Le voyage sur Mars en 39 jours !

[inviteec0d6e6f]

euh, on a surtout été obligé d'améliorer tout ça pour aller sur la Lune.

c'est ce qu'on appelle les retombées indirectes.
Aucun projet de l'humanité n'en a eu autant que les missions lunaires.
la guerre n'étant pas un projet mais un moyen.

A ce titre, les guerres ont toujours marqué des étapes de grand progrès technologiques. Alors, on commence quand ?

T'es au courant que la guerre ça fait des morts...
Y a eu combien de morts avec Apollo ? 3.
Si tu rapportes le taux de progression technologique par mort, la guerre devient minable.
Ça doit être pour ca que ça fonctionne la dissuasion nucléaire

Il faut être honnête, la Lune n'a servi que de pub pour le capitalisme ou le communisme, c'était le premier objet dans l'espace, puis animal, puis homme puis sur la Lune. Si l'avantage aurait été seulement des retombés technologiques, je suis pas sur qu'on aurait marché si tôt sur la Lune

c'est justement le problème, c'est que les retombées sont très essentiellement indirectes : il faut l'avoir fait pour les constater, et beaucoup n'étaient pas prévisibles.
je te signales que le premier ordinateur embarqué de l'histoire, c'est Apollo, regardes ce que c'est devenu.
On en serait peut être 20 ans en arrière sur ce point.
Ca c'est un seul exemple, ils sont très nombreux.

Donc aller sur Mars OK, mais il va falloir qu'ils donnent des arguments sensés.

C'est quasiment impossible de prévoir l'importance des retombées indirectes, or, il n'y a quasiment aucune retombée directe (sauf cailloux martiens).
C'est comme si tu demandais, avant même le début du programme Apollo : faites moi, maintenant, une liste de toutes les innovations technologiques que ça va apporter.
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[invite20ae9842]

Rebonjour.

ba je crois qu'avant de râler t'aurais mieux fait de piger mon propos.

1)Je ne râle pas.
2)J'ai pigé et constaté que tu avais tort.

tu as certainement raison :

Ben ouais.

- c'est tout a fait normal de dire que le cout de production du soyouz a été multiplié par deux le jour ou on apprend l'arrêt des navettes.

Non, c'est ça que tu ne piges pas, la loi de l'offre et de la demande entraîne de facto une hausse des prix dès que la demande augmente plus vite que l'offre, et cela sans avoir besoin de s'occuper du coût de production.
De plus, l'envoi d'hommes dans l'espace est un coût, rien d'autre qu'un coût, c'est une activité absolument non rentable.
Lorsque les Russes demandent 20 à 30 millions de dollars à un touriste, ils demandent, de fait une simple participation au coût d'un vol qui aurait de toute façon eu lieu.
Si les américains utilisent désormais des soyouz, les choses changent:
Premièrement, il faut construire plus de soyouz, coûteux et non rentables.
Deuxièmement, il faut rajouter des vols non prévus, c'est à dire non liés à l'activité strictement russe, ces vol doivent donc être entièrement payés.

- c'est tout a fait normal de prétexter pour ça une augmentation des tarifs du a la production de soyouz supplémentaires (donc chaque nouveau soyouz couterait beaucoup plus cher que les anciens)

Non, je te l'ai dit, c'est la loi de l'offre et de la demande et une indemnité qui correspond à la "commande" d'un vol supplémentaire, pas à un simple accompagnement d'un vol prévu.

on devrait les applaudir pour avoir autant de classe pour choisir des mensonges aussi bidons.

Ce ne sont pas des mensonges, si tu vois les choses ainsi, c'est seulement le résultat de l'interaction subtile entre ce que tu n'as pas voulu comprendre (offre et demande) et ce que tes préjugés t'ont imposé de croire (les Russes, c'est des *****, c'est bien connu, ma pauv'dame)

Apparemment ils te conviennent, grand bien t'en fasse.

Dans ce domaine, rien ne me convient particulièrement, et rien ne me gêne particulièrement non plus. Je suis bien plus détaché que tu ne l'imagines, par contre je n'aime ni les accusations gratuites, ni les préjugés...

Moi j'ai un peu de mal a avaler de telles couleuvres.

Tu as bien réussi à croire que l'on pouvait faire de l'économie en ignorant la loi de l'offre et de la demande......

Les américains s'en foutent, c'est ça la vraie raison.
Car ça reste très nettement moins cher qu'un tir de shuttle, et les russes, le sachant, ont revu leur tarif.
le principe, je ne le critique pas, ça fait 42 ans que je vis dans la réalité capitaliste, qui a ses bons et ses mauvais coté, c'est la méthode qui est vraiment lamentable.

Encore faut-il prouver tes accusations, et c'est pas gagné....

Prendre les gens a ce point pour des abrutis en prétextant une multiplication des couts par 2 du jour au lendemain, a part les russes, je ne vois pas qui aurait osé faire ça.

Donc: erreur basique sur les règles les plus élémentaires de l'économie, et préjugé anti-russe primaire, dans la même phrase, c'est glorieux.

Vu que mon message n'a pas été modéré, il te reste la solution de me mettre en ignoré.
Comme ça je ne te choquerais plus.
C'est facile la vie sur un forum.

Il n'a aucune raison d'être modéré, parce qu'il ne contient ni insulte ni attaque ad hominem, par contre il est, comme trop souvent, excessif, caricatural, et tendancieux.

Amicalement, Alain

[invite853321bf]

J'ai jamais dit qu'il faudrait faire une guerre, mais la conquête spatiale n'est pas le seul évènement ayant constitué un saut technologique. de plus Einstein l'a dit, la 4ème guerre mondiale se fera avec des batons, sous entendu l'utilisation intensive de bombes nucléaires feraient régresser les sciences.

c'est justement le problème, c'est que les retombées sont très essentiellement indirectes : il faut l'avoir fait pour les constater, et beaucoup n'étaient pas prévisibles.
je te signales que le premier ordinateur embarqué de l'histoire, c'est Apollo, regardes ce que c'est devenu.
On en serait peut être 20 ans en arrière sur ce point.
Ca c'est un seul exemple, ils sont très nombreux.

Et connais tu la première utilisation de l'ordinateur (enfin son ancêtre)? le déchiffrage des codes allemands pendant... la guerre, la 2ème mondiale pour être précis.
Ce que je voulais dire, c'est que mettre en avant le progrès réalisé est complexe. Certes il va y en avoir, mais difficile à prévoir. A ce titre les films par leurs effets spéciaux et même plus bizarrement les jeux vidéo ont permis à l'informatique de se développer, sans qu'on l'ait prévu.
Quand je vois tout ce que mes chefs doivent remplir comme paperasse pour un petit sujet de thèse, pour justifier la dépense, j'imagine que quand la NASA ou tout autre organisme présentera la facture, on leur posera la question:"OK mais pourquoi ?". Et tout devra être surement quantifier pour justifier l'argent dépensé.
La conjecture économique et politique n'est pas la même qu'à l'époque de la Lune. Si ça n'avait pas déjà été fait, je suis pas sur que le voyage serait financé à l'heure actuelle.

Je suis d'accord que ça va permettre de comprendre beaucoup de choses comme le programme Appolo, mais les comptables vont avoir du mal à dépenser des sous sur des suppositions, c'est tout. Et les hommes politiques aussi, avoir soutenu un gouffre financier pour pas grand chose serait mauvais pour leur carrière.

[Geb]

Bonsoir,

Désolé de réorienter le sujet, mais je ne suis pas homme à me prévaloir de la réponse au "pourquoi ?". En ce qui me concerne, le "comment ?" m’intéresse beaucoup plus.

Peu m’importent les justifications à un tel voyage, me renseigner sur la technologie qui se cache derrière une telle entreprise me paraît beaucoup plus passionnant.

Mais quoi qu’il en soit, la question "à quel prix ?" aurait des répercussions sur le "pourquoi on part" et le "comment on y parvient ?".

A ce propos j’aimerais tout de même relativiser les choses… Mars est au mieux 3300 fois plus loin que ne l’est Sidney de Paris (distance : ~17 000 km). Encore que cette opposition favorable n’a lieu qu'environ tous les 15 ans… passons.

De nos jours, le prix du trajet Paris-Sidney-Paris en avion est d’à peu près 1500 euros. Rapporté au kilomètre, le billet pour Mars ne devrait pas descendre en-dessous de 5 millions de dollars d’aujourd’hui.

Aujourd’hui dans le cadre du projet Mars Semi-Direct on en est à 2 milliards de dollars (le voyage aller-retour uniquement) pour 4 astronautes. Soit, en gros, 500 millions de dollars par personne. Ce n’est finalement "que" 100 fois le prix au kilomètre d’un voyage très long courrier dans l’aérien.

Maintenant, avec les technologies appropriés, peut-être parviendra -t-on à combler le fossé de 2 ordres de grandeurs (rapport de 100) entre les 2 voyages.

Qu'en pensez-vous ?

[Geb]

Bonjour,

Réduire le temps permet d'un seul coup de résoudre quantité de problèmes.
surtout concernant la santé des explorateurs martiens et la faisabilité technique du voyage.
Tout deviendrait TRÈS nettement plus simple avec un voyage de 2 X 40 jours et un mois sur place.

Pour être plus explicite, la réduction du temps de voyage aura des répercussions sur le Life Support System, dont les principales fonctions consistent :

1) à contrôler la composition de l’air à l’intérieur de l’astronef, sa température, son humidité, sa pression, à assurer sa ventilation et son renouvellement ;

2) à assurer l’apport en eau potable et celle destinée à assurer l’hygiène de l’équipage, ainsi que de récupérer et traiter l’eau ayant servi aux processus biologiques ;

3) à maintenir une provision, un stock et peut-être même une production suffisante de nourriture pour l’équipage ;

4) à assurer la collecte, le stockage et le traitement des déchets de toutes sortes ;

5) à assurer la sécurité de l’équipage avec par exemple des systèmes de détection et de maîtrise d’incendie et une protection contre les radiations ;

6) à apporter un espace et un confort de vie suffisant pour assurer le maintien de la santé physique et mentale, ou simplement, du moral de l’équipage pendant le voyage.

Bien sûr, si on parvenait à diminuer la masse que ce système de survie représente, on pourrait soit diminuer la puissance du moteur pour une même durée du trajet, soit diminuer la durée du trajet pour une même puissance du moteur. Dans les deux cas, cela jouerait favorablement sur l’emport de carburant.

C'est pourquoi diviser le temps de trajet par 5 (de 207 jours pour Mars Express à seulement ~39 jours) serait économiquement très intéressant.

Cordialement

[invited169aba4]

Juste une petite question : pourquoi gâcher de la masse à isoler le réacteur de l'équipage ? Pourquoi ne pas plutôt simplement l'éloigner grandement ? L'intensité d'un rayonnement diminue comme le carré de la distance, c'est toujours ça de gagné...

[Geb]

Bonsoir Yvanhoe,

Quand je parlais du rôle protecteur que devait remplir le Life Support System (LSS) vis-à-vis des radiations, ils étaient alors surtout questions des radiations d'origine cosmique.

Afin d’atténuer les radiations qui émanent du réacteur, on pourrait effectivement construire une structure de type "mât de grue", pour disposer le réacteur et le module d’habitation à l’opposé l’un de l’autre. Mais je doute qu’il y ait un gain significatif sur la masse totale de l’aéronef.

Les fameux écrans "dixième", formés d’une simple plaque de plomb d’une épaisseur de seulement 5 cm, arrêtent déjà 90 % du rayonnement gamma. Toutefois, je suppose qu'il est prévu d'utiliser une épaisseur plus épaisse étant donnée la puissance du réacteur (200 MWe).

Les deux solutions sont envisageables. Tout ce que je peux en dire, c'est qu'Ad Astra Rocket n'a pas retenu l'idée du mât.

Cordialement

[Geb]

Bonjour,

Je sais que ce n'est pas vraiment le sujet ici, mais je suis tombé par hasard sur les capacités du VASIMR concernant un autre objectif : la Lune.

En septembre 2007, l’idée d’un transporteur de fret équipé de moteurs VASIMR a été présenté lors de la 30e conférence internationale sur la propulsion électrique qui se tenait à Florence, en Italie.

Le transporteur (Orbital Transfer Vehicle, ou OTV) devait peser environ 100 tonnes. Il comprend également le Cargo Delivery Vehicle (CDV).

L’OTV était supposé monter à bord d'un lanceur conventionnel lourd (type Ares V). Il comprend :

- un nombre indéterminé de moteurs VASIMR,
- les panneaux solaires,
- un réservoir, relativement petit et mis en orbite vide, destiné au carburant pour le voyage retour depuis la Lune.

Le CDV suit le précédent lancement, mis en orbite par le même type de lanceur. Il est composé :

- de la charge utile,
- du véhicule de descente depuis l’orbite lunaire jusqu’en surface,
- du réservoir contenant à la fois le carburant pour l’aller de l’ensemble CDV/OTV et le retour de l’OTV seul.

Une fois tous les deux en orbite basse, à une altitude de 550 km, le CDV et l’OTV effectue un rendez-vous pour l’assemblage final. Ensuite, une petite partie du carburant contenu dans le réservoir principal lancé avec le CDV est transféré dans le petit réservoir de l’OTV afin que celui-ci puisse effectuer son voyage retour.

L’ensemble commence alors un vol propulsé, suivant une trajectoire en spirale qui lui permet de quitter l’orbite terrestre et d’être capturé par l’attraction gravitationnelle de la Lune, pour finalement recommencer une spirale jusqu’à une altitude de 100 km au-dessus du sol lunaire.

C’est alors que l’OTV se sépare du CDV pour commencer son voyage retour vers l’orbite terrestre basse. Le véhicule de descente, empli de la charge utile, se sépare lui aussi du reste du CDV et atteint la surface. La structure du CDV et son réservoir, maintenant vide, sont abandonnés en orbite lunaire basse.

La source d’énergie devait être la technologie Streched Lens Array Square Rigger, développée par Entech et ATK. En 2006, on annonçait une puissance spécifique de 362 W/kg pour un tel système intégré de cellules photovoltaïques à concentrateurs. Une masse spécifique de 3 kg/kW a donc été retenue pour l’étude de 2007.

L’étude se base également sur une investigation non publiée, effectuée au Johnson Space Center de la NASA par Andrew Petro en collaboration avec le laboratoire national d’Oak Ridge. Elle avait pour objectif de déterminer la masse spécifique du moteur VASIMR seul. Pour un VASIMR de la classe du MW de puissance, les résultats suggèrent une masse spécifique d’approximativement 1,3 kg/kW.

De ce qui suit, la masse spécifique moyenne de l’OTV dans son ensemble a été établie à 6 kg/kW. Ainsi, en respectant un transit d’une durée de 180 jours, un transporteur de 107 tonnes (dont 27,4 tonnes de xénon) pourrait envoyer 32,8 tonnes de fret vers la Lune.

Dans ce cas de figure, le rendement du moteur est établi à 65 % et son impulsion spécifique est minimale (3000 s). La puissance fournie par ses panneaux solaires est de 1090 kW (si le xénon est utilisé comme carburant). L’OTV mettrait alors 14,5 jours pour retourner vers la Terre.

Le tableau en page 5 nous apprend qu’avec une impulsion spécifique de 5000 secondes (et un rendement des moteurs maintenu à 65 %), la charge utile maximale monte à 37,6 tonnes. Cependant, la puissance nécessaire double (pour atteindre 2010 kW) et la masse initiale en LEO grimpe à 112 tonnes, bien que la quantité de xénon à emporter descende à 19 tonnes.

Avec une même masse de départ, une propulsion chimique serait limitée à 18 tonnes de charge utile.

Cordialement

[Geb]

Bonsoir,

la question "à quel prix ?" aurait des répercussions sur le "pourquoi on part" et le "comment on y parvient ?"

La Rolls-Royce du gaseous core reactor utilise un générateur MHD pour convertir directement l'énergie thermique d'un mélange combustible fissile et d'hélium en électricité.

La technique du regenerative aerobraking utilise la formation de plasma autour de l’astronef pendant la rentrée atmosphérique pour générer de l’énergie électrique (avec un générateur MHD) et la collecte d’oxygène dissociée (notamment à partir du dioxyde de carbone) autour de l’appareil.

Sur Mars, la pression atmosphérique au sol est de seulement 636 Pascals. Pour permettre à un générateur MHD de fonctionner, il faudrait employer une trajectoire dite directe.

Cela va en outre augmenter la portance (d’ordinaire si faible sur Mars) et la traînée (le frein atmosphérique). La réduction de l’énergie cinétique du gaz, due à l’action du générateur MHD va en outre permettre de réduire la masse du système de protection thermique.

L’énergie électrique obtenue du générateur MHD pourrait servir à refroidir des composants essentiels, comme le système de communication radio, ou encore améliorer la puissance du signal. Cette électricité pourrait aussi être simplement stockée pour une utilisation ultérieure en surface.

Un générateur MHD pourrait donc servir pendant le transit interplanétaire et la rentrée atmosphérique. Encore une nouvelle technologie qui promet de réduire le temps de transit et le coût d'un voyage vers Mars.

Cordialement

[Geb]

Bonjour,

Le dernier réacteur conçu au Laboratoire National de Los Alamos est celui qui a attiré mon attention. Il s'agit du SAFE-400 (pour Safe Affordable Fission Engine), un réacteur de type Heatpipe Power System,qui pèse au total 1200 kg pour 100 kW de puissance électrique, soit 12 kg/kW.

Comme mentionné plus haut, le SAFE-400 utilise la technologie du Heatpipe Power System (HPS). Ce réacteur était envisagé pour alimenter un système électrique de propulsion spatiale.

Je suis tombé récemment sur un pdf concernant un autre HPS : le HOMER (Heatpipe-Operated Mars Exploration Reactor). Cela m’a permis d’en savoir un peu plus sur cette technologie…

On peut y lire une description détaillé du HOMER-25 (125 kWth; 25 kWe), qui comme son petit frère le HOMER-15 (15 kWth; 3 kWe), devait servir de prototype pour le développement d’un générateur de surface dans le cadre d’un séjour habité sur Mars.

Voici la répartition précise de la masse du HOMER-25, par type de composants :

Reactor (fuel, HPs in-core, monolith, reflector): 461.9 kg
Internals and controls: 63.0 kg
Heatpipes above core and boiler: 130.9 kg
Shield: 569.2 kg

Stirling engines: 372.5 kg
Power management and distribution: 75.0 kg
Cabling: 37.5 kg

Radiator: 178.5 kg
Secondary heat transfer: 60.9 kg

Integrating superstructure: 183.7 kg

Total mass: 2133.1 kg

Cela nous fait donc 2133.1 kg pour un réacteur près à l’emploi avec une puissance électrique de 25 kW à la clé, soit une masse spécifique de 85,3 kg/kWe. C’est bien plus que les 12 kg/kWe que laissait entendre l’article de Wikipédia à propos du SAFE-400 (100 kWe; 1200 kg), pourtant basé sur la même technologie.

Plus de 85 kg/kWe, c’est même bien pire que les modèles russes d’il y a 40 ans. Alors, qu'est-ce qui peut expliquer une telle différence, et que peut-on réellement attendre d'un tel système ?

Cordialement

[Geb]

Bonsoir,

Je suis tombé par hasard sur un autre type de réacteur à faible masse spécifique. Il s’agit du Hydrogen Moderated Self-Regulating Nuclear Power Module (HPM) aussi appelé le Compact Self-regulating Transportable Reactor (ComStar).

Apparemment, il ressemblerait aux réacteurs de recherche de type TRIGA (Training, Research, Isotopes, General Atomics), mis au point en son temps sous la direction de Freeman Dyson.

Une citation d'un article de Wikipedia à ce sujet :

The concept for this type of nuclear reactor was developed by the scientists Otis Peterson, Turner Trapp and Patrick McClure of the Los Alamos National Laboratory (LANL) in New Mexico. Dr. Otis G. Peterson received a Federal Laboratory Consortium Award in the notable technology development category for this reactor concept in 2002. This technology has since been licensed exclusively to Hyperion Power Generation, under a technology-transfer program with the Los Alamos National Laboratory.

Un seul module de ce type de réacteur développe 70 MWth et 25 MWe pour une masse de 20 tonnes (lorsqu’il est rempli de carburant pour 3650 jours de fonctionnement continu. Dans le cas d’une utilisation spatiale, il est prévu de faire travailler les modules par paire, afin d’éviter les désagréments d’une panne éventuelle.

Soit… 40 tonnes pour 25 MW de puissance électrique, c’est seulement 1,6 kg/kWe. Ce qui n’égale pas les performances d’un réacteur à cœur gazeux, mais ça reste impressionnant. Peut-être même un peu trop… A mon avis on oublie pas mal de hardware en dehors du cœur proprement dit. Je vous propose d’analyser ça plus en détail, avec le brevet notamment.

Un autre article de Wikipedia : Hyperion Power Generation

Cordialement

[Geb]

Bonjour,

Je sais que ce n'est pas vraiment le sujet ici, mais je suis tombé par hasard sur les capacités du VASIMR concernant un autre objectif : la Lune.

En septembre 2007, l’idée d’un transporteur de fret équipé de moteurs VASIMR a été présenté lors de la 30e conférence internationale sur la propulsion électrique qui se tenait à Florence, en Italie.

J'ai trouvé une présentation un peu plus récente que le pdf donné en lien par Gilgamesh (avril 2004 contre mai 2002 pour le pdf déniché précédemment) au message #9 de cette discussion :

Express Flight to Mars

On en apprend un peu plus sur la composition d'un moteur VASIMR. Notamment, une estimation de la masse d'un moteur d'une puissance de 2,5 MWe (en page 34) : 1897,58 kg, soit une masse spécifique de 0,76 kg/kWe. Ceci est à comparer avec l'estimation précédente que j'avais évoqué : 1,3 kg/kWe pour un moteur de près d'1 MW de puissance électrique.

Dans le cas du voyage en 39 jours vers Mars, ont aurait entre 5 et 10 moteurs VASIMR d'une puissance de 20 à 40 MW (pour une puissance totale de 200 MWe). Mais j'hésite à soutenir, au contraire de Chang-Diaz, l'idée qu'on puisse caser sa source d'énergie (avec un réacteur à coeur gazeux ) et ses moteurs VASIMR (jusqu'ici on a pour un moteur de 2,5MW) dans la limite des 102 tonnes qui restent pour atteindre les 600 tonnes de masse totale.

Cordialement

[Geb]

Bonjour,

Comme je l'ai dit dans d'autres discussions, je tenais à préciser qu'après une critique virulente de Robert Zubrin (disponible ici et là), Ad Astra Rocket avait revu sa copie avec les performances "réelles" (il a fait 4833 secondes d'Isp et les publications utilisent 5000 s) de son VASIMR et avec un alpha, dans lequel AARC inclue toujours (bizarrement) la masse du propulseur, (pour une fois plus réaliste, mais peut-être pas suffisamment) de 20 kg/kW. Pour rappel, avant cela Ad Astra Rocket utilisait un alpha de 0,25 kg/kW (c'était même pas possible avec un réacteur à fission à cœur gazeux) et une Isp max oscillant entre 30000 et 50000 secondes (alors que théoriquement le VASIMR qui a été testé ne peut faire que ~12000 s max avec de l'hydrogène).

En outre, AARC a enfin abandonné l'idée d'utiliser des réacteurs nucléaires à fission à cœur gazeux, qui n'ont jamais été plus loin que l'étude papier ou les simulations informatiques, pour utiliser des panneaux photovoltaïques.

Dans ces conditions, les "performances" du VASIMR sont biens moins spectaculaires... Voir ici :

A Survey of Missions using VASIMR for Flexible Space Exploration (Part 2)

Figure 18 shows an example of the Variable Isp mission from Earth to Mars optimized for a minimal propellant use. The roundtrip mission has the duration of 22 months, requires 48 mT of propellant and includes the following steps:

1) ESOI Departure: Mar 15, 2035, IM = 96 mT;
2) Earth – Mars coasting takes 235 days and uses 21 mT of propellant
3) At MSOI Arrival, the relative V is 1.6 km/s. The payload of 30 mT gets separated and landed
on Mars, OTV goes by Mars
4) Stay on Mars for 40 days, while the OTV rendezvous with MSOI, using 5 mT of propellant
5) MSOI Departure: IM = 92 mT
6) Mars – Earth segment takes 395 days and uses 22 mT of propellant

Donc le vaisseau est équipé d'une grappe de propulseurs VASIMR totalisant une puissance de 2 MW qui propulse un vaisseau habité vers Mars avec une charge utile représentant 30 tonnes (ce qui est très peu pour un voyage habité Terre-Mars). L'équipage reste sur Mars pendant 40 jours. Sans compter qu'on ne sait pas encore comment on pourrait faire atterrir de façon sûre une charge utile aussi importante sur Mars... Voir ici :

The Mars Landing Approach: Getting Large Payloads to the Surface of the Red Planet

Even the 2009 Mars Science Laboratory (MSL) rover, weighing 775 kilograms (versus MER at 175.4 kilograms each) requires an entirely new landing architecture. Too massive for airbags, the small-car sized rover will use a landing system dubbed the Sky Crane. “Even though some people laugh when they first see it, my personal view is that the Sky Crane is actually the most elegant system we’ve come up with yet, and the simplest,” said Manning. MSL will use a combination of a rocket-guided entry with a heat shield, a parachute, then thrusters to slow the vehicle even more, followed by a crane-like system that lowers the rover on a cable for a soft landing directly on its wheels. Depending on the success of the Sky Crane with MSL, it’s likely that this system can be scaled for larger payloads, but probably not the size needed to land humans on Mars. Even the 2009 Mars Science Laboratory (MSL) rover, weighing 775 kilograms (versus MER at 175.4 kilograms each) requires an entirely new landing architecture. Too massive for airbags, the small-car sized rover will use a landing system dubbed the Sky Crane. “Even though some people laugh when they first see it, my personal view is that the Sky Crane is actually the most elegant system we’ve come up with yet, and the simplest,” said Manning. MSL will use a combination of a rocket-guided entry with a heat shield, a parachute, then thrusters to slow the vehicle even more, followed by a crane-like system that lowers the rover on a cable for a soft landing directly on its wheels. Depending on the success of the Sky Crane with MSL, it’s likely that this system can be scaled for larger payloads, but probably not the size needed to land humans on Mars.

Quoiqu'il en soit, dans ces conditions, le trajet aller dure 235 jours (au lieu des fameux "39 jours" clamés pendant des années !).

Le trajet retour Mars-Terre dure 395 jours (!). Difficile à avaler pour ceux qui croyaient que le VASIMR pourrait réduire le trajet Terre-Mars à un peu plus d'un mois !

Cependant, je me dois de préciser que malgré tout, Ad Astra Rocket est toujours très (c-à-d trop) optimiste envers l'alpha des radiateurs chargés de rayonner l'énergie thermique excédentaire dans l'espace, ainsi que par rapport à l'énergie maximale (c-à-d la surface maximale) que l'on peut pratiquement tirer des panneaux photovoltaïques... Voir ici :

The VASIMR Engine: Benefits, Drawbacks, and Technological Challenges

Pour une utilisation continue du VX-200, d'une puissance de 211 kW, il faudrait évacuer environ 70,5 kW d'énergie thermique. Le papier souligne que le radiateur de l'ISS évacue justement 70 kW avec de l'ammoniac comme fluide caloporteur. Pour rappel, le radiateur de l'ISS, construit par Boeing, pèse 54 tonnes et sa surface est d'environ 3800 m²...

Il est a noté que les auteurs de l'étude considèrent qu'au-delà de 200 kW de puissance, la taille des panneaux solaires deviendrait trop importante

[...] for powers under 100kW solar panels are very feasible. However, when reaching the VX-200 power level, the size and weight of the arrays becomes excessively large with current solar technology [...]

Malgré tout, ARCC vise 2 MW, soit 10 fois plus. Cela dit, auparavant il visait un réacteur nucléaire à cœur gazeux de 200 MWe, ils ont fait des progrès dans le réalisme

En outre, pour justifier ces performances à des puissances aussi importantes (de plusieurs MWe), le VASIMR emploierait des supraconducteurs à haute température, un Graal de la science moderne, qui n'a évidemment pas encore été inventé.

Mais j'ai envie de dire, "le mal est fait", toute la presse mondiale associera encore le VASIMR, à tort, avec un trajet Terre-Mars de 39 jours... Misère... Évidemment, si même des scientifiques comme Franklin Chang-Diaz se mettent à faire de la publicité mensongère...

Cordialement.