Reprise du message précédent :

c'est mort a partir du moment ou t'emploie le mot "je"

pour rappel :  
 
 

 
"The universe is probably littered with the one-planet graves of cultures which made the sensible economic decision that there's no good reason to go into space--each discovered, studied, and remembered by the ones who made the irrational decision."
 
"L'univers est probablement rempli des tombes mono-planétaires de civilisations qui ont fait le choix économique raisonnné qu'il n'y a pas de bonne raison d'aller dans l'espace; chacune de ces civilisations découverte, étudiée et conservée par celles qui ont fait le choix irrationnel."
 
 

Contrôle d'un robot par la pensée (encore...) :
 
http://www.futura-sciences.com/fr/ [...] see_42928/
 
C'est partie !!!  

C'est l'éradication totale de l'humanité en une fraction de seconde qui génère le minimum de souffrance (tout le monde souffre pensant une fraction de seconde, puis la mesure est à zéro, et comme elle ne peut pas être plus basse, on a atteint un optimum).  
 
Donc cette mesure ne marche pas bien, tout comme ne fonctionnerait pas bien une mesure qui consisterait à maximiser le bonheur total, qui passerait pas la colonisation spatiale, pour maximiser le nombre d'humains. Le problème de cette seconde mesure est qu'elle ignorerait mécaniquement la souffrance (disons par exemple qu'on aurait une meilleure mesure avec 10 milliards d'humains malheureux et 1 milliard heureux qu'avec 0.9 milliard heureux et 0.1 milliard malheureux).
 
Bref, c'est pas trivial de dire ce qu'on doit optimiser.

Gilga >
 
J'ai sincèrement la flemme de lire tout le topic (même si j'ai déjà lu pas mal par le passé), mais en revoyant le design pour l'Arche présentée en premier post, j'ai une question :  
 
As tu pris en compte les bienfaits d'avoir deux blocs tournant en sens inverse l'un de l'autre, plutôt qu'un seul (comme pour les moteurs/hélices contrarotatifs) ?
 
http://fr.wikipedia.org/wiki/Couple_de_renversement
 
Adopté dans l'aeronautique :
http://fr.wikipedia.org/wiki/H%C3% [...] rarotative
http://fr.wikipedia.org/wiki/Rotor_contrarotatif

 
 
Tardivement, mais oui.  
 
Sinon c'est un genre d'épée de Damoclès qu'il faut prendre en compte à chaque correction de trajectoire.  
 
Donc dans l'idée http://forums.futura-sciences.com/ [...] ost3927736

Au contraire, non ? Avec les deux éléments contrarotatif j'annule le moment cinétique global et j'évite la précession il me semble.  
 
 
Pour le changement de trajectoire je prévoyais ceci initialement :
 

 
 
 
 
Et dans la même idée, vu la contrainte induite par la rotation, l'arche ne se retourne pas, on inverse la position de la corolle et du bouclier carburant pour se mettre en position de freinage :
 



 
 
 

Et la question est donc : est ce que ça vaut le coup de compenser le moment cinétique du corps principal ?

(mais évidemment que le contra rotor serait inhabité)

mais à mon avis il va me manquer quelques bases en RDM pour pouvoir m'en servir.

Dans l'idée les fibres périmétriques sont parfaitement parallèles à l'effort  et les flancs ne portent rien, pour éviter l'ensellement et garder la "bande de roulement" parfaitement plane. Les fibres rayonnantes (composant les flancs) ne font que passer à travers la parois.

Vue en coupe :

Par rupture à l'impact tu entend en cas de choc avec un corps étranger ?

Sinon est ce que tu valides le fait que la résistance à la fatigue est amélioré avec des fibres lubrifiée par une liquide visqueux ? Dans l'idée l'épiderme de chaque fibres suinte un latex collant, très visqueux genre bitumeux, et à haut poids moléculaire (pour limiter les pertes par évaporation dans le vide). Cela permet d'assurer l’étanchéité de l'ensemble, de colmater dynamiquement toute brèche de petite dimension et ça permet au fibre de jouer longitudinalement en limitant l'érosion par frottement. De plus en cas de choc suffisant pour traverser la parois, l'énergie de l'impact est mal transmise et ça va limiter la casse.

 
C'est à un truc comme ça à ça que je pensais   . Un câble noyé dans une résine souple aura une meilleur tenacité qu'un cable noyé dans une résine plus rigide.
 

 
Du a quoi, les traction-compression ?

J'ai envie de dire : les tissus vivants sont l'ultime matériau nanostructuré, capable de se régénérer. Donc on part de là, en définitive.

La paroi est chimérique : des fibres végétale sur un squelette de carbone (qui permet d'ordonner la croissance et de conduire les fluides et la lumière). Donc ce que tu évoques pourrait concerner la fraction pure carbone.

Oui je suis d'accord que c'est souple et qu'il y a des déformations possibles, c'est pour ça du reste que la paroi et les surface habitables sont découplées.
 
Sinon tout l'arche est conçu en tension : des câbles plutôt que des piliers, partout où c'est possible. Car pour un pilier travaillant en compression la résistance au flambement est en 1/L² et donc pour de très longue portée il faut des diamètre énormes.

 
 
Pour l'arche, je fait référence en fin de compte à un concept élargi d'humanité. L'humanité pour moi c'est l'espèce humaine et son environnement, constitué de milieux naturels variés (océan, cours d'eau, prairie, forêt, désert) incluant des milliers d'espèces (microbe, faune et flore).
 
J'entend par là que c'est cette humanité élargie qui constitue l'unité de dissémination pertinente : l'oosphère. Or cette oosphère possède une "physicalité" qui la rend incompressible en surface, en volume, en besoin énergétique, en rythme de vie. On ne peut donc pas se contenter de transmettre de l'information permettant de reconstituer les consciences. Il faut le support physique.
 
La question devient : est ce que le transhumanisme peut changer le besoin humain de disposer d'un environnement ? Pour moi non. Et surtout pas dans ce cadre là : le voyage interstellaire ne correspond pas (et ne correspondra jamais) à une nécessité impérative, du moins pas avant des millions d'années.  
 
 

Oui, mais penses tu que lorsque les technologies auxquelles je fais référence seront disponibles, il y aura toujours un intérêt pour les humains a vivre biologiquement, et un intérêt a vivre dans un écosystème «biologique» ?

Vu que ça ne sera plus «nécessaire», ce sera au mieux juste «intéressant», non ?

En fait tout le débat repose sur le fait que je places cette étape ultime du transhumanisme - si jamais cela se réalise jamais - sur un terme bien plus long que le trajet interstellaire.

Je ne suis pas pour commencer "computationniste". Pour reprendre l'intuition de Spinoza, l'âme (i.e. le Soi conscient, ici) est l'idée du corps. Ce n'est pas une "substance idéelle" qu'on pourrait extraire de son support  pour la stocker quelque part. A ceci près, je suis d'accord, que si on reconstruit avec une information monstrueusement exhaustive tous les rapports cellulaires au sein du cerveau, au sein du corps, et entre le cerveau et le corps, oui, la personnalité serait reconstruite à l'identique. Seulement au plan pratique cela revient à refaire pousser un corps, car la mise en place des connections se fait de façon dynamique, et on ne peut pas au plan pratique obtenir un corps+cerveau identique à un modèle sans lui faire subir l'histoire qui a mené à ce modèle. Donc en définitive, envoyer au loin une idéalité d'être humain, c'est envoyer des embryons et leur faire subir la même vie (mais quel intérêt ?) ou plus pragmatiquement des embryons qui seront développé sur place avec une nouvelle histoire. Mais pour cela il faut des adultes et on reboucle sur le problème de faire jaillir une humanité "sans histoire" à partir de germes conservés.

le truc c'est que spinoza il comprenait que couic a tout ca, et que ca reste que de la philo

La science et la philo partagent le même monde. C'est comme si tu me disais "ça reste de la biologie" en parlant de médecine, ou l'inverse.

Il se trouve que l'idée de Spinoza est juste parce que l'hypothèse de départ l'est : toute idée possède un corrélat physique dans le corps (ou autrement dit, on devrait pouvoir voir le corps penser, ce que l'imagerie médicale a permis de vérifier quatre siècles plus tard).

mais c'est le meme cablage utilisé par une activité qui "resonnera" avec l'ensemble du cortex quand une autre activité aura lieu

y a des zones plus actives que d'autres dans le reseau, mais les ondes cerebrales balayent tout le cortex en permanence... le chemin et l'echo provoqué par celui-ci constituent le phenomene en lui meme. ce que je veux dire, c'est que la complexité intrinseque créée une sorte de factorisation, le reseau n'est pas que la somme de ses connexions et de ses phenomenes instantané, c'est une dynamique perpetuellement entretenue par sa propre activité !

les sens ne font qu'alimenter le bignou en impulsions qu'il traite, a chaque instant.

je suis partisan qu'un emulateur ayant le meme degré de complexité pourra reproduire ce phenomene, ie. heberger une conscience. Le reste, c'est de l'interface avec des capteurs.

sur le papier, connecte au rachis un truc qui mimique exactement les retours de potentiels d'action d'un corps humain, le cerveau fera pas la diff tu commandes ton biceps, ton bras se leve, le retour est coherent avec l'action, ca passe creme. et pis meme si ca changeait, ca serait pas different de la sensation apres un exercice de muscu : on se deplace gauchement, le temps que les centres reflexe se "recalibrent"...

on EST deja des machines, en proteines... qu'on puisse faire un corps "solid state" je n'en doute meme pas.

Certes mais le cerveau réel n'est pas connecté à un "truc qui mimique" le corps. Il est connecté au corps et ce que tu appelle "l'alimentation par des capteurs" c'est la raison d'être du biniou : la boucle senso-motrice (avec les muscles) ou plus largement proprioceptive et sensorielle (avec tous les capteurs dans les vaisseaux sanguin, les articulations, la peau, les viscères), c'est cet ensemble qui forme le flux du vécu à chaque instant.

 
   
 
(Pardon.)

bonjour
 
 
est ce que tout le monde parle uniquement de science fiction ou aimerai bien réalisé cela ?
 
 
 

 
L'idée c'est d'être réaliste.

ok, c'est quoi être réaliste ?
car en 1500 on pensait que d'envoyer une boite de conserve au fond de l'océan avec plusieurs personnes dedans c'était de la folie ...
Idem pour aller marcher sur la lune ...etc
 
je n'ai aucune connaissance en physique, astronomie, mon rayon ce passe en électronique et informatique, mais j'ai la conviction que d'ici 50ans la course pour " conquérir " l'espace sera lancé, et seul les personnes " riches " pourront y participer, un peu comme les pirates dans le temps !
 
Malgré ce que j'ai lus sur ce forum,j'ai trouvé ailleurs beaucoup d'hypothèses pour dépasser la vitesse de la lumière et d'énergie libre qui seront capable de fournir assez de puissance pour un vaisseau. Vous allez certainement me dire que par rapport a mes connaissances ce sont que du blabla ... peut être bien!!!!!
 
bref je suis en reconversion pour toucher une branche de métier qui pourrait me rapporter gros dans le futur et pouvoir quitter cette planète.
je ne vais pas rentrer dans les détails car ce n'est pas l'heure, il faut d'abord le financement, mais l'idée général serai de trouver une nouvelle planète, et créé une nouvelle colonie, sans argent, parlant tous la même langue, sans religion ( ou peut être juste le bouddhisme/méditation) car dans le passé elle nous a montré que des milliers d'homme était capable de s'entre tuer en son nom.
 
donc je recherche des personnes un peu comme moi, rêveur mais très motivé! pour investir durant ces 50 prochaines années. j'ai lus sur ce topic qu'il était question de faire un vaisseaux de 500 000 millions€/$. Pour moi par rapport a ce que j'imagine il faudrait multiplier cela par 100..
 
Vous avez surement lus que les scientifiques ont réussi a arrêter de faire vieillir les cellules, voir même a les rajeunir pour l'instant ceci est fait uniquement pour les malades mais d'ici 30 ou 50ans ce sera pour le public donc en théorie nous pourrons être immortel . ( je dit bien en théorie )
 
Je ne peu pas dire comment sera le monde dans 50ans mais ce qui est sur c'est que beaucoup de chose auront changé et j'ai du mal a croire que l'homme s'arrêtera a la planète mars!
 
 
 

fait tourner mec c'est de la bonne

Un peu HS vu la conversation actuelle, mais j'aimerais vraiment bien savoir ce que tu penses de ça, Gilga >>
 
Nuclear Salt Water Rocket
http://en.wikipedia.org/wiki/Nuclear_salt-water_rocket
http://path-2.narod.ru/design/base_e/nswr.pdf
 
L'équivalent d'un propulseur a propergols liquides en terme de poussée et rapport poids/poussée, mais nucléaire et avec une Isp de 10 000s, moi ça me fait rêver ! Même en tenant compte de la pollution et des risques... Mais je ne suis pas expert en la matière pour savoir si c'est plus que de la théorie farfelue...
 
Tu t'es renseigné la dessus ? Il me semble que sur le forum "exploration spatiale" tu défendais les propulsions du type Orion. Ici c'est un concept assez proche mais nettement plus sympathique...
 
Et quid de l'utilisation avec du Thorium pour avoir un carburant plus abondant et présent dans l'espace (et pourquoi pas d'autre avantages) ?  
 
 

 
 
Ouais... Donc "réaliste" c'est pas ça, clairement.

 
Je recopie ici un long post sur strangepaths à titre de sauvegarde.
 
 
Les concepts de propulsions spatiale
 
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.
 
 
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Cours :
 
Société des Amis de l'ENSAE et de l'ENSTA
Systemes propulsifs à propergols liquides - Christophe R. Koppel (pdf - 89 pages)
 
 
Cours dispensés à l’Université Pierre et Marie Curie:
Introduction à la Propulsion à Plasma pour les Véhicules Spatiaux - S. Mazouffre (pdf - 36 pages)
 
--------------------------------------
 
 
 
[center][size=200][color=#400080]Propulsion atmosphérique[/color][/size][/center]
 
 
[list]
 

• 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).
 


 
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.
 


missile de croisère SLAM - Lien[/list]
 
 
[center][size=200][color=#400080]Propulsion chimique[/color][/size][/center]
 
 
[list]

• La propulsion gaz froid

Principe : c'est le système le plus simple et généralement le plus économique, utilisé classiquement sur tous les système dans les années 60. Un gaz, usuellement de l'azote ou de l'hélium, est stocké dans un réservoir haute pression, détendu au travers d'un détendeur-régulateur de pression et éjecté dans une tuyère. Les limitations de ces systèmes sont une faible Impulsion Spécifique (~50 s), une poussée réduite (< 5 N) et une Impulsion Totale basse compatible d'une masse système raisonnable.
 
 

• Propulsion à poudre

Solid Rocket Booster (SRB, EAP)  
Domaine d'usage : mise en orbite  
 
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[sup]-3[/sup]
Isp : 273 s
Energie spécifique : 3,0 MJ/kg
 

 
Schéma de principe.
 
 

 
Schéma des SRB de la navette spatiale.
 
 

• Propulsion à monoergol

Principe : decomposition d'un ergol sur un lit catalytique, engendrant la production de gaz propulsif.
 
Le monoergol est l'hyrazine de formule semi-développée NH2-NH2 d’apparence semblable à l'eau, mais hautement toxique et instable, avec une odeur rappelant celle de l’ammoniaque.  
 
L'hydrazine se décompose spontanément en quelque milliseconde sur un lit catalytique et produit un grand volume d'ammoniac, diazote et dihydrogène à haute température (800°C). Le composant actif du catalyseur est l'iridium métallique déposé sur une grande surface d’alumine ou de nanofibres de carbone, ou plus récemment le nitrure de molybdène sur l'alumine, voire du nitrate de molybdène.  
 

 
Schéma d'un propulseur monoergol a decomposition d'hydrazine.
 
 

• Propulsion à propergol biliquide

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)
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). La carburant est en général un composé liquide azoté (toxiques, odeur ammoniacale).
 
L'oxydant « historique » avec tous les carburants azotés est le peroxyde d'azote de formule N2O4, généralement désigné par NTO (pour Nitrogen Tetroxide) : il est à la fois hypergolique avec eux, et stockable dans les conditions terrestres. Aujourd'hui, il est rarement utilisé pur mais mélangé avec du monoxyde d'azote NO dans des proportions variables, afin de limiter les effets de la corrosion du NTO, notamment sur les alliages en titane utilisés dans les systèmes de propulsion. Un mélange de x% de NO avec (100-x)% de NTO est appelé MON-x (pour Mixed Oxides of Nitrogen), la limite étant le MON-40 ; les Américains utilisent généralement du MON-3, tandis que les Européens semblent préférer le MON-1,3.
 
Masse volumique NTO : 1450 kg.m[sup]-3[/sup]
Masse volumique MON : 1370 kg.m[sup]-3[/sup]
 
Quelques formules courament utilisées :  
 
-MON/Hydrazine
 Optimum Oxidizer to Fuel Ratio: 1.40. Temperature de combustion: 3 325 K. Masse volumique: 1 190 kg.m[sup]-3[/sup]. Isp (sol): 295s. Isp (vac): 343s.
 
L'hydrazine est le composé chimique de formule semi développée H2N-NH2. D'abord utilisée comme carburant pour fusées lors de la Seconde Guerre mondiale pour les avions Messerschmitt Me 163 (le premier avion de chasse à réaction), sous le nom de B-Stoff (en fait, de l'hydrate d'hydrazine). Ce B-Stoff était mélangé à du méthanol (M-Stoff) pour donner du C-Stoff, lequel était utilisé comme carburant avec du T-Stoff, un concentré de peroxyde d'hydrogène au contact duquel il s'enflammait spontanément en une réaction très énergétique.
Masse volumique : 1 010 kg.m[sup]-3[/sup]
 
-N2O4/Aerozine-50  
Masse volumique: 903 kg.m[sup]-3[/sup]. Isp (sol) pour 440 000 kN de poussée (lanceur Ares) 370 s
 
L'aerozine -50 est composé de 50% d'hydrazine N2H4 et 50% de diméthylhydrazine asymétrique (UDMH)  
Développé aux États-Unis dans les années 1950 pour les missiles ballistiques intercontinentaux Titan II, à la suite de quoi il a été utilisé dans les lanceurs dérivés de ces missiles.
 
-MON/MMH
Optimum Oxidizer to Fuel Ratio: 2.27. Temperature de combustion: 3 455 K. Masse volumique: 1 170 kg.m[sup]-3[/sup]. Isp (sol): 292s. Isp (vac): 340s.
 
Le Monométhylhydrazine (MMH) est un composé chimique de formule H2N-NHCH
Masse volumique : 880 kg.m[sup]-3[/sup]
 
-N2O4/UDMH
Optimum Oxidizer to Fuel Ratio: 2.61. Temperature de combustion: 3 415 K. Masse volumique: 1 180 kg.m[sup]-3[/sup]. Isp (sol): 285s. Isp (vac): 333s.
 
Le Dimethylhydrazine assymétrique (UDMH pour Unsymmetrical Dimethylhydrazin) est un composé chimique de formule H2N-N(CH3)2
En Russie l'UDMH reste encore utilisée à la place de la MMH qui s'est imposée en occident.
Masse volumique : 793 kg.m[sup]-3[/sup]
 
 
b) ergols cryogéniques (stockage à basse température)
 
LOX/LH2 (oxygène-hydrogène), combinaison la plus performante en usage.
Isp : 430 s (v[sub]e[/sub] : 4200 m/s)
masse volumique : 280 kg.m[sup]-3[/sup]
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[sup]-3[/sup]
 
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.
 

 
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)[/list]
 
 
[center][size=200][color=#400080]Propulsion nucléothermique[/color][/size][/center]
 
 
[list]
 

• Propulsion nucléaire thermique à coeur solide

NERVA : Nuclear Engine for Rocket Vehicle Application, 60's | Timberwind
 
 

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.  
 

Credit - © Dietrich Haeseler
 
 
 
 

Vaisseau JIMO (Jupiter Icy Moons Orbiter) du projet Prometheus de la Nasa, vers les lunes glacée de Jupiter : Io, Callisto, Ganymede et Europe. [/list]
 
 
[center][size=200][color=#400080]Propulsion électrique[/color][/size][/center]
 
Pages générales :
Plasmas pour la propulsion spatiale du Laboratoire de Physique des Plasmas (fr)
Electric rocket engine basics (en)
 
[list]
 

• 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.
 
 

Credit : Wikipedia
 
Par nature, ce mode de propulsion nécessite une alimentation électrique constante. Celle-ci peut être obtenu via des panneaux solaires, par un générateur à énergie nucléaire, etc.
 
 
 
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 (v[sub]e[/sub] : 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.
 

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[/#0000FF][/b] 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.  
 
 

 
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 (fonction NSKK), transferts orbitaux, propulsion de sondes
 
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)
 
 

 

 
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/mue [...] 3_koch.pdf
 
"ARTES 11 Small GEO Workshop", 29-30.06.2006, p21-27
http://www.dlr.de/rd/Portaldata/28 [...] binger.pdf
 
Technique :
 
[1] "Physics and evolution of HEMP thrusters", Thales Electron Devicess GmbH
http://sgc.engin.umich.edu/erps/IE [...] 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/IE [...] 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[sup]-15[/sup] 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.  
 
[img]http://img413.imageshack.us/img413/770/feep.gif/img]
Credit : Mission GG (Galileo Galilei) un petit satellite conçu pour tester le Principe d'Equivalence de Galilé, Newton et Einstein avec une précision relative de  10[sup]-17[/sup]
 
Propulsif : metal liquide Indium/Cesium
Isp : 6000 - 12 000 s
 
 
FEEP Thrusters
 
 
 

• [size=150][color=#0040FF]Propulsion à plasma pulsé [/#0000FF]

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).
 

 

 
Isp : 2000 à 8000 s
 
 
 

• [size=150][color=#0040FF]Propulsion à plasma pulsé à propulsif solide [/#0000FF]

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.
 

 
 

• [size=150][color=#0040FF]Propulsion à plasma pulsé à ablation laser [/#0000FF]

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.
 
 

• [size=150][color=#0040FF]Propulsion à induction pulsée à propulsif liquide [/#0000FF]

Lien http://www.al.t.u-tokyo.ac.jp/ppt/ [...] 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/ [...] oizumi.pdf
 
 

• [size=150][color=#0040FF]Propulsion magnétoplasmadynamique [/#0000FF]

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]
 
 
 

• [size=150][color=#0040FF]Propulsion plasma sans électrode[/#0000FF]

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.
 
Schéma de principe :

 
Crédit : Ad Astra Rocket
 
Isp : 30 000 s (v[sub]e[/sub] : 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.
 
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% !
 
Schéma de principe : voir [3], fig 3, et [5]
 
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 plasma électronégatif

PEGASES (Plasma Propulsion with Electronegative GASES)
 
Principe :  L’innovation majeure consiste à utiliser à la fois les ions positifs et les ions négatifs pour la poussée. Pour y parvenir, un plasma électronégatif à haute densité est généré (un plasma constitué à la fois d’ions positifs, d’ions négatifs et d’électrons). Un champ magnétique est utilisé pour séparer les électrons, si bien qu’une zone libre d’électrons est obtenue à la périphérie du plasma. Cette région sans électrons est appelé un plasma ion-ion où seuls des ions positifs et des ions négatifs sont présents. La poussée est obtenue en extrayant puis en accélérant les ions positifs et négatifs à partir de cette région particulière.  
 
Avantages : les réticences liées à l’utilisation des propulseurs électriques préférentiellement aux propulseurs chimiques demeurent importantes, notamment en raison des dégâts que peut occasionner la plume de plasma sur le vaisseau spatial lui-même. Le taux de recombinaison des ions positifs avec les ions négatifs est beaucoup plus important que celui de la recombinaison ion-électron, et de ce fait, un flux d’espèces neutres devrait être éjecté en aval du propulseur (et non pas un plasma globalement neutre). Ceci permettra de supprimer le neutralisateur en évitant la formation d’un plasma (la plume plasma) à l’extérieur du propulseur.
 
 
 
Schéma de principe :

 
Laboratoire de Physique des Plasmas
[/list]
 
[center][size=200][color=#400080]Propulsion à filin[/color][/size][/center]
 
 
[list]

• 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
 

 
 
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).
 
 

Schéma de principe d'un ascenseur spatial[/list]
 
 
[center][size=200][color=#400080]Propulsion photonique[/color][/size][/center]
 
 
[list]
 

• 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.  
 
 

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.
 

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.
 

Cosmos-2 (projet)
 
- Ikaros (Interplanetary Kite-craft Accelerated by Radiation of the Sun), lancé le 20 mai 2010, est un démonstrateur de voile solaire par l'agence spatiale japonaise (JAXA) : première voile solaire déployée dans l’espace à but propulsif. Réalisée en polyimide de 7,5 µm d'épaisseur, recouvert sur 10% de la surface de cellules solaires. Masse : 315 kg dont 15 kg pour la voile.
 

 
- 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.
 
 

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).
 
 

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.
 
 

 
Credit : 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
 
 

 
 
 
 

• 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.
 
 

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
 

Credit: Michael Carroll, The Planetary Society
 
 
 
 

• Propulsion 'ramjet' à laser posté

Laser ramjet
 
Domaine d'usage :  propulsion interstellaire.
 
Principe :  un convertisseur laser posté sur une orbite interne et recevant son énergie du Soleil émet un puissant faisceau vers le vaisseau qui transforme ce flux d'énergie en électricité. Les ions collectés dans le milieu interstellaire sont accélérés par un accélérateur linéaire alimenté par ce courant afin de fournir la propulsion.
 

 
 
 

• Propulsion à plasma magnetospherique

M2P2: Mini Magnetospheric Plasma Propulsion[/list]
 
 
 
 
[center][size=200][color=#400080]Propulsion nucléoélectrique[/color][/size][/center]
 
 
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• Réacteurs thermoélectrique à radioisotope

RTG : Générateur thermoélectrique à radioisotope
 
 
 

• Réacteurs nucléaires à coeur liquide

LCR : Liquid Core Reactor
 
Sels fondus :
Molten Salt Core
 
- HERACLITUS : Circulating fuel, natural thorium molten salt  
 
- MSBR : Molten Salt Breeder, liquid uranium and thorium fluorid : réacteur surgénérateur utilisant le cycle Thorium . Le coeur est formé de canaux de graphite dans lesquel circule un sel fondu du type LiF-BeF2-ThF4-UF4 (respectivement 71-16-12-0.3 % molaire)
 
 
- AMSTER : Actinides Molten Salt Transmuter
concept de réacteur critique à sel fondu à support uranium enrichi (avec un combustible retraité en continu) développé par EDF destiné aussi au renouvellement du parc.
Il peut être alimenté par de l'uranium enrichi ou par un mélange de transuraniens et d'uranium enrichi . Il fonctionne en cycle fermé et son spectre est épithermique . Le sel 61LiF-21BeFZ-18(NL)F4 circule dans des réseaux de graphite modérateur comme pour le réacteur MSRE. Une des principales caractéristiques du réacteur est la nécessité d'une purge partielle de l'236U qui s'accumule par capture de l'235U de support et qui empoisonne le coeur . Sa puissance est de 2250 MWth . Ce concept permet d'atteindre des hauts taux de combustion ce qui entraîne une réduction des masses traitées . Grâce aux procédés de pyrométallurgie, des pertes au retraitement plus faibles sont espérées. Les performances en terme de réduction de la toxicité sont importantes : de l'ordre de 30 à 50 fois moins que la décharge d'un REP (avec cependant une séparation efficace) . Néanmoins, les problèmes de résistance à la prolifération ne sont pas vraiment résolus (puisqu'une séparation des isotopes de l'uranium est effectuée lors de la purge de l' 236U ce qui augmente les risques de prolifération) bien qu'une quantité importante de 239Pu (environ 10%) et surtout de Z44Cm (24%) créent une barrière . De plus cette présence importante de Z44Cm entraîne d'autres difficultés de radioprotection . Notons enfin que AMSTER permet une consommation d'uranium naturel divisée par 2 par rapport à un REP, soit une meilleure utilisation des ressources .
 
 
- Métal liquide
Liquid Metal Core
 
- LM-FR - Liquid Metal Equilibrium Fast Reactor, Mg-Pu Eutectic  
 
- MSBR  
 
 
 

• Réacteurs nucléaires à coeur gazeux

GCR : Gaz Core Reactor
 
- VCR-MHD
 
- GCR Graphit Wall
 
- GCR Plasma/Vortex Flow
 
 
 

• Réacteurs nucléaires à caloporteur non conventionnel

Non-Conventional Coolant Reactors
 
- AHTR (Advanced High T Reactor) : Graphite Matrix - Molten Salt Cooled. High temperature diverse uses.
 
- OCR (Organic Coolant Reactors) : Cheaper efficient cooling, reduced costs.
 
- FSEGT - Sodium Evaporation (Fast reactors, sodium evaporation cooling) : Unique sodium vapor gas turbines.
 
 
 

• Réacteur nucléaire à caloporteur non convectif

Non-Convection Cooled Reactors
 
 
 

• Réacteurs nucléaires à conversion directe

Direct Energy Conversion Reactors
 
- QSMC (Quasi-Spherical Fission Magnetic Cell) : Direct conversion of fission fragment energy. Cells coated with thin film of fissionable fuel. Radiation cooling.
 
- FFMC (Fission Fragment Magnetic Collimator) : Magnetically guided fission fragment trajectories. Thin films of UO2. Heavy water coolant.
 
 
 

• Réacteurs nucléaires modulaires

Modular Deployable Reactors
 
- MMDR (Multi-Modular Deployable Reactor) : Modular construction, factory built. Transportable, easily assembled
 
- SPS (Submersible Power Station) : Transportable modular undersea siting. Coastal siting niche.
 
- DORC (Distantly Operated Reactor Complex)
 
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- TASSE (Thorium based accelerator driven system with simplified fuel cycle for long term energy production)
lien
 
 
 

• Réacteurs à désexcitation nucléaire induite

 
Principe : pour certains isomères nucléaires, et en particuliers l'Hafnium-178, il existe des transitions nucléaires à longue durée de vie qui peuvent libérer plusieurs MeV, sous la forme de rayonnements gamma. Dans le cas de l'Hafnium-178, le noyau est dans un état métastable et la desexcitation peut être déclenchée par des rayons X à quelques keV. Il faut ensuite absorber les gammas (dans une enveloppe de tungstène par exemple) pour convertir leur énergie en énergie thermique et chauffer un fluide pour la propulsion.
Avantage : c'est une réaction nucléaire, donc très énergétique (environ 6 MeV), mais il n'y a pas de fission, donc pas de produits de fission radioactifs
 
 
Comment libérer l’énergie d'un isomère nucléaire ? - Centre de spectrométrie nucléaire et de spectrométrie de masse – CSNSM (IN2P3/CNRS, Université Paris-Sud), Institut de physique nucléaire d’Orsay – IPNO (IN2P3/CNRS, Université Paris-Sud) - paru dans la Physical Review Letter [/list]
 
 
 
 
[center][size=200][color=#400080]Propulsion à fusion thermonucléaire[/color][/size][/center]
 
Principe général : pour arriver à produire de l'énergie à partir des réactions de fusion, il faut arriver à confiner efficacement ( tE , à ne pas confondre une fois de plus avec la durée de la décharge) un plasma suffisamment chaud (T) et suffisamment dense (n)  
 
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• Propulsion à fusion thermonucléaire pulsée

Nuclear pulse propulsion
 
Principe général : au lieu d'une configuration chambre de combustion + tuyère, cette propulsion consiste à recueillir le souffle d'explosions nucléaires répétée sur une surface de poussée.  Le principe fut inspirée par Stanislaw Ulam en 1947.
 
Orion : le projet Orion fit l'objet d'études avancées dans les années 1950-1960. Dans ce concept de propulsion, le souffle des explosions situées à 60 m du vaisseau est recueillie sur une épaisse plaque de poussée en acier ou aluminium. D'énormes amortisseurs étagés absorbe l'onde de choc du plasma frappant la plaque de poussée, transformant les 50?000 g subis par la plaque pendant une milliseconde en une poussée constante.
 
Le propergol d'Orion peut être solidaire de la charge nucléaire ou largué entre la bombe et la plaque. Des masses de polyéthylène aussi bien que les détritus sont utilisables pour transmettre une poussée. Intégrée à la bombe, la forme de la masse propulsive est primordiale pour l'efficacité. L'explosion d'une bombe au cœur d'une masse cylindrique s'expand en un disque plat de plasma, bien plus efficace en forme de cigare qui se concentre mieux sur la plaque de poussée.
 
La version originale du projet prévoyait une masse accolée à une bombe dont les matériaux et la géométrie focalisaient les rayons X et le plasma du cœur de l'explosif sur cette masse. La bombe classique était entourée d'un réflecteur de radiations tubulaire en uranium rempli d'un "mastic" d'oxyde de béryllium. Ce tube était ouvert à une de ses extrémités où était accolé le disque de tungstène constituant la masse propulsive. Le tout était conditionné dans un emballage permettant sa manipulation automatique par un dispositif ressemblant à un gros distributeur de canettes de boisson. Le rôle du mastic dans la cavité réflectrice est de transformer le flash de rayons X en chaleur (ce que le tungstène ne fait pas aussi bien que le BeO) et en onde de choc transmise à la masse de tungstène. Accessoirement, cette disposition protège en partie le véhicule des rayonnements gamma et neutroniques émis par l'explosion.
 
Les performances dépendent de la vitesse des gaz éjectés, afin de maximiser la poussée exercée sur la fusée par une masse donnée. La vitesse du plasma résultant de l'explosion est proportionnelle à la racine carrée de la température (Tc) de la boule de feu atomique. Comme cette température atteint généralement au moins 10 MK en moins d'une milliseconde, elle engendre une très grande vitesse de plasma. Néanmoins, la conception pratique doit également limiter le rayon de la zone destructive de l'explosion, ce rayon étant proportionnel à la racine carrée de la puissance de la bombe.
 
Une explosion atomique de 10 kt engendre une vitesse de plasma d'environ 100?km/s et une zone destructive de seulement 100 m de diamètre. Une bombe d'une mégatonne produirait une vitesse de 10?000 km/s et le diamètre de la boule de feu serait de 1?000 m.
 
Une microseconde après l'allumage de la bombe, le rayonnement, le plasma et les neutrons générés sont à peu près contenus par l'enveloppe réflectrice en uranium et chauffent le mastic. Au bout de 2 - 3 microsecondes, le mastic transmet l'onde de choc à la masse propulsive qui se vaporise et forme une vague de plasma allongée et dirigée vers la plaque de poussée.
 
Au bout de 300 microsecondes, le plasma s'est refroidit jusqu'à 14000 K en franchissant la distance qui le sépare de la plaque de poussée, puis se réchauffe jusqu'à 67000 K en se comprimant contre elle. Ce regain de température entraîne une forte émission d'ultraviolets qui n'est pas interceptée par le plasma environnant, ce qui permet de ne pas surchauffer la plaque. La forme de la vague en cigare et sa faible densité limitent le choc que la plaque subit.
 

Conception d'une unité de propulsion Orion
 
 
- Medusa : le concept tient plus de la voile que de la fusée conventionnelle. Il fut proposé dans les années 1990 par Johndale C. Solem et publié dans le journal de la British Interplanetary Society quand il s'avéra que la fusion ICF ne pourrait pas à la fois propulser et alimenter le vaisseau Daedalus comme il était prévu.
 
Un vaisseau Medusa dispose d'une grande voile déployée devant lui et gréée au vaisseau par câbles. Il largue des charges nucléaires, les fait exploser entre le vaisseau et la voile qui est alors poussée par la vague de plasma et tracte le vaisseau. Le concept est plus efficace que le système Orion car il intercepte proportionnellement plus de plasma (voile en spinnaker couvrant un plus grand angle solide), requiert moins de blindage (distance de détonation plus grande) et de machinerie pour l'absorption des chocs (servo-winch). Il pourrait atteindre une impulsion spécifique de 50 000 à 100 000 s.
 

 
Séquence de fonctionnement de Medusa : (1) éjection d'une charge / (2) explosion de la charge / (3) voile propulsée par l'interception du plasma et ralentie par le dévidage du câble / (4) treuillage du câble
 
- Daedalus : projet élaboré à la fin des années 70 par  la British Interplanetary Society, il consiste en l'envois d'une sonde automatique de vers Alpha du Centaure  ou l'étoile de Barnard (6 al) en environ 50 ans de trajet, sans décelération. Le concept de propulsion est inspiré du projet Orion et consiste en micro explosion thermonucléaire derrière l'engin. le carburant envisagé est He-3, tiré de l'atmosphère des grandes planètes du système solaire.
 

 
- VISTA (Vehicle for Interplanetary Space Transport Applications) : est une version à échelle réduite de Daedalus, configurée pour les trajets interplanétaires. Il utilise des miroirs afin de rediriger plus d'une douzaine de lasers de forte puissance sur le point d'allumage. L'engin en forme de de cône renversé, mesure 100 mètres de haut pour 170 mètres de large. A mi-hauteur un anneau d'aimant supraconducteur forme une tuyère magnétique.  
 

 
 

• Propulsion à fusion par confinement magnétique

Schéma d'un tokamak et orbite caractéristique des ions dans le dispositif
 
 

• Propulsion à fusion inertielle (FCI)

 
Principe général : contrairement à la fusion magnétique qui fonctionne en régime quasi continu, la FCI fait appel à des processus impulsionnels de durée de vie très courte. Une sphère de DT, comprimée et chauffée, se disloquera au bout d’un temps tc (aussi appelé durée de confinement) qui est fonction de son rayon R et de sa température. Ainsi, une sphère de DT de 100 µm de rayon à la température 100 MK restera confinée pendant ~ 30 ps ; ensuite, le milieu se désagrègera. Il faut donc atteindre un rythme de combustion élevé afin que la combustion se fasse entièrement durant ce laps de temps. Il est lié au facteur rho.R, produit de la densité du mi

Ca réponds pas a ma question   ²²
 
(En plus la NSWR ne figure même pas dans les exemple )

pour moi il n'y aurai pas de nucleaire
juste le SEARL !ceci n'est pas encore commercialisé ! beaucoup de gens croient a une supercheries, et beaucoup y croient bref
donc moi je pensais a cela plus un reacteur Propulsion plasma.
 
mais bon avant de parler de ça il faut l'argent ...
donc même si je sors du contexte, si il y a des gens motivé je suis là.
 
si je veux faire cela ce n'est pas a cause d'une crise passagère.. depuis quelques années je suis contre la nouvelle technologie qui pollue notre planète ( changé de téléphone tout les 8mois juste pour avoir un écran plus grand ) , tous les gens qui meurt de faim chaque jour ( environ 20 000) et bien sur nous assis sur des milliers de tete nucléaire sans parler de fukushima .........

Pour 2023 le milliardaire  fondateur de SpaceX, veut aller sur mars avec à terme une colonie de 80.000 personnes.  
chez Planetary Resources ils veulent exploiter leur premier astéroide d'ici 2022.