6. Les perspectives de la propulsion électrique

6.1. Avantages et limitations d’emploi

Les moteurs-fusées électriques produisent un effet propulsif en éjectant non pas des gaz chauffés par une combustion mais des ions accélérés par différents procédés électromagnétiques. Leur principal avantage est leur forte impulsion spécifique (Isp), c’est-à-dire leur très faible consommation de propergol^[1] ; par contre ils délivrent de minuscules poussées, ce qui oblige à les faire fonctionner sur de longues périodes (mois, voire années) pour obtenir un effet utile.

Mais le principal problème qu’ils posent, dans le cas des vaisseaux d’une à plusieurs centaines de tonnes dont il est question ici, est celui de leur alimentation en énergie électrique, la puissance requise croissant comme la poussée à développer. Or un générateur électrique spatial de forte puissance, qu’il soit à énergie solaire ou nucléaire, représente une masse morte importante ; dans le cas du solaire, à cause de la taille des panneaux photovoltaïques, dans le cas du nucléaire, à cause du réacteur et de son bouclier, mais aussi du fait des panneaux de grande taille requis pour le refroidissement radiatif du fluide de travail. C’est ainsi que le concept révolutionnaire du moteur VASIMR, prometteur pour les très fortes puissances, se heurte à un mur technologique en matière de masse du générateur associé lorsqu’on cherche à l’appliquer à un vaisseau martien de plusieurs centaines de tonnes en prétendant réduire la durée du voyage à 3 mois. Il faudrait pour cela un générateur d’une « puissance spécifique » de l’ordre de 1 kg/kW. Or l’état actuel de la technologie nous place plutôt vers 25 kg/kW, avec l’espoir de descendre à 10-12, moyennant un effort de développement conséquent et de longue haleine. Seule une innovation technologique majeure pourra débloquer cette impasse.

_{[1] Généralement un corps facilement ionisable, tel que le Xénon ou l’Argon ; nota : le Xénon est très rare et coûteux, tandis que l’Argon est moins onéreux et, de plus, présent à 1,6% dans l’atmosphère martienne}

Dans le cas présent, tout en étant conscient de ces limitations, on peut néanmoins se demander si la propulsion électrique ne pourrait pas être utilisée pour accroître l’efficacité du système MCT. De fait, plusieurs suggestions intéressantes ont déjà été considérées, les plus pertinentes étant celles où le fait d’avoir à appliquer la poussée des moteurs sur de très longues périodes n’est pas un handicap déterminant. Ainsi on peut envisager de placer progressivement un vaisseau martien, encore inhabité, sur une orbite de pré-libération très elliptique au moyen d’un remorqueur orbital à propulsion électrique ; le fait que la manœuvre demande des mois est un inconvénient mineur. De nombreux autres modes de libération du domaine gravitationnel terrestre ont été imaginés. D’un point de vue plus général, il sera certainement intéressant, lorsque le trafic sera suffisamment important pour le justifier, de disposer d’un système de navettes inter orbitales Terre-Mars à propulsion purement électrique pour assurer le transfert de charges cargo lourdes ; dans beaucoup de cas, le handicap de délais de livraison plus longs sera acceptable.

6.2. Approche dans le cadre de cette analyse MCT

Nous n’avions pas l’intention, dans le cadre de cette étude, de procéder à une analyse exhaustive des possibilités d’application de la propulsion électrique ; par contre il était intéressant d’examiner, même en ordres de grandeur, si l’adjonction de tels propulseurs à un MCT à propulsion chimique ne permettrait pas d’en améliorer à bon compte certains aspects, et tout particulièrement la durée des transferts.

La question se pose en fait en termes assez simples. En propulsion chimique classique, une réduction du temps de trajet suppose la consommation d’une quantité de propergol supplémentaire. La propulsion électrique devient compétitive si, avec une moindre masse (incluant moteurs, générateur, conditionneur de courant et propergol) on obtient le même effet, cette fois au terme d’un ΔV délivré sur une longue partie de la trajectoire. Nous avons examiné cette question sur quelques cas théoriques, concernant la phase particulièrement pénalisante du retour « non différé » (opposition).

Le problème nécessite la prise en compte de nombreux paramètres, dont les valeurs attribuées peuvent être contestées. Mais l’objet de cette analyse n’était pas de dimensionner un MCT à propulsion auxiliaire électrique, et des valeurs approximatives, mais néanmoins vraisemblables, suffisent à se faire une opinion sur l’intérêt de la technologie. Les valeurs suivantes ont été retenues pour les paramètres dimensionnants :

• puissance spécifique : de 11.5 à 8.5 kg/kW à 1 UA, donc 23 à 17 au niveau de Mars à l’aphélie ; valeur moyenne grossièrement pondérée : 15 kg/kW ;
• rendement énergétique des moteurs : 0,5 ;
• impulsion spécifique : environ 3000 s (vitesse d’éjection de 30000 m/s) ;

6.3. Exemples d’application en phase aller

Voici tout d’abord (cf. figure suivante) des résultats concernant le transfert aller (poussée supposée délivrée parallèlement à la vitesse). On suppose que le vaisseau est injecté sur une trajectoire de Hohmann vers Mars à l’aphélie et on calcule les gains en durée apportés par un système électrique auxiliaire. La masse du vaisseau de référence en transfert est prise égale à 250 tonnes.

Ces résultats amènent aux constats suivants :

• dès une puissance moyenne (pondérée sur toute la trajectoire) de 400 kW, soit un peu plus de 530 kW à 1 UA, il devient possible de ramener la durée de 9 à 6 mois, moyennant un supplément de masse de 21 tonnes, bien inférieur aux 111 tonnes de propergol supplémentaires nécessaires pour l’injection d’un vaisseau de 250 tonnes sur la trajectoire de libre retour au lieu de la trajectoire de Hohmann ;
• il n’est guère envisageable d’aller vers de plus fortes puissances, car le gain en durée devient moins net et, par contre, la masse du générateur solaire (et du système propulsif) devient significative ;
• mais les ordres de grandeur montrent, du moins si on envisage d’intégrer le propulseur électrique à la navette, que c’est d’abord l’encombrement des panneaux, plus que la masse du système, qui oblige à limiter la puissance à considérer ; ainsi dans le cas que nous venons de citer, à raison de 400 W/m² (à 1 UA), la surface pour produire les 530 kW est d’environ 1300 m² ; l’architecture de la navette permet d’imaginer des panneaux accordéon de 10 m de large, stockés dans la soute arrière ; mais même s’ils font 6,5 m de haut, il faudrait en déployer une vingtaine, par exemple en deux packs de 10 : un encombrement non négligeable, et un dispositif de déploiement conséquent ;
• le niveau 100 kW semble en fin de compte plus réaliste : sa masse devient mineure et la surface de panneaux tombe aux environs de 300m², taille comparable cette fois à la surface projetée du fuselage (41 m x 12 m), tout en offrant quand même un gain de 50 jours (trajet réduit à 7,5 mois) ; il nous semble que, dans l’hypothèse d’un système intégré, ce niveau de 100-200 kW devrait s’imposer.

En haut, à gauche le transfert de Hohmann, sans propulsion auxiliaire ; en haut à droite, la même injection, suivie d’une propulsion auxiliaire électrique de 1000 kW ; en bas, idem à 400 kW à gauche, et 100 kW à droite.