jackbauer 2

NASA : objectif Uranus & Neptune

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http://lft.jpl.nasa.gov/courier/web/1000@/wmDownload.html

ou
http://twitter.com/jjfplanet/status/874366189622796288

Voila qui vend du rêve !
La NASA vient de mettre en ligne un rapport, « Ice giants- Pre-decadal Survey mission study report »
Objet du document : servir de base pour étudier la faisabilité d’une mission vers Uranus, ou Neptune, voir les deux ! Diverses options sont proposées : simples fly-by ou orbiter, avec ou sans lander, SLS ou fusée classique, propulsion, ect…
Ce n’est hélas pas pour demain ; Les auteurs évoquent des lancements vers 2030 pour une arrivée 10 à 13 ans plus tard… En ce qui me concerne je doute fort d’être encore de ce monde, mais qu’importe, the show must go on !
Le rapport complet fait 529 pages, faut du temps pour se faire une idée sur l’ensemble des options évoquées. (il y a une version courte)
Je note que dans les conclusions un appel aux autres agences spatiales, en particulier l’ESA, est recommandé pour diminuer les coûts

Extraits :

The study finds that launches to an ice giant are possible any year within the study timeframe, but there are significant variations in performance and available science targets. The availability of Jupiter gravity assist maximizes delivered mass to an ice giant resulting in preferential launch windows for Uranus missions in the 2030–2034 timeframe and a corresponding window of 2029–2030 for Neptune. In these favorable periods chemical trajectoires could deliver ample mass for the Uranus missions studied in an 11-year flight time, using a launch performance capability similar to the Atlas V 551. Neptune trajectories utilizing solar electric propulsion (SEP) can deliver a similar mass to Neptune orbit in 13 years using launch performance capability similar to the Delta IVH. There are no all-chemical trajectories to Neptune, even using a Delta IVH, that yield a mission duration less than 15 years, a design target chosen to be consistent with Radioisotope Power System (RPS) design life and mission reliability. Significant science can be done during gravity assists at a gas giant, particularly if a Doppler Imager-type instrument is on board. If a Saturn flyby is preferred over the Jupiter gravity assist, only trajectories to Uranus are available in the time period studied, and launch must occur before mid-2028.
The use of SEP for inner solar system thrusting has the potential to significantly reduce flight times to Uranus and/or increase delivered mass. A variety of trajectories to Uranus and Neptune were evaluated considering a range of SEP power levels, assuming inclusion of an additional SEP flight element (referred to as a SEP stage). The SEP stage would carry solar arrays and ion thrusters and would be used in the inner solar system as far out as 6 AU, at which point solar power is insufficient to provide additional thrusting and the SEP stage would be jettisoned. SEPenhanced mission concept designs also see a slight preference in launch dates corresponding to availability of Jupiter gravity assists, but well-performing trajectories are possible in any year of the period studied. Early A-Team studies suggested low-mass SEP stages are possible which would provide significant performance enhancements at both Uranus and Neptune. The more detailed Team X design suggested much higher masses, negating the usefulness of SEP to Uranus. It may be valuable to perform a detailed assessment of an optimized SEP stage design for outer planet missions to confirm the optimal uses of SEP.
There are no trajectories that allow a single spacecraft to encounter both Uranus and Neptune.
A single SLS launch vehicle could, however, launch two spacecraft, one to each ice giant

[Ce message a été modifié par jackbauer 2 (Édité le 13-06-2017).]

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salut ,
et merci pour cette bonne nouvelle,
juste un peu lointaine, pour moi

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Ils ne vont quand même pas nous faire l'affront de rééditer de simples survols, un demi-siècle après les Voyager
Inimaginable !

J'avais le secret espoir que l'utilisation du SLS réduirait notablement la durée des voyages, ça n'a pas l'air d'être vraiment le cas !
Décevant, mais je me suis pas encore tapé les 500 pages du rapport !

Autrement, il m'avait semblé qu'il y avait une réelle volonté de limiter la durée des missions planétaires pour ne pas décourager les concepteurs des expériences scientifiques, histoire qu'ils soient encore de ce monde ou pas tirés en retraite au moment crucial ...

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Si je comprend bien les recommandations et les architectures mises en avant par le rapport, pour Neptune ce pourrait être une grosse sonde à propulsion ionique comportant un orbiter et une sonde atmosphérique.
Pour Uranus, 3 possibilités :
- un flyby plus une sonde atmosphérique
- un orbiter plus une sonde atmosphérique
- un orbiter (pas de sonde mais une charge d’instruments scientifiques plus élevée)
Le problème des coûts (pas plus de deux milliards de dollars par mission) peut évidemment tout remettre en cause (une ou deux planètes visitées ?)

Deux remarques perso :
- On ne peut pas dire que la solution SLS soit privilégiée (bien qu’un seul lancement puisse envoyer les deux sondes…)
- Pour ceux qui rêvaient d’un lander sur Triton on repassera…

Et oui Bob, utiliser une puissante fusée c'est bien mais faut aussi penser à freiner pour se mettre en orbite...

extrait du rapport :

A.4.2 Chemical Trajectories for Neptune
Figure A-4 highlights the interplanetary trajectory tradespace for a chemical mission to Neptune with up to 4 flybys. Given that Neptune is further out in the solar system, the Atlas V (551) launch vehicle option allows only for >3000 kg arrival mass at Neptune and >800 kg of mass
into orbit around Neptune with ~13-year interplanetary cruise time. The low inserted mass is due to high relative velocity at Neptune and larger launch C3 requirements. Using the Delta-IV Heavy launch vehicle results in >1,500 kg mass in Neptune orbit in ~13 years from launch.
Launching on an SLS, we again see a dramatic increase in useful inserted mass at Neptune (>5,000 kg for 13-year flight time). Using SLS it is also possible to insert >1,700 kg in Neptune orbit in ~11 years from launch. The limiting factor is again the maximum allowable orbit insertion DV of 4.5 km/s (see Table A-2), which in turn limits the arrival velocity at Neptune

[Ce message a été modifié par jackbauer 2 (Édité le 13-06-2017).]

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Merci Jack, j'avais pas pensé à ça !

Si on veut aller super vite, il faut emmener des super freins !


Je propose un truc : on envoie un gros engin super vite avec le SLS, le gros engin largue de petits sous engins, c'est pas plus facile à freiner ?

Je dis des conneries ?

S

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Et "l'aerobraking", c'est pas possible de l'utiliser comme super frein naturel & gratis, avec juste la masse supplèmentaire du boucler à embarquer ?

Trop risqué + valeurs imprécises et aléatoires de la densité atmosphérique à une altitude donnée des géantes gazeuses ?

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Bob :

Il y a un passage du rapport qui traite de la question :

5.1.3 Aerocapture
Aerocapture uses atmospheric drag to slow down a spacecraft so that it can be captured into a planetary orbit. As such, its performance is not characterized by the exponential relationship
haracteristic of the reaction forces produced by expelling propellant at high velocities. In fact, the dependence of system mass on the desired velocity change was the subject of a study led by Purdue University (Saikia 2016) carried out in parallel with the main Ice Giants Study. The principal findings of that study are as follows:

1. Key parameters important in aerocapture system design are heating rate, total heat load and maximum deceleration. Stagnation pressure may also be a limiting factor on the TPS performance. These constraints place an upper bound on the attainable velocity changes achievable with aerocapture.

2. Because of entry corridor uncertainties, aerocapture systems with large control autorité (requiring high L/D ratios) will be needed. These appear to be technically feasible but will increase mass to assure structural integrity at high angles of attack and to provide TPS margins to accommodate the effects of differential ablation.

3. Advanced thermal protection materials such as HEEET will be needed to accommodate the high peak heating rates, stagnation pressures and heat loads required to accommodate the high entry speeds and large Delta Vs for aerocapture applications.

4. Further investigations should be conducted to determine if there are ways of reducing navigation and atmospheric uncertainties (such as pathfinder subsatellites) that couldenable aerocapture with the Theoretical Corridor Widths attainable with existing low L/D vehicles.

5. Further work should also be conducted on hybrid aerocapture-chemical approaches where it might be possible to carry out the control fonctions chemically with minimal recourse to aerodynamic trajectory control.

In summary, aerocapture appears to offer a solution for missions where the Delta V required for orbit insertion exceeds that achievable with conventional bipropellant and an alternative to LOX-LH2. However, heating rates, total heat loads, stagnation pressure and g-loading will set an upper bound to the achievable velocity change. For the High L/D vehicles which are the subject of the current study this appears to be about 9.5 km/sec. For missions requiring DV in excess of 8km/sec REP is the preferred approach. Unlike REP, there are no restrictions that limit aerocapture to use with small spacecraft.
However, small spacecraft typically have smaller ballistics coefficients which reduces heat loading and they may be more tolerant of high g loading. Those factors could make it easier to use aerocapture technology

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Merci, Jack Au moins, toi tu t'y colles !

Je retiens :
-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
"4. Further investigations should be conducted to determine if there are ways of reducing navigation and atmospheric uncertainties.
..........................................................
In summary, aerocapture appears to offer a solution for missions where the Delta V required for orbit insertion
exceeds that achievable with conventional bipropellant and an alternative to LOX-LH2.
However, heating rates, total heat loads, stagnation pressure and g-loading will set an upper bound to the achievable velocity change.
... there are no restrictions that limit aerocapture to use with small spacecraft.
However, small spacecraft typically have smaller ballistics coefficients which reduces heat loading and they may be
more tolerant of high g loading. Those factors could make it easier to use aerocapture technology."
-----------------------------------------------------------------------------------------------------------------

Cela confirme m'est doutes comme quoi la navigation reste alléatoire en freinant dans des couches atmosphériques aux
caractéristiques mal connues et probablement variables suivant les saisons et l'activité solaire (comme pour la Terre).
A préalable, il faudrait au moins avoir envoyé une sonde atmosph. vers Saturne-Uranus-Neptune et c'est pas la veille !
Mais le rapport se veut optimiste concernant sa faisabilité pour des sondes légères, comme New Horizons, je pense.

Pour en revenir a SLS, je me demande, en lançant une petite sonde de 500 kg (du style New Horizons) et en consacrant les
70 tonnes de charge utile pour la propulsion (LOX-LH2) : quelle vitesse d'évasion du Système Solaire on pourrait
atteindre et combien de temps, par exemple, pour survoler les TNOs : Haumea (à 50 UA), Sedna (à 85 UA) ou Eris (à 96 UA) ?
Pour le voyage (au moins jusqu'à Jupiter) et pour "booster" encore la vitese, on pourrait y adjoindre un système SEPS (Dawn).

Tu disais aussi qu'il fallait aussi prévoir un gros moteur de freinage pour entrer en orbite. OK, je suis au courant !
Aussi, j'estime que SLS a suffisamment de c.u. pour ça pour peu que la sonde reste légère, du genre NH (~ 500kg),
toujours et encore ... la merveille, quoi !

[Ce message a été modifié par BobMarsian (Édité le 16-06-2017).]

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