Cette semaine, Pierre-André Haldi vous parlera du moteur à propulsion nucléaire thermique utilisable par les vaisseaux spatiaux qui partiront pour Mars. Vous verrez que la base construite pendant de longues années avant d’être abandonnée et qui permet maintenant ce développement, est épaisse et solide. C’est d’ailleurs pour cela que le calendrier envisagé aujourd’hui pour mener à bien ce projet est très court ; 2027 c’est demain. Avec SpaceX la propulsion chimique n’est pas pour autant abandonnée et reste une alternative ou un complément. Nous approchons ainsi du moment où la grande aventure spatiale par vols habités initiée dans les années 1960 va pouvoir reprendre, vers Mars aussi bien que vers la Lune. Nous revenons de ce fait à une nouvelle époque de « Grandes découvertes » et de Colonisation qui va changer la vie de l’homme aussi bien sur Terre que dans l’Espace puisque si nous devenons une espèce multiplanétaire, les perspectives de l’humanité seront totalement bouleversées.
Si le récent accord entre la NASA et la DARPA remet la propulsion nucléaire thermique sous les feux de l’actualité, avant même que l’énergie nucléaire n’émerge et ne produise ses premiers kWh4), et que les premiers « bip-bip » d’un engin fabriqué par l’Homme ne soient émis depuis l’espace, les pionniers de l’astronautique que sont Robert H. Goddard ou Robert Esnault-Pelterie avaient déjà imaginé, en 1907 et 1911 respectivement, l’utilisation de la propulsion nucléaire pour aller dans l’espace et sur la Lune. Ce n’est qu’après la Seconde Guerre mondiale cependant et les développements des applications industrielles de la fission nucléaire que des projets concrets de propulsion nucléaire spatiale commencent à voir le jour dans divers pays. De vastes programmes de recherche sur les combustibles et la conception de réacteurs de propulsion ont ainsi été menés aux Etats-Unis et en URSS dès le début des années 1950 ; ils visaient à identifier les options technologiques les plus prometteuses en matière de designs de réacteurs et de types de combustibles. Et pas seulement au stade de la planche à dessin ; au cours d’expérimentations au sol de prototypes de réacteurs, des températures allant jusqu’à 2550 K pendant deux heures ont été atteintes aux Etats-Unis et des combustibles capables de fonctionner à plus de 3000 K pendant une heure en réacteur et plus de 100 heures en laboratoires ont été testés en URSS. Un héritage technologique considérable a ainsi été laissé par ces programmes, dont les nouveaux projets actuels peuvent encore bénéficier.
Cela est tout particulièrement vrai pour le programme américain NERVA (pour : Nuclear Engine for Rocket Vehicle Application), le seul qui ait connu des développements techniques suffisamment avancés pour que des tests en situation réelle dans l’espace aient pu être envisagés (mais jamais réalisés malheureusement, en raison de l’arrêt prématuré du programme Apollo et des importantes coupes budgétaires qui s’en sont suivies pour la NASA, voir plus bas). Les prémices de ce programme remontent à 1955. La Commission de l’énergie atomique américaine (AEC) élabore alors un programme de recherche baptisé Rover, visant à équiper des missiles balistiques intercontinentaux (ICBM) d’un étage supérieur à propulsion nucléaires5). Dans le contexte de la rivalité spatiale entre les Etats-Unis et l’URSS, la NASA nouvellement créée à la suite du lancement réussi du premier satellite artificiel par l’Union soviétique en 1957, est associée au projet à partir de 1959 pour appliquer cette technologie à la propulsion d’engins spatiaux civils. C’est dans le cadre de cette collaboration entre l’AEC et la NASA qu’est développé le programme NERVA entre 1961 et 1972 en s’appuyant sur l’expérience acquise préalablement avec le projet Rover. Le but n’était pas de fabriquer un moteur directement destiné à une exploitation spatiale, mais de développer et tester un démonstrateur validant la technologie, dans l’optique de disposer à la suite d’un système de propulsion performant capable de répondre aux exigences des missions spatiales envisageables dans les vingt ans à venir. C’est le concept de réacteur à uranium fortement enrichi, modérateur graphite et caloporteur hydrogène qui a servi de base de développement. De nombreux tests ont été réalisés sur le site d’essais nucléaires du Nevada à Jackass Flats ; ils avaient pour but la mise au point progressive d’un réacteur mettant en œuvre des matériaux dont les comportements aux températures et pression d’utilisation étaient initialement inconnus. Une activité de moindre amplitude a été consacrée à l’étude de techniques plus performantes mais plus délicates à mettre au point telles que les réacteurs à lit de boulets, à cœur liquide, ou à cœur gazeux. Malgré les nombreuses difficultés techniques inhérentes à un concept alors tout nouveau, le programme a rapidement progressé et abouti en 1969 au test au sol d’un moteur quasiment qualifié pour le vol. Ce prototype, le NRX (Nuclear Reactor Experiment) / XE Prime, mesurait 6,8 mètres de long, pour un diamètre maximal de 2,59 mètres et une masse d’environ 18 tonnes ; il était conçu pour produire une poussée nominale de 246,7 kilonewtons, avec une impulsion spécifique de 710 secondes, et a fonctionné 1’680 secondes au total.
On notera le parallélisme des calendriers de développement des moteurs NERVA et de la fusée lunaire Saturn-V. Ce parallélisme n’est pas fortuit ; en fait, l’idée initiale était d’équiper la Saturn-V d’un dernier étage à propulsion nucléaire déjà pour aller sur la Lune. Pour des raisons de répartition équitable des contrats6), la firme North American Aviation qui avait déjà décroché celui pour le deuxième étage S-II du super-lanceur s’est néanmoins vue évincée du contrat pour la version nucléaire du troisième, que cette firme aurait construite avec un laboratoire privé, au profit de Douglas Aircraft Company qui entendait, elle, en rester à une propulsion chimique classique. Exit donc l’option nucléaire pour la fusée lunaire américaine ! A défaut de servir pour la Lune, alors pour Mars ? L’intérêt dans ce cas est encore plus marqué, puisqu’en donnant la possibilité de raccourcir de manière significative la durée du transit Terre-Mars (on parle de la possibilité de passer d’environ 6 mois avec la propulsion chimique à 2 seulement avec la propulsion nucléaire), la propulsion nucléaire permet d’une part de réduire l’exposition des équipages aux rayonnements solaires et cosmiques et d’autre part de diminuer la masse des consommables que le vaisseau doit embarquer au départ de la Terre pour assurer le support de vie des astronautes pendant le voyage; sans compter le bénéfice pour ces derniers d’un séjour moins long en apesanteur le cas échéant. En 1969, Wernher von Braun, alors directeur du Centre de vol spatial Marshall, proposa d’envoyer sur Mars un équipage de douze personnes au moyen de deux vaisseaux équipés chacun de trois moteurs NERVA. Le lancement était prévu pour novembre 1981, avec atterrissage sur la planète rouge en août 1982. Cet objectif n’était pas du tout utopiste, comme le soulignait alors von Braun : «although the undertaking of this mission will be a great national challenge, it represents no greater challenge than the commitment made in 1961 to land a man on the moon before the decade is over» («bien que la réalisation de cette mission constitue un grand défi national, elle ne représente pas un plus grand défi que l’engagement pris en 1961 de faire atterrir un homme sur la lune avant la fin de la décennie»). Les performances atteintes par les moteurs NERVA à l’époque en matière de rapport poids/poussée, de comportement à l’allumage et à l’arrêt, ainsi que de durée de vie répondaient pleinement aux spécifications de la NASA pour une telle mission. Le programme Rover/NERVA fut cependant abandonné en 1973 sans qu’une telle mission ne soit effectuée, pour diverses raisons dont des considérations environnementales et en conséquence de la perte d’intérêt de la part du public pour des expéditions dans la ligne du programme Apollo une fois gagnée la ”course à la Lune”. L’objectif martien mis en retrait, le développement de moteurs-fusées nucléaires thermiques n’avait momentanément plus de vraie raison d’être. Le coût total du programme NERVA au terme de la décennie de recherche est estimé à environ 1,4 milliards de dollars US (1972).
Ceci nous ramène à 2023 et au projet DRACO (on peut se demander si l’aiguillon de la Chine, qui ne cache pas ses ambitions, y compris martiennes, dans le domaine spatial et progresse très rapidement, n’est pas pour beaucoup dans ce soudain regain d’intérêt pour la propulsion nucléaire thermique aux Etats-Unis !). Peu de détails techniques ont été donnés sur ce projet mais on peut penser qu’il se basera, logiquement, en grande partie sur les acquis du programme NERVA. La NASA prévoit actuellement de lancer une mission habitée vers Mars à la fin des années 2040. Selon une étude commanditée par les Académies nationales des sciences, de l’ingénierie et de la médecine, les quatre défis majeurs qui restent à relever dans le cadre d’un calendrier aussi serré sont: (1) le développement d’un système de propulsion nucléaire thermique (NTP) capable de chauffer le fluide de propulsion à environ 2700 K; (2) la nécessité d’amener rapidement le système NTP à cette pleine température de fonctionnement en un temps très court (de l’ordre d’une minute); (3) le stockage à long terme du LH2 avec perte minimale au cours d’une mission; (4) le manque d’installations-tests ad hoc aux Etats-Unis.
Tous les moteurs-fusées nucléaires testés jusqu’à présent aux Etats-Unis avaient pour combustible de l’uranium hautement enrichi (UHE)7). Les progrès réalisés dans le domaine de la technologie des matériaux ouvrent aujourd’hui la voie au passage à des combustibles faiblement enrichis (UFE, d’enrichissement inférieur à 20%) mais qui demandent de travailler à plus hautes températures pour garder des performances identiques. Un des problèmes que les ingénieurs ont à résoudre est de trouver des matériaux capables de résister aux températures élevées présentes dans le cœur, sans avoir d’effets trop négatifs sur le bilan neutronique. Les combustibles UFE offrent non seulement de bonnes capacités de propulsion, mais encore d’autres avantages : les mesures de sûreté pourraient être simplifiées, le budget du projet allégé et le calendrier de développement raccourci. Les premiers tests ont montré que les combustibles nucléaires en cours de développement par la NASA et le DoE (Department of Energy) sont capables de résister à des montées en température jusqu’aux températures opérationnelles de propulsion nucléaire thermique sans subir de dommages importants.
Relevons pour terminer, que la mise au point d’un vaisseau équipé de moteurs de type DRACO rendrait passablement obsolètes les vaisseaux à propulsion chimique ”classique” tels que développés actuellement aux Etats-Unis dans le cadre du programme Artemis, ou le Starship de la firme SpaceX, qui devraient devenir opérationnels plus ou moins à la même période (fin des années 2020). A moins que ces vaisseaux puissent être rééquipés avec ces nouveaux moteurs nucléaires, ce qui paraît difficile avec un vaisseau de conception très monolithique comme le Starship par exemple. Cependant cela n’enlève pas tout intérêt au Starship, pour aller sur la Lune (on éviterait les transbordements en orbite pour un voyage qui reste court dans ce cas) ou pour transporter des charges massives et volumineuses non soumises à une contrainte de temps (on éviterait également ces mêmes transbordements).
4. La première production d’électricité d’origine nucléaire a été réalisée aux Etats-Unis, au laboratoire national de l’Idaho, le 20 décembre 1951; l’installation expérimentale EBR-1 ayant permis ce jour-là de produire suffisamment d’électricité … pour illuminer 4 ampoules de 200 watts!
5. C’était dans l’air du temps. Dans l’euphorie d’après-guerre et de la promesse d’une ”énergie sans limite” grâce à la fission nucléaire, on envisageait d’appliquer celle-ci à la propulsion de pratiquement tous les types de véhicules; on a vu ainsi fleurir à l’époque des projets non seulement de bateaux à propulsion nucléaire (ce qui sera réalisé), mais encore d’avions et même de trains ”atomiques” (comme on disait à l’époque)!
6. Cette féroce bataille entre firmes américaines pour l’attribution des juteux contrats de la NASA se répète aujourd’hui avec la lutte qui oppose SpaceX, gagnante initiale de la compétition pour l’atterrisseur lunaire du programme Artemis, à Blue Origin et Dynetics qui contestent cette attribution unique et réclament avec virulence d’avoir également part au gâteau.
7. L’uranium naturel (tel qu’on le trouve dans la nature) ne contient que 0,72 % d’uranium-235 fissile, le reste étant de l’uranium-238 qui n’intervient en principe pas (en fait, peu) dans les fissions se produisant dans un réacteur nucléaire ”classique”. Pour améliorer les taux de réactions de fission, on enrichit en uranium-235 le combustible de ces réacteurs (augmentation du pourcentage d’uranium-235). C’est une opération difficile, car l’uranium-235 et l’uranium-238 appartenant par définition au même élément chimique il n’est pas possible de faire intervenir des procédés chimiques de séparation; il faut recourir à des opérations physiques (diffusion, centrifugation, séparation laser) jouant sur la faible différence de masses entre les deux isotopes.
Illustration de titre : Vue d’artiste de la société ”General Atomics” d’un vaisseau spatial ”Draco” à destination de la planète Mars ; crédit General Atomics Electromagnetic Systems (GA-EMS). C’est cette société qui a été chargée par la DARPA de concevoir le réacteur nucléaire et le moteur.
Liens :
https://www.energy.gov/ne/articles/6-things-you-should-know-about-nuclear-thermal-propulsion
https://x-energy.com/why/nuclear-and-space/nuclear-thermal-propulsion
https://www.nasa.gov/mission_pages/tdm/nuclear-thermal-propulsion/index.html
https://en.wikipedia.org/wiki/NERVA
https://www.nasa.gov/press-release/nasa-announces-nuclear-thermal-propulsion-reactor-concept-awards
https://www.nasa.gov/directorates/spacetech/nuclear-propulsion-could-help-get-humans-to-mars-faster
https://www.nasa.gov/press-release/nasa-darpa-will-test-nuclear-engine-for-future-mars-missions
https://www.ga.com/ga-completes-draco-nuclear-thermal-propulsion-system-design-and-test-milestone
Cher Pierre B., pourquoi un tel moteur ne pourrait être adapté à un StarShip ?
Je ne suis qu’un passionné d’astronomie et donc pas un grand spécialiste dans ce domaine ! (Si c’était sur les plantes, mon domaine, là… cela serait parfait ! sourire !)
Amicalement Jean-Philippe V.
Cher Jean-Philippe, merci. Je pense aussi que l’on devrait tenter cette adaptation. J’ai d’ailleurs préparé un article dans ce sens pour la semaine prochaine. Je ne voudrais pas déflorer son contenu maintenant!
J’attends cet article avec impatience !
@J-Ph. Verselin: Merci pour votre question. J’ai un peu “planché” sur la question (qui m’intéresse bien évidemment). Dans ce domaine, comme dans d’autres, le Starship souffre de sa conception très “monolithique”. Si vous regardez les projets d’engins spatiaux habités à propulsion nucléaire, ceux-ci sont toujours très allongés, avec le réacteur placé aussi loin que possible des quartiers d’habitation. C’est une configuration qu’il est très difficile d’adopter pour le Starship, à moins de le modifier dans une telle mesure que ce ne serait plus un “Starship” que de nom! Le (ou les) réacteur(s) seraient donc placés quasiment “sous les pieds” des occupants du vaisseau, ce qui pose de sérieux problèmes quant au blindage biologique qu’il faudrait prévoir entre le (ou les) réacteur(s) et lesdits quartiers d’habitation situés juste au-dessus. Par ailleurs, le concept même d’un vaisseau “ä tout faire” et réutilisable après réapprovisionnement et remise en état sur Terre deviendrait caduc. En effet, un vaisseau spatial contenant un réacteur ayant été mis en fonctionnement ne serait plus autorisé à revenir se poser sur note planète; on pourrait même d’ailleurs se demander s’il serait autorisé à se poser sur Mars, qui a aussi une atmosphère, même ténue, que l’on ne voudrait pas voir polluée par les retombées radioactives en cas d’un éventuel accident. A ma connaissance, Elon Musk n’a d’ailleurs jamais sérieusement envisagé d’équiper son “Starship” de réacteur(s) nucléaire(s). Sans entrer dans les détails, il y aurait en outre des problèmes de règlementations, qui sont très strictes dans ce domaine, et SpaceX n’a aucune expérience/compétence à faire valoir dans le domaine nucléaire et celles-ci ne s’acquièrent pas en quelques années seulement. Mais bon, peut-être qu’Elon Musk nous prépare une surprise sur ce point (même si je n’y crois guère, pour rester réaliste).
Merci à Pierre-André Haldi de sa réponse. Je pense qu’il a évidemment bien réfléchi à ce sujet et je serais très heureux qu’on en discute d’avantage. Mais comme j’ai préparé un article précisément sur cette adaptation du Starship, pour publication la semaine prochaine, j’aimerais qu’on ne le développe pas trop maintenant.
Ma proposition serait de greffer un propulseur d’appoint sur le booster du Starship et de satelliser ainsi, les éléments d’un vaisseau à propulsion nucléothermique.
En quelque sorte un deuxième étage capable de satelliser un vaisseau à propulsion nucléaire thermique? une excellente idée. Attendons samedi pour en discuter.
On peut bien sûr imaginer beaucoup de choses, mais comme je l’ai écrit précédemment on finit par s’écarter tellement de la structure et de la “philosophie” même du vaisseau d’origine que continuer d’appeler cela un “Starship” me paraît un peu abusif. Sauf à donner alors à ce nom un caractère générique pour n’importe quel type de vaisseau interplanétaire. Et puis, pourquoi vouloir absolument “bricoler” un vaisseau conçu différemment et mal adapté à cela pour lui inclure une propulsion nucléaire thermique? Mieux vaut alors, comme c’est l’objectif de DRACO, partir d’une “page blanche” pour concevoir un engin spatial (typiquement sur une base modulaire, ce qui offre beaucoup plus de flexibilité et d’adaptabilité) plus approprié et utilisant de façon plus rationnelle et efficace les possibilités de ce type de propulsion.
Non je ne suis pas d’accord. La standardisation présente beaucoup d’avantages, ne serait-ce que pour l’utilisation du SuperHeavy. Mais, s’il vous plait, attendez le prochain article pour en discuter car il est précisément consacré à ce sujet. Merci.
Un point intéressant à relever : en utilisant le d’hydrogène, H2, comme molécule éjectée, on atteint déjà une vitesse d’éjection de 10,8 km/s, bien plus des 6,5 km/s avec l’hélium, He, ou que les 2,9 km/s avec le diazote, N2. Ce qui est remarquable c’est que, dès une température de 1’500 K, le H2 commence à se décomposer en deux atomes H, dont la vitesse d’éjection est encore plus grande, 12,9 km/s, (toutes ces valeurs à une température d’environ 3’700 K). Donc le H2 semble incontournable, car l’atome H est celui avec la plus petite masse atomique et on ne peut pas atteindre une vitesse d’éjection plus grande.
Comme l’a déjà montré J. Ackeret dans son article de 1946 (Helvetica Physica Acta XIX), cité dans un commentaire précédent, avec un rapport masse initiale/masse finale égal à 11, l’équation de Tsiolkovski, mentionnée dans la partie I de la semaine passée, donne alors une vitesse atteignable remarquable de 26 km/s avec H2, voire 31 km/s avec le H atomique.
Votre démonstration est incontestable, Monsieur De Reyff, il faudra utiliser l’hydrogène pour les moteurs. Le problème cependant n’est-il pas dans la conservation de cet élément pendant une longue période? Le vaisseau partant de la Terre Pour Mars n’y reviendra que deux ans après (plutôt que 30 mois compte tenu de voyages plus rapides). Il y aura des fuites ou bien on devra utiliser un réservoir extrêmement massif. Pourrait-on faire l’électrolyse d’eau embarquée, pendant le voyage?
Une autre solution serait de faire l’électrolyse sur la planète Mars après deux mois de voyage mais comme le vaisseau devra très probablement rester en orbite de Mars (puisque son réacteur à fission aura été activé), il faudrait ensuite remonter en orbite l’hydrogène obtenu, dans un réservoir et il serait sans doute plus simple de transporter de l’eau…ce qui revient encore à pratiquer l’électrolyse dans le vaisseau en orbite (donc en apesanteur).
Il y aura le choix entre embarquer des réservoirs séparés de dihydrogène, H2, et de dioxygène, O2, ou les produire dans la fusée. Pour préparer “in situ” un stock de H2, faire sur place une électrolyse de l’eau, pourquoi pas, puisque, si l’on dispose d’un réacteur nucléaire fonctionnel à bord, on pourra ainsi produire en continu 111 g de H2 et 889 g de O2 pour chaque kg de H2O électrolysée. Car on aura aussi besoin de produire et stocker du O2 pour la respiration des astronautes ! Cela, en plus de la chaleur initiale à très haute température nécessaire à la fois pour chauffer le gaz hydrogène (H2 moléculaire et H atomique) à éjecter dans la tuyère, en vue d’impulsions pour accélérer ou décélérer, et pour générer directement de l’électricité pour la sonde spatiale.
Il existe aussi un processus de thermolyse catalytique directe de l’eau qui fonctionne dès 800 °C : sur Terre, parmi les six variantes en développement de nouveaux réacteurs de 4e génération (Generation IV International Forum — GIF),
https://en.wikipedia.org/wiki/Generation_IV_reactor
il est prévu le VHTR, un réacteur nucléaire à très haute température, dédié justement à la production industrielle de dihydrogène, H2, par cette voie thermique et non électrolytique, à côté de la production classique d’électricité.
@Ch. de Reyff: Mis à part que les valeurs données par kg de H2O suppose une dissociation complète de l’eau embarquée (non réalisable en pratique)*, il y aurait un sacré excédent d’O2 produit ne croyez-vous pas?! 🙂 Les quantités d’H2 nécessaires à la propulsion sont d’un autre orde de grandeur que l’oxygène nécessaire à la respiration des astronautes, par ailleurs produit dans un rapport 8/1 en masse par l’électrolyse. Attention aussi, un réacteur nucléaire de propulsion type NERVA n’est pas a priori adapté à la production d’électricité. Il répond à d’autres contraintes et n’est pas destiné à fonctionner en continu pendant toute la durée d’un trajet Terre-Mars par exemple, mais à fournir les delta-V nécessaires sur des périodes relativement courtes. On pourrait envisager des réacteurs nucléaires “polyvalents”, mais cela complique pas mal leur conception et impose entre autres de prévoir alors de grandes surfaces de radiateurs pour évacuer le chaleur résiduelle (2ème Principe de la Thermodynamique) lorsque le réacteur fonctionne uniquement en générateur d’électricité. De même. les concepts de Gen. IV actuellement développés pour la production électro-nucléaire sur Terre répondent à d’autres exigences que ceux prévus pour des applications spatiales et ne sont pas nécessairement “transposables”.
* L’équation à considérer est: 2H2Oliq (2*18 g/mol) -> 2H2gaz (2*2g/mol) + O2gaz (32 g/mol)
Bien sûr que, étant physico-chimiste, je suis parti de cette équation pour donner ces 111 g de H2 et 889 g de O2 à partir de 1 kg de H2O ! Pourquoi l’électrolyse ne serait-elle pas “complète” ?
Le rendement (énergétique) de l’électrolyse, d’environ 78%, est dû au fait qu’il faut environ au moins 50 kWh par kg de H2 formé, alors que l’enthalpie de la réaction est seulement de 39,43 kWh. En plus, il faut encore compter 15 kWh par kg de H2 pour le comprimer à 700 bars.
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Qu’est-il plus “pratique” d’embarquer ? N tonnes de H2 comprimé ou 9 N tonnes de H2O ?
La masse volumique de l’eau (ou “densité”) est de 1’000 kg par m3, contenant donc 111 kg de H2 par m3, mais celle du H2 comprimé à 700 bars est de 38 kg par m3. Donc il faudrait prévoir d’embarquer trois fois plus de volume de H2 comprimé que de volume d’eau à électrolyser. De fait la masse, de par son inertie, est plus un problème que le volume en astronautique, mais cela jusqu’à un certain point.
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Si on a besoin de 100 tonnes de H2, on devrait disposer soit de 900 tonnes, ou 900 m3 d’eau (un cube de 9,65 m de côté ou une sphère de 12 m de diamètre), soit de 2’630 m3 de H2 comprimé (un cube de 13,80 m de côté ou une sphère de 17,12 m de diamètre) ; mais, si on a besoin de 1’000 tonnes de H2, ce serait soit 9’000 tonnes, ou 9’000 m3 d’eau (un cube de 20,80 m de côté ou une sphère de 25,80 m de diamètre), soit 26’300 m3 de H2 comprimé (un cube de 29,74 m de côté ou une sphère de 36,90 m de diamètre). Cela commence a être encombrant.
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On peut aussi comparer cela avec de l’hydrogène liquéfié dans un réservoir Dewar, dont la densité est de 71 kg par m3. Ainsi 100 t de H2 feraient un volume de 1’408 m3, soit un cube de 11,20 m de côté ou une sphère de 13,90 m de diamètre ; et 1’000 t de H2, un volume de 14’085 m3, soit un cube de 24,15 m de côté ou une sphère de 29,96 m de rayon !
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En comparaison de tous ces volumes, le ITS de SpaceX a 12 m de diamètre et 122 m de haut, avec une masse totale de 10’500 tonnes et une charge utile de 550 tonnes. Le volume total disponible est de 13’800 m3, de quoi, disons, accommoder un réacteur nucléaire et peut-être 9’000 m3 d’eau et donc 1’000 tonnes de H2 ! Cela juste pour faire une comparaison, bien sûr.
Petites précisions/rectifications: Les 122 m comprennent le Starship ET le Super-Heavy (lanceur), et leur diamètre est de 9 mètres et non de 12 mètres. La longueur du Starship lui-même est de 50 mètres (même diamètre). La charge utile, en orbite terrestre basse (OTB, ou LEO en anglais), est entre 100 et 150 tonnes (pas 550 tonnes).
J’ai par ailleurs essayé d’estimer le volume des réservoirs du Starship. Sachant qu’il emporte 1200 tonnes d’ergols avec un mélange LOX/LCH4 3,6:1 (alors que le mélange “optimal” stoechiométrique aurait été de 4:1), j’ai calculé une masse volumique moyenne d’environ 1’100 kg/m3, ce qui donnerait une capacité de réservoir d’en gros 1’000 m3, soit environ 77 tonnes de LH2.
Merci pour vos précisions !
Mais, dans ma comparaison, je parlais bien du Interplanetary Transport System — ITS. Voyez ici ses caractéristiques que j’ai simplement reprises :
https://en.wikipedia.org/wiki/SpaceX_Starship_development#Interplanetary_Transport_System
MCT et ITS ne sont plus d’actualité pour SpaceX depuis longtemps! Ces projets initiaux ont été remplacés par le Super-Heavy/Starship, avec les caractéristiques que j’ai indiquées..
Merci beaucoup, cher Monsieur, pour l’actualisation de mon information quelque peu périmée !
Donc, Starship a un volume total de 3’180 m3, dont, je crois, au moins 1’000 m3 sont réservés pour la charge utile.
Les réservoirs d’ergols de Starship contiennent 1’200 t d’ergols dans un volume d’au moins 1’000 m3 que vous indiquez (mais qui est certainement un peu plus grand).
Si, à la place de ces ergols, on ne mettait dans ce volume de 1’000 m3 que du H2 liquide, ce serait 71 t.
Mais, sous forme de H2O, comme proposé ci-dessus, ce serait 111 tonnes de H2 dans 1’000 tonnes de H2O à embarquer (donc quasiment la même masse totale que les ergols actuels), soit tout de même 56% de plus de H2 à disposition.
Il reste bien sûr à connaître les masses et volumes de l’électrolyseur et du réacteur nucléaire à embarquer.
Le jeu n’en vaudrait-il pas la chandelle ?
Les 77 tonnes de H2 viennent du fait que le calcul donne en fait 1086 m3 pour le volume des réservoirs avec les hypothèses faites, mais étant donné qu’il s’agissait d’une estimation, j’ai arrondi à 1000 m3 dans mon commentaire (raison pour laquelle j’ai bien précisé “en gros”) pour ne pas donner des chiffres significatifs (4 en l’occurrence) sans réelle signification; on n’en est pas à 10% près! Et le gain en masse de H2 en embarquant de l’eau ne justifie pas l’énorme masse supplémentaire à propulser qui est LE facteur à minimiser en matière de propulsion spatiale (j’y reviendrai plus en détail demain si le contenu du blog de M. Brisson le justifie)!
Petite “motion d’ordre: pour la clarté des débats, il serait bon d’utiliser le bouton “REPONDRE” lorsque, précisément, on répond à une intervention précédente. Sinon, il. n’est plus forcément évident de comprendre à quoi il est fait référence (d’autant plus que d’autres commentaires peuvent éventuellement s’intercaler entre temps).