Propulsion nucléaire thermique pour le voyage vers Mars

Introduction

Proposée dans plusieurs scénarios de mission martienne habitée de la NASA, notamment celui de la Design Reference Mission 3.0 de 1997 et celui de la Design Reference Architecture de 2009, la propulsion nucléaire thermique a un peu été oubliée dans les années 2010 avant de revenir à la mode très récemment, avec le développement concret de ces systèmes par l'United States Space Force et la DARPA, l'agence de recherche et développement américaine spécialisée dans les projets de défense. A priori, l'idée semble prometteuse, l'énergie nucléaire permettant théoriquement d'améliorer le rendement du système de propulsion, c'est-à-dire le gain de vitesse par tonne de carburant. Mais qu'en est-il vraiment, comment est-ce que cela fonctionne, quels sont les risques et les contraintes d'usage associés au nucléaire, pourquoi cet abandon dans les années 2010 et, bien entendu, est-ce intéressant pour les voyages vers Mars ? Telles sont les questions abordées dans ce dossier.

1. Principes généraux de la propulsion nucléaire thermique

Un moteur à propulsion nucléaire thermique fonctionne avec deux éléments essentiels. Le premier est un réacteur nucléaire embarqué qui produit à volonté une grande chaleur, et le deuxième est un ergol, typiquement de l'hydrogène, qui est chauffé à haute température et expulsé sous pression et donc à grande vitesse dans la direction de la tuyère. Voici ci-dessous un schéma de fonctionnement proposé par la NASA et issu des travaux de Borowski (Borowski 1998).

 L'hydrogène liquide sert à la fois à la propulsion et au refroidissement de la tuyère et du réacteur. Comme dans une centrale nucléaire classique, le système de contrôle permet de rapprocher ou éloigner les barres d'uranium. En cas d'éloignement, il n'y a pas de réaction en chaine, les radiations sont donc relativement limitées et il n'y a pas de risque d'explosion.

Les deux paramètres les plus importants d'un système de propulsion sont d'une part la poussée, exprimée en Newtons, et la vitesse d'éjection des gaz, elle-même linéairement corrélée à ce qu'on appelle l'impulsion spécifique. Pour décoller, il faut impérativement une énorme poussée, autrement dit un très grand volume de gaz éjecté par seconde. Théoriquement, c'est faisable avec un tel moteur, mais du point de vue de la sécurité, il est hors de question de décoller avec un réacteur nucléaire en fonctionnement, ce serait trop dangereux, en raison des retombées radioactives potentielles s'il y avait un quelconque problème lors des premières minutes de vol. Par conséquent, si on souhaite exploiter un système de propulsion nucléaire thermique, il faut le démarrer en orbite, pas avant. Il convient de préciser que même l'orbite basse est interdite, car si l'atmosphère y est quasi-absente, les quelques particules qu'on peut rencontrer à ces altitudes (de l'ordre de 400 km) produisent un micro-freinage des vaisseaux ou satellites et donc une lente descente orbitale jusqu'à la désintégration atmosphérique quelques mois ou années plus tard. Pour cette raison, les responsables de développement de ces technologies considèrent qu'on ne peut démarrer un réacteur nucléaire qu'à partir d'une orbite de 800 kilomètres de périgée, c'est ce qui est préconisé par la NASA. De cette orbite, donc, on allumerait le réacteur nucléaire et on exploiterait un système de propulsion nucléaire thermique pour le reste du voyage aller vers Mars. Le bénéfice attendu (on y reviendra) est une économie de consommation d'ergols. On peut noter que ce système de propulsion pourrait également servir pour la mise en orbite autour de Mars. Les astronautes seraient alors transférés dans un vaisseau atterrisseur, puis, une fois la mission terminée sur la surface, remonteraient en orbite martienne pour de nouveau embarquer dans le vaisseau à propulsion nucléaire thermique afin d'effectuer le retour vers la Terre.

2. Efficacité du moteur à propulsion nucléaire thermique

Selon différentes études sur le sujet (Borowski 1998, Borowski 2012, Gabrielli 2015), par rapport à un moteur à propulsion chimique classique, la vitesse d'éjection des gaz est potentiellement bien supérieure avec ce type de moteur. Les auteurs annoncent typiquement une impulsion spécifique de 830 secondes validée expérimentalement, avec un potentiel de 940 secondes, soit environ deux fois mieux qu'un moteur H2/O2, ce qui signifie que pour une augmentation de vitesse donnée, ce moteur consommerait beaucoup moins d'ergols, permettant une économie de masse substantielle. Toutefois, il faut effectuer un bilan précis, car s'il y a une réduction de la masse des ergols à emporter, il ne faut pas oublier qu'il faut ajouter la masse du réacteur nucléaire ainsi que la masse de tous les autres systèmes nécessaires. En particulier, lors du fonctionnement du moteur, les radiations émanant du cœur du réacteur sont dangereuses pour les humains. Il faut donc ajouter un blindage complémentaire anti-radiations.

Prenons deux exemples concrets avec l'objectif d'effectuer la manœuvre de transfert vers Mars depuis l'orbite terrestre, pour le premier cas avec une charge utile de 47 tonnes, et pour le deuxième cas avec une charge utile de 94 tonnes. Voici ci-dessous un graphique comparant la masse totale (Mt) d'un vaisseau à propulsion nucléaire thermique (NTR) avec la masse totale d'un vaisseau à propulsion chimique pour effectuer cette manœuvre. Pour le vaisseau NTR, nous reprenons l'estimation massique de Borowski (Borowski 1998, Table 15 page 38), en extrapolant l'augmentation de masse en fonction du DV. Pour le vaisseau à propulsion chimique, nous avons pris un seul étage propulsif avec un coefficient structurel entre 0,08 et 0,09.

Le graphique illustre parfaitement le gain de la propulsion nucléaire thermique. Le gain de la NTR croît avec le Delta V requis et la masse de la charge utile. C'est un résultat attendu, car même si la masse du réacteur nucléaire augmente la masse structurelle, le gain en carburant, obtenu grâce à une plus grande impulsion spécifique, devient prépondérant pour les grandes valeurs de Delta V, ou lorsque la masse à envoyer vers Mars est très importante.

3. Inconvénients de la NTR

Si le voyage vers Mars implique de se situer sur la droite de la courbe, le gain de la NTR est évident. Cependant, pour l'insertion en orbite martienne, il est possible d'exploiter le freinage atmosphérique. Or, l'ajout d'une protection thermique et d'éléments de propulsion pour une modeste manœuvre d'ajustement orbital conduit à une petite augmentation massique et élimine le besoin d'un freinage propulsif. En conséquence, le système de propulsion nucléaire thermique ne présente aucun intérêt pour se placer en orbite martienne. Le gain serait donc limité à la manœuvre de transfert vers mars (TMI=Trans-Mars Injection) depuis l'orbite terrestre.

Le DV pour cette manœuvre est de l'ordre de 3,7 km/s. Sur le graphique, si la charge utile est de 94 tonnes, le gain de la NTR reste significatif, mais si on prend le cas d'une charge utile de 47 tonnes, on se situe précisément au niveau du point d'intersection des courbes, là où le gain n'est pas certain. De plus, si on considère une altitude de 800 km pour le démarrage du réacteur nucléaire, il faut soustraire environ 0,4 km/s aux besoins de DV pour la manœuvre TMI et les ajouter aux besoins de la mise en orbite.

Malgré tout, on peut aussi envisager d'exploiter une NTR pour le retour. Pour la fusée du retour, le besoin en DV nous ramènerait sur la droite de la courbe et le gain de la NTR serait donc plus évident. Toutefois, il est connu que l'hydrogène liquide est difficile à conserver. Il faudrait donc envisager un autre carburant, ou tenir compte des pertes, ce qui rajoute des incertitudes sur les gains.

Enfin, il convient de rappeler qu'un réacteur nucléaire en fonctionnement émet des radiations. Pour protéger les astronautes, il faudrait éloigner le module habité et placer un bouclier relativement lourd entre celui-ci et l'étage de propulsion. La masse d'un tel bouclier est difficile à estimer. Elle est de 2 tonnes dans l'étude de Borowski et de 10 tonnes dans le rapport de la NASA de 1997. Cela augmente donc les incertitudes sur les gains massiques.

Conclusion

Au final, bien que l'impulsion spécifique soit meilleure, le gain de la propulsion nucléaire thermique pour les missions martiennes habitées dépend du cas considéré. Selon les scénarios, la charge utile des vaisseaux à destination de Mars varie entre 35 et 100 tonnes. Si on est proche des 35 tonnes, la NTR n'a probablement aucun intérêt, car les gains de masse, s'ils existent, sont marginaux. Si en revanche on est proche des 100 tonnes, les gains sont plus évidents. L'étude menée ici comportant de nombreuses approximations, il faut se garder d'émettre des conclusions définitives. Par exemple, il est possible qu'on parvienne à réduire fortement la masse structurelle d'une NTR, ou qu'on parvienne à atteindre des impulsions spécifiques bien supérieures.

Un autre argument à considérer est la réutilisabilité. L'usure des tuyères des NTR est un problème important, mais si on parvenait à la réduire et à envisager la réutilisabilité de ces vaisseaux sur plusieurs missions, les gains seraient nettement plus importants. En effet, la quantité d'ergols nécessaire au voyage vers Mars étant nettement moindre, il serait beaucoup plus facile et rapide de faire le plein d'une NTR que d'une fusée à propulsion chimique. Sur le long terme, par exemple dans le cadre d'une colonisation de la planète rouge, une NTR pourrait devenir un moyen de transport très intéressant.

Références

(Borowski 1998) S.K. Borowski, L.A. Dudzinski, M/L. McGuire, Vehicle and mission design options for the human exploration of Mars/Phobos using "Bimodal" NTR and LANTR propulsion, proceedings of the 34th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, Cleveland (OH, USA), 13-15 July 1998.

(Borowski 2012) S.K. Borowski, D.R. McCurdy, T.W. Packard, Nuclear Thermal Propulsion (NTP): a  proven growth technology for human NEO/mars exploration missions, proceedings of the IEEE Aerospace Conference, NASA Glenn Research Center, BigSky, MT, March 3–10, 2012.

(Gabrielli 2015) R. A. Gabrielli, G. Herdrich, Review of Nuclear Thermal Propulsion Systems, Progress in Aerospace Sciences, vol. 79, p. 92–113, 2015.

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