+ M - Laboratoire de Physique des Plasmas
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Introduction à la propulsion spatiale Pascal Chabert LPP, Ecole Polytechnique [email protected] Transparents principalement de Stéphane Mazouffre, ICARE Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Concepts de base Propulsion : système permettant de déplacer un véhicule spatial 1) du sol vers l'espace 2) directement dans l'espace Besoins Missions - observation - géopositionnement - télécommunication - exploration robotisée - mission cargo - vol habité Manoeuvres - échapper à un puit gravitationnel - vol dans une atmosphère - mise et maintient en orbite - correction de trajectoire et d’attitude - vol interplanétaire 2 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Concepts de base Propulsion chimique Assistance gravitationnelle Ariane V Ariane V Navette Endeavour Propulsion électrique Propulsion nucléaire thermique Deep Space 1 Réacteur NERVA (H2) 4 Les Lessystèmes systèmespropulsifs propulsifspour pourles lesvéhicules véhiculesspatiaux spatiaux S. Mazouffre, ICARE Concepts de base Le principe général de la propulsion spatiale s'appuie sur l'échange de quantité de mouvement entre la matière éjectée et l'engin à propulser. La propulsion fait appel à 2 grands principes : conservation de l’énergie conservation de la quantité de mouvement 3 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Equation de Tsiolkovsky Conversion de la quantité de mouvement Poussée développer à la sortie du propulseur F dm ve dt m ve ve : vitesse d’éjection de l’ergol Accélération du véhicule (abscence de forces extérieures) F m dv dt Principe des actions réciproques (3ème loi de Newton) dm ve dt m dv dt dv ve dm m Intégration V M dv 0 ve M0 dm m V ve Ln M0 M « The Rocket Equation » K. Tsiolkovsky, 1903 5 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Equation de Tsiolkovsky V ve Ln M0 M ΔV est la variation de vitesse entre le début (t0) et la fin (t) de la manœuvre (m/s) M0 est la masse totale initiale du véhicule M est la masse totale à l’instant t L’équation est établie avec les hypothèses suivantes : - référentiel d’inertie - le véhicule n’est soumis à aucune force exterieure - la vitesse d’éjection de l’ergol ve est consante En considérant la gravité, on obtient : V ve Ln M0 M g cos( )T avec T la durée de la phase d’accélération. Fraction massique consommée : 1 M M0 1 exp V ve 7 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Equation de Tsiolkovsky Delta V Manoeuvre Compensation de traînée ( 500 km) Contrôle d’attitude V (m/s par année) 20 2–6 Contrôle de position en GEO Transfert 50 V (km/s) Terre – LEO 9,5 LEO – GEO 4,3 LEO – Lune 5,9 LEO – L1 3,7 LEO – L2 3,4 LEO – Mars (orbite de transfert) 4,3 LEO : orbite terrestre de basse altitude GEO : orbite géostationnaire Lx : point de Lagrange Terre – Soleil 8 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Equation de Tsiolkovsky Consommation d’ergol Variation de la masse d’ergol au cours d’une manœuvre correspondant à V Me M 0 1 exp V ve M 0 1 exp V g I sp La propulsion électrique permet de faire des économies importantes en masse d’ergol pour des manœuvres nécessitant un V important. 9 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Equation de Tsiolkovsky Vitesse du véhicule en fonction du rapport R V R M0 M ve Ln R Masse initiale Masse finale M structure M charge M structure M ergol M charge Mstructure = Marmature + Mmoteur + Mréservoir on peut séparer le véhicule en plusieurs parties pour accroître V lanceur multi-étages 10 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Equation de Tsiolkovsky Optimisation de la stucture d’un lanceur 3 étages Lanceur américain Saturn V Etage 1 Etage 2 Etage 3 120 Charge (LEO) 118 Charge (LTO) 47 Masse (t) 2286 491 Masse sèche 135 39 13,3 _ _ Ergol LO2/kérosène LO2/H2 LO2/H2 _ _ Moteur 5 F-1 5 J-2 1 J-2 _ _ ve 2650 m/s 4210 m/s 4210 m/s _ _ R 3,49 2,63 _ 1,81 3,95 3312 m/s 4071 m/s _ 2498 m/s 5783 m/s V Rocket and Spacecraft Propulsion M.J.L. Turner Springer, 2009 11 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Equation de Tsiolkovsky Vitesse finale La durée d’une mission spatiale dépend de la poussée et des contraintes externes Equation fondamentale de la dynamique : F(t ) M (t ) dV (t ) dt soit dV (t ) On pose : - F est constante e est constant - le débit d’ergol m - la masse initiale du véhicule est M0 - la vitesse est nulle à t=0 : V(0)=0 F (t ) dt M (t ) où F est la poussée t V (t ) La vitesse du vaisseau à l’instant t est donnée par : V (t ) M0 0 F m e t dt M0 F Ln m e M 0 m e t Le temps nécessaire pour effectuer une manœuvre nécessitant Δv est donné par : T M0 1 exp m e V ve si l’on néglige les forces extérieures (gravitation, vent solaire…) 12 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Equation de Tsiolkovsky Vitesse finale Cas où aucune force extérieure n’agit sur le système Chimique 50 N pendant 2 jours 17 g/s d’ergol à 3 km/s V = 1022 m/s M = 2887 kg 5 105 N pendant 45 s 167 kg/s d’ergol à 3 km/s V = 4169 m/s M = 7510 kg Electrique 1 N pendant 400 jours 35 mg/s à 30 km/s V = 3683 m/s M = 1156 kg 13 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Propulsion chimique vs électrique Propulsion chimique : éjection de gaz chauds 3 km/s Propulsion électrique : éjection de particules chargées (ions) 40 km/s Avantages • Vitesse d’éjection élevée : économie en ergol • Rendement élevé (50-60%) Inconvénients • Faible niveau de poussée • Complexité et masse du système 14 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Propulsion chimique Conversion d’énergie: chimique (liaison) thermique cinétique Principe : Détente d’un gaz porté à haute température à travers une tuyère de Laval Ecoulement stationnaire isentropique avec tuyère idéale (vide) : ve k BT0 2 m 1 : exposant adiabatique vitesse du son : cs k BT0 m 15 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Propulsion chimique Propulsion chimique liquide Ergol stocké dans un réservoir Injection dans une chambre de combustion Refroidissement : circulation de l’érgol pulvérisation interne sur les parois Problèmes injection des ergols instabilités Couples d’ergols H2-O2 (cryogénique), N2H4 – O2 H2 – O2 – kérozène, H2O2 N2O4 – kérosène Moteur cryogénique Vulcain 2 960 kN au sol ve = 4228 m/s 16 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Propulsion chimique Propulsion chimique solide Simple, facile à transporter, peu cher Combustion en couche parallèle La géométrie initiale définie la poussée Deux types de géométrie combustion frontale combustion avec canal Ariane 5 Ergol = combustible + comburant Ajouts de composants liants catalyseur régulateur de combustion Ergols courants nitrocellulose ; nitroglycérine perchlorate d’ammonium + Al nitrate d’ammonium + Al zinc ; soufre MPS 237 t de poudre 4900 kN au sol ve = 2690 m/s 17 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Propulsion chimique forte poussée : 108 - 1 N faible ve : 2000 - 4000 m/s courte durée d’utilisation mn / h stockage aisé de l’ergol Technologie propulsion liquide propulsion solide propulsion hybride propulsion nucléaire Vectorisation mécanique possible Moteur principal de la navette (SSME) LO2 – LH2 1853 kN au sol ve = 3561 m/s 18 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Propulsion chimique Puissance Puissance mécanique : Pméca F ve 1 m e ve2 2 Navette Spatiale Endeavour (25 t de charge utile) 3 SSME 100 t LH2 et 600 t LO2 3 179 t de poussée (480 s) deux boosters à solide 2 500 t de poudre 2 1275 t de poussée (124 s) Poussée totale au décollage : 3100 t = 30,3 MN Navette spatiale Discovery au décollage ve 3000 m/s d’où Pméca = 91 GW Sonde interplanétaire SMART 1 (1m3, 367 kg) propulseur à plasma PPS®1350-G (xénon) F = 68 mN et ve = 16500 m/s Pméca = 560 W Sonde SMART 1 et son moteur à plasma 19 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Propulsion électrique Conversion d’énergie : électrique cinétique électrique thermique cinétique L’énergie est apportée de façon externe Principe : Création et accélération électromagnétique d’ions faible poussée : 0,1 – 1 N grande ve : 20 - 40 km/s long temps de tir : mois souplesse Propulseur NEXT (NASA) 20 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Propulsion électrique Intérêts • Avantages • Vitesse d’éjection de l’ergol élevée économie significative en masse d’ergol embarqué • Rendement élevée ~ 50-60 % • Longue durée de tir vitesse finale importante • Flexibilité (cycles, fonctionnement dual) • Emploi d’une source d’énergie externe énergie solaire / nucléaire • Vectorisation directe possible • Inconvénients • Très faible niveau de poussée ~ 100 mN – 1 N • Rapports P/M et P/T défavorables (objectif : 0,1 N / kW) • Ergols disponibles vers ergols solides • Complexité, masse et encombrement du système propulseur + neutraliseur, alimentation électrique, circuit de gaz, réservoir • Opération à basse pression • Puissance disponible limitée 21 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Propulsion électrique Applications Propulsion électrique missions avec un important V • A l’heure actuelle [ F = 100 mN ] • correction de la trajectoire des satellites géostationnaires. • contrôle de l’attitude des satellites (panneaux solaires, antennes) • Missions interplanétaires robotisées • Dans un futur proche [ F = 1 N ] • manoeuvre de transfert d’orbite • Voyages interplanétaires vers les planètes lointaines (Saturne, Jupiter…), les comètes et les astéroïdes • Vision à long terme [ F = 10 - 100 N ] • Véhicules cargo pour l’exploration lunaire et martienne • Vols habités besoin de puissance élevée (MW) 22 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Propulsion électrique Electromagnétique Propulseur à effet Hall Propulseur MPD Moteur ionique à grilles Arc-jet Electrothermique Plasma Electrostatique 23 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Résistojet - Arcjet Propulsion chimique : limite en température ve k BT0 2 m 1 Résistojet Chauffage direct d’un gaz (effet joule) Arcjet Gaz : H2, NH3, hydrazine… Refroidissement par radiation T 8000 K ; ve = 4 – 20 km/s 30 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Moteur ionique à grilles Accélération électrostatique d’ions : mi création du plasma F Poussée : A eE faisceau d’ions accélération des ions Courant de charge d’espace (loi de Child) : j Vitesse : v(d ) dv dt 4 0 2e 9 m 1/ 2 V03 / 2 d2 2eV0 m m v(d ) jmv (d ) e 8 0 V0 9 d 2 Pour augmenter F : A, d ou V0 31 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Moteur ionique à grilles Système à 3 grilles : accélération – décélération des ions i) ii) Empêcher la migration des e vers l’amont Réduire ve et augmenter F/A j 4 0 2e 9 m v( x0 ) 1/ 2 V0 Va 3 / 2 d2 2eV0 m Gain en poussée : F A 8 0 V0 Va 3 / 2 2 V0 9 xa2 Grilles technologies C-C optique ionique → focalisation des ions usure : bombardement direct + échange de charge Neutralisation du faisceau source d’électrons externe Ergols faible Ei ; masse élevée ; non toxique ; facile à stocker → Xe, Kr 32 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Moteur ionique à grilles Points Forts grande vitesse d’éjection de l’ergol (forte Isp) faible divergence du faisceau longue durée de vie des grilles Points faibles limite en courant (charge d’espace) forte poussée grilles de grandes dimensions opérations à faible puissance difficile système complexe (2 sous-systèmes) 33 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Moteur ionique à grilles Moteur T6 de QinetiQ (configuration Kaufman) 200 mN / 4700 s 8kg, 30 cm de diamètre Système de propulsion de la sonde MPO (Mercury Planetary Orbiter) de la mission BepiColombo de l’ESA Moteur NSTAR de Boeing 90 mN / 3100 s 8,3 kg, 30 cm de diamètre P = 2,3 kW Mission Deep Space 1 de la NASA (1998) Rendez-vous avec la comèt Borrelly Sonde DS1 486 kg au lancement 110 kg de xénon 34 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Propulseur à effet Hall Accélération électromagnétique d’un plasma décharge magnétisée (quasi-neutralité) j E u B FB j B Accélération du gaz ( <<1): transfert de quantité de mouvement entre particules chargées et neutres Pas de charge d’espace 35 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Propulseur à effet Hall Comment créer un fort champ E dans un plasma ? → réduction locale de la mobilité (électronique) E = je/ e, e, = e, je = f(B, coll.) Propulseur à effet Hall : accélération d’ions dans un plasma Utilisation d’un champ magnétique - capture des électrons - trajectoires ioniques non perturbées B = 100 - 500 G IV A. I. Morozov (1998) I II III IV région anodique région d’ionisation zone d’accélération plume plasma 36 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Propulseur à effet Hall Dérive électronique azimutale v E B B2 Ex Br Poussée Accélération électrostatique des ions T e neE dV m i v Ii 2mU d e Force de Lorentz T jHall B dV d I Hall Br 37 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Propulseur à effet Hall Problèmes ouverts Dynamique d’une décharge magnétisée physique complexe * Transport électronique Dérive des électrons à travers la barrière magnétique Expérience : Calcul (collisions) : e, 0,2 m2s-1V-1 e, 0,01 m2s-1V-1 D k BTe e Explication : diffusion turbulente et/ou diffusion pariétale ~ Turbulence : champ E z 1 B * Lois d’échelle Influence du rapport h/d * Rôle de l’émission électronique secondaire (parois diélectriques) * Érosion anormale des parois * Instabilités de la décharge 38 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Propulseur à effet Hall Points Forts pas de limite en courant due à la c.e. vitesse d’éjection de l’ergol importante rapport F/P grand système simple (aimants) durée de vie élevée vectorisation magnétique prouvée Points faibles divergence du faisceau d’ions lentille ( .B=0) mais recouvrement I/A production d’ions multichargés transort anormal non quantifié 39 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Propulseur à effet Hall Propulseur à effet Hall : PPS®1350-G développé et construit par Snecma Niveau nominal de performances Poussée: 88 mN (5.5 mg/s xenon) Isp: 1650 s Puissance électrique : 1500 W Tension : 350 V Courant de décharge : 5 A Rendement : 55 % Durée de vie > 10000 h (> 420 jours) Performances du modèle de laboratoire 100 mm de diamètre externe (canal) 5 kg Poussée : 40 -145 mN Isp: 1500-3100 s Puissance : 500 – 3400 W Rendement : 45-60 % Le moteur PPS®1350 était le système de propulsion principal de l’orbiteur lunaire SMART-1 de l’ESA. Première sonde spaciale équipé d’un PEH. 40 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Propulseur à effet Hall Propulseur à effet Hall : PPS®X000-ML Propulseur de 5 kW 200 mN / 2000 s 41 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Propulseur à effet Hall Architecture avancée Moteur 457M de la NASA 50 kW 2,5 N Cluster de 4 moteurs BHT600 de Busek Propulseur X2 à canal-double Université du Michigan 42 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Propulsion électrique Autres technologies MagnetoPlasmaDynamics force de Lorentz High Efficiency Multistage Plasma thruster configuration en cusp magnétique (force diamagnétique) VAriable Specific Impulse Magnetoplasma Rocket plasma helicon – chauffage ICR – tuyère magnétique adapté à la forte puissance PEGASES gaz électronégatif accélération d’un plasma ion-ion 43 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux VASIMR NASA source hélicon chauffage par résonance cyclotron ionique aimants supra-conducteurs tuyère magnétique Poussée : 40 N -1200 N, puissance jusqu’à 100 MW ISP: 1000 s -30000 s réacteur nucélaire Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux PEGASES Additional neutralization is not needed Fast recombination between ions 43 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Propulsion électrique nucléaire Energie solaire 2000 20000 1800 18000 Flux de rayonnement solaire 1600 16000 Superficie nécessaire pour capter 10 kW 1400 Superficie nécessaire pour capter 1 MW 1200 1000 Superficie nécessaire pour capter 100 kW 14000 12000 Superficie de deux terrains de football 10000 800 8000 600 6000 Superficie d'un terrain de football 400 4000 Superficie nécessaire pour capter 1 kW 200 Superficie des panneaux solaires /m2 Flux de rayonnement solaire /[W/m2] Crédits: O. Duchemin Snecma, Groupe SAFRAN 2000 0 0 0 5 10 15 20 25 30 Distance au soleil /AU Terre Jupiter Saturne Uranus Neptune 45 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Propulsion électrique nucléaire Energie solaire L’énergie électrique est fournit par des panneaux solaires ce qui limite la puissance à qq dizaines de kW Station Spatiale Internationale à 350 km d’altitude 2500 m2 de panneaux solaires 110 kW Besoin d’une source d’énergie alternative pour les propulseurs électriques à forte poussée et les missions interplanétires énergie nucléaire (fission) 46 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Propulsion électrique nucléaire Principe Puissance disponible de plusieurs MW Longue durée de vie Amélioration du rapport puissance sur masse du générateur électrique PE ME Projet de vaisseau Jupiter Icy Moons Orbiter spacecraft (JIMO) Programme Prometheus de la NASA : exploration des lunes de Jupiter Longueur : 80 m Séries de propulseur de ~100 kW 47 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Conclusions Propulsion électrique vitesse d’éjection de l’ergol élevée faible consommation grand rendement source d’énergié découplée mais faible niveau de poussée opération à basse pression Applications : mission à fort V maintient à poste des satcoms transfert d’orbite sondes interplanétaires Deux technologies principales moteurs ioniques à grilles : grande Isp propulseur à effet Hall : rapport P/F élevé Perspectives (gain en poussée et durée de vie) améliorations des concepts actuels développements de nouveaux types de propulseurs 48 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Annexe Considération sur la durée d’une mission La survie d’un être humain dans l’espace est voisine de 2 ans Problèmes : radiation (X, ) vent solaire ( , ions) apesanteur (ostéoporose) Pour les mission habitées il faut donc que l’engin spatiale atteigne rapidement une vitesse élevée. (la durée pose moins de problème dans le cas des missions robotisées = contraintes techniques, technologiques, de gestion et d’organisation) Terre – Lune (384401 km) à 100 km/h 160 jours à 2000 km/h 8 jours à 50 000 km/h 7,7 h Phase d’accélération Terre – Mars (232 Mkm) à 100 km/h 265 ans à 2000 km/h 13 ans à 50 000 km/h 190 jours temps, dépense en ergol + énergie Phase de déccélération temps, dépense en ergol + énergie assistance gravitationnelle aéro-freinage, aéro-capture 49 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Bibliographie propulsion Rocket and Spacecraft Propulsion M.J.L. Turner Spinger – Praxis Publishing Ltd, Chichester, UK (2009) Frontiers of Propulsion Science Ed. by M.G. Millis and E.W. Davis Progress in Astronautics and Aeronautics, vol. 227 AIAA Inc. (2009) Physics of Electric Propulsion R.G. Jahn McGraw-Hill, Inc. (1968) Fundamentals of Electric Propulsion D.M. Goebel and I. Katz John Wiley Sons, Inc. (2008) 50 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Equation de Tsiolkovsky Conversion de la quantité de mouvement Conservation de la quantité de mouvement entre t et t + dt (expulsion d’une masse dm d’ergol en dt) Véhicule (masse m - dm) dpengin (m dm)(v dv) (m dm)v m dv Ergol (masse dm) dpergol dm(v ve ) vdm dmve Variation totale de la qté de mvt : dp = dpengin (> 0) + dpergol (< 0) d’où dp dpengin dp ergol m dv dm ve F Loi fondamentale de la dynamique (Newton) : F avec PAe f dp dt mg cos( ) on obtient : mdv dmve PAe f mg cos( ) dt Avec F=0 et ve = constante V ve Ln M0 M « The Rocket Equation » 6 Les systèmes propulsifs pour les véhicules spatiaux Propulsion électrique nucléaire Rapport puissance/masse R = 6, = 50%, t = 106 s Soit ME la masse du générateur électrique : R' Ms ME Me Ms ME Soit le rapport puissance sur masse du générateur électrique PE ME La vitesse du vaisseau s’écrit : V ve ln 1 2 2 t t Ms Me Pour un grand V, ve doit être élevée ve2 grand panneau solaire : 200 W / kg réacteur nucléaire : 300 W / kg chimique : 40 kW / kg 44
