Les Terriens qui veulent développer les missions lourdes dans l’espace profond et vers Mars en particulier, déplorent l’importance de la masse d’ergols qu’il est nécessaire d’arracher à la gravité terrestre et de brûler en basse atmosphère pour décoller et parcourir les trente ou quarante premiers km (km parcourus grâce à ce qu’on appelle un premier-étage ou un « lanceur » que l’on abandonne une fois qu’il est vide). De leur côté les écologistes reprochent vigoureusement aux entreprises astronautiques la pollution que ces décollages et premiers km occasionnent par la combustion des gaz dans l’atmosphère. Il faut bien voir que l’essentiel de l’effort donc de la masse d’énergie est effectuée pour le Starship entre le décollage et quelques 70 km d’altitude quand le lanceur (premier étage) Superheavy a effectué son office* et qu’il retourne à terre après avoir libéré le vaisseau (second étage). Il a alors brulé 85% des 3400 tonnes d’ergols (à un rythme d’autant plus élevé que l’altitude est basse et la masse à soulever importante; on consomme beaucoup plus pendant les 30 premiers que les 30 suivants) qui peuvent entrer dans ses réservoirs. Et le vaisseau qu’il emporte a une masse de 300 tonnes dont 100 tonnes de masse sèche, 150 tonnes de charge utile et quelques 50 tonnes d’ergols de manœuvre. Pour aller « quelque part » (la Lune ou Mars), il faudra compléter cette masse de vaisseau « sec » par près de 1200 tonnes d’ergols, méthane et oxygène (capacité maximum des réservoirs).
*Les autres lanceurs de fusées suivent le même processus mais je mentionne le SuperHeavy du Starship puisque le Starship étant le système le plus massif c’est celui qui occasionne le plus de consommation donc de pollution.
La question est donc « par quoi serait-il possible de remplacer les ergols qui alimentent le lanceur ».
La propulsion générée par moteur nucléaire éjectant un gaz propulsif serait une solution alternative techniquement possible aujourd’hui mais elle est impossible à développer concrètement compte tenu de ses effets radiatifs sur l’environnement (et éventuellement sur les hommes transportés). Une autre solution, qui pointe à l’horizon technologique, serait la propulsion électrothermique, c’est-à-dire une propulsion réactive résultant de l’éjection d’un élément gazeux passé en phase plasma, c’est-à-dire un gaz très ou totalement ionisé à très haute pression dont la transition de phase a été franchie par compression et chauffage. Dans ce cas il n’est plus nécessaire d’embarquer deux gaz (un carburant et un comburant) mais un seul. Le choix est donc plus facile. On aurait tendance à choisir l’hydrogène puisque c’est le gaz le plus léger mais on en choisira peut-être un autre puisque les conditions de stockage de l’hydrogène sont difficiles (fuites et très grand froid). Sur Mars, on pourrait tout simplement utiliser le CO2 qui constitue 95% de l’atmosphère.
En phase plasma, outre le fait que la capacité d’expansion donc de propulsion du gaz est énorme si le volume qui le contient est invariable et si un orifice y est ménagé, les électrons sont dissociés des noyaux de leur atome et les électrons + atomes ionisés offrent une grande sensibilité aux champs électriques et magnétiques. Le plasma peut donc être contenu et accéléré par un champ magnétique puis éjecté comme un gaz dans un réacteur atmosphérique classique.
Il y a plusieurs moyens de chauffer un élément chimique pour le porter de sa phase gazeuse à sa phase plasma : la propulsion électrostatique ou électromagnétique (en utilisant des champs électriques ou magnétiques). C’est la solution choisie pour le moteur VASIMR* du Dr Chang-Diaz (fin des années 1970). Une deuxième voie est la propulsion électrothermique (comme son nom l’indique, par chauffage avec une ressource électrique). Dans le cadre de cette dernière on peut obtenir des flux de plasma de deux façons : par des « resistojets » ou des « arcjets ». Le premier utilise des résistances, le second des arcs électriques créés par des électrodes. C’est de cette dernière, la « propulsion électrothermique à arcs » dont je veux vous parler à l’occasion d’une info sur le travail d’une petite start-up du domaine aérospatiale (voir lien ci-dessous).
*Variable specific impulse magnetoplasma rocket.
Cette start-up, bordelaise, nommée Sylphaero, a été créée par deux jeunes ingénieurs Tom Bernat et Damien Engemann en 2021. Elle travaille à ce mode nouveau pour les avions, donc en atmosphère mais on peut aussi l’envisager pour l’espace. Elle est d’ailleurs soutenue par l’ESA qui l’a accueilli dans son Business Incubation Center (BIC) de Bordeaux pour en poursuivre l’étude (elle vient de terminer deux ans dans son « incubation center »). Pour les avions elle propose de chauffer l’atmosphère ambiante avec un arc électrique. Pour les fusées, il faudrait bien sûr emporter un gaz propulsif avec soi puisque la densité atmosphérique diminue avec l’altitude et que le flux, énorme pour effectuer la poussée d’un véhicule de plusieurs centaines de tonnes, doit pouvoir être contrôlé et alimenté dès le départ.
Dans l’espace, outre la réserve de gaz à expulser, il faut encore une source d’énergie pour créer l’arc électrique, logiquement une batterie d’accumulateurs. Pour partir dans l’espace avec les fusées à propulsion chimique, on commence par quitter la Terre entourée d’une atmosphère mais ces fusées utilisent dès le début avec le carburant, un comburant embarqué, le plus souvent de l’oxygène (il s’agit d’avoir le bon mix, la bonne pression et de pouvoir réguler les deux). Avec la propulsion électrothermique à arc, on procédera de même sauf qu’on n’utilisera qu’un seul gaz. Les problèmes majeurs que poseront alors ce mode de propulsion seront (1) en ce qui concerne la batterie, le niveau de tension, la capacité de stockage (sa « densité énergétique »), le taux de décharge, la masse, la capacité à être réutilisée, et (2) en ce qui concerne le moteur en général et la tuyère lors du passage en phase plasma et jusqu’à éjection, les matériaux utilisés pour contenir le plasma (il peut monter facilement à 20.000°C).
On se retrouve un peu dans la situation du moteur VASIMR, la différence essentielle étant le mode utilisé et la source d’énergie nécessaire, pour atteindre la formation du plasma. Dans VASIMR, ce qui chauffe le gaz c’est une antenne hélicon par émission de radiofréquences dans un champ magnétique axial. L’autre différence est l’utilisation ensuite d’une antenne ICRH (Ion Cyclotron Resonant Heating) qui ionise totalement le plasma en le portant à une très haute température (10 megakelvins) et engendre un champ électrique induit qui accélère encore les ions. La difficulté de la mise en application du processus VASIMR est qu’il nécessite énormément d’énergie (donc un réacteur à fission nucléaire embarqué relativement puissant) non seulement pour contenir le plasma par des aimants supraconducteurs dans la chambre de combustion sans contact avec les parois, mais auparavant aussi pour chauffer le gaz jusqu’à son changement de phase puis ensuite pour les accélérer. La masse des aimants et des radiateurs pour ventiler la chaleur est très pénalisante. On a évalué qu’au total la masse à placer en orbite terrestre pour injection interplanétaire (« IMLEO ») serait plus importante que dans le cas d’une propulsion chimique.
Pour le propulseur électrothermique, la question qui se pose est donc celle de la masse des batteries et/ou de leur densité énergétique.
Ce sujet a rappelé à mon ami Patrick Sibon ce dont notre ami commun, Alain Souchier, avait discuté avec lui en 2017 (année de son décès). Alain a été le deuxième président de l’Association Planète Mars (membre français de la famille des Mars Societies). Il était diplômé de l’Ecole Centrale de Paris et était spécialisé en propulsion. En 30 ans de carrière à la Société Européenne de Propulsion (SEP) puis à la SNECMA (Safran Aircraft Engines), il fut ingénieur d’études, chef de programme, chef du département « Essais », responsable technique de la propulsion d’Ariane-4 puis responsable général de la direction « études et développement ». Cela lui donne une crédibilité difficilement contestable.
Le concept dont Alain discutait avec Patrick était le remplacement des boosters d’Ariane 5 par un étage à arcjets à batteries. Je reprends ici ses arguments que m’a transmis Patrick. Cela donne une idée des capacités d’un tel mode de propulsion :
Le rôle des boosters (d’une Ariane 5) est de donner une vitesse de 2200m/s (7920 km/h) à un Etage Principal Cryogénique (« EPC ») ou « étage central » déchargé des 36,5 tonnes que le moteur Vulcain aura consommées depuis le départ (pour atteindre cette vitesse). Avec les ergols non encore utilisés, les 25 t d’étage supérieur et les 10 t de charge utile, les 159 t restantes de la fusée Ariane 5 seraient donc portées à une vitesse suffisante pour continuer seules (sans booster/lanceur) jusqu’à l’orbite.
On peut donc étudier le cas où les boosters (lanceur) de l’Ariane 5 seraient remplacés par un premier étage à arcjets hydrogène dont la puissance proviendrait de batteries hyper-avancées. Pour une densité énergétique de ces batteries à 5000 Wh/kg, un calcul précédent avait donné 122 t de batteries. Notons que compte tenu de l’altitude à laquelle les boosters terminaient leur fonctionnement, on ne pouvait pas utiliser de batteries métal-air-eau à 5000 Wh/kg mais « seulement » des lithium-soufre à 2600 Wh/kg d’où plutôt une masse de batteries de 235 t. Effectuons tout de même (d’abord) les calculs avec la valeur de 122 t. Le premier étage à arcjets devrait impulser une vitesse de 2200m/s à une masse de 159 + 122 + 30t (on admettra 30 t de masse sèche) soit 311 t. NB : la masse d’une fusée Ariane 5 ECA était (avec les ergols) de 780 tonnes avec une charge utile de 10 tonnes.
Supposons les arcjets à 800 secondes d’ISP, la masse d’hydrogène consommée pour fournir cette vitesse serait de 100 t. Le volume serait de 1430 m3. On aurait ainsi un premier étage de masse 252 t qui serait inférieure à la masse d’un seul booster. Même avec les 235 tonnes des batteries lithium-soufre on resterait avec une masse totale « intéressante » (159+235+30+100=524).
Quand les batteries hyper-performantes seront opérationnelles et que les arcjets à plus de 10 GW seront opérationnels, pourquoi ne pas utiliser ce mode de propulsion ? Mais c’est bien sûr l’ensemble du lanceur qu’il faudra revoir à la lumière de ces nouvelles technologies….
On voit donc que ce qu’Alain Souchier envisageait en 2017 reste peut-être de la prospective à long terme mais elle ne manquera pas d’être utilisée lorsqu’on aura pu realiser les batteries « hyper performantes » sus-mentionnée. En effet l’avantage de masse peut-être tel qu’on ne va pas refuser de tenter de la mettre en œuvre dès que possible. Le deuxième avantage serait qu’il ne serait plus nécessaire de faire le plein en orbite d’ergols consommables par combustion, avec « 5 ou 6 » starship-tankers.
On peut imaginer que des vaisseaux iront sur Mars en fonctionnant avec ces moteurs après avoir été mis en orbite par des lanceurs qui les utiliseront aussi. L’hydrogène n’est peut-être pas le meilleur gaz propulsif à emporter avec soi compte tenu des difficultés de conservation sur le long terme (plusieurs mois de voyage). Mais l’on pourrait sans doute aussi propulser du méthane ou son composant l’oxygène (que l’on pourrait comme l’hydrogène se procurer sur Mars avec les ressources locales d’eau et de gaz carbonique atmosphérique).
Un problème cependant, il sera peut-être difficile dans un premier temps de produire sur Mars les batteries hyper-performantes (et on ne connait aujourd’hui ni leur durée de vie ni leur aptitude à la réutilisation). Dans ce cas, on pourrait toujours prévoir un système hybride avec un lanceur fonctionnant avec propulseurs électrothermiques à arc et un vaisseau fonctionnant « à l’ancienne » avec une propulsion chimique par combustion de méthane dans l’oxygène (mais qui ne brûlerait plus dans l’atmosphère). Resterait donc le problème d’effectuer le plein en ergols du vaisseau en orbite terrestre. Mais compte tenu de la puissance du lanceur propulsé par arcjets, on pourrait peut-être monter le vaisseau avec les réservoirs déjà chargés d’une masse d’ergols non négligeable, correspondant peut-être au tiers des 1000 tonnes nécessaires au voyage.
Tout ceci pour dire qu’on peut espérer qu’il existe un jour des alternatives aux Starships toujours plus gros, pour partir dans l’espace jusqu’à Mars sans polluer la Terre (sans compter que des batteries embarquées pourraient aussi peut-être nous fournir l’énergie nécessaire pour le fonctionnement du vaisseau dans l’espace et le maintien du support-vie à bord) !
Illustration de titre :
Schéma d’un propulseur électrothermique. C’est l’hypothèse VASIMR qui est ici présentée (domaine public). Dans le cas d’un propulseur électrothermique à arcs, il faut « remplacer » l’antenne helicon par un arc électrique. Sur la gauche, l’antenne ICRM est « optionnelle ». Elle permet d’accélérer le plasma mais nécessite évidemment encore de l’énergie. Elle fait partie du dispositif VASIMR.
NB: le texte a été modifié après que j’ai appris (de Roland Loos, CEO de Solarstratos) que les batteries de la densité énergétique envisagée étaient loin d’être une réalité (il a étudié le sujet tout récemment). J’en suis désolé! La perspective n’en est pas moins intéressante et la recherche sur les batteries de forte densité électrique mérite d’être encouragée.
#PropulsionElectrothermique #Arcjet #Sylphaero #VASIMR
https://www.nfp-energie.ch/fr/projects/1019/
https://www.revolution-energetique.com/voici-le-premier-reacteur-davion-100-electrique-video/
https://fr.wikipedia.org/wiki/Propulsion_%C3%A9lectrique_(spatial)
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17 réponses
Bonjour Pierre Brisson
Ce principe de propulsion est tres interressant mais la consommation d electricite risque d etre tres forte ?
Bonjour Niogret.
Certes il faudra « beaucoup » d’électricité mais je fais confiance à mon ami Alain Souchier sur l’évaluation de la batterie nécessaire pour mettre à disposition la puissance nécessaire : 235 tonnes de lithium/soufre pour l’équivalent d’une Ariane 5.
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Comme on n’a pas besoin de carburant et que la batterie est chargée avant le décollage (par définition), il n’y a pas à ajouter de masse (sauf si on veut un accélérateur de plasma et peut-être aussi pour contenir le jet de plasma par des aimants).
Effectivement et votre question me donne l’occasion de rectifier ce que j’ai écrit sur la probabilité qu’un tel mode de propulsion puisse être utilisée prochainement.
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Roland Loos, CEO de Solarstratos, me dit (dans un courrier séparé personnel) qu’on est aujourd’hui encore très loin de pouvoir espèrer disposer de batteries d’une densité énergétique de 2600 Wh/kg. En réalité on en n’est qu’à 250 Wh/kg! Je suis déçu mais ne peux pas passer outre la réalité !
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Attendons donc les progrès dans ce domaine et gardons à l’esprit cette possibilité théorique. Une recherche sur ces batteries ultra-dense qui aboutirait, aurait des applications extraordinaires dont ce type de propulsion.
peut etre peut on developper des piles thermiques pour remplacer les accus :elles peuvent devel.une grande puissance sur un temps court et » ne s usent que si l on s en sert ( ! )… beaucoup utilisees dans les missiles comme le Milan dont j ai tire plusieurs exemplaires dans le passe, mais dans notre cas l energie electrique serait utilisee pour travailler le flux de plasma du moteur mais pendant un temps assez bref ? Pour ce qui est du volume et du poids … aucune idee ..
apparemment 1000w/kg et 1200w/dm3
Ne pas confondre les densité massique d’énergie (en Wh/kg ou en kWh/kg) et densité massique de puissance (en W/kg ou en kW/kg) !
Par exemple, la Powerwall 3 de Tesla mentionnée a une densité massique d’énergie de 104 Wh/kg, ou de 0,104 kWh/kg, pour une capacité de charge énergétique de 13,5 kWh pour une masse totale de 130 kg.
Par contre, elle peut supporter une puissance de charge maximale de 5 kW et une puissance de décharge de 11,5 kW.
Ces deux chiffres donnent des puissances spécifiques de 38 et de 88 W/kg, ou de 0,038 et 0,088 kW/kg.
mais de toutes facons un tel moteur ne pourrait servir qu une seule foi jusqu a epuisement de la batterie.
« (2) en ce qui concerne le moteur en général et la tuyère lors du passage en phase plasma et jusqu’à éjection, les matériaux utilisés pour contenir le plasma (il peut monter facilement à 20.000°C) » Je comprends bien la différence avec VASIMR au niveau de la CREATION du plasma (par arc électrique généré par de batteries dans le cas de la propulsion électrothermique), mais une fois ce plasma créé je ne vois pas en quoi ce mode de propulsion ce distinguerait fondamentalement du premier pour ce qui est de l’accélération des ions générés et la nécessité de les maintenir à l’écart des parois de la « tuyère » en raison de leur très haute température (« Le plasma peut donc être contenu et accéléré par un champ magnétique puis éjecté comme un gaz dans un réacteur atmosphérique classique »), Tout cela va demander beaucoup d’énergie et augmenter la masse du système, non? IL faudrait aussi que je vérifie les calculs de masse des batteries nécessaires, qui a priori me paraissent très optimistes (et, de toute façon, je répète que cela ne concernerait que la création du plasma, il faut ensuite accélérer les ions et les éjecter, sans contact avec les parois), voir: https://www.revolution-energetique.com/cette-batterie-a-ultra-haute-densite-energetique-est-elle-vraiment-revolutionnaire/; alors qu’en moyenne une batterie lithium-ion atteint environ 250 à 300 Wh/kg, les batteries lithium-soufre atteignent facilement des valeurs de l’ordre de 550 à 600 Wh/kg: https://insideevs.fr/news/706767/batteries-lithium-soufre-definition-autonomie/.
Merci Pierre-André,
Il est vrai que la différence essentielle entre VASIMR et la propulsion électrothermique à arc (PEA) est le mode de création du plasma.
Pour la suite (une fois le plasma obtenu), les deux systèmes sont dans les mêmes conditions. Mais je constate que VASIMR ajoute une augmentation de chaleur par antenne ICRH qui ne semble pas prévue dans le modèle PEA. Merci de votre contribution si vous pensez que cette seconde accélération du flux de gaz (devenu plasma) est indispensable.
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Par ailleurs, un arc électrique nourri par une batterie semble moins massif que le dispositif nécessaire pour créer un plasma avec un réacteur helicon. Là encore votre contribution serait la bienvenue si vous n’êtes pas d’accord.
Bonjour,
Merci Pierre de faire revivre un peu la pensée d’Alain Souchier dans cet article.🙏
L’intérêt de développer la propulsion thermoelectrique, que ce soit par arcjets, resistojets, micro ondes etc, c’est que la recherche sur les performances des batteries emploie un nombre impressionnant de personnes, de moyens et de financements, peut être bien plus que pour la recherche sur les générateurs nucléaires et même que pour le solaire ou l’éolien.
De plus les recherches pour améliorer constamment les batteries concernent aussi leur allègement donc leur rendement d’énergie stockée par unité de masse.
Or ce n’est pas le souci principal des recherches pour d’autres types de générateurs ou de stockage d’énergie qui sont principalement prévus pour être fixés au sol ou flottants ou dans des navires, la masse ne leur est pas le problème prioritaire.
Logiquement donc les avancées sur les propulsions électriques en général et plus particulièrement spatiales, thermoelectriques, et ioniques, vont trouver de plus en plus des batteries qui répondront à leurs besoins particuliers en énergie et masse.
Il n’est pas spécialement obligatoire de réussir les deux recherches, celui du propulseur et des batteries performantes. Elles peuvent être séparées, créer des propulseurs fiables et puissants serait l’étape première, les batteries, ayant déjà leurs équipes de recherches existantes, peuvent venir ensuite (ou tout autre générateur ou stockage adapté aux besoins en propulsion spatiale)
Avec un peu de chance il y aura également la création de quelques générateurs nucléaires ou solaires voire thermiques avec le rapport énergie produite/masse adéquat pour ces types de propulsions spatiales électriques.
Mais vu le nombre d’équipes de recherches sur les stockages par batteries et les besoins pour divers véhicules et en informatique, le stockage par batterie est le plus probable pour les alimenter ( en attendant les autres générateurs ou stockages 🙂
Donc bonne chance à tous ceux qui se lanceront dans les propulsions spatiales électriques, l’avenir est à vous.
Concernant les batteries chimiques et leur densité énergétique (densité massique d’énergie), il faut bien distinguer dans les chiffres donnés (ce qui n’est pas toujours clairement dit) si l’on a affaire à des kg de batterie ou à des kg de métal actif. Les 0,2 kWh/kg des batteries lithium-ion, ou les 0,5 kWh/kg (demain, jusqu’à 0,9) des batteries lithium soufre (Li – S), ou les 2,5 kWh/kg des batteries les plus performantes lithium-air (Li – O2) sont donnés par kg de lithium métallique. Notons que la valeur-limite théorique de ces dernières serait de quasiment 11 kWh/kg Li, si l’on réussissait à convertir toute l’énergie chimique de ce métal, le plus léger de tous, en énergie électrique ; mais, pratiquement, pour une raisons thermodynamique, on ne pourra guère dépasser les 4 kWh/kg Li. Ce serait là la batterie chimique avec la plus haute densité énergétique possible par kg de métal actif.
Par contre, ce qui est important pour les véhicules spatiaux, comme pour les véhicules électriques terrestres (VEL), c’est, bien sûr, la densité énergétique par kg de batterie elle-même, qui est bien plus faible, étant donné toutes les masses, autres que celle du lithium, des autres composants mis en jeu pour les électrodes, l’électrolyte, l’électronique et le contenant indispensables. Ainsi, pour une batterie statique domestique, où la masse ne joue pas un grand rôle, on a, par exemple, la Powerwall 3 de Tesla qui peut stocker 13,5 kWh pour une masse totale de 130 kg ; ce qui lui donne une densité énergétique de 0,104 kWh/kg de batterie. Il faudrait donc près de 25 tonnes de batterie pour stocker les quelque 2,5 MWh de la consommation semestrielle hivernale d’un ménage (sans pompe à chaleur) ! Il est clair que, pour des applications mobiles rationnelles, il faut viser des valeurs de densité énergétique au moins dix fois plus grande. Il serait vraiment peu efficace qu’un VEL, pour une autonomie de 500 km et consommant, disons, 20 kWh/100 km, doive « traîner » avec lui une batterie de près d’une tonne pour disposer des 100 kWh nécessaires.
Merci Monsieur de Reyff. Je viens de vérifier les chiffres concernant la Tesla Y. Cela correspond aux chiffres que vous donnez: Densité énergétique de la batterie : entre 244 et 296 Wh/kg; Poids : 771 Kg, consommation 21,5 KWh/100 km; Autonomie : 600 km.
Je me demande ce que la société Sylphaero utilise comme batterie pour son projet d’avion. Je les ai contacté mais n’ai pas eu de réponse.
Pour être précis (sinon exact !) : 600 km x 21,5 kWh/100 km = 129 kWh de capacité et donc : 129 kWh / 771 kg = 0,167 kWh/kg.
La start-up suisse H55, fondée par André Borschberg, dont a parlé Le Temps le 16 avril
https://www.letemps.ch/economie/le-systeme-de-propulsion-electrique-de-la-start-up-suisse-h55-s-envole
a présenté son Bristell 23 Energic dont il n’est même pas dit que la batterie (de type non plus précisé) aurait une densité énergétique de 0,25 kWh/kg. Ce chiffre est toujours à mettre en regard avec la densité énergétique du carburant d’aviation qui est de 12,5 kWh/kg, soit 50 fois plus grande :
https://en.wikipedia.org/wiki/Electric_aircraft#Batteries
Il faut donc attendre que les batteries chimiques puissent avoir une densité énergétique 10 à 20 fois plus grande pour avoir une percée décisive dans l’aviation.
Bonjour
juste tres rapidement et completement hors sujet :apparement on aurait detecte dans l iss des bacteries mutantes genre enterobacter , sujet a prendre peut etre en compte pour les voyages au long cours en vase clos: la on rejoint la sante spatiale.
Merci Niogret,
Bien sûr, le dérèglement de l’environnement microbien est un des grands dangers des voyages longs dans un environnement clos.
Les voyageurs ne peuvent s’échapper. Il n’y a aucun effet tampon possible comme sur Terre (une grandes surface ou plutôt un grand volume) et le micobiome général est à contrôler en permanence. Ou plutôt comme le dit un grand spécialiste du sujet, le Professeur Benporad, il est à piloter comme on pilote une voiture de course.
Bonjour Pierre Brisson
moi j obtiens « sous reserve d erreurs de calcul » un ensemble piles thermiques d un volume de environ 80m*80m*80m d un poids de 600 tonnes et une duree de fonctionnement du moteur plasma de l ordre de 4 minutes….pour le premier etage de starship c est a dire superheavy…c est quand meme meilleur que les 3400 tonnes d ergols MAIS 4minutes c est faiblard et de plus lrosque la pile est videe (4 minutes au mieux) on est boque :il faudrait qu une deuxieme pile thermique se mette automatiquement en route…Toutefois une fois le superheavy pose on peut changer les piles : facile il suffit d aller en acheter une au magasin du coin ! Sous toutes reserve :complique a calculer.
non ca colle pas faut que je revois ca! les volumes sont faux et de plus je me suis base sur 1 seul moteur Raptor et il y en a 32 !