Mission martienne de référence de la NASA version DRA 5.0

Le scénario de cette mission, qui date de 2009, est décrit dans le rapport dont la référence exacte est :
G. Drake ed., Mars Architecture Steering Group, Human Exploration of Mars, Design Reference Architecture 5.0, NASA Johnson Space Center, 2009.
Cette architecture ou scénario de mission est communément référencé "DRA 5.0". Attention, il existe un addendum à ce rapport qui date de la même année, mais qui est plus détaillé et qui comporte plus de 300 pages. Vous pouvez télécharger le premier rapport ou télécharger l'addendum. La synthèse de ce scénario, décrite ci-dessous, est basée sur l'addendum. En ce qui concerne le contenu de ce que vous trouverez ici, il s'agit des points qui m'ont paru les plus importants, le rapport est en fait très dense et fourmille d'informations intéressantes, il a fallu faire des choix .. NB : toutes les images sont tirées du rapport de la NASA, disponibles en ligne mais pas libres de droit.

1. Introduction

Nous reprenons la même décomposition en chapitres de la NASA, qui commence donc par un premier chapitre introductif, qui retrace l'historique des études de la NASA. La DRA 5.0 est notamment basée sur les études référencées DRM 1.0 (Design Reference Mission 1.0) et la DRM3.0. Le nouveau scénario reprend le même concept, mais va beaucoup plus loin dans les études de certains systèmes et phases de la mission. Citons en particulier une mise à niveau du bouclier thermique qui a semble t-il été largement sousestimé dans les études précédentes ainsi qu'une étude détaillée des systèmes d'exploitation des ressources locales ce qui, comme on l'expliquera un peu plus loin, a conduit la NASA à ne retenir que la production d'oxygène pour les propergols du retour.

2. Objectifs ("Goals and Objectives")

Une trentaine de pages sont consacrées aux objectifs scientifiques d'une mission martienne habitée. Les domaines suivants sont abordés en particulier : géologie, géophysique, atmosphère, climat, recherche de la vie. A noter que parmi les objectifs généraux, il est également fait mention à la préparation d'une présence durable sur la planète Mars. La partie la plus intéressante concerne l'étude d'un cas particulier : une mission vers Centauri Montes. Une carte montre les points d'intérêts et l'exploration possible de la zone.

3. Evaluation de l'architecture de la mission ("Architectural assessments")

Ce chapitre est très dense. Il est consacré à l'étude des différentes options fondamentales de la mission martienne. L'arbre des choix est présenté ci-dessus. 5 grandes questions de fond sont abordées : mission de conjonction ou d'opposition, mission cargo avant ou en même temps que la mission habitée, aérocapture ou pas, exploitation ou pas des ressources locales pour la production des ergols du retour et choix du moyen de propulsion interplanétaire. Ces questions sont abordées sur d'autres pages. Nous y renvoyons le lecteur.

4. Synthèse de l'architecture de la mission ("Design Reference Architecture 5.0 Overview")

Les grandes dates de la mission sont données sur la figure ci-dessous avec l'exemple des conjonctions de 2035 et 2037. Les différentes phases sont présentées sur le diagramme suivant. Explications : chaque fusée à propulsion nucléothermique qui part vers Mars doit d'abord être assemblée en LEO. Cet assemblage nécessite typiquement le lancement de 5 fusées géantes de type Ares 5 pour assembler les 2 vaisseaux cargo et 4 pour le vaisseau habité, soit au total 9 lancements d'une fusée géante ! Après assemblage en LEO, deux vaisseaux cargos à propulsion nucléothermique sont donc envoyés en 2035 vers Mars. Après aérocapture et satellisation, un premier vaisseau cargo descend sur Mars le véhicule qui servira à la remontée ainsi que les systèmes ISRU pour produire les ergols du retour (en fait l'O2 seulement, car le CH4 est amené de la Terre). Un deuxième vaisseau cargo effectue une aérocapture et satellise l'habitat de surface en orbite martienne. Les ergols du retour sont produits sur Mars. Près de deux ans plus tard, une fusée à propulsion nucléothermique (MTV=Mars Transfer Vehicle) emporte 6 astronautes vers Mars. Après une mise en orbite sans aérocapture et une jonction avec le vaisseau cargo, les astronautes embarquent dans l'habitat et descendent sur la surface aussi près que possible du vaisseau de remontée a priori prêt au décollage. Ils explorent Mars pendant près de 540 jours. Puis ils embarquent dans le vaisseau de remontée qui rejoint le MTV. Finalement, le MTV revient vers la Terre, puis les astronautes embarquent dans la capsule Orion (attachée au MTV depuis le début) pour l'entrée dans l'atmosphère terrestre et l'atterrissage terminal. Il y a également deux parties très importantes dans ce chapitre, une qui est consacrée à l'études des risques et l'autre à la composition de l'équipage. Voir la page dédiée aux risques et la page dédiée à la composition de l'équipage.

5. Véhicules de transports ("Transportation systems")

Ce chapitre étudie les lanceurs au décollage de la Terre pour aller en LEO, le transfert vers Mars, le problème de l'aérocapture et du freinage pour l'atterrissage sur Mars, ainsi que la remontée en orbite martienne et le retour vers la Terre. Voici ci-dessous les dernières propositions faites pour les vaisseaux qui doivent faire le transfert entre Mars et la Terre. Le docking a été étudié en détail pour le véhicule habité, car 2 capsules doivent pouvoir y être connectés, la première étant la capsule Orion qui doit amener les astronautes au vaisseau MTV et effectuer la réentrée terrestre terminale, et la seconde étant le véhicule qui remonte de la surface martienne à la fin du séjour. Ces 2 capsules sont les 2 protubérances blanches visibles sur le dessin. La taille des vaisseaux est impressionnante. On peut noter que les vaisseaux cargos sont entourés d'un bouclier thermique car ils doivent se placer en orbite par aérocapture, alors que ce n'est pas le cas du vaisseau habité qui freine grâce à un système de propulsion. Comme on le voit, les besoins en ergols sont bien plus importants pour le vaisseau habité.

La NASA a également étudié en détail la masse du véhicule de transit entre la Terre et Mars et retour (voir tableau ci-dessous. Dans le cas où un atterrissage sur Mars ne serait pas possible, le vaisseau contient suffisamment d'ergols pour que l'équipage reste en orbite en attendant la conjonction suivante et le retour vers la Terre.

L'entrée, descente et atterrissage sur Mars posent de nombreux problèmes (voir la page consacrée à ce sujet). Voici la synthèse de l'étude de la NASA pour le cas d'une charge utile de 40 tonnes à faire atterrir avec un maximum de 2G lors du freinage :

6. Systèmes de surface ("Surface systems")

Habitat fixe, habitat mobile, technologies pour l'exploitation des ressources locales (ISRU), CH4, O2, H2O, systèmes énergétiques sur la surface martienne, tout cela est étudié dans ce chapitre. Pour l'ISRU et les systèmes énergétiques, voir les pages dédiées par ailleurs. Rappelons ici que le choix de la NASA s'est porté sur la production d'oxygène à partir du CO2 martien en complément du CH4 apporté de la Terre et qu'au niveau énergétique, c'est l'énergie nucléaire qui est suggérée plutôt que les panneaux solaires.

7. Principaux challenges ("Key challenges")

Ce chapitre est intéressant car il fait le point sur les différentes technologies, options ou problèmes qui méritent d'être approfondis. On y aborde notamment les technologies d'extraction de l'eau du sol martien, qui est relativement sec, mais qui est supposé contenir au moins 3% d'eau. Ces points sont traités ailleurs sur le site, sur la page dédiée à l'ISRU.

Il existe également un chapitre 8 consacré aux relations avec le public et les médias, ainsi que sur la programmation générale des futures études, mais cette partie ne concerne plus l'étude scientifique et technique du scénario, elle n'est donc pas traitée ici.

Conclusion

Ce rapport est sans doute la référence incontournable pour tous ceux qui s'intéressent aux missions martiennes habitées. On peut cependant émettre quelques critiques. En premier lieu, l'étude des risques montre que la charge utile en LEO est très importante ce qui entraine des risques considérables d'échec de la mission. Il faut en effet assembler en orbite des vaisseaux gigantesques, après 9 lancements réalisés avec un lanceur lourd. Ensuite, concernant la phase d'entrée, freinage et atterrissage sur Mars, là encore les risques sont très élevés en raison du fort coefficient ballistique dû à la masse des vaisseaux à faire atterrir. Sachant cela, il est incompréhensible que la NASA n'ait pas revu certains paramètres ou options de la mission afin de réduire la charge utile en LEO et le coefficient ballistique. Le nombre d'astronautes, en particulier, pourrait être réduit. Mais de nombreux autres points pourraient être cités, comme par exemple le choix de ne produire sur Mars que l'oxygène, le choix d'une trajectoire un peu tendue pour réduire de 2 mois le voyage (avec donc plus d'ergols), le choix de rovers pressurisés relativement lourds, ou encore l'adoption d'une stratégie globale qui oblige à avoir un habitat différent (et donc surplus de poids) pour le transfert entre la Terre et Mars, sur Mars et pour la remontée en orbite. Fondamentalement, le scénario de la NASA n'est pas optimisé pour minimiser les risques, ce qui est dommage. Enfin, dernière critique, comme dans les rapports précédents, il n'y a aucune évaluation de Mars Direct ou des travaux de l'ESA. La NASA semble travailler toute seule dans son coin, sans se soucier des travaux publiés dans le domaine. Bilan : bon travail mais peut mieux faire ! Espérons que la prochaine étude de la NASA sera plus performante.

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