Elon Musk a déclaré le 14 Novembre sur son réseau X : “The first Starships to Mars will launch in 2 years when the next Earth-Mars transfer window opens. These will be uncrewed to test the reliability of landing intact on Mars. If those landings go well, then the first crewed flights to Mars will be in 4 years.”
Il est effectivement probable que des starships robotiques partent pour Mars en Janvier 2027 pendant la prochaine fenêtre d’un mois où les lancements seront possibles du fait de la position respective des deux planètes sur leur orbite (puisque nous avons raté la fenêtre de Novembre 2024). Mais je doute cependant fortement, et je le regrette, que des vols habités puissent partir lors de la fenêtre de lancements suivante, c’est-à-dire en Mars 2029.
Compte tenu des contraintes imposées par l’évolution des planètes et aussi du seul mode de propulsion que l’on puisse utiliser aujourd’hui (mode chimique), il sera impossible que la mission partie en janvier 2027 soit revenue sur Terre avant cette date de Mars 2029 supposée être celle du départ de la seconde mission. En effet il ne se sera écoulé que 26 mois alors que le vol de 2027 ne reviendra que 30 mois après.
Le calcul est simple, chaque voyage (« transfert ») entre la Terre et Mars (aller et retour) dure 6 mois (dans les meilleures conditions et avec le plus d’énergie embarquée possible) et une fois sur Mars on doit y rester 18 mois compte tenu de l’évolution différente des planètes sur leur orbite susmentionnée. La fenêtre de retour ne s’ouvrira sur Mars que 24 mois (18+6 soit janvier 2029) après le départ de la Terre. A partir de là, il sera totalement impossible que le voyage de retour s’effectue en seulement 2 mois.
Comme vous le verrez ci-dessous, l’alternative, c’est-à-dire le retour immédiat (un mois sur Mars maximum) avec survol (« swingby ») de Vénus est pratiquement impossible à cause de plusieurs aspects négatifs. (1) Il est très long (11 mois) ce qui implique une exposition continue cumulée aux radiations cosmiques, insupportable. (2) Le vaisseau aurait une vitesse trop importante à l’arrivée dans l’environnement terrestre (accélération par le passage au périapside à proximité de Vénus) ; on ne la tentera pas pour un premier vol. (3) On ne peut être certain que les ergols nécessaires au retour et dont la production aura dû être effectuée sur place par des moyens robotiques, seront disponibles.
La déclaration d’Elon Musk signifie que les starships qui partiraient de la Terre en Mars 2029 avec des hommes à bord, devraient le faire avant que les conclusions essentielles aient été tirée du vol robotique de 2027, c’est-à-dire, son retour sur Terre. Or on ne peut pas l’éluder car le retour sur Terre doit permettre de vérifier : (1) la faisabilité de l’EDL très dur du retour ; (2) le bon fonctionnement du système d’énergie embarquée et d’une manière générale des différents équipements de support vie embarqués (qui auront été en veille depuis l’arrivée sur Mars) ; (3) l’innocuité du séjour sur Mars pour les hommes après analyse en laboratoires terrestres des échantillons significatifs du sol et sous-sol immédiat de Mars.
Pour moi, il est clair que le premier vol habité ne devrait donc pouvoir être lancé au mieux qu’en Mai 2031. On peut dire qu’encore une fois, Elon a été « un peu vite » dans ses prévisions. Il y aura des déçus !
Je joins à cette réflexion, un article sur les conditions et contraintes des vols interplanétaires, qui avait été publié sur ce blog le 1er décembre 2018 par Richard Heidmann (et auparavant, en Octobre 2018, dans le Bulletin 77 de l’Association Planète Mars), l’un des meilleurs experts européens sur le sujet (voir ci-dessous*).
Article Richard Heidmann (mon commentaire, à la suite):
Voyager dans le système solaire impose de surmonter, indépendamment de toutes les difficultés liées au maintien en condition et à la sécurité des astronautes, des contraintes fondamentales résultant des grandes distances et des lois de la mécanique céleste. Ces contraintes s’expriment en particulier en termes d’isolement, de durées et de programmation des vols.
Pour bien saisir la nature et la force de ces contraintes, il faut tenter de se représenter deux facteurs essentiels gouvernant les mouvements (des planètes et des vaisseaux) dans le système solaire : l’échelle des distances et la force d’attraction du Soleil. L’étendue des espaces parcourus peut se mesurer aux durées des trajets. A la base, on peut se rappeler que la Terre, bien que circulant à 30 km/s autour du Soleil, met un an pour en faire le tour (Mars pour sa part circule au voisinage de 24 km/s en un peu moins de deux ans). On comprend que, du moins avec les techniques de propulsion connues, il soit exclu de s’éloigner d’un ordre de grandeur de l’année pour les trajets interplanétaires.
Il est sans doute plus difficile, mais aussi plus essentiel, de « mesurer » mentalement la force d’attraction du Soleil. Ce qui est peut-être le plus parlant, c’est de constater que lorsqu’on s’élance sur une trajectoire de transfert interplanétaire, non seulement on est amené à accroître sa vitesse héliocentrique de façon significative (de l’ordre de 10% pour un trajet Terre-Mars), au prix d’une consommation de propergol très significative, mais, de plus, qu’il est très coûteux en énergie de changer tant soit peu la direction initiale du mouvement, celle de la vitesse de la Terre. En quelque sorte, l’attraction du Soleil maintient les planètes et nos vaisseaux sur des rails !
Ces deux facteurs expliquent pourquoi les trajets sont longs, coûteux en énergie à communiquer aux vaisseaux et ne peuvent être planifiés qu’à certaines époques (les « fenêtres » de lancement). Penchons-nous plus spécialement sur le cas de Mars.
Durée des transferts
Le mode le plus économique en propergol est le « transfert de Hohmann », qui consiste en une demi-ellipse tangente à l’orbite terrestre et à celle de Mars. La durée est alors de 8 à 9 mois, suivant que Mars se trouve proche de son périhélie ou de son aphélie au moment de l’arrivée (transfert aller) ou du départ (transfert retour). Naturellement, cette manœuvre n’est pas rigoureusement applicable à chaque fenêtre, car il faut que la Terre se trouve à un endroit précis pour que l’arrivée sur (ou le départ de) Mars se produise au moment où la planète passe à un de ces deux points remarquables. Les conditions idéales se reproduisent après un cycle de quinze ans.
Mais pour un aller et retour, la course des deux planètes complique le scénario. En fait, après avoir effectué l’aller, deux possibilités se présentent. Soit on souhaite avant tout réduire la durée totale de la mission ; dans ce cas il faut limiter le séjour à un ou deux mois et s’embarquer pour un voyage de près d’un an faisant plonger le vaisseau à l’intérieur de l’orbite de Vénus et conduisant à une vitesse d’arrivée très élevée. Ce scénario, dit d’opposition, avait la faveur des spécialistes au début de l’ère spatiale, car Mars, alors quasiment inconnue, faisait peur, et on voulait limiter la durée du séjour planétaire, quitte à accroître – très significativement – la durée totale des transferts dans l’espace.
Soit on désire effectuer aussi le retour de façon économique ; dans ce cas on est contraint de prévoir un séjour sur la planète de 18 mois, pour permettre à la Terre de se positionner favorablement. Ce schéma, dit de conjonction, fait désormais l’unanimité ; il ne présente en fait que des avantages : économie de propergol, rentabilisation du séjour d’exploration (une dizaine de fois plus long) et, surtout, réduction conséquente de l’exposition aux rayonnements ionisants, dont le flux est maximum durant les transferts dans l’espace (sur Mars, la moitié est bloquée par le sol, l’atmosphère atténue légèrement et on peut utiliser le régolite pour se protéger). Autrement dit, on a réalisé que, loin d’être le lieu de tous les dangers, Mars était un séjour préférable à l’espace, d’autant plus que les astronautes pourront y disposer d’infrastructures permanentes, d’une protection adéquate contre les radiations et de réserves. On aboutit au schéma classique : aller & retour en 8-9 mois, séjour de 18 mois.
Il existe une variante très sérieusement considérée de ce scénario. Elle consiste à préférer pour l’aller une trajectoire dite « de libre retour » qui, ayant une période de deux ans, permet au vaisseau de revenir vers la Terre sans manœuvre propulsive, offrant ainsi un mode de secours en cas de panne interdisant le déroulement normal de la mission. Dans ce cas la durée du voyage aller est significativement réduite, à environ 6 mois, ce qui est un avantage supplémentaire ; par contre la charge utile est réduite, à iso-masse initiale en orbite de parking terrestre […].
Le problème du séquencement des vols
Les fenêtres de lancement vers Mars s’ouvrent tous les 26 mois environ, durée que mettent les planètes à se retrouver dans la même configuration autour du soleil […]. Au départ, la Terre est « en retard » sur Mars, mais à l’arrivée (par exemple 6 mois plus tard) elle est « en avance », vu que sa vitesse angulaire vue du soleil est environ deux fois plus grande. La largeur (durée) de ces fenêtres dépend principalement des marges de performance du vaisseau et de son lanceur. Généralement, on la trouve de l’ordre d’un mois et demi. […] mais s’en éloigner devient vite coûteux en consommation d’ergols. On ne peut donc lancer que pendant une courte période (~1,5 mois) tous les 26 mois.
Mais ce n’est pas tout. Si on reste dans le schéma « conjonction », il faut stationner, comme on l’a noté, de l’ordre de 18 mois sur Mars avant d’entreprendre un transfert retour, dans des conditions et sur une trajectoire symétrique du transfert aller. La conséquence de la durée totale de 30 mois à laquelle on aboutit est que le vaisseau est de retour après la fermeture de la fenêtre de lancement suivant la sienne (4 mois de retard…). Autrement dit, le cycle opérationnel du vaisseau est porté à plus de 4 ans (52 mois). Pour assurer un trafic donné, il faudra donc deux fois plus de vaisseaux que si on ne ratait pas la fenêtre suivante. Pour un investissement de cette taille, c’est un sérieux handicap ! En théorie, il existe un moyen de rentrer à temps, c’est d’utiliser une trajectoire de retour du type « opposition ». Mais, on l’a dit, ce mode présente de lourds inconvénients : quantité d’ergols supplémentaire, durée du transfert (11 mois), nécessité de s’approcher du soleil plus près que Vénus et, de surcroît, vitesse d’approche du domaine terrestre fortement accrue, compliquant le freinage atmosphérique…
Conséquences du choix de trajectoire pour la fin du voyage
Dans la comparaison des différents schémas de trajectoire, on ne peut se limiter aux considérations de durée de mission et de quantité de propergol à dépenser. Les conditions de capture par les deux domaines planétaires et de descente finale varient fortement en fonction du schéma et des paramètres choisis (principalement les durées de trajets plus ou moins raccourcies).
Le choix influe sur la vitesse qu’il faut soustraire au vaisseau (DV) et sur la vitesse d’interaction avec l’atmosphère. Le DV détermine soit la quantité de propergol à sacrifier dans le cas d’un freinage propulsif, soit le dimensionnement de la protection thermique dans le cas d’une descente directe ou d’une mise en orbite de parking par freinage aérodynamique (aérocapture). Quant à la vitesse à l’entrée dans l’atmosphère, elle est déterminante pour l’intensité du flux thermique à supporter.
Pour Mars, le souhait de réduire la durée du transfert aller est pénalisant, car au lieu d’aborder tangentiellement la trajectoire de Mars (ce qui minimise la vitesse relative), on coupe celle-ci avec un angle important (cf. l’image ci-dessus), ce qui accroît cette vitesse. Aller plus vite est donc un « luxe » à payer en quantité de propergol à fournir au vaisseau et en dimensionnement de sa protection thermique (sauf si celle-ci sert aussi pour le freinage terrestre, qui est dimensionnant).
La même problématique se présente, amplifiée, pour le retour vers la Terre, qui se fait dans tous les cas à une vitesse supérieure à la vitesse de libération (11 km/s), contre 6 à 9 km/s de vitesse d’entrée dans l’atmosphère martienne. La situation serait particulièrement défavorable si on choisissait un retour du type « opposition » car, comme on le voit sur l’image, l’angle des vitesses est important. Même en se cantonnant au schéma « conjonction », s’éloigner d’une trajectoire type Hohmann, pour réduire la durée du retour, restera une option dimensionnante. Cela pourrait conduire soit à avoir une protection partiellement abradable (admis par SpaceX), soit à fractionner la descente, en faisant une étape sur une orbite très elliptique permettant de dissiper la charge thermique déjà encaissée, avant de procéder à la descente finale. C’est dans ce contexte que l’idée d’une station-relais dans le domaine lunaire trouve place, station où le vaisseau martien pourrait être réapprovisionné…
*Richard Heidmann, est diplômé par l’Ecole Polytechnique de Paris et de l’Ecole Nationale Supérieure de l’Aéronautique et de l’Espace. Il a poursuivi l’essentiel de ses activités professionnelles au sein du groupe SNECMA, dans la propulsion spatiale essentiellement (genèse de la fusée Ariane V notamment). Il a exercé diverses fonctions de direction au sein du groupe et notamment celle de directeur Orientation Recherche et Technologie. Sur le plan associatif, il a été cofondateur puis président de l’association Planète Mars (www.planete-mars.com), la branche française de la Mars Society.
Commentaire (Pierre Brisson) :
La Science des trajectoires est une science de la navigation.
Pendant des siècles les marins choisissaient la date de leur départ en fonction des alizés ou de la mousson ou encore de la présence de glaces sur leur trajet et déjà, pour s’orienter, ils observaient la position du Soleil et des étoiles. Aujourd’hui pour fixer une date de départ pour Mars, on se soucie des dates de la prochaine fenêtre de tirs (1) en fonction de la position respective des planètes car ce sont ces dates qui déterminent la possibilité du voyage et des charges utiles que l’on peut emporter, et (2) en fonction de l’énergie qu’on pourra embarquer pour se propulser en sachant qu’on ne bénéficiera jamais de ligne droite (il faudrait se déplacer à la vitesse de la lumière) mais toujours d’ellipses plus ou moins aplaties (subissant la contrainte gravitationnelle du Soleil).
Et demain, quand on pratiquera les vols habités, on prendra en plus en compte la proximité du pic d’activité solaire (cycle de 11 ans), pour limiter au maximum la dose de radiations que l’on devra supporter, et on essayera d’éviter une descente (EDL) lors d’une tempête de poussière globale (pas facile car les prévisions météo à 6 mois ne sont pas très fiables ; on se référera à la dernière tempête et on « musclera » le système de TRN pour atterrissage contrôlé). L’esprit est le même qu’en bateau à l’époque de la marine à voile : considérer l’environnement naturel pour en jouer au mieux en fonction des capacités de son vaisseau et des risques pour sa propre santé.
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Index L’appel de Mars 24 11 06
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37 réponses
Bonjour, que pensez-vous de l’idée de Richard Heidmann d’une « station-service » dans le domaine lunaire pour le retour ?
Je pense que ça complique un peu l’architecture du vol et qui dit complication dit risque d’erreur et d’échec. Je préférerais un retour direct avec plusieurs freinages successifs au contact de la haute atmosphère pour réduire la vitesse avant l’entrée dans l’atmosphère. Cela rallongerait le voyage mais serait plus sûr (compte tenu de la fragilité de la protection thermique).
Je crains en effet qu’il y ait des déçus, … et pas seulement en 2029! Comme il y a des déçus que l’on n’ait toujours pas vu de Starship s’envoler vers Mars à fin 2024, alors que Musk avait initialement annoncé une mission habitée pour 2022 (voir à ce sujet l’article sur ce blog de septembre 2016, qui avait déjà suscité, à juste titre comme la suite l’a prouvé, le scepticisme de plusieurs lecteurs)! Elon Musk est en effet coutumier des annonces hâtives et fantaisistes concernant le calendrier de réalisation de ses projets. Quand on voit que le « simple » retour sur la Lune est sans cesse différé (reporté maintenant en 2027 selon la dernière annonce faite cette semaine), de même que le retour robotisé d’échantillons martiens, il y a de quoi avoir les plus gros doutes sur la plausibilité d’une mission martienne habitée en 2031 déjà. Même si le retour d’un Starship robotique lancé en 2027 pourrait à la rigueur être envisagé avant mars 2029, avec l’option du schéma de type « opposition », car le premier des inconvénients mentionnés dans l’article ci-dessus n’est pas rédhibitoire pour une mission robotique (reste néanmoins le problème signalé au point 2, qui peut être résolu si l’on dispose de suffisamment d’ergols au retour).
A propos des « effets d’annonce » d’Elon Musk, cela m’a fait repenser à l’interview d’un journaliste politique américain (dont je n’ai malheureusement pas retenu le nom), entendu récemment, qui affirmait que Musk a réussi à « vendre » (il est très doué pour cela !) à Trump l’idée qu’il pourrait être le « Nixon du XXIème siècle » en étant le premier Président américain à féliciter depuis le Bureau Ovale les premiers astronautes américains sur Mars, au lieu de se contenter de n’être que le deuxième Président américain à le faire pour la Lune. Il préconiserait pour cela l’abandon pur et simple du programme Artémis, pour mettre tous les moyens sur le développement d’un Starship martien. Après tout, Trump avait bien « gobé » à l’époque l’idée que l’eau de Javel pouvait servir à se protéger du Covid (!), alors pourquoi pas un débarquement sur Mars en 2029! On me rétorquera que ce sera trop tard pour Trump dont le mandat est censé se terminer définitivement en janvier 2029. C’est oublier que ce dernier a déjà à au moins deux reprises laissé entendre qu’il pourrait rester en fonction au-delà de cette date, même si la Constitution ne le permet pas, mais on sait tout le cas que Trump fait des règles institutionnelles! Je l’ai déjà dit ici, mais cela renforce mes craintes que Musk, sous la pression de l’agenda politique (déjà 1u’il n’avait pas besoin de cela pour être « pressé »), précipite l’envoi d’un Starship habité vers Mars et que la mission tourne à la catastrophe, avec perte de son équipage. Le retentissement d’un tel échec condamnerait toute nouvelle tentative pour des décennies, si ce n’est plus; attention, danger!!
oui bon j apprecie parfaitement les commentaires de Pierre Andre Haldi qui sont tout a fait eloquents mais en fait ce qui compte pour moi est que le premier voyage se precise : c est vraiment ce que j attends avec impatience et interet. Je desire voir si le vaisseau fonctionne comme prevu pendant toute la duree de la mission et sans equipage:ainsi ou pourra envisager ensuite une mission avec equipage.Dans le cas contraire (incident seul ou problemes multiples) nous serions plutot ennuyes…parce que cela provoquerait des retards .
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et les retards cumules avec les fenetres de lancement…cela peut etre tres ennuyeux.
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Mais en realite j attends surtout la presentation de Starship version 2.0 (la tres grande fusee) parce que celle actuelle me parait trop petite…comme deja remarque dans les semaines passees.
Moi j’attends surtout le test du remplissage des réservoirs en microgravité. A partir de là, on pourra faire un test d’injection interplanétaire et sans doute un test d’atterrissage sur Mars. Après, on verra.
OUI bien sur ! remplissage et atterrissage sont des points tres delicats en particulier l atterrissage de ce grand cylindre et ses « petits pieds »sur un sol plus ou moins plat et dur… on verra! je pense que tout cela a ete murement reflechi.
autre sujet: la petite fusee europeene VEGA C a bien fonctionne.
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Malheureusement je ne sais pas si en France on va pouvoir continuer ces programmes comptes tenus de notre situation de banqueroute nationale !
Pour VEGA C, ne vous inquiétez pas. La société italienne AVIO qui a conçu et qui construit ces lanceurs* peut depuis cet été, le faire directement, sans passer par l’ESA qui est largement sous le contrôle français (même si les lancements se feront toujours à partir de la Guyane française).
*avec une participation belge, française, hollandaise, espagnole, suisse et ukrainienne.
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Le problème de VEGA C c’est que cette fusée n’est toujours pas réutilisable. Cela est moins important pour les petits lanceurs que pour les gros mais cette fusée, restera de ce fait non compétitive par rapport aux lanceurs Falcon 9 de SpaceX (même si Falcon 9 lance des charges plus lourdes).
Il faut espérer des lancements institutionnels européens et le fait que SpaceX sera plus intéressée par les lancements plus importants donc plus rémunérateurs et laissera les lancements les plus petits à d’autres (mais alors nous avons aussi la concurrence des indiens…).
Vous avez raison, faire le plein d’ergols cryogénies en apesanteur (ou presque) est LE test décisif à réussir maintenant le plus rapidement possible. Tout le reste en dépend, et ce n’est pas gagné d’avance (opération très délicate, jamais tentée jusqu’ici). Mais une fois cette étape franchie, il restera encore pas mal de problèmes à résoudre avant de pouvoir lancer un Starship vers Mars. J’attends toujours entre autres une information crédible sur la manière dont l’énergie nécessaire sera produite à bord du Starship pendant le transfert Terre-Mars (et retour),soit pendant une durée de l’ordre de 6 mois! Même si le problème est a priori plus facile à résoudre pour un engin automatique, qui demande nettement moins d’énergie.
Bonjour Niogret. Les spécifications des versions 2 et 3 ont déjà été annoncées par Elon Musk:
https://www.reddit.com/r/SpaceXLounge/comments/1bxi2bk/current_starship_2_and_starship_3s_proposed_specs/
Il s’agit en fait essentiellement d’allonger le vaisseau et son « booster », mais le diamètre reste le même, 9 mètres et non 18!
ah etonnant:cela ne carrespond pas a mes lectures!
si je confirme:18m par 236 m !
Et je confirme que le diamètre reste le même (pour V.2 et V.3), soit 9 mètres selon toutes les sources SERIEUSES (incluant la firme SpaceX elle-même, pas celles présentant des images de science-fiction!) que j’ai pu consulter! Pourriez-vous svp citer les vôtres?
D’ailleurs, un doublement du diamètre obligerait à revoir complètement le bâtiment de montage, la tour de lancement, le système de récupération, etc. Complètement irréaliste et déraisonnable.
D’une manière générale, ne serait-ce que pour limiter les risques au lancement, 9 à 10 mètres de diamètres me paraissent être le maximum rationnellement envisageable pour un lanceur. Si l’on veut des vaisseaux de plus grandes dimensions pour des transferts interplanétaires, la solution est de les assembler en OTB à partir de modules pouvant être lancés par des lanceurs de la taille susmentionnée.
Bonjour Pierre André là je suis dans le doute je ne retrouve pas mon article ? Je suis d accord pour l allongement du starship et pour le booster mais ce n est pas ce que je recherche…
Une nouvelle spatiale qui touche la Suisse.
Le siège de Star Lab Space va s’installer à Dübendorf :
https://www.letemps.ch/sciences/espace/la-coentreprise-spatiale-internationale-starlab-space-veut-s-installer-a-dubendorf
Bravo pour la Suisse!
Bonjour Pierre Brisson
au juste quelle sera le tonnage de carburant(methane liquefie) utlise avec le starship actuel pour son voyage vers MARS depart de l orbite terrestre jusqu a l atterrissage compris sur Mars ?
et aussi quel tonnage de methane liquefie est embarque par starship etage 2 plein fait?
Le moteur Raptor a un rapport de mélange de 3,6, donc 3,6g d’oxygène pour 1g de méthane.
Bonjour Niogret.
La capacité des réservoirs d’ergols du Starship-vaisseau est de 1200 tonnes. Je pense que, au moins pour la première mission, on embarquera le tout. Même s’il y a une marge (que je ne connais pas) on en aura besoin pour les corrections de trajectoires (plus ou moins importantes) et pour l’atterrissage (on pourra hésiter quelques minutes avant de se poser).
donc en principe la decomposition de la consommation de carburant sera :
1) acceleration depuis l orbite terrestre pour se placer sur la trajectoire de MARS: quelle tonnage ?
2)freinage a l arrivee vers MARS : quel tonnage?
3) atterrissage sur Mars: quel tonnage?
et corrections de trajectoire: quel tonnage?
ce n est pas clair dans mon esprit !
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D autant que pour les ergols il vaut mieux en avoir « plus » que pas « assez » !
Je ne peux pas vous répondre à ces questions précises. C’est SpaceX qui a fait ses calculs et à ma connaissance, ils ne les ont pas communiqués.
Mais, classiquement, c’est l’injection sur la trajectoire interplanétaire qui consomme le plus; puis vient le freinage juste avant l’atterrissage, puis le freinage pour capture par la planète Mars, puis les corrections d’attitude. A côté, on a bien sûr une marge de sécurité.
D autre part j ai etudie le « conditionnement » de l ISS : recyclage de l air recyclage de l eau protection contre les micrometeorite (sophistique d ailleurs avec un blindage multicouche dont j oublie le nom et aussi traitement des dechets etc etc c est tres complexe…il va falloir faire tenir tout cela dans le starship…sans parler de ce dont nous avons deja cause radiations energie gravite …et sans parler aussi des dispositifs medicaux et autres …la presantation du Starship Mars va etre tres interressante.
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Toutefois la reaction de Sabatier semble deja utilisee sur l ISS. Il y a aussi le probleme du conditionnement de la temperature a l interieur.
Parce que l ISS fait 110m de longueur par 74 m de largeur et 30 metres de hauteur a rapprocher du Starship 50 metres de longueur par 9 metres de diametre :comme l on dit « ca va etre chaud » et meme « tres chaud »!!!
« la reaction de Sabatier semble deja utilisee sur l ISS »??!
L’intérêt de cette réaction est d’utiliser les ressources disponibles IN-SITU (gaz carbonique, eau sur Mars), alors les reesources « in-situ » dans l’ISS … ! 🙂
si me semble t il pour produire de l eau au debut
La réaction de Sabatier est destinée à produire du méthane. Je crois que vous confondez, comme l’a relevé M. de Reyff, avec les piles à combustible, qui produisent de l’énergie électrique (à partir de l’oxydation de dihydrogène) et de l’eau comme « sous-produit » (générateurs déjà utilisés dans le programme Apollo).
Faites attention de ne pas souvent propager sur ce site de fausses, ou au moins très approximatives, informations. Vérifiez et confrontez svp vos sources avant de rédiger des commentaires.
alors donc desormais plus d infos
Je (re)précise pour être clair: même si la réaction de Sabatier produit aussi de l’eau (CO2+ 4H2 -> CH4 +2 H2O), ce n’est guère intéressant dans l’ISS qui ne dispose évidemment pas « naturellement » des réactifs in situ et n’a pas, autant que je sache, d’usage du méthane. La plus grande partie de l’eau utilisée sur la station est tout simplement recyclée; une petite partie provient des piles à combustible. en tant que sous-produit de la production d’énergie. Cette eau produite par les piles à combustible est pure et peut être utilisée pour les astronautes à bord, après purification si nécessaire.
La réaction de Sabatier serait très intéressante sur Mars puisqu’on y trouve in situ aussi bien du CO2 (atmosphère) que de l’hydrogène (à partir de la décomposition de l’eau), donc pas besoin d’amener ces éléments depuis la Terre, et qu’il faut du méthane pour alimenter les moteurs des engins spatiaux au retour (et des véhicules amenés à circuler sur la planète rouge). Je ne vois pas bien par contre à quoi cette réaction servirait sur l’ISS.
Je ne crois pas que la réaction de Sabatier, qui sert à préparer du méthane, CH4, à partir du gaz carbonique, CO2, et du dihydrogène, H2, soit mise en oeuvre sur l’ISS.
Par contre, il y a une pile à combustible, pour faire un appoint d’électricité complémentaire au PV, à partir de dihydrogène.
Sur Mars, le CO2 est le gaz majoritaire de l’atmosphère et le H2 sera produit par électrolyse de l’eau.
jusqu en 2010 l iss etait appro. en eau par navette spatiale et autres vaisseaux containers. et le complement provenait pour partie de sabatier. apres 2010 le syst.de recyclage de l eau a change.le methane produit devait etre je pense rejete a l exterieur.
BIEN ENTENDU A VERIFIER pour eviter que je ma fasse tailler un short!
Je crois que chacun a un peu raison. En effet, sur ce diagramme :
https://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/4/4d/SpaceStationCycle.svg
on voit que la réaction de Sabatier est, ou plutôt a pu être, utilisée sur l’ISS.
L’électrolyse de l’eau (H2O) est utilisée pour principalement produire du dioxygène (O2) et régénérer l’atmosphère pour la respiration des astronautes, le sous-produit ici étant le dihydrogène (H2).
Comme le produit de la respiration est le gaz carbonique (CO2), il est logique d’essayer de récupérer les deux sous-produits pour refaire de l’eau (H2O) toujours utilisable dans ISS et du méthane (CH4), ici comme sous-produit, en l’occurrence inutilisable dans l’ISS. On remarquera que tant le H2, que le CO2 et le CH4 sont aussi simplement évacués, « passés par dessus bord » (overboard venting) !
Bonjour comme vous le voyez les infos sont souvent difficiles à vérifier il y a des fn tous azimut
Merci Monsieur de Reyff pour ces précisions. C’est ainsi, en présentant des arguments et/ou des références, que la discussion devient possible et fructueuse. Avec des déclarations péremptoires x-fois assénées mais jamais justifiées (même lorsqu’on demande poliment sur quelle(s) référence(s) elles se basent), tout débat est impossible.
Et je répète qu’il est impératif quand on trouve des informations sur le net de les recouper et vérifier à bonnes sources (attention de vérifier leur indépendance et qu’il ne s’agit pas seulement de copies de l’une à l’autre), et cela d’autant plus si elle paraissants étonnantes ou par trop « sensationnelles ». C’était juste un conseil, que je m’applique à moi-même d’ailleurs, rien de désobligeant dans ce commentaire. Il y trop de fausses ou déformées informations qui circulent sur tous nos réseaux, qu’il faut absolument éviter de propager plus encore. C’est une question de « salubrité publique » de nos jours :-).
Pour prolonger le thème de la semaine, il se pourrait qu’une réflexion sur l’alimentation des humains soit intéressante. Que l’on utilise des serres ou qu’on ait recours à l’agriculture hydroponique il faudra des fertilisants. Le film « seul sur Mars » illustre cela. Se pourrait-il qu’il reste quelque part sur cette planète des limons datant du temps où l’eau circulait? Peut-on trouver certains engrais dans le sous-sol? Ce n’est pas en creusant à quelques centimètres de profondeur qu’on répond à ces questions. Si l’on amène des animaux pour éviter le végétarisme et pour le moral des voyageurs, il faudra aussi les nourrir. Donc beaucoup de voyages de préparation et, comme vous l’écrivez, le débarquement d’humains sur Mars risque de se faire bien plus tard que ce que nous promettait Elon Musk. Peut-il y avoir des hydrocarbures? On peut utiliser partout l’électricité pour la propulsion des véhicules mais si on veut une industrie chimique il faudrait trouver des solutions originales voire limitées
Bonjour Pierre Andre Haldi
Je suis vraiment tres tres desole de vous avoir indispose a ce point : ce n etait absolument pas le but recherche. Les declarations peremtoires visaient juste a rever un peu de l avenir , rien de plus.
Et la propulsion nucléaire? NERVA ! Les fusées propulsées ainsi ne permettraient elles pas d’étendre les fenêtre de lancement et de retour?
Je parle du réel. Pour le moment le seul mode de propulsion qui soit opérationnel c’est le mode propulsion chimique.
Par ailleurs, il faut bien avoir conscience que plus on s’éloigne de la fenêtre de lancements (qui de toutes façons existera toujours), plus la dépense d’énergie sera importante car plus l’une ou l’autre planète sera difficilement accessible, jusqu’à devenir inaccessible. N’oublions pas que Mars se déplace de 22 à 26,5 km/s et la Terre de 29,3 à 30,3 km/s. Si on rate le rendez-vous orbital vers Mars, on ne va pas pouvoir accélérer si elle est déjà passé à l’endroit qu’on atteint car la vitesse du vaisseau aura été freiné par la force de gravité du Soleil (et on ne déplacera pas plus vite qu’elle). Si on arrive trop vite en retournant sur Terre, il faudra freiner et cela implique aussi un surcroit d’énergie.
Dans le cas d’une propulsion nucléaire, on aura évidemment une fenêtre un peu élargie mais même la propulsion nucléaire suppose qu’on expulse « quelque chose » (force de réaction). Il y a une deuxième limite (outre la puissance de propulsion) c’est la réserve de gaz qu’on expulsera par la tuyère!