Strange Paths
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Message Gilgamesh Moderator le 15 Décembre 2007 15:41

Un topic pour recenser les différents concepts de propulsion dans l'espace.

Mise à jour : 20 juin 2010

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)

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Propulsion atmosphérique




  • 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).

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    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.

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    missile de croisère SLAM - Lien


Propulsion chimique



  • 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-3
    Isp : 273 s
    Energie spécifique : 3,0 MJ/kg

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    Schéma de principe.


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    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.

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    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-3
    Masse volumique MON : 1370 kg.m-3

    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-3. 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-3

    -N2O4/Aerozine-50
    Masse volumique: 903 kg.m-3. 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-3. Isp (sol): 292s. Isp (vac): 340s.

    Le Monométhylhydrazine (MMH) est un composé chimique de formule H2N-NHCH
    Masse volumique : 880 kg.m-3

    -N2O4/UDMH
    Optimum Oxidizer to Fuel Ratio: 2.61. Temperature de combustion: 3 415 K. Masse volumique: 1 180 kg.m-3. 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-3


    b) ergols cryogéniques (stockage à basse température)

    LOX/LH2 (oxygène-hydrogène), combinaison la plus performante en usage.
    Isp : 430 s (ve : 4200 m/s)
    masse volumique : 280 kg.m-3
    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-3

    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.

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    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)


Propulsion nucléothermique




  • Propulsion nucléaire thermique à coeur solide
    NERVA : Nuclear Engine for Rocket Vehicle Application, 60's | Timberwind


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    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.

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    Credit - © Dietrich Haeseler




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    Vaisseau JIMO (Jupiter Icy Moons Orbiter) du projet Prometheus de la Nasa, vers les lunes glacée de Jupiter : Io, Callisto, Ganymede et Europe.


Propulsion électrique


Pages générales :
Plasmas pour la propulsion spatiale du Laboratoire de Physique des Plasmas (fr)
Electric rocket engine basics (en)


  • 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.


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    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 (ve : 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.

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    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[/color][/b][/size] 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.


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    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)


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    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/muehllei ... 3_koch.pdf

    "ARTES 11 Small GEO Workshop", 29-30.06.2006, p21-27
    http://www.dlr.de/rd/Portaldata/28/Reso ... binger.pdf

    Technique :

    [1] "Physics and evolution of HEMP thrusters", Thales Electron Devicess GmbH
    http://sgc.engin.umich.edu/erps/IEPC_20 ... 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/IEPC_20 ... 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 10-15 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 10-17

    Propulsif : metal liquide Indium/Cesium
    Isp : 6000 - 12 000 s


    FEEP Thrusters


  • Propulsion à plasma pulsé
    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).

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    Isp : 2000 à 8000 s


  • Propulsion à plasma pulsé à propulsif solide

    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.

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  • Propulsion à plasma pulsé à ablation laser
    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-b