Les Défis De L'Espace : Un Voyage Vers Mars: 2011

17 février 2011

Introduction

Ce TPE a été réalisé par Maéva Rouault, Jessica Grippay, et Claire Guinaudeau élèves en classe de première S au lycée St-Joseph Ancenis.

« C’est un petit pas pour l’homme mais un grand pas pour l’humanité »
tels furent les mots de Neil Armstrong lorsque pour la première fois un homme posa le pied sur la lune.

Depuis la nuit des temps, l’homme crée, l’homme construit, l’homme voyage.
Mais ses exploits seraient sans doute restés limités si des moyens techniques n’avaient pas accompagné l’homme dans ses expériences.
Apollo 11, pour la lune ; Spoutnik 1, pour le premier objet satellisé, Vostok1 pour le premier homme Youri Gagarine à être allé dans l’espace.
Mais, aujourd’hui à l’heure de la conquête spatiale, les moyens techniques actuels nous permettrons-t-ils d’effectuer une mission telle que la distance Terre-Mars comme ils l’ont autrefois permis pour la lune ? Répondront-ils présents pour ce genre de mission ?
Aujourd’hui, de nombreux moyens existent, le moteur à propulsion nucléo-thermique, le moteur à plasma, le moteur ionique, les moteurs cryogéniques,…. Cependant leurs performances et les risques qu’ils peuvent représenter les rendent-ils utilisables ? L'utilisation de moteurs futuristes ne serait-elle pas plus efficace? Des écosystèmes spatiaux, isolés de la terre, peuvent-ils permettre la vie ? La communication serait-elle optimale entre la terre et l’espace?
Ce sont autant de questions auxquelles nous essayerons de répondre dans le blog qui va suivre.

          Sommaire

Introduction (réalisé par Maéva Rouault)

Sommaire (réalisé par Jessica Grippay)

Chapitre 1: Moyens technique nécessaire au lancement d'une fusée? ( réalisé par Claire Guinaudeau)

     a) Départ et cheminement vers Mars

I- Un moment idéal « l'opposition »
II- Un lieu idéal pour décoller
III- Une vitesse obligatoire pour décoller

     b) Le principe d'action-réaction

IV- Présentation de se principe
V- Utilisation de ce principe dans la propulsion d'engins spatiaux

Chapitre 2: Les moteurs actuels rendent-ils possible un tel voyage? (introduction réalisé par Maéva Rouault)

a) Le moyen actuel rendent largement possible se type de voyage (réalisé par Jessica Grippay)

A) Les moteurs cryogéniques à ergols solides (réalisé par Maéva Rouault)
I- Le fonctionnement du moteur à propergol solide
II- Performances du moteur cryogénique à ergols solides

III- Les inconvénients du moteur cryogénique à propergol solide

B) Les moteurs cryogéniques à ergols liquides (réalisé par Claire Guinaudeau)
I- Présentation
II- Fonctionnement et différents systèmes existants
III- Calcul de la puissance
IV- Conclusion

C) Le moteur ionique (réalisé par Jessica Grippay)
I- Présentation du fonctionnement du moteur
II- Calcul de différentes données du moteur
III- Les différentes applications du moteur ionique

b) Les moyens technique futuristes rendent cependant optimal ce voyage (réalisé par Maéva Rouault)

A) La propulsion nucléo-thermique (réalisé par Maéva Rouault)
I- Le fonctionnement du moteur à propulsion nucléo-thermique
II- Les caractéristiques du moteur nucléo-thermique

B) Le réacteur antimatière (réalisé par Jessica Grippay)
I- Qu'est-ce que l'antimatière
II- Le fonctionnement du réacteur antimatière
III- Les avantages par rapport à d'autres moteurs

C) Le voile solaire (réalisé par Claire Guinaudeau)
I- Présentation du voile solaire
II- Fonctionnement et avantages global
III- Avantages et inconvénients de certains modèles
IV- La voile solaire Ikaros
V- Conclusion

D) Vasmir (réalisé par Claire Guinaudeau)
I- Le plasma et les champs magnétiques
II- Présentation et fonctionnement du moteur
III- Les avantage de se moteur
IV- Les doute émis
V- Calcule de la vitesse d'éjection
VI- Conclusion

     c) Le budget (réalisé par Jessica Grippay)
I- Budget spatiaux de pays de l'union européenne
II- Le budget spatial Japonais

Chapitre 3: Les moyens techniques actuel rendent-ils possible la réserve de nourriture et O₂ainsi que le renouvellement des ressources? (réalisé par
     a) Les moyens actuel pour conserver la nourriture (réalisé par Claire Guinaudeau)
I- En quoi consiste ce problème
II- La conservation des nutriments
III- Conditionnement des nutriments et caractéristiques requises
IV- L'obtention d'eau potable
V- Conclusion

     b) Les moyens actuels rendent-ils possible le renouvellement des ressources naturelles dans un espace clos. (réalisé par Maéva Rouault)
I- L'expérience de Maéva Rouault
II- Le projet biosphère

Chapitre 4: Les moyens de communication actuels sont-ils optimaux pour une mission spatiale? (réalisé par Maéva Rouault)
     a) Les moyens de communication actuels dans l'espace (réalisé par Maéva Rouault)
     b) La communication actuel n'est pas optimal (réalisé par Maéva Rouault)

Conclusion (réalisé par Maéva Rouault)

Bibliographie (réalisé par Claire Guinaudeau)

Chapitre 1 :Moyens techniques nécéssaires au lancement d'une fusée (réalisé par Claire guinaudeau)

Dans cette partie,nous cherchons à mettre en évidence les moyens et les principes qui permettent le lancement d'une fusée dans l'espace .Nous nous demanderons si les moyens actuels permettent une propulsion optimale à travers différentes données sur le trajet terre-Mars et une expérience qui mettra en avant le principe d'action-réaction .

a-Départ et cheminement vers Mars

I-«Un moment idéal l'opposition »

Il est vrai que l’homme pourrait se rendre sur Mars à tout moment de l’année, cependant afin de rendre le voyage plus facile matériellement ,techniquement et psychologiquement pour les membres de l’habitacle .Les spécialistes ,dans l’hypothèse de ce voyage, attendraient la période nommée « opposition ».Cette dernière est le moment où Mars se retrouve à sa distance minimale de la terre lors de leurs rotations individuelles autour du soleil .Cette distance représente environs 60 millions de kilomètre ce qui est une distance toujours importante mais insignifiante comparée aux 400 millions de kilomètres qui les séparent lorsque ces deux planètes se retrouvent alignés des deux cotés du soleil .Cette distance dépend de la rotation respective de Mars et de la Terre autour de cette étoile : on peut observer que lorsque notre planète effectue un tour, Mars en fait la moitié .Dans le langage des personnes impliquées dans ce projet, cette période est appelé « fenêtre de lancement » .Le problème qui se pose est la rareté du phénomène qui ne se déroule que tout les 47 ans ,la prochaine opposition aura par ailleurs lieu en 2018 .

II-Un lieu idéal pour décoller

Pour diminuer le distance à parcourir entre notre planète et Mars on pourrait être tenté d’organiser le décollage sur l’ISS ou même sur la lune mais d’autres facteurs font que la terre reste la meilleure base de lancement .En effet ,la terre à une vitesse de rotation autour du soleil de 29 km/s se qui optimise la vitesse du propulseur par l‘addition de leurs deux forces .De plus ,la terre tourne également sur elle-même et produit donc une seconde vitesse qui est de plus en plus élevée lorsque l’on s’éloigne des deux pôles de rotation de notre planète .L’option la plus adéquate serait d’effectuer le décollage à l’équateur où la terre dispose d’une vitesse de rotation autour d’elle-même d’environs 0,46 km/s ce qui est la maximum . La base de lancement de Kourou en Guyane située à 5° de latitude de l’équateur (soit une distance relativement négligeable au dessus de l’équateur)à part ailleurs été installée à cet emplacement car il offre des conditions idéales pour les lancements d'engins spatiaux .Il serait donc envisageable de sélectionner cette base pour le lancement .

"La base de lancement de Kourou en Guyane située à 5° de latitude de l’équateur offre des conditions idéales pour les lancements d'engins spatiaux ."(La base est représentée par le point rouge )

III-Une vitesse obligatoire pour la réussite du décollage

Parallèlement à ce que nous dirons en ce qui concerne les moteurs ,ceux-ci quels qu’ils soient doivent permette à la navette d’atteindre une vitesse de 11 ,2km /s que l’on nomme « vitesse de libération » .En dessous d’une vitesse de 7,8 Km/s ,la navette finirait par s’écraser sur terre peu après le lancement ,il existe aussi une vitesse maximum qui elle est 16,6 Km /s ,à ce stade il est possible qu’elle dépasse notre système solaire .En complément de la propulsion délivrée par le moteur la navette pourra également exploiter les rafales de particules ainsi que les champs gravitationnels des planètes rencontrées au cours de ce voyage pour se laisser porter par celles-ci sans se mettre en orbite .Ces deux éléments représentent des avantages, à la fois technique mais également économique car ils permettent d’économiser le carburant .

En conclusion, Les connaissances actuelles ont permis de cibler les caractéristiques requis pour permettre la réussite du décollage et le choix du meilleur trajet pour se rendre vers Mars.De plus,dans le passé des voyages ont déjà eu lieu vers d'autres destinations avec des paramètres semblables choisit pour les mêmes raisons et ont débouchés sur des francs succès .

b-Le principe d'action-réaction

Dans cette partie nous nous intéresserons au principe d’action-réaction qui correspond en fait à la troisième loi de Newton .Cette loi après sa découverte à été appliquée dans de nombreux domaines, dont la propulsion d’engins spatiaux.

I-Présentation de ce principe

Cette loi, à été mise en évidence et énoncée par Sir Isaac Newton au XVII siècle bien qu’elle fut utilisée avant .Mais ce n’est qu’en 1903, que le physicien Konstantin Tsiolkovski comprend de quelle manière on peut l’utiliser dans le vide grâce à l’expression de la vitesse de la fusée en fonction de la vitesse d’éjection des gaz.

La troisième loi de newton est énoncée ainsi:

A et B étant deux corps , soient

,la force exercée par B sur A et

la force exercée par A sur B .Quel que soit l’état du mouvement de A par rapport à B ,on a toujours l’égalité vectorielle

II-Utilisation de ce principe dans la propulsion d'engins spatiaux

Nous allons mettre en évidence l'utilisation de la troisième loi de newton dans la propulsion grâce à la réalisation d’une fusée à eau :

A l’intérieure de la boite à pellicule, le contact du cachet effervescent avec l’eau va engendrer un gaz exerçant une pression de plus en plus importante sur la paroi de la boite .Tant que cette pression n’est pas suffisamment important pour permettre l’ouverture du bouchon ,les forces exercées sur la paroi de la boite s’annulent ,cette dernière reste donc immobile .

Lorsque la pression est suffisamment élevée, elle permet l’ouverture de la boite.Plus aucune pression ne s’exerce du côté où elle sort ,mais elle continue de s’exercer de l’autre coté .La fusée n’est donc plus en état d'inertie et avance .Les forces sont ici ,la poussée et l’évacuation de gaz .

La propulsion d’une fusée répond à la troisième loi de Newton.En effet, une première force qui constitue l’éjection de gaz est égale et opposée à la deuxième force qui correspond à la pression (vers l’avant de l’engin) ou à la poussée .De plus cette loi est valable autant dans notre atmosphère que dans le vide spatial.

Dans le cas de propulseur chimique, une combustion à lieue grâce à une réaction à l’aide d’un oxydant dans la chambre à gaz du propulseur, cette réaction va produire un gaz à température élevée qui comme pour notre fusée à eau va chercher à sortir de la chambre par une ouverture appelée la tuyère .Le gaz va se diriger vers cette tuyère et être éjecté .Cette éjection constitue la poussée .

En conclusion,le principe d'action-réaction est le principe fondamentale permettant la propulsion d'engins spaciaux et donc la possibilité d'un voyage vers Mars grâce à l'utilisation d'un moyen de propulsion adéquat .

Chapitre 2 :Les moteurs actuels rendent-ils possibles un tel voyage .(réalisé par Maéva Rouault)

IL existe à notre époque de nombreux moyens techniques qui permettraient d'aller sur Mars, le moteur cryogénique à ergols solides, à ergols liquides et le moteur ionique.

C'est différents moteurs possèdent tous des inconvénients et des performances que nous nous efforcerons de mettre en avant.

Nous mettrons aussi en évidence que les moyens techniques futuristes tel que le moteur à propulsion nucléo-thermique, le réacteur antimatière, le moteur à plasma, le voile solaire, semblent plus performant et plus à même de permettre un voyage sur Mars.

Enfin nous mettrons en avant que le budget, malgré toutes les innovations technologiques, le budget constitue toujours l'obstacle principal à la réalisation d'un voyage sur Mars.

a-) Le moyens actuels

Nous vous présenterons, dans l'article qui va suivre, quelques moteurs actuels qui pourraient permettre un voyage sur Mars. Nous parlerons donc des moteur cryogéniques à ergols solides et liquides ainsi que du moteur ionique. Nous vous présenterons donc ces derniers avec les avantages et les inconvénients qu'ils possèdent.

A-)Les moteurs cryogénique à ergols solides (réalisé par Maéva Rouault)

Dans cette partie, nous vous présenterons le principe, la constitution, les avantages et les inconvénients du moteur à propergol solide.

I-) Le fonctionnement du moteur à propergol solide

Un propulseur propergol solide est une fusée qui utilise la poudre comme carburant pour la propulsion. Il est constitué d’une enveloppe qui contient le propergol. Celle-ci doit pouvoir résister à la pression et aux très hautes températures. Le plus souvent, on utilise la fibre de carbone pour la construire.

Le moteur se compose aussi d’une tuyère, d’un allumeur et d’un canal longitudinal traversant le bloc de poudre et servant de chambre de combustion.

Lors du lancement, l’allumeur met le feu à une extrémité du canal et la combustion se propage sur tout le contour du canal. La combustion s’élargit de plus en plus. La courbe brûle à grande vitesse, produisant des gaz éjectés par la tuyère. Lors de la combustion, les joints permettent l’étanchéité.

Cependant, un problème se pose, le canal garde une forme cylindrique durant toute la combustion. Ainsi, la surface de la combustion augmente au cours du temps ainsi que la poussée qui croît invariablement.

Ces deux images proviennent de ce site .

Cette poussée ne peut être contrôlée,pour y remédier, les ingénieurs ont mis au point trois types de blocs successifs. Le bloc étoilé qui offre une grande surface de combustion au démarrage, le bloc médian qui présente une surface de plus en plus grande. En effet, lorsqu’il brûle, son trou central s’élargit. Et enfin, le bloc final dont la surface de combustion décroit au cours du temps.

Cette image provient de ce site .

Ensuite, grâce à l’effet Venturi, le gaz est éjecté par la tuyère à très haute pression.

II-) Performances du moteur cryogénique à ergols solides

Les performances de ce moteur sont multiples malgré sa faible impulsion spécifique 265 secondes, fournit une forte poussée.Il est, en effet, difficile d’atteindre les performances de ce type de moteur.

Pour le prouver nous allons calculer la vitesse d’éjection de ce type de moteur :

Ve=Isp*g

Ve=265*9 ,8

Ve=2597 m .s-1

Il permet de soulever dans les airs des dizaines de tonnes. En plus de sa forte poussée, ce moteur présente aussi une forte fiabilité. Il n’a pas besoin de distribution, ce qui rend sa construction relativement simple.

Le plus compliqué est s’en doute de « couler » le bloc de propergol dans l’étage du lanceur en lui faisant adopter la géométrie voulue, grâce à l’arrête centrale.

III- Les inconvénients du moteur cryogénique à propergol solide.

Ce type de moteur présente, cependant, des inconvénients. En effet, au cours d’un vol on ne peut pas le rallumer et sa poussée ne peut se moduler. De plus, il est impossible de tester ces moteurs car ils ne peuvent être utilisés qu'une seule fois.

Ainsi, les joints qui normalement devraient permettre l’étanchéité, sont parfois défaillants, ce qui conduit à des accidents tel que celui de la navette Challenger.

B-)Le moteurs cryogéniques à ergols liquide (réalisé par Claire Guinaudeau)

I- Présentation

Le moteur cryogénique à ergols liquides fait partie des moteurs les plus efficaces mais aussi un des plus compliqués à réaliser .Sa création remonte à assez longtemps, il à par exemple servit lors du programme appollo .Il est également utilisé sur des missions plus récente comme la station spatial internationale ou Ariane 5.

Pour l’exemple d’un moteur cryogénique fonctionnant à l’hydrogène et l’oxygène la réaction de combustion qui à lieu est le suivante :

(1/2)O₂ + H₂ = H₂0

On peut dès lors constater que cette combustion à le très grand avantage d’être non-polluante car elle ne produit que de l’eau.

II- Fonctionnement et Différents systèmes existants

Avant leur injection, les deux carburants sont confinés séparément à très basses températures (-253°C, pour le dioxygène et -183°C pour l’hydrogène) dans le but de les conserver à l’état liquide, ils sont ensuite pompés par deux turbopompes actionnées par une turbine à gaz.

Le gaz poursuit son chemin en direction de la chambre de combustion ou sort par des ouvertures dédiées .La première option est la plus économe.

Cependant la deuxième option qui comprend l’éjection du gaz de la turbine du moteur est plus pratique car il permet à la turbine de fonctionner séparement. (Voir schéma)

Le système d’injection permet d’infiltrer le carburant à l’intérieure du moteur, grâce à des injecteurs qui peuvent être des injecteurs centrifuge puissant mais dure à réaliser ou des injecteurs linéaires moins puissant mais plus facilement réalisable.

Ce moteur contient également un système de refroidissement, les carburants passent par ce système après leur passage dans les turbopompes .Ce système peut être fermé et le carburant est réinjecté dans le moteur ou ouvert, le carburant est alors rejeté après son trajet .Le premier système est certes plus économique car il limite les gaspillages mais plus complexe.

Lors que le carburant est dans la chambre de combustion, une accélération se produit grâce à la forme de la tuyère qui permet à l’effet Venturi d’avoir lieu.

Cet effet est un phénomène de la dynamique des fluides qui se caractérise par l’accélération de particule gazeuses ou liquide à cause de la diminution de leur zone de circulation.

Ce long le théorème de Bernoulli lorsque le débit de fluide et constant et que le diamètre de la zone de circulation diminue alors la vitesse croît tandis que le fluide refroidit .L’énergie cinétique provient donc de la température à laquelle ce trouve le gaz.

A la sortie de cette tuyère la vitesse du gaz continu d’accroître, de se refroidir et donc d’augmenter son énergie cinétique .Plus la température du gaz est importante, plus l’énergie cinétique l’est.

III-Calcul de la puissance

Nous allons calculer la puissance P du moteur cryogénique à ergols liquide,

La formule pour ce calcule est : P = T(Ve /2)

T = 1 340 KN

Ve= 4228 m/s

Donc : P = 134O(4228 /2)

P = 2 832 760 000 W

Soit P = 2 834 ,76 MW

En conclusion, le moteur cryogénique à ergols liquide à déjà fait ses preuves dans le passé, cependant un voyage vers Mars pourrait être très long se qui entraînerait divers problèmes vis à vis de la conservation des nutriments par exemple .Mais son utilisation lors d'un tel voyage reste possible .

C-)Le moteur ionique(réalisé parJessica Grippay)

I- Présentation du fonctionnement du moteur :

Les moteurs ioniques fonctionnent par ionisation, c'est-à-dire que des charges seront ajoutées ou enlevées à un atome. Pour cela un propulsif sera vaporisé dans une structure portée à très haute température, lors de leur circulation, leur atomes vont entrés en contacte avec le métal chauffé. C’est ce contacte qui va leur permettent de perdre ou de gagner de électrons, provoquant ainsi la formation d’ions.

Ceux-ci vont ensuite être focalisés sous forme de faisceau grâce à une première série d’électrodes, puis ils seront accélérés suite à leur passage aux travers d’une seconde série d’électrodes ou bien grâce à leur traversée d’une grille. Cette accélération va cependant avoir lieu en dehors du propulseur.

Enfin le faisceau créé sera neutralisé par un système d’émissions électroniques, en effet les cathodes creuses vont rassembler les électrons et les ions, afin qu’ils se recombinent pour obtenir à nouveau les atomes du départ. Sinon une charge d’espace risque d’apparaître sur le propulseur et le système spatial auquel il est associé en les endommageant.

II- Différente donnée d'un moteur:

Il est possible de calculer de diverses données de ce dernier, nous pourrons ainsi touver la vitesse d’éjection, la puissance, le débit de propulsifs pompé puis la vitesse d’accélération du moteur de la sonde spatial Deep Space One. Pour cela nous aurons besoin des valeurs présente dans le tableau suivant :

Deep Space One
Impulsion spécifique (Isp)	3 100 s
Poussée (T)	0,0980 N
Masse initial (m₀)	486,3 kg
Masse sèche (m₁)	374 kg

Dans un premier temps nous calculerons la vitesse d’éjection, dont l’impulsion spécifique est proportionnelle à l’intensité de la pesanteur :

V_e = I_sp x g

V_e = 3 100 x 9,81

V_e = 30 411 m.s^-1

La vitesse d’éjection ainsi calculée, va nous permettre de trouver le débit de propulsifs pompé. Celui-ci est égal au quotient de la poussée sur la vitesse d’éjection :

d_m = T / Ve

d_m = 0,0980 / 30 411

d_m = 3,22 . 10^-6 kg.s^-1

Nous pouvons donc constater que le débit de propulsif pompé est très faible, mais cela ne retire rien à la puissance du moteur qui, comme nous pourrons le voir par la suite reste élevée.

ΔV = V_e x In (m₀ / m₁)

ΔV = 30 411 x In (486,3 / 374)

ΔV = 30 411 x 0,262

ΔV = 7 985 m.s^-1

On peut donc voir que le moteur ionique de la fusée Deep Space One à une force d’accélération très faible. Il ne sera donc pas capable d’assurer un décollage, il est cependant parfait pour les accélérations de la sonde une fois celle-ci hors de l’atmosphère terrestre.

III- Les différentes applications du moteur ionique :

Ceux-ci ont uniquement été utilisés et testés sur des sondes et des satellites, dont voici deux exemples :

-SMART-1 à été construite par l’agence spatiale européenne dans le but de créer des appareils à la fois plus petit et donc moins chers que ceux de la NASA. Elle est ainsi propulsée par un moteur ionique lui-même alimenté par des panneaux solaires. Sa mission à couté 110 millions d’euros, elle c’est déroulée du 27 septembre 2003 au 3 septembre 2006, date à laquelle la sonde c’est écrasé sur la lune. Durant sa mission elle à été contrôlé par le centre « European Space Operations Centre » situé en Allemagne.

-Deep Space One est une sonde du programme New Millenium de la NASA, elle à été conçu dans le but de tester 12 nouvelles technologie parmi lesquelles il y avait le moteur ionique, alimenté en électricité par des panneaux solaires. Sont lancement a eu lieu le 24 octobre 1998, sa mission c’est terminé le 18 décembre 2001, suite à un véritable succès. En effet en plus d’avoir testé les nouvelles technologies elle a survolé l’astéroïde Braille ainsi que la comète Borrelly et elle à collecté des données scientifiques et des photographies de ces astres.

b-) Des obstacles semblent cependant s'opposer à l'utilisation des moteurs actuels.

Aujourd'hui, le nombre de moteurs existants est phénoménal. Tous permettraient certainement un voyage sur Mars.

Cependant l'utilisation de ce type de moteur semble être freiner par l'apparition de projet, prototypes de moteurs futuristes beaucoup plus performants. Ce sont ces derniers que nous allons vous présenter.

Dans un premier temps nous évoquerons le moteur à propulsion nucléo-thermique puis le réacteur antimatière et le voile solaire.

Enfin nous parlerons du budget qui constitue un des principaux obstacles à la conquête spatiale.

Cette photographie de Mars provient du site www.astrosurf.com/.../ images/ss/mars%2005.jpg

A-) Le moteur à propulsion nucléothermique (réalisé par Maéva Rouault)

Dans cette partie nous allons vous présenter les moteurs à propulsion nucléothermique. Nous essayerons de prouver que l'utilisation de moteurs futuristes semble être plus interresante pour un voyage vers Mars.
Dans un premier temps nous expliquerons le fonctionnement de ce moteur, puis nous nous intéresserons à ses caractéristiques, ses performances, ses inconvénients. enfin nous comparerons son efficacité à celle des moteurs cryogéniques.

La propulsion nucléo-thermique est un mode de propulsion des fusées qui utilise un réacteur nucléaire pour chauffer un fluide propulsif, le fluide propulsif est le plus souvent de l’hydrogène.

Afin de présenter la complexité du fonctionnement, nous avons réalisé une maquette.

I-)Le fonctionnement du moteur à propulsion nucléo-thermique.

température initiale T1

Volume initial V1

Température dans cette zone notée T2

Volume V2

Le principe est le suivant de l’hydrogène est pompé par la turbopompe puis réchauffé par le réacteur nucléaire. Un passage au travers d’une tuyère de Laval lui permet enfin de passer le mur du son et de convertir la chaleur en énergie cinétique propre à fournir une poussée très importante.

Pour se rendre compte de la quantité d’hydrogène éjectée il sera intéressant de réaliser un calcul.

On cherche à calculer le débit massique, c’est-à-dire la masse d’H2 pompé à la seconde.

Pour cela, on se propose de prendre comme exemple de moteur à propulsion nucléo-thermique le moteur Nerva de 1961.

La poussée exercée par ce moteur à vide est de 266kN, son impulsion spécifique c’est-à –dire la durée pendant laquelle un kilogramme de propergol produit une poussée de 1 kilogramme-force, c’est-à-dire 9,81 N, est de 800s.

Nous savons que le débit massique d’éjection est donné par :

Dm=La poussée P/La vitesse d’éjection Ve

Nous connaissons la poussée, il faut donc calculer la vitesse d’éjection Ve donnée par :

Ve=Isp*g

Ve= 800*9,81

Ve=7848m/s

Ainsi, Dm=P/Ve

Dm= (266*10³)/7848

Dm=34,0kg/s

Ainsi, la pompe injecte 34,0kg/s d’hydrogène gazeux dans le réacteur.

L’hydrogène passe ensuite dans le réacteur nucléaire qui chauffe le gaz, la température des particules est ainsi fortement augmentée mais ce n’est pas le seul facteur qui varie.

A l’entrée du réacteur la température T1 est basse et la pression P1.

La température et la pression à cette étape ne sont pas si faibles car la turbo pompe à déjà bien travaillée : elle a comprimé le gaz et elle a, dans une certaine mesure diminué son volume. La température a donc augmentée.

A la sortie du réacteur et l’entrée du venturi : la température V2 est très importante donc le produit P2*V2 est aussi très important. La pression étant la même, le volume augmente : il y a dilatation du gaz.

Dans le venturi,

L'effet Venturi, du nom du physicien italien Giovanni Battista Venturi, est le nom donné à un phénomène de la dynamique des fluides où les particules gazeuses ou liquides se retrouvent accélérées à cause d'un rétrécissement de leur zone de circulation.

Le théorème de Bernoulli permet de comprendre ce phénomène : si le débit de fluide est constant et que le diamètre diminue, la vitesse augmente nécessairement il continue de refroidir t. Cette énergie cinétique provient de la chaleur du gaz. Donc la température a baissée et le volume étant constant, la pression vient de baisser.

La vitesse est obligée d’être plus importante.

A la sortie du venturi, si la vitesse du son a été passée dans le venturi, le gaz continu à accélérer, il continu de refroidir afin d’augmenter l’énergie cinétique. La poussée est d’autant plus forte que la vitesse des gaz est importante. Il est donc capital d’apporter le maximum d’énergie au gaz avant le venturi sous forme de chaleur. C’est le rôle du réacteur nucléaire.

Pour donner un ordre de grandeur

Soit Ve=7848m/s

V du son dans l’air=340m/s

Le rapport Ve/vs=23 soit Ve =23*9vs

Les gaz sortent ainsi de la tuyère à 23 fois la vitesse du son

Ainsi en passant de V1 à V2 la pression et la température augmente. Le gaz se dilate mais la pression reste constante.

Le gaz passe ensuite dans le venturi ou tuyère de Laval.

La température diminue ainsi que la pression. Il y a transfert d’énergie de chaleur vers une énergie cinétique.

A la sortie du venturi et seulement si la vitesse du son a été dépassée dans la tuyère de Laval, les molécules de gaz vont continuer d’accélérer en prenant l’énergie sur leur propre chaleur suivant le principe de conservation de l’énergie. La température va baisser ainsi que la pression.

Voir le diagramme ci-dessous :

Sur ce graphique, on observe une forte diminution de la température dans le divergeant et dans le convergeant.

Il en ait de même pour la pression, à l’inverse la vitesse augmente fortement.

T : température

P : Pression

V : vitesse Sur ce graphique, on observe une forte diminution de la température dans le divergeant et dans le convergeant.

Il en est de même pour la pression, à l’inverse la vitesse augmente fortement

Diagramme de pression/température/vitesse dans une tuyère de Laval.

Une partie des gaz qui s’échappent de la tuyère est utilisée pour faire fonctionner la turbopompe.

II-) Les caractéristiques du moteur nucléo-thermique.

Nous allons maintenant définir les caractéristiques du moteur et son évolution au cours du temps :

A travers l’étude de son impulsion spécifique
De sa poussée
de sa puissance
de son accélération
de son débit massique.

Année	1961	1969	1991
Véhicule	Saturn C-3BN	Saturn V-25(S) U	Nerva 2
Étagement	LOX/Kerosene LOX/LH2 Saturn S-N C-3BN	4 boosters solids LOX/Kerosene LOX/LH2Saturn S-N V-25(S)U	2 boosters Titan NERVA 2/NTR
étage NERVA
Nom moteur	NERVA	NERVA	NERVA NTR
I_sp	800 s	825 s	925 s
Poussée (vide)	266 kN	889 kN	333 kN
Masse initiale	32,5 t	245 t	158 t
Masse sèche	7,7 t	71 t	27 t

La puissance en physique est la quantité d'énergie par unité de temps fournie par un système à un autre.

La puissance est donnée par : Nous connaissons la poussée, il faut donc calculer la vitesse d’éjection Ve donnée par :

Ve=Isp*g

<><><><>

	1961	1969	1991
Ve	Ve=800*9,81 Ve=7848m/s	Ve=825*9,81 Ve=8093m/s	Ve=925*9.81 Ve=9074m/s

La puissance thermique est donnée par l’énergie cinétique du gaz à la sortie de la tuyère produite pendant 1s

La puissance est donnée par :

Soit T=mv, T est la poussée,

P=T*Ve/2

<><><><>

	1961	1969	1991
Puissance en MW	P=26610³7848/2 P=1044mW	P=88910³8093 P=3597mW	P=33310³ 9074/2 P=1511mW

L’accélération est donnée par l’équation de Tsiolkovski,

Δv=Ve*ln m0/m1

M0 et m1 doit être donnée en kg

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	1961	1969	1991
Variation de la vélocité (m/s)	Δv=7848ln (32,510⁴/7,7*10⁴) Δv=11301m/s	Δv=8093In (24510⁴/71*10⁴) Δv=10023m/s	Δv=9074ln(15810⁴/2710⁴) Δ=16031m/s

On remarque que plus la vitesse d’éjection sera importante plus la poussée sera élevée. On remarque en effet une augmentation de la vitesse d’éjection et du débit massique lorsque la poussée augmente.

Comme on l’a montré précédemment, l’augmentation de la poussée correspond à l’augmentation de la température.

Ainsi on en déduit que plus on chauffera l’hydrogène, plus la vitesse d’éjection sera grande.

En 1991, les ingénieurs ont créé un moteur qui permettait d’avoir une vitesse d’éjection plus grande tout en ayant débit d’éjection moins important, donc une énergie dépensée ou une puissance dépensée moindre. En effet, les ingénieurs ont préféré privilégier une augmentation de l’Isp d’où découle directement la vitesse d’éjection.

Ainsi, la propulsion nucléaire présente de nombreux avantages :

Il a été développé durant la guerre froide et son coût de développement était moins élevé. Il utilise des technologies éprouvées.

Nous allons comparer un moteur nucléaire thermique nerva aux performances d’un moteur chimique :

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Moteur				J-2	NERVA
Poussée	T		kN	1014	266
Masse moteur	m_M		kg	1438	6803
Impulsion spécifique	I_sp		s	414	800
Puissance	P	=g.I_sp.T/2	MW	2059	1044
Débit massique	d_m	=T/(g.I_sp)	kg/s	250	34
Étage				S-IVB	même taille	même masse	S-N C-5N
Masse sèche	m₁		kg	13300	18665	42389	10429
Masse initiale	m₀		kg	119900	40683	119000	53694
Delta-V sans charge	ΔV	=g.I_sp.ln(m₀/m₁)	m/s	8930	6115	8160	12861

Ainsi, on mettra en avant que l’impulsion spécifique du moteur nucléaire thermique est beaucoup plus importante que le moteur cryogénique.

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Moteur cryogénique	Moteur à propulsion nucléo-thermique
Ve= Ispg Ve=4149,81 Ve= 4061m/s	Ve=7848m/s

Cependant on remarque que la vitesse d’éjection est beaucoup plus élevée chez les moteurs nucléaires thermiques que chez les moteurs cryogéniques, on en déduit que les performances des moteurs cryogéniques sont moindres que celles des moteurs nucléaires thermiques.

Il présente cependant certains inconvénients :

Il présente une masse très importante notamment à cause du moteur nucléaire qu’il contient. Sa masse diminue beaucoup moins vite que dans le cas d’un moteur cryogénique.

Par ailleurs les très hautes températures atteintes par le moteur obligent à utiliser des métaux résistants, La température et donc la vitesse d’éjection sont donc limitées.

De plus, cela représente un risque moral et environnemental, moral car de nombreuses personnes ne sont pas disposées accepter d’envoyer un réacteur nucléaire dans l’espace avec les risques que cela comportent cas d’accident, les retombées radioactives créeront un risque immédiat et sur le long terme par la dissémination.

Nous mettrons ceci en évidence par l'intermédiaire d'un sondage que nous avons réalisé sur internet 47 personnes y ont participé.

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Approuveriez-vous l'envoie d'un réacteur nucléaire dans l'espace lors d'un voyage vers Mars malgré la dangerosité ?
Non 77% 36 Oui 23% 11

Dans cette partie, à travers la présentation du fonctionnement, des performances et des inconvénients du moteur à propulsion nucléo-thermique , nous avons montré que ce moteur futuriste était plus performant que les moteurs cryogéniques actuels.

Bien qu'en cas d'accident, les risques représentés par un réacteur nucléaire, autant sur le plan environnemental que sur le plan humain soient énormes face aux risques que représentent un moteur cryogénique. Ce moteur futuriste à propulsion nucléo-thermique reste le plus indiqué pour un voyage vers Mars que les moteurs cryogéniques actuels.

D'autres moteurs futuristes beaucoup plus performants tel que le réacteur antimatière vont maintenant vous être présentés.