Les concepts de propulsion spatiale

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).
  
  
  
  
  Schémas de principe comparés du turboréacteur (en haut) et du statoréacteur (en bas)
  
  
  
• Propulsion combinée aérobie
  
  Domaine d'usage : mise en orbite
  
  Principe : utilisation d'une motorisation combinée (conpound fonctionnant comme turboréacteur en partant du sol, jusqu'à Mach 3, puis passage à une régime statoréacteur (la vitesse de l'air dans le divergent assure la compression et le moteur ne comporte plus de partie mobile) jusqu'à Mach 16 et pour finir moteur fusée pour l'injection orbitale. L'intérêt est d'utiliser l'oxygène de l'air à la fois comme oxydant et comme masse éjectée.
  
  L'impulsion spécifique (Isp) du carburant embarqué est alors très élevé : de l'ordre de 3500 s avec LH2.
  
  
  
• Propulsion nucléaire à statoréacteur
  
  ex : statoréacteur Tory IIC (puissance : 513 MW) destiné à équiper le missile de croisière SLAM (Supersonic Low Altitude Missile) de la firme américaine Vought Aircraft (1964)
  
  Domaine d'usage : vol atmosphérique de longue durée
  
  Principe : Le principe de fonctionnement du statoréacteur nucléaire est identique à celui des statoréacteurs classiques sauf que la chambre de combustion est remplacée par un réacteur nucléaire. La chaleur dégagée par la fission nucléaire sert à surchauffer l’air atmosphérique qui est ensuite détendu dans la tuyère.
  
  Le statoréacteur envisagé pour le SLAM devait produire une poussée de 16 tonnes pendant une durée virtuellement illimitée (le propulsif étant l'air). Le missile devait être lancé du sol par trois boosters à poudre puis voler à Mach 3 à base altitude (300 mètres). Une version aéroportée a également été envisagée ainsi qu’une version devant voler à Mach 4 à haute altitude.
  
  
  
  missile de croisère SLAM - Lien

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
  
  
  
  Schéma de principe.
  
  
  
  
  Schéma des SRB de la navette spatiale.
  
  
• Propulsion à monoergol
  
  Principe : decomposition d'un ergol sur un lit catalytique, engendrant la production de gaz propulsif.
  
  Le monoergol est l'hyrazine de formule semi-développée NH2-NH2 d’apparence semblable à l'eau, mais hautement toxique et instable, avec une odeur rappelant celle de l’ammoniaque.
  
  L'hydrazine se décompose spontanément en quelque milliseconde sur un lit catalytique et produit un grand volume d'ammoniac, diazote et dihydrogène à haute température (800°C). Le composant actif du catalyseur est l'iridium métallique déposé sur une grande surface d’alumine ou de nanofibres de carbone, ou plus récemment le nitrure de molybdène sur l'alumine, voire du nitrate de molybdène.
  
  
  
  Schéma d'un propulseur monoergol a decomposition d'hydrazine.
  
  
• Propulsion à propergol biliquide
  Domaine d'usage : mise en orbite, correction de trajectoire, propulsion interplanétaire.
  
  Principe : combustion chimique d'une combinaison d'ergols (en général deux) dans une chambre de combustion et éjection des gaz par une tuyère.
  
  Propergol : différents couples d'ergols en usage.
  
  a) ergols stockables (à température ambiante)
  Ces ergols sont dit hypergoliques, c'est à dire qu'ils s'enflamment spontanément, sans devoir faire appel à un système d'allumage électrique ou pyrotechnique (ce qui est plus sécurisant). La carburant est en général un composé liquide azoté (toxiques, odeur ammoniacale).
  
  L'oxydant « historique » avec tous les carburants azotés est le peroxyde d'azote de formule N2O4, généralement désigné par NTO (pour Nitrogen Tetroxide) : il est à la fois hypergolique avec eux, et stockable dans les conditions terrestres. Aujourd'hui, il est rarement utilisé pur mais mélangé avec du monoxyde d'azote NO dans des proportions variables, afin de limiter les effets de la corrosion du NTO, notamment sur les alliages en titane utilisés dans les systèmes de propulsion. Un mélange de x% de NO avec (100-x)% de NTO est appelé MON-x (pour Mixed Oxides of Nitrogen), la limite étant le MON-40 ; les Américains utilisent généralement du MON-3, tandis que les Européens semblent préférer le MON-1,3.
  
  Masse volumique NTO : 1450 kg.m^-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 (v_e : 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.
  
  
  
  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
  
  
  
  Schéma de principe de la propulsion nucléothermique
  
  
  Moteur nucléaire expérimental russe RD-0410. Concepteur: Kosberg. Développé en 1965-94. Premier vol : 1985.
  Propulsif LH2.
  Poussée : 35 300 kN.
  Isp: 910 s
  Durée de fonctionnement: 3600 s
  Masse moteur: 2 t
  Diamètre x Longueur : 1,6 x 3,5 m
  Rapport poids/poussée : 1,80.
  
  
  Credit - © Dietrich Haeseler
  
  
  
  
  
  Vaisseau JIMO (Jupiter Icy Moons Orbiter) du projet Prometheus de la Nasa, vers les lunes glacée de Jupiter : Io, Callisto, Ganymede et Europe.

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.
  
  
  
  Credit : Wikipedia
  
  Par nature, ce mode de propulsion nécessite une alimentation électrique constante. Celle-ci peut être obtenu via des panneaux solaires, par un générateur à énergie nucléaire, etc.
  
  
  
  Modes d'ionisation :
  * ionisation par contact (circulation dans un tube de métal chaud)
  * arc électrique (obtention d'un plasma chaud)
  * induction par onde haute fréquence (idem).
  
  Propulsif :
  * Hydrogène, métaux alcalins : Césium, Sodium, Lithium,
  * Bismuth, Platine,
  * Xénon (le plus souvent employé. Il émet une belle couleur bleutée)
  
  Isp : 3000 s (v_e : 29 000 m/s)
  Energie spécifique : 430 MJ/kg
  
  
• Propulsion électrique ionique à effet Hall
  HET : Hall Effect Thrusters or Hall Current Thrusters.
  
  ex : moteur soviétique SPT-100 (pour Stationary Plasma Thruster 100 mm de diamètre) développé par I. Morozov, dont est dérivé le moteur PPS1350 de la sonde SMART-1 (mission lunaire). Moteur TAL (pour Thruster with Anode Layer). Les HET ont déjà été produits à plus de 200 exemplaires, et utilisé sur environ 60 engins spatiaux depuis presque 40 ans, essentiellement russes puis occidentaux depuis 1998.
  
  
  2 kW Hall thruster in operation as part of the Hall Thruster Experiment at the Princeton Plasma Physics Laboratory.
  
  Domaine d'usage : correction de trajectoire, propulsion interplanétaire (petite masse).
  
  Principe : par effet Hall, l'ionisation du propulsif et son accélération[/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.
  
  
  
  
  Isp : 1200 à 1800 s pour le SPT-100/PPS-1350, >3000s pour le NASA-173M
  Densité de poussée : 50–70 mN/kW.
  
  lien1
  lien2
  lien3
  
  
• Propulsion plasma multiétage
  HEMP : High Efficiency Multistage Plasma thruster
  
  article source posté par Lambda0 sur le Forum de la conquête spatiale
  ex : Thales développe un nouveau type de propulseur, en cours de qualification depuis 2008, qui devrait être monté sur le satellite de l'ESA SmallGEO (2012).
  
  Domaine d'usage : correction de trajectoire : maintien en station des satellites (fonction NSKK), transferts orbitaux, propulsion de sondes
  
  Principe : la topologie de champ magnétique isole le plasma des parois mieux que sur la technologie actuelle à effet Hall. Le système est plus conmpact et la densité surfacique de poussée multipliée par 10 (par rapport au HET) ou par 100. L'électronique de contrôle est simplifiée (pas de séquence d'allumage complexe comme sur les GIT et HET). Absence d'électrodes. La divergence du faisceau de propulsion est un peu élevée (comme pour les HET)
  
  
  
  
  
  
  Deux versions du propulseur sont en cours de test :
  HEMP-T-3050:
  P = 1.5 kW
  Isp = 2000 s à 3000 s
  f = 50 à 80 mN
  
  HEMP-T-30250:
  P = 7.5 kW
  Isp = 2000 s à 3000 s
  f = 250 mN
  
  
  Bibliographie:
  
  Présentations, information :
  
  "The HEMP thruster - an alternative to conventional ion sources ?"
  http://www.uni-leipzig.de/~iom/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).
  
  
  
  
  
  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.
  
  
  
  
• 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-beam irradiation onto a solid target and accelerated by electrical means instead of direct acceleration using only a laser beam. It was found that the discharge duration at low-voltage cases was as long as that of laser-induced plasma. However, in high-voltage cases, the discharge duration was much longer than that of laser-induced plasma. In this case, the laser-induced plasma should be leading the main discharge from a capacitor, where a certain amount of neutral components of vaporized propellant must be ionized through the discharge. At 8.65-J discharge energy, the maximum current reached about 8000 A. With a newly developed torsion-balance-type thrust stand, thrust performances of laser-assisted PPTs could be estimated. The impulse bit and the specific impulse linearly increased. On the other hand, the coupling coefficient and the thrust efficiency did not increase linearly. The coupling coefficient decreased with energy showing a maximum value (20.8 µN.s/J) at 0 J, or in a pure laser ablation case. The thrust efficiency first decreased with energy from 0 to 1.4 J and then increased linearly with energy from 1.4 J to 8.6 J. At 8.65-J operation, an impulse bit of 38.1 mgrNthinsps, a specific impulse of 3791 s, a thrust efficiency of 8%, and a coupling coefficient of 4.3 µN.s/J were obtained.
  
  
• Propulsion à induction pulsée à propulsif liquide
  
  Lien http://www.al.t.u-tokyo.ac.jp/ppt/paper ... oizumi.pdf
  Liquid-propellant Pulsed Plasma Thruster (LP-PPT)
  
  Domaine d'usage : correction de trajectoire.
  
  Principe : pour éviter les prolbème de contamination des éléments du moteur par le plasma d'ablation (qui peut déposer du carbone sur les électrode et n'est pas dépourvu de toxicité), on utilise l'injection de microgoutellette d'eau (10 microgrammes). Par rapport à l'utilisation d'un propulsif gazeux, l'intérêt est une diffusion plus lente dans la chambre de décharge, alors que le gaz s'échappe rapidement avant d'avoir pu participer à la propulsion. L'injection du liquide peut se faire utilisant un dispositif piezoélectrique (comme dans les imprimante jet d'encre) ou par valve électromécanique.
  
  article de Koizumi, H., Kakami, A., Furuta, Y., Komurasaki, K., and Arakawa, Y. à l'International Electric Propulsion Conference 2003 (Toulouse)
  http://www.al.t.u-tokyo.ac.jp/ppt/paper ... oizumi.pdf
  
  
• Propulsion magnétoplasmadynamique
  MPD : Magnetoplasmadynamic
  LiLFA : Lithium Lorentz Force Accelerator
  
  
  Magnetoplasmadynamic (MPD) thrusters and Lithium Lorentz Force Accelerator (LiLFA) thrusters use roughly the same idea with the LiLFA thruster building off of the MPD thruster. Hydrogen, argon, ammonia, and nitrogen gas can be used as propellant. The gas first enters the main chamber where it is ionized into plasma by the electric field between the anode and the cathode. This plasma then conducts electricity between the anode and the cathode. This new current creates a magnetic field around the cathode which crosses with the electric field, thereby accelerating the plasma due to the Lorentz Force. The LiLFA thruster uses the same general idea as the MPD thruster, except for two main differences. The first difference is that the LiLFA uses lithium vapor, which has the advantage of being able to be stored as a solid. The other difference is that the cathode is replaced by multiple smaller cathode rods packed into a hollow cathode tube. The cathode in the MPD thruster is easily corroded due to constant contact with the plasma. In the LiLFA thruster the lithium vapor is injected into the hollow cathode and is not ionized to its plasma form/corrode the cathode rods until it exits the tube. The plasma is then accelerated using the same Lorentz Force. [10] [11]
  
  
  
• Propulsion plasma sans électrode
  Electrodeless Plasma Thrusters.
  
  Electrodeless Plasma Thrusters have two unique features, the removal of the anode and cathode electrodes and the ability to throttle the engine. The removal of the electrodes takes away the factor of erosion which prohibits lifetime on other ion engines. Neutral gas is first ionized by electromagnetic waves and then transferred to another chamber where it is accelerated by an oscillating electric and magnetic field, also known as the ponderomotive force. This separation of the ionization and acceleration stage give the engine the ability to throttle the speed of propellant flow, which then changes the thrust magnitude and specific impulse values.
  
  
• Propulsion électrique à plasma
  VASIMR : Variable Specific Impulse Magnetoplasma Rocket
  
  Domaine d'usage : mise en orbite, correction de trajectoire, propulsion interplanétaire.
  
  Principe : de l'hydrogène neutre est injecté et confiné par un tube en quartz dans la première des trois cellules magnétiques du moteur, où il est pré-ionisé (T ~ 30 à 50 000 K) à l'aide de radiofréquences émises par une antenne helicon dans un champ magnétique axial. Ce plasma entre dans la chambre centrale où il est confiné et maintenu à distance des parois par des solénoïdes créant un champs magnétique axial dans l'enceinte. Une "antenne ICRH" (Ion Cyclotron Resonant Heating) ionise totalement le plasma en le portant à très haute température (10 MK) et génère un champ électrique induit qui accélère les ions en une trajectoire hélicoïdale vers la sortie. C'est le booster principal. Enfin une "tuyère magnétique" en sortie contrôle le jet de plasma en modelant axialement la trajectoire des ions.
  
  Cette tuyère à "géométrie magnétique variable", permet de faire varier l'impulsion spécifique et la poussée à puissance constante, en modulant l'intensité du champ magnétique et la géométrie de ses lignes de champ. Une analogie souvent utilisée est d'assimiler cette tuyère magnétique à la boîte de vitesses d'une automobile, dont le moteur serait alimenté en combustible à régime constant.
  
  Schéma de principe :
  
  
  Crédit : Ad Astra Rocket
  
  Isp : 30 000 s (v_e : 290 000 m/s)
  Energie spécifique : 43 000 MJ/kg
  
  Theoretical components of the VASIMR plasma propulsion concept
  Alexey V. Arefiev and Boris N. Breizman
  Institute for Fusion Studies, The University of Texas
  
• Propulsion électrique à plasma à accélération pondéromotrice
  article source posté par Lambda0 sur le Forum de la conquête spatiale
  
  
  Domaine d'usage : correction de trajectoire, propulsion interplanétaire.
  
  Principe : les ions et les électrons d'un plasma sont accélérés par une force dérivant des gradients de densité d'énergie électromagnétique créés par une source micro-ondes dans une cavité résonante et un champ magnétique statique. Les électrons étant plus légers que les ions subissent une accélération plus importante, ce qui crée un champ électrique secondaire qui tire les ions positifs et assure donc l'accélération de la totalité du plasma. Le moteur d'Elwing présente des avantages communs avec le VASIMR mais est plus simple, et en particulier ne nécessite pas de tuyère magnétique pour déplier la trajectoire des particules. Il est également possible de faire varier la direction de la poussée sans mouvement mécanique, en contrôlant la topographie du champ magnétique.
  Les vitesses d'éjection visées sont de quelques dizaines de km/s (Isp de quelques milliers de secondes), mais il serait possible de monter jusqu'à 1000 km/s avec de l'hydrogène et cette valeur ne semble pas être une limite fondamentale... D'autant plus que le principe physique utilisé est exploité dans les accélérateurs de particules pour accélérer des particules pratiquement à la vitesse de la lumière.
  
  Avantages :
  - pas d'électrodes, donc pas de problème d'érosion
  - densité de poussée beaucoup plus importante que les moteurs plasmiques à électrodes (moteur Hall, ionique à grille...)
  - poussée/impulsion spécifique variable
  - fonctionne avec des fluides propulsifs variés, même chimiquement agressifs
  - accélération d'un plasma neutre -> pas de neutraliseur comme sur les moteurs Hall ou à grille
  - théoriquement, régimes avec rendement supérieur à 90% !
  
  Schéma de principe : voir [3], fig 3, et [5]
  
  http://www.elwingcorp.com
  
  [1] http://www.elwingcorp.com/files/ISPC04-article.pdf
  [2] http://www.elwingcorp.com/files/ISPC04-slides.pdf
  [3] http://www.elwingcorp.com/files/IEPC05-article.pdf
  [4] http://www.elwingcorp.com/files/JPC05-article.pdf
  [5] http://www.elwingcorp.com/files/JPC05-slides.pdf
  
  
  
  
• Propulsion électrodynamique par émission de faisceau
  
  Lien
  
• Propulsion à plasma électronégatif
  PEGASES (Plasma Propulsion with Electronegative GASES)
  
  Principe : L’innovation majeure consiste à utiliser à la fois les ions positifs et les ions négatifs pour la poussée. Pour y parvenir, un plasma électronégatif à haute densité est généré (un plasma constitué à la fois d’ions positifs, d’ions négatifs et d’électrons). Un champ magnétique est utilisé pour séparer les électrons, si bien qu’une zone libre d’électrons est obtenue à la périphérie du plasma. Cette région sans électrons est appelé un plasma ion-ion où seuls des ions positifs et des ions négatifs sont présents. La poussée est obtenue en extrayant puis en accélérant les ions positifs et négatifs à partir de cette région particulière.
  
  Avantages : les réticences liées à l’utilisation des propulseurs électriques préférentiellement aux propulseurs chimiques demeurent importantes, notamment en raison des dégâts que peut occasionner la plume de plasma sur le vaisseau spatial lui-même. Le taux de recombinaison des ions positifs avec les ions négatifs est beaucoup plus important que celui de la recombinaison ion-électron, et de ce fait, un flux d’espèces neutres devrait être éjecté en aval du propulseur (et non pas un plasma globalement neutre). Ceci permettra de supprimer le neutralisateur en évitant la formation d’un plasma (la plume plasma) à l’extérieur du propulseur.
  
  
  
  Schéma de principe :
  
  
  Laboratoire de Physique des Plasmas
  

Propulsion à filin

• Propulsion à filin électrodynamique
  Proseds (NASA)
  
  
• Transfert de moment orbital par filin
  Tethered momentum transfert
  
  Domaine d'usage : élevation ou abaissement de l'orbite, transfert interplanétaire
  
  Principe : conformément à la loi de Képler, la vitesse orbitale est d'autant plus élevée que l'altitude est basse. Deux masses circulant sur une orbite circulaire à des altitudes différentes et reliées par un filin vont être contraintes d'adopter la vitesse orbitale correspondant à l'altitude de leur centre de gravité commun. La masse située sur l'orbite supérieure sera accélérée relativement à sa vitesse orbitale locale, et inversement, la masse située sur l'orbite inférieure sera ralentie. Le bilan est un transfert d'énergie gravitationnelle de la masse en contrebas vers la masse circulant sur l'orbite supérieure. Une fois ce transfert effectué on désacouple les deux masses et elles vont alors adopter l'orbite correspondant à leur nouvelle vitesse.
  
  MXER (Momentum-Exchange/Electrodynamic-Reboost) : Le principe peut être couplé à celui du filin électrodynamique pour restaurer l'orbite du satellite ayant transféré son moment.
  
  Projet :
  
  µTORQUE (Microsatellite Tethered Orbit Raising QUalification Experiment)
  The µTORQUE Momentum-Exchange Tether Experiment
  
  Longueur du filin : 20 km
  
  
  
  
  A Tether Station for Anchoring and Propelling Trans-Lunar Passenger Ships
  
  
  
• Ascenseur spatial
  Space elevator
  
  Domaine d'usage : mise en orbite
  
  Principe : l'ascenseur spatial est un concept de mégastructure linéaire conçu pour transporter des engins et des matériaux depuis la surface planétaire jusqu'à l'orbite géostationnaire (pour la Terre : à 35 786 km d'altitude, dans le plan équatorial). La stabilité de ce lien fixe terre-espace est assuré par l'équilibre des masses : la moitié de la masse du dispositif se situe au dessus de l'orbite géostationnaire, l'autre moitié en dessous. De la sorte, le poids de la moitié inférieure tirant l'ensemble vers le bas équilibre la force centrifuge exercée par la partie supérieure qui le tire vers le haut. L'extrémité du câble qui se situe au delà de l'orbite géosynchrone n'est donc pas en orbite autour de la terre à proprement parler : sa vitesse réelle est beaucoup plus élevée que le serait sa vitesse orbitale (si le câble était coupé il s'éjecterait dans l'espace à cause de la force centrifuge). La remontée ou descente d'une cabine le long de ce lien nécessite de l'énergie (E ~ mgh) mais on n'a plus besoin d'assoir la masse utile sur une "bombe volante" comme le sont les fusées à propulsion chimique. Ce transfert n'affecte pas l'équilibre du système étant donné la tension très élevée de celui-ci, qui lui confère une énorme rigidité. Il est possible de remplacer la longueur du câble située au-delà du point d'équilibre par un contre-poids (constitué par ex. du lanceur qui a lancé initialement le câble).
  
  Le concept a été imaginé en premier en 1895 par le Russe Constantin Tsiolkovsky, inspiré par l'érection de la tour Eiffel sous la forme d'un "chateau céleste" en orbite géostationnaire formant contrepoids au bout d'un cable tendu depuis la surface de la Terre. La popularisation de ce concept est l'oeuvre de Arthur C. Clarke dans son roman The Fountains of Paradise (1979).
  
  
  
  Schéma de principe d'un ascenseur spatial

Propulsion photonique

• Propulsion photonique à voile solaire
  Solar sail, light sails or photon sails
  
  Domaine d'usage : correction de trajectoire, propulsion interplanétaire.
  
  Principe : l'énergie lumineuse du Soleil transporte une certaine impulsion qui se traduit par une pression de radiation centrifuge. Cette pression a pour valeur le rapport du flux d'énergie (W/m²) sur la célérité de la lumière (c) soit environ 5 µPa à 1 UA. Cette pression ne doit pas être confondue avec celle du vent solaire (flux de protons et de particule alpha émis par la couronne solaire), qui est environ mille fois plus faible. Pour tirer partie de cette pression ténue, il faut déployer une très grande surface réflechissante, la plus légère possible d'où le nom de voile solaire. L'intérêt de ce type de propulsion est de ne pas nécessiter l'emport de carburant. Son inconvénient, outre la très grande surface de voile à déployer est la faiblesse de la poussée (donc la faible manoeuvrabilité de l'engin) et la décroissance de la poussée en 1/d² quand on s'éloigne de l'étoile.
  
  
  
  Différents types de voiles solaires.
  
  * Les voiles carrées sont solides et faciles à diriger mais complexes à déployer et moins performantes car offrant moins de surface utile aux rayons solaires.
  * Les voiles rondes, déployées par mouvement de rotation, sont plus faciles à transporter mais très complexes à diriger.
  * Les voiles héliogyres constituées de pales fixées autour d'un axe central sont plus faciles à déployer et à diriger mais moins rigides et donc plus fragiles.
  
  
  Maquette de voile solaire de l'ESA
  
  
  Missions :
  - Znamia-2 (le Drapeau en russe), lancé le 4 février 1993, conçue par Vladimir Syromiatnikov : première voile solaire déployée dans l’espace. Le but toutefois n'était pas propulsif mais d’obtenir un miroir spatial plan permettant de réfléchir la lumière du Soleil vers la Terre.
  
  - Cosmos 1, premier démonstrateur de déploiement (suborbital, durée de vie : 30 min) de voile solaire a but propulsif, à l'initiative de The Planetary Society. masse : 40 kg, diamètre : 30m. Lancé le 21 juin 2005, Cosmos 1 n'a pu atteindre son orbite de travail du fait d'une défaillance de Volna, son véhicule lanceur (dérivé des fusées balistiques navales RSM-50). Cosmos-2 est en projet avec comme objectif un placement sur le point de Lagrange L1.
  
  
  Cosmos-2 (projet)
  
  - Ikaros (Interplanetary Kite-craft Accelerated by Radiation of the Sun), lancé le 20 mai 2010, est un démonstrateur de voile solaire par l'agence spatiale japonaise (JAXA) : première voile solaire déployée dans l’espace à but propulsif. Réalisée en polyimide de 7,5 µm d'épaisseur, recouvert sur 10% de la surface de cellules solaires. Masse : 315 kg dont 15 kg pour la voile.
  
  
  
  - The Interstellar Probe (ISP) consistant à envoyer une sonde étudier le milieu interstellaire au delà de l'heliopause à au moins 200 UA du Soleil en 15-20 ans seulement avec une vitesse de départ de 50 km/s. L'objectif de pouvoir recevoir des mesures jusqu'à ~400 UA, avec une masse totale de 150 kg dont ~25 kg d'instruments, un taux de transmission des information de 25 bps et ~20 watts de puissance (à 200 UA) avec une sonde sous voile solaire faiblement chargée (< 2g/m²) qui serait lancée sur une orbite hyperbolique rasant le Soleil au périhélie (à 0,25 UA, en deça de l'orbite de Mercure) pour maximiser l'impulsion.
  
  Mission Options for NASA’s Interstellar Probe - Giovanni Vulpetti - .pdf 6p
  Sailcraft trajectory options for the interstellar probe: mathematical theory and numerical results - Giovanni Vulpetti - .pdf 38p
  
  - The Oort Cloud Trailblazer de la NASA, nécessiterait un chargement de voile d'un ordre de grandeur plus faible (0,1 g/m²) ce qui autoriserait une vitesse de départ de 300 km/s pour atteindre 1 000 UA.
  
  
  
• Propulsion photonique à concentrateur
  SOTV : Solar Orbit Transfer Vehicle
  
  
• Propulsion photonique à chauffage atmosphèrique / MHD
  
  Domaine d'usage : mise en orbite
  
  Principe : on concentre sur le vaisseau une forte puissance laser IR ou microonde. Les surfaces réfléchissantes de l'engin concentrent ce faisceau en un anneau où il chauffe l'air jusqu'à une température d'environ 30 000 K. La dilatation explosive de l'air ainsi chauffé engendre la poussée. Cette énergie peut également servir à générer de l'électricité pour ioniser l'air ambiant et générer une force magnétohydrodynamique.
  
  
  
  Demonstrateur d'aéronef photonique (aluminium, masse : 50g) ayant volé à 30 m de haut au cours d'essais. Propulsion : laser infrarouge CO2 de 10 kW.
  Avec consommation d'hydrogène liquide embarqué à l'atteinte des couches raréfiée de l'atmosphère, 1kg de H2 pourraient suffire pour injecter en orbite environ 100kg avec un puissance laser de 100 MW (en combinant de plusieurs faisceaux).
  
  
  
  Une station orbitale à énergie solaire (en haut, à gauche) pourrait faire monter en orbite un astronef photonique en lui envoyant de l'énergie sous forme de micro-ondes (à droite). L'astronef serait propulsé par une poussée magnétohydrodynamique. Il concentrerait l'énergie des micro-ondes et créerait une «pointe aérodynamique» qui dévierait le flot d'air. Des électrodes placées sur la monture du véhicule ioniseraient l'air et accroîtraient la poussée par magnétohydrodynamique.
  
  lien
  © Pour la Science (1999)
  
  
• Formation à positionnement laser avec filin
  PTFF : Photon Tether Formation Flight
  
  Domaine d'usage : correction de trajectoire de haute précision
  
  Principe : ce concept est destiné au positionnement de constellation de satellites de grande dimension (100 m - 10 km). Les force de tension entre satelitte est contrôlée à l'aide d'un filin (tether), tandis que les forces de contraction sont contrôlées par une poussée photonique démultipliée par le grand nombre d'aller retour du faisceau entre deux petits miroirs sphérique confocaux ultra-réflechissant R = 0,99995, D = 7 cm à 1 km de distance. La démultiplication permet de multiplier la poussée photonique par plus 3000, soit 35µN pour 10W de puissance laser. La précision du positionnement pourrait atteindre 1 nm et la précision de pointage 0,1 micro-arcsec.
  
  
  
  
  Credit : A Contamination-Free Ultrahigh Precision Formation Flight Method Based on Intracavity Photon Thrusters and Tethers - Young K. Bae Institute, Tustin. Supported by NASA Institute for Advanced Concepts
  
  
  
  
  
  
  
• Propulsion photonique à poussée laser
  Nuclear Photon Rocket
  
  Domaine d'usage : correction de trajectoire, propulsion interplanétaire, propulsion interstellaire
  
  Principe : la poussée radiative du Soleil est faible (1400 W à 1UA) et diminue en 1/d². Pour atteindre un objectif interstellaire, il est nécessaire d'éclairer la voile de façon bien plus puissante et bien plus prolongée, ce qui nécessite une source bien focalisée. A titre d'exemple : pour accélérer 1 tonne sous voile de 1 km de diamètre à la vitesse de 0,15c en 10 ans, la poussée doit être de 0,14 m/s². En prenant une réflectance de voile de 0,9 ceci nécessite une irradiation de la voile de 20 000 W/m² (équivallent à ce que l'on reçoit à 0,25 UA du Soleil) soit un total de 20 GW. Si on utilise 1 million de diodes de puissance efficace 20W et de dimension (mm) 1 x 0,5 x 3 la surface totale d'emission est de 30 m. Avec un rendement de 0,3 (soit la nécessité de collecter 67 GW solaire), la surface collectrice à 1 UA est de 8 km (et diminue si on rapproche le dispositif du Soleil). Ce type de solution nécessite un contrôle du pointage d'une extrême précision.
  
  A plus grande échelle, une idée de projet développée par Robert Forward consiste à mettre en oeuvre une source laser postée dans le système solaire d'une puissance de 10 millions de GW focalisée par une lentille de Fresnel de très grand diamètre (1000 km) vers une voile de même diamètre environ pour une masse totale de 80 kt vers Epsilon Eridani à 10,3 al de la Terre. Un second concept d'ambition plus modeste envisage un laser micro-onde de 10 GW avec un mobile de 16 g seulement constituée d'une fine grille de 1km de diamètre.
  
  
  
  Robert Forward’s interstellar laser sails
  
  
  
  Page de liens sur les voiles photoniques et solaires
  
  Advanced Solar- and Laser-pushed Lightsail Concepts - Geoffrey A. Landis
  
  Un aperçu des projets de missions lointaines basées sur des voiles photoniques :
  Photon sail history, engeenering and mission analysis - Matloff, Taylor, Powell - Deep-Spaces Probes ed.2 (Appendix)
  
  Sur les possibilité de développement de très grande voiles solaires :
  Ultra-Light Solar Sail for Interstellar Travel - Phase I - Dean Spieth - NIAC - November 9, 1999 - Pioneer Astronautics, Inc., presided by Dr. Robert Zubrin
  
  
  Credit: Michael Carroll, The Planetary Society
  
  
  
  
• Propulsion 'ramjet' à laser posté
  Laser ramjet
  
  Domaine d'usage : propulsion interstellaire.
  
  Principe : un convertisseur laser posté sur une orbite interne et recevant son énergie du Soleil émet un puissant faisceau vers le vaisseau qui transforme ce flux d'énergie en électricité. Les ions collectés dans le milieu interstellaire sont accélérés par un accélérateur linéaire alimenté par ce courant afin de fournir la propulsion.
  
  
  
  
  
• Propulsion à plasma magnetospherique
  M2P2: Mini Magnetospheric Plasma Propulsion

Propulsion nucléoélectrique

• Réacteurs thermoélectrique à radioisotope
  RTG : Générateur thermoélectrique à radioisotope
  
  
  
• Réacteurs nucléaires à coeur liquide
  LCR : Liquid Core Reactor
  
  Sels fondus :
  Molten Salt Core
  
  - HERACLITUS : Circulating fuel, natural thorium molten salt
  
  - MSBR : Molten Salt Breeder, liquid uranium and thorium fluorid : réacteur surgénérateur utilisant le cycle Thorium . Le coeur est formé de canaux de graphite dans lesquel circule un sel fondu du type LiF-BeF2-ThF4-UF4 (respectivement 71-16-12-0.3 % molaire)
  
  
  - AMSTER : Actinides Molten Salt Transmuter
  concept de réacteur critique à sel fondu à support uranium enrichi (avec un combustible retraité en continu) développé par EDF destiné aussi au renouvellement du parc.
  Il peut être alimenté par de l'uranium enrichi ou par un mélange de transuraniens et d'uranium enrichi . Il fonctionne en cycle fermé et son spectre est épithermique . Le sel 61LiF-21BeFZ-18(NL)F4 circule dans des réseaux de graphite modérateur comme pour le réacteur MSRE. Une des principales caractéristiques du réacteur est la nécessité d'une purge partielle de l'236U qui s'accumule par capture de l'235U de support et qui empoisonne le coeur . Sa puissance est de 2250 MWth . Ce concept permet d'atteindre des hauts taux de combustion ce qui entraîne une réduction des masses traitées . Grâce aux procédés de pyrométallurgie, des pertes au retraitement plus faibles sont espérées. Les performances en terme de réduction de la toxicité sont importantes : de l'ordre de 30 à 50 fois moins que la décharge d'un REP (avec cependant une séparation efficace) . Néanmoins, les problèmes de résistance à la prolifération ne sont pas vraiment résolus (puisqu'une séparation des isotopes de l'uranium est effectuée lors de la purge de l' 236U ce qui augmente les risques de prolifération) bien qu'une quantité importante de 239Pu (environ 10%) et surtout de Z44Cm (24%) créent une barrière . De plus cette présence importante de Z44Cm entraîne d'autres difficultés de radioprotection . Notons enfin que AMSTER permet une consommation d'uranium naturel divisée par 2 par rapport à un REP, soit une meilleure utilisation des ressources .
  
  
  - Métal liquide
  Liquid Metal Core
  
  - LM-FR - Liquid Metal Equilibrium Fast Reactor, Mg-Pu Eutectic
  
  - MSBR
  
  
  
• Réacteurs nucléaires à coeur gazeux
  GCR : Gaz Core Reactor
  
  - VCR-MHD
  
  - GCR Graphit Wall
  
  - GCR Plasma/Vortex Flow
  
  
  
• Réacteurs nucléaires à caloporteur non conventionnel
  Non-Conventional Coolant Reactors
  
  - AHTR (Advanced High T Reactor) : Graphite Matrix - Molten Salt Cooled. High temperature diverse uses.
  
  - OCR (Organic Coolant Reactors) : Cheaper efficient cooling, reduced costs.
  
  - FSEGT - Sodium Evaporation (Fast reactors, sodium evaporation cooling) : Unique sodium vapor gas turbines.
  
  
  
• Réacteur nucléaire à caloporteur non convectif
  Non-Convection Cooled Reactors
  
  
  
• Réacteurs nucléaires à conversion directe
  Direct Energy Conversion Reactors
  
  - QSMC (Quasi-Spherical Fission Magnetic Cell) : Direct conversion of fission fragment energy. Cells coated with thin film of fissionable fuel. Radiation cooling.
  
  - FFMC (Fission Fragment Magnetic Collimator) : Magnetically guided fission fragment trajectories. Thin films of UO2. Heavy water coolant.
  
  
  
• Réacteurs nucléaires modulaires
  Modular Deployable Reactors
  
  - MMDR (Multi-Modular Deployable Reactor) : Modular construction, factory built. Transportable, easily assembled
  
  - SPS (Submersible Power Station) : Transportable modular undersea siting. Coastal siting niche.
  
  - DORC (Distantly Operated Reactor Complex)
  
  ----------------
  - TASSE (Thorium based accelerator driven system with simplified fuel cycle for long term energy production)
  lien
  
  
  
• Réacteurs à désexcitation nucléaire induite
  
  
  Principe : pour certains isomères nucléaires, et en particuliers l'Hafnium-178, il existe des transitions nucléaires à longue durée de vie qui peuvent libérer plusieurs MeV, sous la forme de rayonnements gamma. Dans le cas de l'Hafnium-178, le noyau est dans un état métastable et la desexcitation peut être déclenchée par des rayons X à quelques keV. Il faut ensuite absorber les gammas (dans une enveloppe de tungstène par exemple) pour convertir leur énergie en énergie thermique et chauffer un fluide pour la propulsion.
  Avantage : c'est une réaction nucléaire, donc très énergétique (environ 6 MeV), mais il n'y a pas de fission, donc pas de produits de fission radioactifs
  
  
  Comment libérer l’énergie d'un isomère nucléaire ? - Centre de spectrométrie nucléaire et de spectrométrie de masse – CSNSM (IN2P3/CNRS, Université Paris-Sud), Institut de physique nucléaire d’Orsay – IPNO (IN2P3/CNRS, Université Paris-Sud) - paru dans la Physical Review Letter

Propulsion à fusion thermonucléaire

Principe général : pour arriver à produire de l'énergie à partir des réactions de fusion, il faut arriver à confiner efficacement ( tE , à ne pas confondre une fois de plus avec la durée de la décharge) un plasma suffisamment chaud (T) et suffisamment dense (n)

• Propulsion à fusion thermonucléaire pulsée
  Nuclear pulse propulsion
  
  Principe général : au lieu d'une configuration chambre de combustion + tuyère, cette propulsion consiste à recueillir le souffle d'explosions nucléaires répétée sur une surface de poussée. Le principe fut inspirée par Stanislaw Ulam en 1947.
  
  Orion : le projet Orion fit l'objet d'études avancées dans les années 1950-1960. Dans ce concept de propulsion, le souffle des explosions situées à 60 m du vaisseau est recueillie sur une épaisse plaque de poussée en acier ou aluminium. D'énormes amortisseurs étagés absorbe l'onde de choc du plasma frappant la plaque de poussée, transformant les 50?000 g subis par la plaque pendant une milliseconde en une poussée constante.
  
  Le propergol d'Orion peut être solidaire de la charge nucléaire ou largué entre la bombe et la plaque. Des masses de polyéthylène aussi bien que les détritus sont utilisables pour transmettre une poussée. Intégrée à la bombe, la forme de la masse propulsive est primordiale pour l'efficacité. L'explosion d'une bombe au cœur d'une masse cylindrique s'expand en un disque plat de plasma, bien plus efficace en forme de cigare qui se concentre mieux sur la plaque de poussée.
  
  La version originale du projet prévoyait une masse accolée à une bombe dont les matériaux et la géométrie focalisaient les rayons X et le plasma du cœur de l'explosif sur cette masse. La bombe classique était entourée d'un réflecteur de radiations tubulaire en uranium rempli d'un "mastic" d'oxyde de béryllium. Ce tube était ouvert à une de ses extrémités où était accolé le disque de tungstène constituant la masse propulsive. Le tout était conditionné dans un emballage permettant sa manipulation automatique par un dispositif ressemblant à un gros distributeur de canettes de boisson. Le rôle du mastic dans la cavité réflectrice est de transformer le flash de rayons X en chaleur (ce que le tungstène ne fait pas aussi bien que le BeO) et en onde de choc transmise à la masse de tungstène. Accessoirement, cette disposition protège en partie le véhicule des rayonnements gamma et neutroniques émis par l'explosion.
  
  Les performances dépendent de la vitesse des gaz éjectés, afin de maximiser la poussée exercée sur la fusée par une masse donnée. La vitesse du plasma résultant de l'explosion est proportionnelle à la racine carrée de la température (Tc) de la boule de feu atomique. Comme cette température atteint généralement au moins 10 MK en moins d'une milliseconde, elle engendre une très grande vitesse de plasma. Néanmoins, la conception pratique doit également limiter le rayon de la zone destructive de l'explosion, ce rayon étant proportionnel à la racine carrée de la puissance de la bombe.
  
  Une explosion atomique de 10 kt engendre une vitesse de plasma d'environ 100?km/s et une zone destructive de seulement 100 m de diamètre. Une bombe d'une mégatonne produirait une vitesse de 10?000 km/s et le diamètre de la boule de feu serait de 1?000 m.
  
  Une microseconde après l'allumage de la bombe, le rayonnement, le plasma et les neutrons générés sont à peu près contenus par l'enveloppe réflectrice en uranium et chauffent le mastic. Au bout de 2 - 3 microsecondes, le mastic transmet l'onde de choc à la masse propulsive qui se vaporise et forme une vague de plasma allongée et dirigée vers la plaque de poussée.
  
  Au bout de 300 microsecondes, le plasma s'est refroidit jusqu'à 14000 K en franchissant la distance qui le sépare de la plaque de poussée, puis se réchauffe jusqu'à 67000 K en se comprimant contre elle. Ce regain de température entraîne une forte émission d'ultraviolets qui n'est pas interceptée par le plasma environnant, ce qui permet de ne pas surchauffer la plaque. La forme de la vague en cigare et sa faible densité limitent le choc que la plaque subit.
  
  
  Conception d'une unité de propulsion Orion
  
  
  - Medusa : le concept tient plus de la voile que de la fusée conventionnelle. Il fut proposé dans les années 1990 par Johndale C. Solem et publié dans le journal de la British Interplanetary Society quand il s'avéra que la fusion ICF ne pourrait pas à la fois propulser et alimenter le vaisseau Daedalus comme il était prévu.
  
  Un vaisseau Medusa dispose d'une grande voile déployée devant lui et gréée au vaisseau par câbles. Il largue des charges nucléaires, les fait exploser entre le vaisseau et la voile qui est alors poussée par la vague de plasma et tracte le vaisseau. Le concept est plus efficace que le système Orion car il intercepte proportionnellement plus de plasma (voile en spinnaker couvrant un plus grand angle solide), requiert moins de blindage (distance de détonation plus grande) et de machinerie pour l'absorption des chocs (servo-winch). Il pourrait atteindre une impulsion spécifique de 50 000 à 100 000 s.
  
  
  
  Séquence de fonctionnement de Medusa : (1) éjection d'une charge / (2) explosion de la charge / (3) voile propulsée par l'interception du plasma et ralentie par le dévidage du câble / (4) treuillage du câble
  
  - Daedalus : projet élaboré à la fin des années 70 par la British Interplanetary Society, il consiste en l'envois d'une sonde automatique de vers Alpha du Centaure ou l'étoile de Barnard (6 al) en environ 50 ans de trajet, sans décelération. Le concept de propulsion est inspiré du projet Orion et consiste en micro explosion thermonucléaire derrière l'engin. le carburant envisagé est He-3, tiré de l'atmosphère des grandes planètes du système solaire.
  
  
  
  - VISTA (Vehicle for Interplanetary Space Transport Applications) : est une version à échelle réduite de Daedalus, configurée pour les trajets interplanétaires. Il utilise des miroirs afin de rediriger plus d'une douzaine de lasers de forte puissance sur le point d'allumage. L'engin en forme de de cône renversé, mesure 100 mètres de haut pour 170 mètres de large. A mi-hauteur un anneau d'aimant supraconducteur forme une tuyère magnétique.
  
  
  
  
• Propulsion à fusion par confinement magnétique
  
  
  Schéma d'un tokamak et orbite caractéristique des ions dans le dispositif
  
  
• Propulsion à fusion inertielle (FCI)
  
  
  Principe général : contrairement à la fusion magnétique qui fonctionne en régime quasi continu, la FCI fait appel à des processus impulsionnels de durée de vie très courte. Une sphère de DT, comprimée et chauffée, se disloquera au bout d’un temps tc (aussi appelé durée de confinement) qui est fonction de son rayon R et de sa température. Ainsi, une sphère de DT de 100 µm de rayon à la température 100 MK restera confinée pendant ~ 30 ps ; ensuite, le milieu se désagrègera. Il faut donc atteindre un rythme de combustion élevé afin que la combustion se fasse entièrement durant ce laps de temps. Il est lié au facteur rho.R, produit de la densité du milieu fusible par le rayon de la sphère. Il faut obtenir des masses surfaciques élevées (de l’ordre de 3 g/cm2) pour accéder à des taux de combustion importants (~30%), ce qui implique d’atteindre des densités élevées. La compression est obtenue en faisant imploser une cible sphérique constituée d’une coquille comportant le combustible (DT) sous forme d’une couche cryogénique entourée d’un matériau léger appelée ablateur. La cible est irradiée grâce à l’énergie initiale délivrée par le driver (rayonnement laser ou faisceau de particules). L’ablateur, transformé en plasma sous l’effet de l’élévation de température, se détend vers le vide et, par effet fusée, impose une accélération centripète au combustible qui gagne ainsi de l’énergie cinétique. C’est l’implosion de la cible. En fin d’implosion, l’énergie cinétique est transférée au DT sous forme d’énergie interne. Si les conditions d’allumage sont atteintes, la combustion thermonucléaire s’amorce, le DT brûle en dégageant de l’énergie thermonucléaire.
  
  La Fusion Thermonucléaire par Confinement Inertiel : De la Recherche Fondamentale à la Production d’Energie
  M.Decroisette M.Andre C.Bayer C.Deutsch D.Juraszek A.Migus
  
  
  
• Propulsion à fusion catalysée par muons
  
  
  Principe : en substituant les électron qui assurent les liaison chimiques dans la matière usuelle par des muons (de masse 207 fois plus élevée, soit 106 MeV/c2), on obtient une matière exotique dans laquelle les noyaux sont 207 fois plus proches les uns des autres. Ce procédé pourrait permettre théoriquement des réactions de fusion nucléaire à température et pression ambiante, sans aucune technique de confinement. Les muons agissent comme catalyseurs, la plupart d'entre eux y survivant et demeurant disponibles pour de nouvelles réactions. L'idée originelle de cette technique est dûe à Andrei Sakharov et à F.C. Frank avant les année 50. La difficulté pratique de ce procédé réside dans la nécessité d'un renouvellement permanent des muons (demi-vie au repos : 2,2 microsecondes), et surtout de leur tendance à se lier aux noyaux d'hélium résultant de la fusion. qui limite considérablement le nombre de réactions qu'un muon peut catalyser : une dizaine pour la fusion D-D, une centaine pour la fusion D-T. Cette technique ne pourrait donc être envisagée que si l'on disposait de méthodes économiques de production des muons.
  
  
  
  
  
• Propulsion à fusion inertielle électrostatique à grille
  Farnsworth–Hirsch Fusor
  
  Domaine d'usage : correction de trajectoire, propulsion interplanétaire, propulsion interstellaire
  
  Principe : plutôt que de chauffer progressivement un plasma confiné magnétiquement, le fusionneur Farnsworth–Hirsch injecte des électrons accélérés, à "haute température", directement dans la chambre de réaction ce qui permet d'éviter un grand niveau de complexité et d'obtenir un dispositif compact. Le principe a été initialement développé dans les années 30 par Philo Farnsworth, inventeur autodidacte, connu comme pionnier de la télévision électronique. Son dispositif reprend beaucoup du tube cathodique, mais dans le but cette fois de produire des ractions de fusion. Dans son dispositif multipactor, les électrons cathodiques sont stoppés dans leur course par un champs magnétique à haute fréquence et leur charge s'accumule dans le centre du tube. Ils y forment une électrode virtuelle à même de confiner électrostatiquement un plasma. Le carburant ionisé est injectée dans le dispositif et stoppé par le mur ; la pression cinétique du jet est convertie en chaleur par les collisions. La nécessité de disposer d'un accélérateur ionique limite toutefois le débit accessible. Robert Hirsch dans les années 60 améliore le dispositif en lui donnant une géométrie sphérique (plutôt que cylindrique) formé de deux grilles concentriques et en se servant des décharges coronales de la grille extérieur comme source d'ions. Une fois formés les ions se dirigent vers la grille intérieure, chargée négtivement, la traversent arrive dans le coeur du dispositif. Les ions s'accumulent autour de la grille, formant un mur de charges positives que les ions extérieurs traversent pour se retrouver confinés à l'intérieur.
  
  
  
  Hirsch–Meeks fusor
  
  
  Dispositif simple de démonstration réalisé par Joshua Resnick, étudiant du Worcester Polytechnic Institute permettant d'établir une haut tension entre deux électrodes sphériques fait d'anneaux accolés.
  
  
  Fusion from Television?
  
  
  
  
• Propulsion à fusion inertielle électrostatique sans grille
  QED Fusion Reactor Bussard
  
  
  
  Modèle WB6 - Oct/Nov 2005
  
  
  The Advent of Clean Nuclear Fusion: Super-performance Space Power and Propulsion
  (5MG .pdf file - 30 pages)
  Robert W. Bussard, Ph.D., 57th International Astronautical Congress,
  October 2-6, 2006
  
  EMC² FUSION DEVELOPMENT CORPORATION
  http://www.emc2fusion.org/
  
  
  
  
• Propulsion à fusion à faisceaux collisionnés
  CBFR-SPS: Colliding Beam Fusion Reactor Space Propulsion System
  
  Domaine d'usage : correction de trajectoire, propulsion interplanétaire, propulsion interstellaire
  
  Principe : The Colliding Beam Fusion Reactor Space Propulsion System, CBFR-SPS, is an aneutronic, magnetic-field-reversed configuration, fueled by an energetic-ion mixture of hydrogen and boron11 (H-B11). Particle confinement and transport in the CBFR-SPS are classical, hence the system is scaleable. Fusion products are helium ions, ?-particles, expelled axially out of the system. alpha-particles flowing in one direction are decelerated and their energy recovered to "power" the system; particles expelled in the opposite direction provide thrust. Since the fusion products are charged particles, the system does not require the use of a massive-radiation shield. This paper describes a 100 MW CBFR-SPS design, including estimates for the propulsion-system parameters and masses. Specific emphasis is placed on the design of a closed-cycle, Brayton-heat engine, consisting of heat-exchangers, turbo-alternator, compressor, and finned radiators.
  
  
  Hi-Res
  Configuration à champs inversé avec orbites caractéristiques des ions dans le dispositif (à comparer avec celles du schéma du tokamak)
  
  
  
  Hi-Res
  Vue d'artiste d'un réacteur à faisceau collisionné de 100 MW. Le cyclotron inversé est situé au bout du générateur
  Artist's conception of 100-MW beam fusion reactor. The inverse cyclotron is indicated at the ends of the generators; the size is indicated for a 50-MW output.
  
  Colliding Beam Fusion Reactor
  Science 21 November 1997
  
  Feasibility of a Colliding Beam Fusion Reactor
  Science 17 July 1998
  
  
  
  
• Propulsion par statoréacteur à fusion (ramjet)
  Bussard Interstellar Ramjet
  
  Domaine d'usage : propulsion interstellaire.
  
  Principe : afin de s'affranchir de la masse du carburant de fusion a embarquer, le physicien Robert W. Bussard a imaginé un dispositif permettant de collecter ce carburant dans le milieu interstellaire raréfié et d'assurer sa fusion dans un réacteur en tirant partie de la vitesse relative de l'engin pour sa compression. Il utilise pour cela un immense collecteur (ram scoop) déflechissant le flux d'ion intercepté par l'engin vers un un réacteur où s'opère la fusion, dont les produits de réactions sont éjectés vers l'arrière. L'accélération produite dépend de la vitesse. En ordre de grandeur, un vaisseau de 1 kt offrant une surface collectrice de 1000 km de diamètre à un milieu de densité 100 000 protons/m3 accélère de 0,05 m/s² à 0,02c (taux de conversion masse énergie de la réaction : 0,004, efficacité de la propulsion : 0,5). La masse d'une surface collectrice constitué d'un matériaux même très fin (un Mylar de 1 mm d'épaisseur par exemple) serait prohibitive (~ 250 kt) comparée à la masse utile (alors que le principe est justement de s'affranchir au maximum de la masse nécessaire à la propulsion). Il faut concevoir plutôt une surface collectrice électromagnétique, ce qui nécessite une générateur électrique avec un ratio puissance/masse élevé. A l'instar d'un statoréacteur atmosphérique, le réacteur n'assure une compression suffisante du carburant que dépassé une vitesse très élevées.
  
  
  
  Ref. : Bussard, R. W, "Galactic Matter and Interstellar Flight," Astronautica Acta, 6, 179-194, 1960.
  
  Lien vers This is rocket science
  
  
• Propulsion par statoréacteur à fusion à carburant embarqué
  RAIR : Ram Augmented Interstellar Rocket
  
  Domaine d'usage : propulsion interstellaire.
  
  Principe : ce concept proposé par Alan Bond en 1974 contourne le problème du seuil de vitesse en utilisant le flux d'ions collectés comme masse de réaction et en embarquant un carburant plus facile à fusionner. Le courant de proton est utilisé pour bombarder à ~1 MeV une cible de Lithium-6 ou de Bore-11. Le seuil de vitesse peut alors être abaissé à 0,004 c. A cette vitesse 1,3g d'hydrogène permettant la fusion de 13g/s de carburant (puissance efficace : ~10¹⁰W), pour un diamètre de ramscoop de 2000 km et une densité du milieu de 50 000 protons.m^-3. Pour une masse utile de 1kt et une masse de carburant de 3kt, la vitesse finale pourrait atteindre 0,08 c après plusieurs décennies d'accélération.
  
  
  
  Le Ram Augmented Interstellar Rocket (RAIR) recueille l'hydrogène interstellaire pour l'utiliser comme carburant, mais transporte son propre combustible également.[i]
  
  Ref. : Bond, Alan. "An Analysis of the Potential Performance of the Ram Augmented Interstellar Rocket." Journal of the British Interplanetary Society, 27, 674-688, 1974.
  
  
  
• Propulsion à fusion-fission par catalyse antimatière
  
  ACMF: Antimatter Catalyzed Microfission/Fusion
  
  
• Propulsion a fusion initiée par antimatière
  AIM: Antimatter Initiated Microfusion
  
  
• Propulsion à antimatière à chauffage plasma
  Plasma Core, pure antimatter/matter
  
  
• Propulsion à antimatière à faisceau dirigé
  Beamed Core, pure antimatter/matter
  
  Utilisation d'antimatière : liste de lien
  
  
  
  
  ----------------
  [i]Concepts mettant en jeu une physique spéculative :
  
  
• Propulsion par effet tunnel macroscopique
  Macroscopic Quantum Tunnelling (MQT)
  Quantum Electromagnetic Laser Propulsion (QELP)
  Unitel propulsion
  
  A Physical Review of Unitel’s proposed Aerospace Vehicle - E. F. Halerewicz, Jr. - June 15, 2003
  
  Domaine d'usage : propulsion interstellaire.
  
  Principe : le concept est basé sur l'induction laser d'un quantum électromagnétique géant par interaction avec le champs de point zero du vide (Zero Point Field ou ZPF).
  
  
  
  
• Propulsion par antigravité

...

Tu entends quoi par propulsion à antigravité?

C'est juste pour ouvrir la liste et donner sa part au futur.

Donc rien de particulier, pour l'instant. Je mentionnerais peut être le warp drive, même si ma foi en ce concept est des plus vacillante .

a+

Une première classification serait de séparer ce qui relève de la physique connue et ce qui est du domaine de la spéculation de physique théorique. Presque toute ta liste correspond à de la physique connue, sauf l"antigravité".

Allez, dans la catégorie trucs exotiques, comment utiliser l'effet tunnel quantique :
http://65.108.189.168/Docs/A_Physical_R ... roject.pdf

Sur le forum astronautique, dans la discussion "voyager plus vite que la lumière", il y a des références sur le distorseur d'Alcubierre, trous de vers, etc.

lambda0 a écrit:

Une première classification serait de séparer ce qui relève de la physique connue et ce qui est du domaine de la spéculation de physique théorique. Presque toute ta liste correspond à de la physique connue, sauf l"antigravité".

Allez, dans la catégorie trucs exotiques, comment utiliser l'effet tunnel quantique :
http://65.108.189.168/Docs/A_Physical_R ... roject.pdf

Sur le forum astronautique, dans la discussion "voyager plus vite que la lumière", il y a des références sur le distorseur d'Alcubierre, trous de vers, etc.

Merci Lambda

En dehors des solutions exotiques, tu vois d'autres concepts à rajouter à la liste ?

a+

Dans les propulsions électriques par exemple, le moteur à effet de champ (existant), le résistojet (existant), le moteur plasmique d'Elwing à accélération pondéromotrice (étude théorique), et j'en oublie certainement. Voir aussi les canons électromagnétiques.
Egalement toute la classe des propulsions nucléaires pulsées (MMO).
Dans les trucs un peu audacieux, toutes les variantes du ramjet de Bussard.
Liste non exhaustive.

lambda0 a écrit:

Dans les propulsions électriques par exemple, le moteur à effet de champ (existant), le résistojet (existant), le moteur plasmique d'Elwing à accélération pondéromotrice (étude théorique), et j'en oublie certainement. Voir aussi les canons électromagnétiques.
Egalement toute la classe des propulsions nucléaires pulsées (MMO).
Dans les trucs un peu audacieux, toutes les variantes du ramjet de Bussard.
Liste non exhaustive.

Le ramjet comment ai-je pu l'oublier !

Merci, j'ai déjà rajouté le moteur a effet de champs et je complèterais par petits bouts dans les jours à venir...

a+

Il y aussi quelques trucs peut-être intéressants avec les isomères nucléaires, et en particuliers l'Hafnium-178. Il existe des transitions nucléaires à longue durée de vie qui peuvent libérer plusieurs MeV, sous la forme de gammas. Dans le cas de l'Hafnium-178, le noyau est dans un état métastable et la desexcitation peut être déclenchée par des rayons X à quelques keV. Il faut ensuite absorber les gammas (dans une enveloppe de tungstène par exemple) pour convertir leur énergie en énergie thermique et chauffer un fluide pour la propulsion.
Avantage : c'est une réaction nucléaire, donc très énergétique (environ 6 MeV), mais il n'y a pas de fission, donc pas de produits de fission radioactifs
(Celà dit, sur d'autres applications, ce truc est aussi une façon tordue de contourner le TNP...)

lambda0 a écrit:

Il y aussi quelques trucs peut-être intéressants avec les isomères nucléaires, et en particuliers l'Hafnium-178. (...)

Je vais le rajouter. Propulsion par désexcitation nucléaire induite, ça te va ? Sinon, à toi l'honneur

Ca promet quel niveau de densité énergétique par kg de Hafnium, tu as une idée ?

a+

Citer:

Maintenant, je pense qu'on peut dériver de ce phénomène toutes sortes de dispositifs très différents, avec des performances également très différentes (le moteur thermique est le plus simple, mais l'Isp resterait modérée, mettons entre 1000 s et 1500 s).

Oui, c'est un peu le problème avec ma petite liste.

Il faut que je distingue

* les processus mixtes (production d'énergie et éjection du propulsif)
* les processus énergétiques uniquement
* les processus propulsifs uniquement

Citer:

Environ 6 Mev/noyau, soit 6 Mev/178uma = 3.2e12 J/kg, sauf erreur
Un peu moins que la fission/fusion, mais quand même assez comparable, avec moins d'effets secondaires (radioactivité pour la fission et fusion) et complications (difficultés de la fusion).
D'un autre côté, le Hafnium-178 dans son état excité métastable n'existe pas dans la nature, ce n'est pas une source d'énergie primaire, il faut le produire...

Y'a un article ici sur l'opportunité de surveiller ce type de processus dans la fabrication d'arme nucléaire d'un nouveau genre. Ca reste controversé, on dirait :
http://www.globalsecurity.org/wmd/intro/hafnium.htm

a+

La plupart des références sur le sujet datent de 2000-2004, et beaucoup sont des commentaires de sources peu fiables, avec pas mal de fantasmes sur les armes nucléaires (ce genre de truc doit faire les délices des amateurs d'armes secrêtes, complots, etc.), mais on devrait pouvoir faire confiance à l'IN2P3, et la nouvelle suivante est plus récente :
http://www.in2p3.fr/recherche/nouvelles ... isolde.htm

Il semble qu'il existerait bien des moyens de libérer à volonté l'énergie d'isomères nucléaires (mais pas nécessairement par une irradiation de rayons X).
En dehors des possibles applications technologiques, ces processus présenteraient aussi un intérêt en astrophysique.

ajout:

* ascenseur spatial
* ramjet Bussard et dérivés
* voile solaire
* chauffage atmosphérique

ajout :
* statoréacteur

ajout :
* fusion (à compléter)

ajout :
* moteur d'Elwing (lambda, j'ai repris ton post sur fcs)
* concept de réacteurs nucléaire Génération IV (à retravailler)
* Effet Tunnel Géant

ajout 23/3/2008
* The Interstellar Probe
* Robert Forward’s interstellar laser sails
* Daedalus

ajout 24/3/2008
*Photon Tether Formation Flight
* désexcitation nucléaire induite

ajout 2/4/2008
* transfert de moment orbital par filin

Sujet très intéressant et très complet !

Je me suis posé la question suivante (mode débridé): imaginons un contexte avancé où les transports interplanétaires/stellaires sont communs. Pourrait-on envisager un système de propulsion non autonome, mais au contraire basé sur l'échange de quantité de mouvement entre vaisseaux ? Par exemple, un réseau de terminaux transférant de l'énergie aux vaisseaux sur le départ tout en freinant ceux arrivant (via un champ magnétique ?), et transférant entre eux de la quantité de mouvement via l'échange d'objets massiques (astéroïdes etc).

(C'est sûrement HS, si le sujet vous intéresse on peut en faire un topic)

C'est combien la masse d'un câble terre/lune

LokiLeFourbe a écrit:

C'est combien la masse d'un câble terre/lune

Atta, c'est pas un câble qui va jusqu'à la Lune. C'est juste deux câbles tournant en orbite, l'un autour de la Terre, l'autre autour de la Lune, reliés à des contrepoids. L'objet est saisi en bas de la trajectoire et lâché en haut, comme dans une fronde ou comme dans un trébuchet médiéval (et comme dans le trébuchet, l'énergie est gravitationnelle).

a+