Générateur nucléaire développé en Russie pour le vol spatial habité

[Bluedeep]

Pour l'instant, c'est le solaire qui a gagné pour produire de l'électricité dans l'espace.

Pas pour les missions vers les planètes extérieures : si pour Mars, c'est encore jouable, au delà il faut des panneaux tellement grands que ce n'est pas réaliste.
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[Bluedeep]

Bluedeep : l'argon est bien envisagé pour certains moteurs plasmiques. Et ça marche aussi au krypton. Le choix dépend du domaine d'impulsion spécifique pour lequel on veut optimiser le moteur (ex: xénon=>privilégier la poussée, pour les moteurs Hall manoeuvrant dans un champ gravitationnel. Par contre, on utiliserait de préférence l'argon en croisière interplanétaire où on privilégie l'Isp, sans que le xénon soit non plus un mauvais choix).

Merci pour cette info. Je maintiens en revanche mon raisonnement concernant l'hélium qui parait absolument inadapté.

[WizardOfLinn]

Pour ce qui est des planètes extérieures, la sonde spatiale Juno, en route vers Jupiter, est alimentée avec des panneaux solaires.
Mais effectivement, on envoie un ou deux RTG dans l'espace tous les dix ans, quand on ne peut vraiment pas faire autrement, et dans le même temps, des centaines de satellites et sondes alimentés en solaire.

[Geb]

Je jette aussi un oeil à ce projet de temps en temps à ce projet russe, mais je commencerais à y croire lorsque je verrais un prototype effectivement construit, prêt à faire des essais, au moins au sol.

À ce propos, j’ai trouvé une interview datée du 29 janvier 2013, du directeur du Centre de Recherche Keldysh, l'Académicien russe Anatoliy Koroteyev, par l’agence de presse RIA Novosti :

Le réacteur pour le moteur nucléaire spatial sera prêt d'ici la fin 2014

Anatoliy Koroteyev affirme que la partie réacteur du module de transport spatial sera prête pour des essais au sol d'ici la fin de l'année 2014. Il ajoute cependant qu'en revanche, la date de mise en orbite (fixée à l'heure actuelle pour 2018) peut encore subir des reports, mais ça n'influera pas sur le déroulement des essais au sol.

Ma connaissance sommaire de la langue russe progresse tous les jours, mais je crois avoir trouvé un article qui semble indiquer que la partie qui tracasse le plus les Russes concerne le radiateur spatial.

Le passage à propos de la partie difficile est celui-ci :

Сама установка состоит из четырех элементов — реактора, турбокомпрессорного генераторного блока, вырабатывающего электричество, самого электроплазменного двигателя и системы сброса низкопотенциального тепла. Последняя — наиболее технологически сложный элемент установки.

Je ne suis pas sûr de ce que "системы сброса низкопотенциального тепла" veut dire (le vocabulaire technique n’est pas mon fort), mais il semble que ça pourrait signifier "système basse-tension de rejet de la chaleur".

Aux dernières nouvelles les Russes travaillaient sur le radiateur spatial à gouttelettes. Un petit prototype devrait d'ailleurs être testé à bord du nouveau module russe Nauka de la station spatiale internationale (module qui devrait être satellisé le 25 avril de cette année). De mon point de vue, le radiateur à gouttelettes est effectivement la meilleure option à ma connaissance en matière de radiateurs spatiaux et les Russes sont les plus avancés dans sa réalisation, toute agences spatiales confondues.

Donc, je ne sais pas trop ce que le "basse-tension" vient faire là. Peut-être que les autres russophones sur ce forum pourraient m’aider sur ce point ?

A moins que les russes apportent quelques innovations techniques originales (mais je ne vois rien dans ce sens).

Malheureusement, les infos techniques sur ce réacteur spatial russe sont libérées au compte-goutte. Cela dit, la solution envisagée (un réacteur à neutrons rapides refroidis au gaz) est plutôt singulière à mes yeux puisqu'elle n'a à ma connaissance jamais été envisagée par les Américains pour des applications spatiales (même en étude papier). Maintenant, je pense pouvoir voir des avantages dans les deux cas de figure : à la fois pour l'utilisation du gaz (un mélange hélium/xénon, probablement le classique 72/28) en refroidissement primaire (ou serait-ce le secondaire ?) qui permet une bon rendement de conversion thermo-électrique avec les turbines haute température adéquate (proche de 35% au mieux), et pour l'utilisation du cycle à neutrons rapides, qui permet l'utilisation de l'Uranium 238 relativement abondant et faiblement radioactif.

Cordialement.

[Geb]

Merci pour cette info. Je maintiens en revanche mon raisonnement concernant l'hélium qui parait absolument inadapté.

Inadapté sans aucun doute, mais néanmoins possible. Il est parfois même préféré au xénon dans certaines circonstances, notamment pour les essais au sol. J'ai déjà lu des compte-rendus d'essais avec de l'hydrogène, du deutérium, de l'hélium et même de l'azote.

Cordialement.

[Bluedeep]

Inadapté sans aucun doute, mais néanmoins possible.

Oui, il est aussi possible d'utiliser du popcorn ou dela confiture d'airelles comme masse de réaction; cela ne signifie en aucune manière qu'il s'agit d'un choix cohérent.

Il est parfois même préféré au xénon dans certaines circonstances, notamment pour les essais au sol. J'ai déjà lu des compte-rendus d'essais avec de l'hydrogène, du deutérium, de l'hélium et même de l'azote.
.

Il faut relativiser la notion d'essai au sol de tels moteurs qui ne peuvent fonctionner que dans le vide. Par ailleurs la notion de taille de réservoir et de maintiens du contenu du réservoir en condition opérationnelle ne rentre pas en ligne de compte dans le cas d'essais au sol. Tu n'arriveras pas à me faire croire qu'un réservoir 25 fois plus grand que celui qui serait utilisé pour du Xénon a raisonnablement été envisagé en application spatiale. On parle ici d'une masse de réaction.

[WizardOfLinn]

Geb:
Il faut comparer le coût d'ionisation à l'énergie cinétique des ions éjectées (et donc à l'Isp). A "basse Isp", l'énergie d'ionisation n'est pas négligeable devant l'énergie cinétique des ions, ce qui se traduit par un mauvais rendement énergétique des moteurs. C'est aussi pour celà qu'il est intéressant d'utiliser des ions assez lourds, sauf quand on atteint des valeurs d'Isp suffisamment importantes pour que le coût d'ionisation devient négligeable devant l'énergie cinétique.
Les éléments légers peuvent être utilisés dans des essais pour d'autres raisons : dans le cas du Vasimr, par exemple, cela permet de travailler avec un champ magnétique de confinement plus faible, qui peut être produit par des aimants permanents (plus simple et moins chers que des électroaimants supraconducteurs) - mais ce ne sont pas des configurations opérationnelles utiles dans la plupart des missions envisagées dans les 20-30 ans.

Pour en revenir au réacteur nucléaire : ces radiateurs à gouttelettes sont en effet très intéressants (mais le principe est quand même connu depuis au moins 30 ans, il doit y avoir quelques difficultés techniques pour qu'on ne l'ai pas développé plus tôt).

[Geb]

dans le cas du Vasimr, par exemple, cela permet de travailler avec un champ magnétique de confinement plus faible, qui peut être produit par des aimants permanents (plus simple et moins chers que des électroaimants supraconducteurs)

J'espère ne pas alimenter un hors-sujet par cette remarque, mais je ne suis pas un fan du VASIMR. De mon point de vue, Chang-Diaz et son équipe utilisent surtout des éléments légers dans leurs essais pour pouvoir mettre dans leur revue de presse que l'Isp dépasse 5000 s.

Pour en revenir au réacteur nucléaire : ces radiateurs à gouttelettes sont en effet très intéressants (mais le principe est quand même connu depuis au moins 30 ans, il doit y avoir quelques difficultés techniques pour qu'on ne l'ai pas développé plus tôt).

Je crois pouvoir affirmer que Anatoliy Koroteyev était un des grands spécialistes de la technologie des radiateurs à gouttelettes dès la fin des années 1980. Je vais creuser de ce côté-là.

[WizardOfLinn]

...
Aux dernières nouvelles les Russes travaillaient sur le radiateur spatial à gouttelettes. Un petit prototype devrait d'ailleurs être testé à bord du nouveau module russe Nauka de la station spatiale internationale (module qui devrait être satellisé le 25 avril de cette année). De mon point de vue, le radiateur à gouttelettes est effectivement la meilleure option à ma connaissance en matière de radiateurs spatiaux et les Russes sont les plus avancés dans sa réalisation, toute agences spatiales confondues.
...

J'avais vu un "slide" il y a quelques années sur ce radiateur à gouttelettes russe, et rien depuis, aucun article technique. Aucune mention non plus dans cet article wiki sur le module Nauka (ou alors, ça m'a échappé). Cet info sur un essai dans l'espace est-elle disponible quelque part en anglais ?

[Geb]

Cet info sur un essai dans l'espace est-elle disponible quelque part en anglais ?

Je l'avais évoqué un peu plus en détail dans le message #57 (et peut-être ailleurs) plus tôt dans cette discussion :

Activities on Droplet Cooler-Radiator

The cooler-radiator model has undergone successfully tests in microgravity and high vacuum on board the orbital station "Mir". In accordance with the R&D program "ISS - Nauka" scientific instrumentation is under development for a space experiment, the purpose of which is improving characteristics of such radiators.

Cordialement.

[Geb]

(un mélange hélium/xénon, probablement le classique 72/28)

Je voulais évidemment parler d'un mélange hélium/néon (soit 72% d'hélium pour 28% de néon).

[Bluedeep]

Geb:
Il faut comparer le coût d'ionisation à l'énergie cinétique des ions éjectées (et donc à l'Isp). A "basse Isp", l'énergie d'ionisation n'est pas négligeable devant l'énergie cinétique des ions, ce qui se traduit par un mauvais rendement énergétique des moteurs. C'est aussi pour celà qu'il est intéressant d'utiliser des ions assez lourds, sauf quand on atteint des valeurs d'Isp suffisamment importantes pour que le coût d'ionisation devient négligeable devant l'énergie cinétique..

Et , comme je le mentionnais plus haut, l'He a justement une énergie d'ionisation double de celle du Xenon.

[Bluedeep]

Je voulais évidemment parler d'un mélange hélium/néon (soit 72% d'hélium pour 28% de néon).

En masse ou en volume ?

[Geb]

En masse ou en volume ?

En volume.

[Bluedeep]

Pour ce qui est des planètes extérieures, la sonde spatiale Juno, en route vers Jupiter, est alimentée avec des panneaux solaires.
Mais effectivement, on envoie un ou deux RTG dans l'espace tous les dix ans, quand on ne peut vraiment pas faire autrement, et dans le même temps, des centaines de satellites et sondes alimentés en solaire.

Il serait interessant de trouver les courbes puissance/masse embarquée pour les panneaux solaires et les RTG (sachant que pour les RTG on doit ajouter la donnée "temps" et pour les panneaux solaires la donnée "distance au soleil"). Je suis sur que l'explication des choix sauteraient aux yeux.

[WizardOfLinn]

En puissance massique, les panneaux solaires battent les RTG au moins d'un rapport 10 au niveau de l'orbite terrestre. Compter 300 kg/kWe en RTG (de toute façon limité à quelques kW). La combinaison RTG+propulsion électrique serait d'un usage très limité.
Le rapport s'améliorerait pour les vrais réacteurs nucléaires au delà de 100 kWe (mais on n'a jamais lancé de réacteur d'une telle puissance).
Il est possible qu'un réacteur nucléaire de 1 MWe très performant, avec une techno de dissipation thermique avancée, batte le solaire.
A 10 MWe et plus, on doit pouvoir descendre à 10 kg/kWe, grâce à des économies d'échelle (en restant dans des techno nucléaires pas trop exotiques).
Mais d'un autre côté, les panneaux solaires progressent aussi, en rendement, et en diminution de masse surfacique.
Compte tenu de ses coûts et diverses complications, il n'est pas du tout évident que la propulsion nucléaire-électrique présente un intérêt jusqu'à l'orbite martienne (alors que je pensais le contraire il y a 10 ans).

[Bluedeep]

En puissance massique, les panneaux solaires battent les RTG au moins d'un rapport 10 au niveau de l'orbite terrestre.

IL est évident que la question ne se pose pas au niveau de l'orbite terreste; mais si le rapport n'est que de 1 à 10 au niveau de l'orbite terrestre ça veut dire que déjà le panneau est une solution moins évidente au niveau de l'orbite jovienne où on a plus que 50W/m^2.

[WizardOfLinn]

IL est évident que la question ne se pose pas au niveau de l'orbite terreste; mais si le rapport n'est que de 1 à 10 au niveau de l'orbite terrestre ça veut dire que déjà le panneau est une solution moins évidente au niveau de l'orbite jovienne où on a plus que 50W/m^2.

Dans le cas de Juno, ce choix de conception a été aussi guidé par des considérations économiques, et même par des problèmes de disponibilité du Pu-238 utilisé pour les RTG.

[Carcharodon]

... et c'est la preuve que même pour ces très rares missions si lointaines, on sait se débrouiller avec le solaire.
Rappelons en passant que ce genre de mission ne constitue qu'une infime fraction de l'activité spatiale.

Si on revient au titre du topic qui concerne les missions habitées, elles peuvent parfaitement s’accommoder du solaire, car elles ne sont pas prêtes de dépasser mars... lorsqu'elles y seront déjà parvenues.
Je n'irais pas jusqu’à dire "si elles y parviennent", car je n'en doute pas, même si ce n'est pas de mon (45 piges), ou de notre, vivant.
Je n'attend pas une telle mission habitée avant la seconde partie de ce siècle.
Mais c'est un autre sujet...

En attendant, même des usines a gaz comme l'ISS se contentent très bien du solaire, alors qu'elle n'est éclairée que pendant la moitié du temps (because l'ombre de la terre).

Et quoiqu'on puisse en penser, on est pas près d'avoir une installation spatiale plus sophistiquée avant longtemps.
Donc y a vraiment pas le feu au lac.

[Geb]

Bonjour,

En puissance massique, les panneaux solaires battent les RTG au moins d'un rapport 10 au niveau de l'orbite terrestre. Compter 300 kg/kWe en RTG (de toute façon limité à quelques kW). La combinaison RTG+propulsion électrique serait d'un usage très limité.
Le rapport s'améliorerait pour les vrais réacteurs nucléaires au delà de 100 kWe (mais on n'a jamais lancé de réacteur d'une telle puissance).
Il est possible qu'un réacteur nucléaire de 1 MWe très performant, avec une techno de dissipation thermique avancée, batte le solaire.
A 10 MWe et plus, on doit pouvoir descendre à 10 kg/kWe, grâce à des économies d'échelle (en restant dans des techno nucléaires pas trop exotiques).

Je vous suggère de relire le pdf mis en lien au message #35 de cette discussion.

À la fin de la page 2, on peut lire que la sonde Cassini embarquait 3 RTGs qui produisaient chacun 295 W électrique au moment du lancement, soit 885 W électrique. Il s’agit apparemment de la puissance électrique totale la plus élevée jamais embarquée dans une sonde alimentée par des RTGs.

À ma connaissance, les réacteurs Topaz satellisés à l’époque soviétique pesaient 320 kg et produisaient environ 5 kilowatts de puissance électrique. Il s’agit de la puissance électrique la plus élevée jamais embarquée pour un mobile spatiale alimenté par énergie nucléaire.

Au début de la page 11 du pdf, on peut lire à propos de la sonde Galileo qu’au moment du montage de la sonde en 1983, les 2 RTG pesaient chacun 55,9 kg et produisaient 300 We chacun. Dans le texte on peut lire à ce propos :

[...] making this the highest specific power nuclear power source ever flown by the U.S.

Donc, a priori, le meilleur RTG jamais conçu avait une masse spécifique de 186,33 kg/kWe. Étant donné que les réacteurs nucléaires soviétiques ne sont plus disponibles, on comprend mieux l’immense bond technologique que représenterait le réacteur spatial russe, qui visent une masse spécifique de moins de 15 kg/kWe.

Dans le cas de Juno, ce choix de conception a été aussi guidé par des considérations économiques, et même par des problèmes de disponibilité du Pu-238 utilisé pour les RTG.

Pour ma part, je suis persuadé que la contrainte des stocks de Plutonium 238 arrivés à un niveau historiquement bas explique à elle seule le choix des panneaux solaires pour Juno. Et peut-être (un peu) le côté "can-do" comme démonstrateur technologique.

Si on revient au titre du topic qui concerne les missions habitées [...]

Ne t’en déplaise (et malgré le titre malencontreux), le voyage habité n’est pas le sujet de cette discussion.

Je n'attend pas une telle mission habitée avant la seconde partie de ce siècle.

Je suis d’accord.

Et quoiqu'on puisse en penser, on est pas près d'avoir une installation spatiale plus sophistiquée avant longtemps.

En ce qui me concerne, si le projet des Russes tient toutes ses promesses, un tel accomplissement relèvera selon moi de l’exploit technologique.

En conclusion, je voudrais quand même ajouter que pour des raisons pratiques, je ne pense pas que les sondes interplanétaires devraient trainer des panneaux d’une surface totale de milliers de m². Pour les panneaux de plus de 10-100 kW, la solution nucléaire me paraît plus sensée. Sauf qu’il faudra effectivement attendre une éventuelle conclusion heureuse du projet russe pour disposer de telles capacités.

Cordialement.

[WizardOfLinn]

...
À ma connaissance, les réacteurs Topaz satellisés à l’époque soviétique pesaient 320 kg et produisaient environ 5 kilowatts de puissance électrique. Il s’agit de la puissance électrique la plus élevée jamais embarquée pour un mobile spatiale alimenté par énergie nucléaire.
...

Attention, on oublie souvent la masse du dissipateur, des blindages antiradiations, etc.. Tout compris, le Topaz pesait plus d'une tonne.
Même remarque pour les RTG.

[WizardOfLinn]

...
En conclusion, je voudrais quand même ajouter que pour des raisons pratiques, je ne pense pas que les sondes interplanétaires devraient trainer des panneaux d’une surface totale de milliers de m². Pour les panneaux de plus de 10-100 kW, la solution nucléaire me paraît plus sensée. Sauf qu’il faudra effectivement attendre une éventuelle conclusion heureuse du projet russe pour disposer de telles capacités.
...

La précédente tentative d'envoyer un sonde vers Jupiter était JIMO : réacteur nucléaire de 100 kWe, moteurs ioniques.
Ce qui donnait un machin de 30 tonnes, qui aurait été, de loin, la plus grosse sonde jamais lancée. Il aurait même fallu deux lancements et un assemblage en orbite. Et à mesure de l'avancement du projet, les problèmes s'accumulaient, avec les dérives budgétaires qui vont avec.
Projet abandonné en 2005, après avoir dépensé presque 500 M$. Le coût final a été estimé à 16 G$ si le projet était allé à son terme.

[Carcharodon]

En conclusion, je voudrais quand même ajouter que pour des raisons pratiques, je ne pense pas que les sondes interplanétaires devraient trainer des panneaux d’une surface totale de milliers de m².

ou est ce que tu vois plusieurs milliers de m² sur JUNO ??

Juno est la première sonde spatiale à destination d'une planète extérieure qui utilise des panneaux solaires au lieu de générateurs thermoélectriques à radioisotope (RTG)

http://fr.wikipedia.org/wiki/Juno_%28sonde_spatiale%29

Il semble bien qu'on soit de plus en plus en mesure, justement grâce à l'amélioration des performances des panneaux solaires, de disposer de l'énergie nécessaire pour ces (rares...) missions lointaines, sans recourir au RTG...

[Geb]

ou est ce que tu vois plusieurs milliers de m² sur JUNO ??

Je parlais de missions que je qualifierais d'ambitieuses, disposant d'une puissance électrique 10 à 100 kWe et plus.

Il semble bien qu'on soit de plus en plus en mesure, justement grâce à l'amélioration des performances des panneaux solaires, de disposer de l'énergie nécessaire pour ces (rares...) missions lointaines, sans recourir au RTG...

Un RTG c'est extrêmement lourd en comparaison de l'électricité produite (à peine 300 We). En ce qui me concerne, les RTGs sont clairement insuffisants pour le futur, même s'ils ont eu leur utilité à une époque.

Si on veut des missions rapides et aux "rendements" scientifiques bien supérieurs, a fortiori pour les missions lointaines (les planètes Saturne, Uranus et Neptune) et très lointaines (Pluton et les autres corps de la ceinture de Kuiper, cfr l'étude de l'ESA à 200 UA) il faudra inévitablement passer au nucléaire.

Je ne manque pas de m'extasier devant les progrès rapides des panneaux solaires et des projets comme JUNO ont le don de stimuler la recherche pour des rapports puissance/poids toujours plus élevés, mais les réacteurs nucléaires (une fois le générateur ET le radiateur russes mis au point) peuvent eux aussi faire de rapides progrès.

Cordialement.

[Geb]

Je viens de trouver un topo sur le système de radiateurs qui était prévu pour équiper le projet JIMO :

Heat Rejection Concepts for Brayton Power Conversion Systems

Si je ne me trompe pas, on prévoyait une masse totale de 864 kg pour ce sous-système avec une dissipation de 364 kW thermique, soit une performance de 2,4 kg/kW. Je me demande quelles performances les Russes espèrent atteindre avec les radiateurs à gouttelettes.

En comparaison, l'External Active Thermal Control System (EATCS) de l'ISS, tirée de cette publication :

The VASIMR Engine: Benefits, Drawbacks, and Technological Challenges

An interesting analog to this power level is he ISS External Active Thermal Control System (EATCS) . It is capable of rejecting around the same 70kW²⁴ with circulating liquid ammonia. The ISS EATCS total surface area is about 3800 m² and weighs about 54 metric tons.

Si on en croit le papier susmentionné, le radiateur principal de l'ISS, conçu par Boeing, est capable de dissiper dans l'espace 70 kW d'énergie thermique. La surface totale de l'EATCS de l'ISS, qui utilise de l'ammoniac comme fluide caloporteur est de 3800 m² et surtout, il pèse 54 tonnes. Le radiateur de l'ISS possède donc une masse spécifique de 771 kg/kW dissipé...

C'est là qu'on voit l'importance du travail à faire sur le radiateur, qui peut impacter énormément la masse de l'ensemble du générateur nucléo-électrique russe. Heureusement, la masse n'était évidemment pas le principal souci sur lequel les concepteurs de l'ISS se sont concentrés lorsqu'ils ont mis au point le système de dissipation thermique.

Cordialement.

[Carcharodon]

Si on en croit le papier susmentionné, le radiateur principal de l'ISS, conçu par Boeing, est capable de dissiper dans l'espace 70 kW d'énergie thermique. La surface totale de l'EATCS de l'ISS, qui utilise de l'ammoniac comme fluide caloporteur est de 3800 m² et surtout, il pèse 54 tonnes. Le radiateur de l'ISS possède donc une masse spécifique de 771 kg/kW dissipé...

=>

L'énergie est vitale pour le fonctionnement de la station spatiale et la survie de ses occupants : par ailleurs elle conditionne souvent la réalisation des expériences scientifiques. Pour la partie non russe de la station, l'énergie provient des panneaux solaires installés sur la poutre de la station. Sur celle-ci, huit panneaux solaires doubles (Solar Array Wing ou « SAW ») sont installés de part et d'autre des éléments de poutre P3/P4, S3/S4, P5/P6 et S5/S6. Un « SAW » comporte deux panneaux composés chacun de 16 400 cellules photovoltaïques maintenus en position par un mat formant un ensemble long de 34 mètres, large de 12 mètres et pouvant produire jusqu'à 32,8 kW de courant continu. Le courant est régulé à 160 Volts, puis converti à une tension de 120 Volts (pour faire face aux baisses d'alimentation), avant d'être convoyé jusqu'aux différents équipements utilisateurs59. Les équipements de régulation du courant sont refroidis à l'aide d'un circuit dans lequel circule un fluide caloporteur (de l'ammoniac), qui évacue la chaleur grâce à un ensemble de radiateurs attachés à chaque élément de poutre porteur de panneaux solaires. Chacun de ces quatre radiateurs photovoltaïques (PVR), comportant sept éléments d'une surface totale de 13 mètres sur 3,4 mètres et pesant 0,8 tonnes, permet d'évacuer jusqu'à 9 kW d'énergie.

4 X 0.8t = 3.2t

À l'intérieur des modules pressurisés, les méthodes passives sont remplacées par un système actif. Dans la partie non russe de la station, la chaleur est évacuée par un circuit dans lequel circule de l'eau qui est mise au contact des équipements générateurs de chaleur. Un échangeur transfère les calories collectées à un deuxième circuit situé à l'extérieur dans lequel circule de l'ammoniaque plus efficace que l'eau dans ce rôle mais trop dangereux pour être utilisé à l'intérieur des modules : ce circuit amène la chaleur jusqu'à deux ensembles de radiateurs (Heat rejection system HRS) installés respectivement sur les segments S1 et P1 de la poutre. Chaque radiateur peut évacuer 35 kW et est composé de 24 panneaux formant une ensemble de 22 mètres sur 10 mètres, et pesant 3,7 tonnes. La partie russe de la station utilise pratiquement le même système et dispose de ses propres radiateurs. Les systèmes russes et américains ne sont pas interconnectés

2 X 3.7t = 7.4t
+ la même chose pour la partie russe : total = 15t

donc ~18 tonnes pour le refroidissement... pas 54t...

Et les panneaux solaires font 2500 m², il n'y a rien qui fasse 3800 m² sur cette station qui a une masse totale de ~400t quand elle sera terminée (avec le prochain tir russe)

Les panneaux solaires, d'une superficie de 2 500 m2, fournissent 110 kW d'électricité

la masse des systèmes de refroidissement représente donc moins de 5% de l'ensemble et non pas quasiment 15%...

source : http://fr.wikipedia.org/wiki/Station...internationale

[Carcharodon]

Je parlais de missions que je qualifierais d'ambitieuses, disposant d'une puissance électrique 10 à 100 kWe et plus.

ambitieuses pour quoi ?
1.1G$ pour une mission c'est pas ambitieux ?
Les objectifs de JUNO ne sont pas ambitieux ? que proposes-tu d'autre comme mission jovienne ?
Quelle serait ta définition d'une "mission ambitieuse" ?

[Carcharodon]

je tiens a préciser quand même : évidemment que les progrès dans les sources énergétiques sont des points a travailler et a améliorer, mais on a déjà ce qu'il faut pour les missions qui sont a notre portée.
A notre portée technique ET budgétaire, le second terme étant trop souvent éludés dans nos discussion alors qu'il est le point LE PLUS important.
Car c'est les budgets disponibles qui déterminent ce qu'on va être capable d'avoir comme ambition.

[WizardOfLinn]

...
Si on en croit le papier susmentionné, le radiateur principal de l'ISS, conçu par Boeing, est capable de dissiper dans l'espace 70 kW d'énergie thermique. La surface totale de l'EATCS de l'ISS, qui utilise de l'ammoniac comme fluide caloporteur est de 3800 m² et surtout, il pèse 54 tonnes. Le radiateur de l'ISS possède donc une masse spécifique de 771 kg/kW dissipé...
C'est là qu'on voit l'importance du travail à faire sur le radiateur, qui peut impacter énormément la masse de l'ensemble du générateur nucléo-électrique russe. Heureusement, la masse n'était évidemment pas le principal souci sur lequel les concepteurs de l'ISS se sont concentrés lorsqu'ils ont mis au point le système de dissipation thermique.
Cordialement.

Ce n'est pas comparable avec le sujet qui nous occupe, il s'agit de problèmes différents. Dans le cas de l'ISS, on dissipe de la chaleur à bien plus basse température que la source froide d'un réacteur nucléaire et l'émissivité des dissipateurs varie comme T^4 (et donc, il faut bien plus de masse de dissipateur pour rayonner une puissance donnée à basse T qu'à haute T).

[Geb]

donc ~18 tonnes pour le refroidissement... pas 54t...

Il se pourrait bien que Tolyarenko Nikolai et son collègue se soient trompés d'un facteur 3. Pour ma défense, on ferait a priori plus confiance à un article scientifique (même une simple présentation à un colloque) qu'à Wikipédia, mais cette fois je vais faire confiance à Wikipédia. C'est vrai que 54 tonnes ça paraît exagéré. Mais ça ne change pas grand-chose à mon propos.

Ce n'est pas comparable avec le sujet qui nous occupe, il s'agit de problèmes différents. Dans le cas de l'ISS, on dissipe de la chaleur à bien plus basse température que la source froide d'un réacteur nucléaire et l'émissivité des dissipateurs varie comme T^4 (et donc, il faut bien plus de masse de dissipateur pour rayonner une puissance donnée à basse T qu'à haute T).

Je connais la loi de Stefan-Boltzmann. Je voulais simplement faire remarquer que la gamme des radiateurs peut être très variée sur la question des performances en matière de masse spécifique (kg/kWth). Peu importe le principe physique qu'il y a derrière. L'important dans mon post, c'était que je m’interrogeais d'une part sur la validité de la solution envisagée pour JIMO : boucle primaire avec caloporteur NaK suivi de heat pipe à l'eau (les chiffres sont-ils cités sont-ils trop optimistes ?), et d'autre part sur la comparaison avec la technologie des radiateurs à gouttelettes (quelle est le minimum, même théorique, envisageable en terme de kg/kWth ?).

ambitieuses pour quoi ?
1.1G$ pour une mission c'est pas ambitieux ?
Les objectifs de JUNO ne sont pas ambitieux ? que proposes-tu d'autre comme mission jovienne ?
Quelle serait ta définition d'une "mission ambitieuse" ?

Je m'excuse pour mon manque de précision, mais j'estime que les objectifs de JIMO répondaient déjà bien à la question.


Le fait est que je ne pense pas qu'on fera beaucoup de progrès en envoyant l'équivalent de la sonde Galileo tous les 10 ans dans le système jovien. Si on veut progresser dans la connaissance du système solaire, j'estime qu'il faudra progresser dans les budgets nécessaires.

je tiens a préciser quand même : évidemment que les progrès dans les sources énergétiques sont des points a travailler et a améliorer, mais on a déjà ce qu'il faut pour les missions qui sont a notre portée.
A notre portée technique ET budgétaire, le second terme étant trop souvent éludés dans nos discussion alors qu'il est le point LE PLUS important.
Car c'est les budgets disponibles qui déterminent ce qu'on va être capable d'avoir comme ambition.

donc ~18 tonnes pour le refroidissement... pas 54t...

Il se pourrait bien que Tolyarenko Nikolai et son collègue se soient trompés d'un facteur 3. Pour ma défense, on ferait a priori plus confiance à un article scientifique (même une simple présentation à un colloque) qu'à Wikipédia, mais cette fois je vais faire confiance à Wikipédia. C'est vrai que 54 tonnes ça paraît exagéré. Mais ça ne change pas grand-chose à mon propos.

Ce n'est pas comparable avec le sujet qui nous occupe, il s'agit de problèmes différents. Dans le cas de l'ISS, on dissipe de la chaleur à bien plus basse température que la source froide d'un réacteur nucléaire et l'émissivité des dissipateurs varie comme T^4 (et donc, il faut bien plus de masse de dissipateur pour rayonner une puissance donnée à basse T qu'à haute T).

Je connais la loi de Stefan-Boltzmann. Je voulais simplement faire remarquer que la gamme des radiateurs peut être très variée sur la question des performances en matière de masse spécifique (kg/kWth). Peu importe le principe physique qu'il y a derrière. L'important dans mon post, c'était que je m’interrogeais d'une part sur la validité de la solution envisagée pour JIMO : boucle primaire avec caloporteur NaK suivi de heat pipe à l'eau (les chiffres sont-ils cités sont-ils trop optimistes ?), et d'autre part sur la comparaison avec la technologie des radiateurs à gouttelettes (quelle est le minimum, même théorique, envisageable en terme de kg/kWth ?).

ambitieuses pour quoi ?
1.1G$ pour une mission c'est pas ambitieux ?
Les objectifs de JUNO ne sont pas ambitieux ? que proposes-tu d'autre comme mission jovienne ?
Quelle serait ta définition d'une "mission ambitieuse" ?

Je m'excuse pour mon manque de précision, mais j'estime que les objectifs de JIMO répondaient déjà bien à la question. Le problème avec JIMO, c'est que le budget semblait faramineux parce qu'ils développaient pas mal de nouvelles technologies d'un seul coup. C'est impressionnant si ça fonctionne (comme l'a été le programme Apollo) mais ça augmente fortement les risques d'échecs (et JIMO a été abandonné).

Entendons-nous bien, je sais pertinemment que les contraintes budgétaires existent et qu'elles ont été de plus en plus fortes ces dernières années. J'ajouterais aussi que la Chine gaspille son budget dans des missions habitées sans aucun intérêt à mes yeux (comparé à une mission comme JUNO par exemple). Mais c'est un tout autre sujet.

Le fait est que je ne pense pas qu'on fera beaucoup de progrès en envoyant l'équivalent de la sonde Galileo tous les 10 ans dans le système jovien. Je ne dis pas que JUNO est une réplique de Galileo; ce n'est pas du tout le cas. Ce que je pense c'est que si on veut progresser dans la connaissance du système solaire, j'estime qu'il faudra progresser dans les budgets nécessaires et envoyer des missions dont le coût unitaire sera inévitablement plus élevé à l'avenir.

Aussi, j'estime qu'un réacteur nucléaire du type de celui développé par les Russes serait une excellente manière de dépenser le budget de R&D. Bien sûr, 1 MWe paraît monstrueux pour alimenter une sonde. Mais je me dois de préciser qu'une telle alimentation électrique est destinée à un remorqueur interorbital LEO (800-1000 km, l'orbite dite de "sûreté nucléaire") vers GEO. Je ne sais pas ce que vous penser de l'idée de faire d'abord le remorqueur, mais je la trouve plutôt sensée.

Si je ne m'abuse, les Russes prévoient, une fois que le remorqueur aura démontré sa fiabilité (à défaut de démontrer sa rentabilité, on prévoit une durée de vie de 10-15 ans), de le décliner en une "famille" de réacteurs similaires. Dépendant de qui parle (Smetannikov, Koroleyev, Lopota, ...), on cite des déclinaisons possibles à 40 kW, 150 kW, 450 kW... Le plus difficile, c'est d'abord de monter un prototype.

Ce qui est important ici je crois, c'est qu'un générateur nucléo-électrique, les radiateurs à gouttelettes, ainsi que les propulseurs à haute impulsion spécifique pourraient tous être stimulés par l'investissement des Russes. On aurait là presque une synergie entre toutes ces technologies, voire un cercle vertueux. Tout cela est très positif à mes yeux, parce que ça aurait des retombées potentielles sur 2 fronts : il faudra moins de temps pour atteindre les destinations lointaines et/ou on pourra embarquer des instruments plus gourmands en énergie.

Cordialement.