients de densité d'énergie électromagnétique créés par une source micro-ondes dans une cavité résonante et un champ magnétique statique. Les électrons étant plus légers que les ions subissent une accélération plus importante, ce qui crée un champ électrique secondaire qui tire les ions positifs et assure donc l'accélération de la totalité du plasma. Le moteur d'Elwing présente des avantages communs avec le VASIMR mais est plus simple, et en particulier ne nécessite pas de tuyère magnétique pour déplier la trajectoire des particules. Il est également possible de faire varier la direction de la poussée sans mouvement mécanique, en contrôlant la topographie du champ magnétique.
    Les vitesses d'éjection visées sont de quelques dizaines de km/s (Isp de quelques milliers de secondes), mais il serait possible de monter jusqu'à 1000 km/s avec de l'hydrogène et cette valeur ne semble pas être une limite fondamentale... D'autant plus que le principe physique utilisé est exploité dans les accélérateurs de particules pour accélérer des particules pratiquement à la vitesse de la lumière.

    Schéma de principe : voir [3], fig 3, et [5]

    Avantages :
    - pas d'électrodes, donc pas de problème d'érosion
    - densité de poussée beaucoup plus importante que les moteurs plasmiques à électrodes (moteur Hall, ionique à grille...)
    - poussée/impulsion spécifique variable
    - fonctionne avec des fluides propulsifs variés, même chimiquement agressifs
    - accélération d'un plasma neutre -> pas de neutraliseur comme sur les moteurs Hall ou à grille
    - théoriquement, régimes avec rendement supérieur à 90% !

    http://www.elwingcorp.com

    [1] http://www.elwingcorp.com/files/ISPC04-article.pdf
    [2] http://www.elwingcorp.com/files/ISPC04-slides.pdf
    [3] http://www.elwingcorp.com/files/IEPC05-article.pdf
    [4] http://www.elwingcorp.com/files/JPC05-article.pdf
    [5] http://www.elwingcorp.com/files/JPC05-slides.pdf



  • Propulsion électrodynamique par émission de faisceau

    Lien




Propulsion à filin



  • Propulsion à filin électrodynamique
    Proseds (NASA)

  • Transfert de moment orbital par filin
    Tethered momentum transfert

    Domaine d'usage : élevation ou abaissement de l'orbite, transfert interplanétaire

    Principe : conformément à la loi de Képler, la vitesse orbitale est d'autant plus élevée que l'altitude est basse. Deux masses circulant sur une orbite circulaire à des altitudes différentes et reliées par un filin vont être contraintes d'adopter la vitesse orbitale correspondant à l'altitude de leur centre de gravité commun. La masse située sur l'orbite supérieure sera accélérée relativement à sa vitesse orbitale locale, et inversement, la masse située sur l'orbite inférieure sera ralentie. Le bilan est un transfert d'énergie gravitationnelle de la masse en contrebas vers la masse circulant sur l'orbite supérieure. Une fois ce transfert effectué on désacouple les deux masses et elles vont alors adopter l'orbite correspondant à leur nouvelle vitesse.

    MXER (Momentum-Exchange/Electrodynamic-Reboost) : Le principe peut être couplé à celui du filin électrodynamique pour restaurer l'orbite du satellite ayant transféré son moment.

    Projet :

    µTORQUE (Microsatellite Tethered Orbit Raising QUalification Experiment)
    The µTORQUE Momentum-Exchange Tether Experiment

    Longueur du filin : 20 km

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    A Tether Station for Anchoring and Propelling Trans-Lunar Passenger Ships


  • Ascenseur spatial
    Space elevator

    Domaine d'usage : mise en orbite

    Principe : l'ascenseur spatial est un concept de mégastructure linéaire conçu pour transporter des engins et des matériaux depuis la surface planétaire jusqu'à l'orbite géostationnaire (pour la Terre : à 35 786 km d'altitude, dans le plan équatorial). La stabilité de ce lien fixe terre-espace est assuré par l'équilibre des masses : la moitié de la masse du dispositif se situe au dessus de l'orbite géostationnaire, l'autre moitié en dessous. De la sorte, le poids de la moitié inférieure tirant l'ensemble vers le bas équilibre la force centrifuge exercée par la partie supérieure qui le tire vers le haut. L'extrémité du câble qui se situe au delà de l'orbite géosynchrone n'est donc pas en orbite autour de la terre à proprement parler : sa vitesse réelle est beaucoup plus élevée que le serait sa vitesse orbitale (si le câble était coupé il s'éjecterait dans l'espace à cause de la force centrifuge). La remontée ou descente d'une cabine le long de ce lien nécessite de l'énergie (E ~ mgh) mais on n'a plus besoin d'assoir la masse utile sur une "bombe volante" comme le sont les fusées à propulsion chimique. Ce transfert n'affecte pas l'équilibre du système étant donné la tension très élevée de celui-ci, qui lui confère une énorme rigidité. Il est possible de remplacer la longueur du câble située au-delà du point d'équilibre par un contre-poids (constitué par ex. du lanceur qui a lancé initialement le câble).

    Le concept a été imaginé en premier en 1895 par le Russe Constantin Tsiolkovsky, inspiré par l'érection de la tour Eiffel sous la forme d'un "chateau céleste" en orbite géostationnaire formant contrepoids au bout d'un cable tendu depuis la surface de la Terre. La popularisation de ce concept est l'oeuvre de Arthur C. Clarke dans son roman The Fountains of Paradise (1979).


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    Schéma de principe d'un ascenseur spatial


Propulsion photonique




  • Propulsion photonique à voile solaire
    Solar sail, light sails or photon sails

    Domaine d'usage : correction de trajectoire, propulsion interplanétaire.

    Principe : l'énergie lumineuse du Soleil transporte une certaine impulsion qui se traduit par une pression de radiation centrifuge. Cette pression a pour valeur le rapport du flux d'énergie (W/m²) sur la célérité de la lumière (c) soit environ 5 µPa à 1 UA. Cette pression ne doit pas être confondue avec celle du vent solaire (flux de protons et de particule alpha émis par la couronne solaire), qui est environ mille fois plus faible. Pour tirer partie de cette pression ténue, il faut déployer une très grande surface réflechissante, la plus légère possible d'où le nom de voile solaire. L'intérêt de ce type de propulsion est de ne pas nécessiter l'emport de carburant. Son inconvénient, outre la très grande surface de voile à déployer est la faiblesse de la poussée (donc la faible manoeuvrabilité de l'engin) et la décroissance de la poussée en 1/d² quand on s'éloigne de l'étoile.


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    Différents types de voiles solaires.

    * Les voiles carrées sont solides et faciles à diriger mais complexes à déployer et moins performantes car offrant moins de surface utile aux rayons solaires.
    * Les voiles rondes, déployées par mouvement de rotation, sont plus faciles à transporter mais très complexes à diriger.
    * Les voiles héliogyres constituées de pales fixées autour d'un axe central sont plus faciles à déployer et à diriger mais moins rigides et donc plus fragiles.



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    Maquette de voile solaire de l'ESA


    Missions :
    - Znamia-2 (le Drapeau en russe), lancé le 4 février 1993, conçue par Vladimir Syromiatnikov : première voile solaire déployée dans l’espace. Le but toutefois n'était pas propulsif mais d’obtenir un miroir spatial plan permettant de réfléchir la lumière du Soleil vers la Terre.

    - Cosmos 1, premier démonstrateur de déploiement (suborbital, durée de vie : 30 min) de voile solaire a but propulsif, à l'initiative de The Planetary Society. masse : 40 kg, diamètre : 30m. Lancé le 21 juin 2005, Cosmos 1 n'a pu atteindre son orbite de travail du fait d'une défaillance de Volna, son véhicule lanceur (dérivé des fusées balistiques navales RSM-50). Cosmos-2 est en projet avec comme objectif un placement sur le point de Lagrange L1.

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    Cosmos-2 (projet)


    - The Interstellar Probe (ISP) consistant à envoyer une sonde étudier le milieu interstellaire au delà de l'heliopause à au moins 200 UA du Soleil en 15-20 ans seulement avec une vitesse de départ de 50 km/s. L'objectif de pouvoir recevoir des mesures jusqu'à ~400 UA, avec une masse totale de 150 kg dont ~25 kg d'instruments, un taux de transmission des information de 25 bps et ~20 watts de puissance (à 200 UA) avec une sonde sous voile solaire faiblement chargée (< 2g/m²) qui serait lancée sur une orbite hyperbolique rasant le Soleil au périhélie (à 0,25 UA, en deça de l'orbite de Mercure) pour maximiser l'impulsion.

    Mission Options for NASA’s Interstellar Probe - Giovanni Vulpetti - .pdf 6p
    Sailcraft trajectory options for the interstellar probe: mathematical theory and numerical results - Giovanni Vulpetti - .pdf 38p

    - The Oort Cloud Trailblazer de la NASA, nécessiterait un chargement de voile d'un ordre de grandeur plus faible (0,1 g/m²) ce qui autoriserait une vitesse de départ de 300 km/s pour atteindre 1 000 UA.


  • Propulsion photonique à concentrateur
    SOTV : Solar Orbit Transfer Vehicle

  • Propulsion photonique à chauffage atmosphèrique / MHD

    Domaine d'usage : mise en orbite

    Principe : on concentre sur le vaisseau une forte puissance laser IR ou microonde. Les surfaces réfléchissantes de l'engin concentrent ce faisceau en un anneau où il chauffe l'air jusqu'à une température d'environ 30 000 K. La dilatation explosive de l'air ainsi chauffé engendre la poussée. Cette énergie peut également servir à générer de l'électricité pour ioniser l'air ambiant et générer une force magnétohydrodynamique.


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    Demonstrateur d'aéronef photonique (aluminium, masse : 50g) ayant volé à 30 m de haut au cours d'essais. Propulsion : laser infrarouge CO2 de 10 kW.
    Avec consommation d'hydrogène liquide embarqué à l'atteinte des couches raréfiée de l'atmosphère, 1kg de H2 pourraient suffire pour injecter en orbite environ 100kg avec un puissance laser de 100 MW (en combinant de plusieurs faisceaux).



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    Une station orbitale à énergie solaire (en haut, à gauche) pourrait faire monter en orbite un astronef photonique en lui envoyant de l'énergie sous forme de micro-ondes (à droite). L'astronef serait propulsé par une poussée magnétohydrodynamique. Il concentrerait l'énergie des micro-ondes et créerait une «pointe aérodynamique» qui dévierait le flot d'air. Des électrodes placées sur la monture du véhicule ioniseraient l'air et accroîtraient la poussée par magnétohydrodynamique.

    lien
    © Pour la Science (1999)

  • Formation à positionnement laser avec filin
    PTFF : Photon Tether Formation Flight

    Domaine d'usage : correction de trajectoire de haute précision

    Principe : ce concept est destiné au positionnement de constellation de satellites de grande dimension (100 m - 10 km). Les force de tension entre satelitte est contrôlée à l'aide d'un filin (tether), tandis que les forces de contraction sont contrôlées par une poussée photonique démultipliée par le grand nombre d'aller retour du faisceau entre deux petits miroirs sphérique confocaux ultra-réflechissant R = 0,99995, D = 7 cm à 1 km de distance. La démultiplication permet de multiplier la poussée photonique par plus 3000, soit 35µN pour 10W de puissance laser. La précision du positionnement pourrait atteindre 1 nm et la précision de pointage 0,1 micro-arcsec.


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    A Contamination-Free Ultrahigh Precision Formation Flight Method Based on Intracavity Photon Thrusters and Tethers - Young K. Bae Institute, Tustin. Supported by NASA Institute for Advanced Concepts


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  • Propulsion photonique à poussée laser
    Nuclear Photon Rocket

    Domaine d'usage : correction de trajectoire, propulsion interplanétaire, propulsion interstellaire

    Principe : la poussée radiative du Soleil est faible (1400 W à 1UA) et diminue en 1/d². Pour atteindre un objectif interstellaire, il est nécessaire d'éclairer la voile de façon bien plus puissante et bien plus prolongée, ce qui nécessite une source bien focalisée. A titre d'exemple : pour accélérer 1 tonne sous voile de 1 km de diamètre à la vitesse de 0,15c en 10 ans, la poussée doit être de 0,14 m/s². En prenant une réflectance de voile de 0,9 ceci nécessite une irradiation de la voile de 20 000 W/m² (équivallent à ce que l'on reçoit à 0,25 UA du Soleil) soit un total de 20 GW. Si on utilise 1 million de diodes de puissance efficace 20W et de dimension (mm) 1 x 0,5 x 3 la surface totale d'emission est de 30 m. Avec un rendement de 0,3 (soit la nécessité de collecter 67 GW solaire), la surface collectrice à 1 UA est de 8 km (et diminue si on rapproche le dispositif du Soleil). Ce type de solution nécessite un contrôle du pointage d'une extrême précision.

    A plus grande échelle, une idée de projet développée par Robert Forward consiste à mettre en oeuvre une source laser postée dans le système solaire d'une puissance de 10 millions de GW focalisée par une lentille de Fresnel de très grand diamètre (1000 km) vers une voile de même diamètre environ pour une masse totale de 80 kt vers Epsilon Eridani à 10,3 al de la Terre. Un second concept d'ambition plus modeste envisage un laser micro-onde de 10 GW avec un mobile de 16 g seulement constituée d'une fine grille de 1km de diamètre.


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    Robert Forward’s interstellar laser sails



    Page de liens sur les voiles photoniques et solaires

    Advanced Solar- and Laser-pushed Lightsail Concepts - Geoffrey A. Landis

    Un aperçu des projets de missions lointaines basées sur des voiles photoniques :
    Photon sail history, engeenering and mission analysis - Matloff, Taylor, Powell - Deep-Spaces Probes ed.2 (Appendix)

    Sur les possibilité de développement de très grande voiles solaires :
    Ultra-Light Solar Sail for Interstellar Travel - Phase I - Dean Spieth - NIAC - November 9, 1999 - Pioneer Astronautics, Inc., presided by Dr. Robert Zubrin

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    Credit: Michael Carroll, The Planetary Society



  • Propulsion 'ramjet' à laser posté
    Laser ramjet

    Domaine d'usage : pro