Ma station spatiale rotative préférée!
Je continue à développer mon étude sur une station spatiale rotative située au point de Lagrange L1 du système Terre-Lune. Après le worst case présenté la semaine dernière, je vous présenterai aujourd’hui la solution qui me semble non pas la meilleure à tous points de vue mais la plus réaliste et la plus vivable.
Les objectifs que j’ai choisis, sont les suivants : (1) obtenir au plancher du tore une gravité de 0,5g afin de ne pas trop nous éloigner de la gravité terrestre et pouvoir donc conserver nos fonctionnalités physiologiques. (2) Pour le gradient de gravité entre la tête et les pieds, rester le plus possible en-dessous de 3%. (3) Pour la force de Coriolis, rester le plus possible en-dessous de 20% pour limiter au maximum les troubles de la verticalité résultant de la vitesse de rotation. (4) Limiter la masse totale de la station donc ses dimensions, tout en s’assurant un confort de vie et une protection contre les radiations, les meilleurs possibles car il faudra apporter sur place tous les éléments nécessaires à l’assemblage. Et il ne faut pas non plus oublier le coût que la station va poser !
La proposition que je fais (avec l’aide de l’IA claude.ai pour les calculs) est la suivante : (1) nombre de tours par minutes du tore 2,73 tpm et (2) distance entre le tore et l’axe de rotation : 60 mètres. Ces deux paramètres ont tout une série de conséquences qui donnent une station acceptable. Les voici :
La gravité au sol du tore est bien de 0,5g.
Le gradient de gravité tête-pieds est nettement en dessous des limites inacceptables (10%).
La force de Coriolis à 17,5%, nettement inférieure au maximum de 20%, est gérable avec une adaptation de quelques jours.
Le passage dans la sphère centrale, entre la partie mobile (tore et tubes radiaux) et la partie fixe (axe central) par un sas aménagé dans le tube central de 150 cm) n’est pas gêné par la vitesse de rotation.
La circonférence du tore (377 m) n’est pas inutilement grande (703 m pour la station à rayon de 112 m) et les tubes radiaux inutilement longs (60 m au lieu de 112 m). Dans les modules Bigelow attachés au tore, on peut loger une trentaine de personnes ce qui est beaucoup plus gérable que 70 (actuellement 13 personnes maximum dans l’ISS).
La masse totale, y compris les protections thermiques et radiatives, est beaucoup plus raisonnable : 5.940 tonnes pour « ma » station au lieu de 10.808 t pour le worst case décrit la semaine dernière.
Bien sûr, on aurait pu descendre encore la taille de ma station tout en conservant une gravité de 0,5g dans le tore. Mais on aurait vite atteint des limites rendant la station difficile à vivre. Ainsi avec une distance tore-axe de 49 m et une rotation de 3 tpm, on aurait bien eu une gravité de 0,5g et une masse totale de la station de « seulement » 4911 tonnes mais le gradient de gravité tête-pieds aurait été de 3,67% et la force de Coriolis de 19,5%, toute proche (trop proche) des 20% où elle n’est plus tolérable.
Ma station avec une distance au tore de 60 m et une rotation de 2,73 tpm est donc un bon compromis. Revenons sur les détails pour mieux apprécier cette solution :
La masse de la structure serait de 1607 tonnes avec 2262 m2 de surface de panneaux solaires ce qui implique une puissance énergétique de 923 W/m2 (avec une conversion de 30% NB : pendant les éclipses on pourrait avoir besoin d’une puissance de 600 KW). On pourrait avoir une trentaine de modules Bigelow donc autant de résidents.
La masse de la protection anti-radiations serait de 4018 tonnes soit 2052 tonnes de polyéthylène HDPE, 1966 tonnes d’eau.
Il faudrait ajouter 154 tonnes pour les « systèmes » (protections thermiques, radiateurs, système de rotation, propulsion et amarrage, électronique et énergie, support vie et sécurité y compris 15 humanoïdes) ; 150 tonnes pour le storm shelter et 6,5 pour le MLI et le revêtement réfléchissant Z93. A noter que la masse de xénon utilisée comme ergols par les moteurs de corrections de trajectoire et d’adaptations d’attitude serait de 110 kg par an, presque moitié moins que pour la grande station de 112 mètres de rayon. Le xénon, gaz stable, peut être stocké par 50 kg dans des futs de 50 cm de diamètre et de 50 cm de haut.
La masse totale de 5940 tonnes pour ma station implique 60 vols de Starships (hypothèse chargements de 100 tonnes) ce qui est beaucoup mais nettement moins que les 109 vols nécessaires pour la grande station de 112 mètres de rayon.
Le coût et les revenus :
Et ‘tout ça’ pour la ‘modique’ somme de quelques 25 milliards de dollars (claude.ai me propose 15 milliards mais je préfère être prudent), alors que la station ISS a coûté 40 milliards de dollars. Pourquoi moins ?
(1) La capacité de lancement du Starship (en masse et volume) est très supérieure à celle du Shuttle utilisé pour l’ISS (100 tonnes au lieu de 16 tonnes à chaque voyage) ; les lanceurs et les vaisseaux Starships sont réutilisables (plus on lance moins c’est cher). Il en résultera des coûts de lancements radicalement différents (100 millions pour un vol de Starship, contre 1,50 milliards – valeur actualisée – pour un vol de Shuttle).
(2) La durée et l’étalement de la réalisation du projet devraient être beaucoup plus courts. Pour l’ISS, le développement s’est fait de 1984 à 1998, la construction de 1998 à 2011, alors que ma station qui utilise des technologies existantes (d’ailleurs largement développées par l’ISS), pourrait être développée sur 3 à 5 ans et réalisée sur 5 à 6 ans.
(3) On peut espérer que, compte tenu des rapports de force internationaux, le leadership pour cette nouvelle station soit plus américaine que multinationale (les non-américains intervenants comme fournisseurs en cas de besoin) ce qui simplifierait la direction et la gestion.
(4) Les revenus proviendront des utilisateurs. Ce seront soit des voyageurs (depuis ou vers l’espace profond) ou des expérimentateurs (expériences en gravité réduite ou études sur les protections contre les radiations). Ce seront aussi des touristes. Le tourisme n’est pas à négliger car il pourrait apporter des revenus importants, réduisant ainsi les coûts d’exploitation. Pensez qu’il s’agit d’admirer la lune et la Terre ensemble dans le ciel à des tailles inhabituelles. Celle de la Lune passant de 23 à 113 disques lunaires (vus de la Terre) et la Terre apparaissant beaucoup plus petite que depuis l’ISS (19 disques lunaires) mais d’une taille suffisante pour qu’on en voit plus de détails que depuis la Lune. Reste le problème des radiations, non négligeables comme nous l’avons vu la semaine dernière. Cependant les utilisateurs de la station resteront en deçà des limites ALARA et les séjours n’excéderont pas un mois ou deux, grand maximum. Par ailleurs leur protection pourra être améliorée par le port toute la journée d’un gilet protecteur astrorad conçus et produits par la société Stemrad. On peut d’ailleurs penser que ce gilet pourrait être complété par un chapeau ou plutôt un casque dans le même matériau. Aucun problème de poids puisque les personnes évolueront dans une gravité réduite de 0,5g.
Il n’y a plus qu’à « y aller »!
copyright Pierre Brisson
Illustration de titre : Ma station préférée telle qu’élaborée avec claude.ai. L’axe de rotation pointe toujours vers le Soleil, ce qui explique que les modules situés sous le chapeau protecteur soient peu visibles.
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16 réponses
Bonjour Pierre Brisson
l axe central de rotation ne tourne pas ?
fabrication en quelle matiere ? et les modules Bigelow se trouvent a quel endroit ?
La matière sera probablement de l’acier inoxydable, comme celle du Starship. Ils devraient être fabriqués sur Terre avec la courbure adéquate, numérotés, emboîtables les uns dans les autres, rivetés et bien sûr soudés sur place.
Comme indiqué dans mes articles, les modules Bigelow seront sous le tore-couloir, c’est à dire du côté opposé au Soleil (et donc protégé du Soleil par le tore-couloir et par l’anneau des panneaux solaires). Cela permettra aux planchers des habitats d’être au même niveau que le plancher du tore.
Une question de compréhension : le 17 janvier, vous parliez d’un besoin étonnamment faible de seulement 30 kg de gaz xénon par an pour alimenter les moteurs de corrections. Pourquoi maintenant ces 110 tonnes par an, nécessitant 2’200 fûts à 50 kg, soit un volume de 216 m^3 avec les dimensions données ?
J’ai regardé mes textes (Anglais et Français) du 17 janvier et je n’ai pas vu le chiffre de 2200 fûts. Peut-être était ce dans une première version que j’ai corrigée. Je vous prie de m’en excuser.
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Ce qui est certain c’est que les 30kg par an avait été donnés en fonction d’une masse qui s’est avérée fausse car elle ne prenait pas en compte la masse totale du propylène HDPE et de l’eau (la protection a dans un 2ème temps été étendue à l’ensemble des modules de la station).
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Comme l’importance des besoins en matériaux de protection anti-radiations avait été sous-estimée, la masse de la station était très sous-estimée. Pour une masse totale de 4911 tonnes (rayon station 49 mètres, vitesse de rotation 3tpm) il faudrait 91 tonnes; pour 5940 tonnes (rayon 60m vitesse 2,73 tpm), 110 t. Et pour 10808 t (rayon 112m, vitesse 2 tpm) il faudrait 200 tonnes. NB: On peut stocker environ 70 kg dans un fût cylindrique de 50 cm de diamètre sur 50 cm de hauteur (pression 150 bars). Et le xénon est un gaz stable qui ne fuit pas.
Merci bien, soit, 110 t pour 5’940 t, et 30 kg seraient pour … 1,62 t, mais cette « discrépence » reste énorme entre 30 kg et 110 t ! Votre claude.ai, comme je l’ai dit, ne semble pas avoir compris le problème posé. J’avais alors déjà mis en doute ces faibles 30 kg par an, car il faut corriger souvent, presque constamment, la trajectoire pour rester sur une orbite instable, sinon on dérive et s’éloigne inéluctablement de L1, tombant soit vers la Terre, soit vers la Lune. Pour les 2’200 fûts, je n’ai que fait le calcul avec vos données de 110 t et 50 kg par fût.
J’ajoute que, à un prix de 1’800 USD le kg,
https://alansfactoryoutlet.com/infographics/the-cheapest-and-most-expensive-elements-per-kg/
ces 110 t de xénon coûteraient près de 200 millions USD.
Il s’agit de kilogrammes et non de tonnes. Je suis vraiment désolé. C’est une grossière faute d’inattention! Merci de l’avoir signalée.
J’ai fait revérifier les chiffres par claude.ai. Voici la réponse que j’ai obtenue (pour une station d’une masse de 5940 tonnes, un axe pointant constamment vers le Soleil et un rayon de l’orbite de halo de 25.000 km):
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Analyse critique des estimations:
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1) Maintien sur l’orbite de halo (35-40 m/s/an)
Les orbites de halo sont instables et nécessitent des corrections régulières. Cette valeur est raisonnable pour une orbite de halo au point L1 Terre-Lune.
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2) Contrôle d’attitude pour pointer vers le Soleil (5-10 m/s/an).
Attention: Le contrôle d’attitude (rotation de la station sur elle-même) se fait principalement avec des roues de réaction (gyroscopes) qui ne consomment que de l’électricité. La propulsion (déplacement du centre de masse) nécessite du propergol.
Pour maintenir un axe pointé vers le Soleil depuis L1 Terre-Lune, on n’a besoin que d’une rotation par mois lunaire (~27,3 jours). Les roues de réaction peuvent gérer cela avec une consommation de Δv quasi-nulle (<0,1 m/s/an), sauf pour la désaturation périodique.
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3) Pression de radiation solaire (0,15 m/s/an)
Avec 4 421 m² et 5940 tonnes : correct et négligeable.
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4) Désaturation des roues (2-5 m/s/an)
Raisonnable pour une station de cette taille.
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5) Marge de sécurité (5 m/s/an)
Prudent et raisonnable.
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Estimation corrigée (Δv annuel):
Maintien orbite halo 35-40 m/s
Contrôle d'attitude ~0,1 m/s
Pression radiation 0,15 m/s
Désaturation roues 2-5 m/s
Marge sécurité 5 m/s
TOTAL ~42-50 m/s/an
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Consommation de Xénon
Avec Isp = 3000 s pour des propulseurs ioniques, Xénon annuel : 70-85 kg/an.
Question intéressante : durant combien de temps dans l’année, Δt, faut-il faire fonctionner le moteur de correction, à propulsion par effet Hall au xénon, pour utiliser ces 70 à 85 kg de xénon ?
Petit calcul :
Une I(sp) de 3’000 s correspond à une vitesse d’expulsion du gaz, v(e) = I(sp) g(o) = ~30’000 m/s = ~30 km/s, où g(o) est l’accélération standard de la pesanteur de 9,81 m/s^2.
Avec une quantité de xénon injectée avec un débit massique q = dm/dt = 5 mg/s = 5 10^-6 kg/s, la poussée est T = q v(e) = 0,150 kg m/s^2 = 0,150 N = 150 mN, donc extrêmement faible (soit l’équivalent du poids de 2,66 pièces de 20 c€, avec 5,74 g la pièce !).
Avec l’équation de conservation : m(xénon) = q Δt =T Δt / I(sp) g(o) = T Δt / v(e)
on a, pour une masse annuelle de xénon m(xenon) = 70 à 85 kg, un Δt compris entre 14 et 17 millions de secondes, soit entre 162 et 197 jours, soit entre 5,3 mois et 6,5 mois, soit quasiment la moitié du temps.
Oui, question intéressante et merci de votre calcul. Cela montre que même s’il y a une consommation plus élevée que prévue, la station pourra y faire face compte tenu du stock de 200 kg. NB: Il semble que parmi les orbites de Lissajous, l’orbite en halo soit la plus stable.
L’avantage de la situation en L1 Terre-Lune et aussi de pouvoir compléter facilement le stock si on voit qu’il diminue plus vite que prévu.
Je complète mon calcul pour déterminer le Δv maximal correspondant aux chiffres ci-dessus.
En sachant que la masse totale à mouvoir est de 5’940 t, soit 5,94 10^6 kg et que la poussée minuscule est de 150 mN = 0,150 N = 0,150 kg m/s^2, en divisant la poussée par cette masse totale à mouvoir, on obtient une « accélération » également minuscule de 2,525 10^-8 m/s^2.
Laissant agir cette accélération, disons, continûment durant une année, donc en multipliant par le nombre de secondes de l’année (3,15 10^7 s), on obtiendrait un Δv annuel de seulement 0,797 m/s. Avec les durées données ci-dessus de 14 à 17 millions de secondes, cela ferait 0,354 à 0,429 m/s.
C’est donc 100 fois moins que ce que vous indiquez, 42 à 50 m/s par an.
Où est l’erreur ?
Probablement dans la quantité de xénon injectée qui doit être 100 fois plus grande, non plus 5 mg/s, mais 500 mg/s = 0,5 g/s = 5 10^-4 kg/s, pour avoir une poussée 100 fois plus grande de 15 N et donc une accélération 100 fois plus grande de 2,525 10^-6 m/s^2. Mais, ainsi, la masse totale de xénon à utiliser doit aussi être 100 fois plus grande que celle indiquée par claude.ai. Il faudrait donc une utilisation de 7 à 8,5 t par an. !
Ou bien y a-t-il une autre erreur, soit dans les chiffres de base, soit dans les calculs ?
Comme complément à mon argumentation, je complète ces calculs en prenant l’équation de Tsiolkovski : Δv = v(e) Ln(M initiale / M finale) = 30’000 m/s Ln(5’940 / 5’932) = 40,4 m/s. CQFD
Bonjour monsieur Brisson.
Je reviens sur la question de monsieur Niogret : pourquoi la partie centrale devrait être fixe
et non en rotation, les vaisseaux avec équipage ou de ravitaillement peuvent facilement s’amarrer
en se mettant en rotation synchrone. De plus cela faciliterait la construction de la station et
éviterait les problèmes avec les joints spéciaux à concevoir dans le cas contraire.
Bonjour Gilles,
La rotation de l’axe central est une complication supplémentaire pour trois raisons: la communication, les rectifications d’attitude et le docking.
(1) La communication parce que la rotation relativement rapide (2,73 tpm) va gêner la focalisation des antennes vers la Terre, d’autant que l’attitude de la station changera continument pour suivre son orbite autour de L1 et pour que le tore reste exposé perpendiculairement au Soleil.
(2) les rectifications d’attitude parce qu’elles seront effectuées par trois réacteurs placés en angle inclinés vers le bas et espacés de 120° autour d’un module dédié situé dans la partie centrale (les réacteurs fonctionnant indépendamment ou à deux pour la correction d’attitude et les trois ensemble pour le changement d’altitude ou de position).
(3) le docking, parce que rejoindre une station qui évoluera selon une orbite en halo avec une orientation constante vers le Soleil, sera déjà suffisamment difficile pour ne pas y ajouter un ajustement par rotation synchrone.
Merci de ces précisions, les points 1 et 2 sont en effet les plus importants.