Aérocapture

Article de référence :
R.D. Braun and R.M. Manning: Mars Exploration Entry, Descent and Landing Challenges. Proceedings of the IEEE Aerospace Conference, 2006, 1-18. 

1. Principe

Lorsqu'un vaisseau spatial s'approche d'une planète, sa trajectoire est hyperbolique par rapport à celle-ci. Cela signifie que s'il ne procède pas à une manoeuvre astronautique, il n'a aucune chance de se placer en orbite autour d'elle et va donc repartir très loin. L'aérocapture consiste à envoyer le vaisseau spatial dans les premières couches de l'atmosphère de la planète, de sorte que le freinage ne permettra plus au vaisseau de repartir sur une trajectoire hyperbolique. Le vaisseau doit avoir une trajectoire presque tangentielle à l'atmosphère pour éviter un freinage trop important et tomber vers la surface. La surface de freinage et l'orientation du vaisseau jouent un rôle déterminant. L'objectif est de faire ressortir le vaisseau de l'atmosphère grâce à sa vitesse initiale et à la pression verticale exercée par l'air. Lorsque le vaisseau ressort de l'atmosphère, il adopte une trajectoire elliptique autour de la planète qui doit le faire repasser au même endroit. En général, l'objectif est la satellisation et non un atterrissage au prochain passage. Il faut donc procéder à une légère poussée des moteurs, classiquement à l'apoapse de l'orbite (le point le plus éloigné de la planète), de sorte qu'au passage suivant, le vaisseau évite l'atmosphère. Cette poussée peut être très faible de l'ordre de quelques dizaines de mètres par seconde. Un schéma explicatif est présenté ci-dessous.

2. Faisabilité

L'aérocapture nécessite un bouclier thermique relativement lourd et un peu d'ergols. Néanmoins, cette manoeuvre est extrêmement intéressante pour l'arrivée sur Mars, car un freinage propulsif requiert une quantité d'ergols très importante. Le gain massique de l'aérocapture est généralement de plusieurs tonnes pour un vaisseau de quelques dizaines de tonnes. Toutefois, il existe de nombreuses contraintes qui complexifient la manoeuvre et engendrent des risques. Les premières contraintes relèvent de la navigation. Il existe un corridor de passage relativement étroit. Trop haut, le vaisseau ne freine pas assez et repart loin de la planète. Trop bas, il tombe littéralement sur la surface. De plus, il existe d'autres contraintes, comme le pic maximal de décélération que les systèmes et les astronautes peuvent subir, ainsi que le pic de chaleur que le bouclier thermique peut supporter. Enfin, la portance, définie par la taille et l'orientation de la surface de freinage doit permettre de contrôler la sortie de l'atmosphère. Globalement, selon Braun et Manning, la précision actuelle concernant les manoeuvres de navigation est de l'ordre du demi-degré, ce qui est suffisant pour pénétrer dans le corridor d'aérocapture de la planète Mars avec un peu de marge. Le schéma ci-dessous illustre les contraintes du corridor de passage.

 

3. Charge calorifique

La charge calorifique est la quantité de chaleur reçue par unité de surface. Elle dépend essentiellement du coefficient  balistique, qui est proportionnel à la masse et inversement  proportionnel à la surface exposée. Comme le montre le graphe  ci-dessous, une grande portance permet de réduire un peu cette  charge, mais pas de façon significative. On peut noter que  cette charge est moindre que celle reçue par les capsules de  réentrée atmosphérique terrestre depuis l'orbite lunaire, de l'ordre de 1000 MJ/M2.

3. Aérocapture pour la mission de référence de la NASA

Dans la DRA 5.0 de la NASA, l'aérocapture est proposée pour les vaisseaux cargo, mais pas pour le vaisseau habité. Pourquoi ? Nous l'avons dit, il faut un bouclier thermique relativement lourd positionné devant le vaisseau, car le freinage atmosphérique est important avec une grande quantité de chaleur dégagée. Or, le vaisseau de la NASA a une forme compliquée, notamment à cause du vaisseau Orion qui est attaché sur le côté. Pour éviter les complications, la NASA a retenu l'option d'un freinage propulsif pour le vaisseau habité, au détriment de la masse des ergols à emporter. Notons que cette contrainte n'existe que pour le scénario de la NASA détaillé dans le rapport DRA 5.0. C'est une des nombreuses imperfections qui poussent à examiner d'autres scénarios de voyages habités vers Mars ...

4. Utilisation duale du bouclier thermique ?

Il y a besoin d'un bouclier thermique pour l'aérocapture et il y a besoin d'un bouclier thermique lors de la descente finale vers la surface. Peut-on utiliser le même bouclier ? La question n'est pas simple. Selon Braun et Manning, il y a plus de contraintes de chaleur pour l'aérocapture que pour la descente finale. Il y a donc besoin d'un bouclier plus lourd pour l'aérocapture. Si le même bouclier est utilisé pour les deux manoeuvres, il y a une pénalité de masse pour la descente finale qui requiert un peu plus de freinage, par exemple sous la forme d'ergols ou de parachutes plus grands. Si on utilise 2 boucliers thermiques, il n'y a plus de pénalité de masse pour la descente car le premier bouclier aura été éjecté, mais il y a une pénalité de masse globale à envoyer vers Mars. En outre, si on utilise 1 seul bouclier se pose la question de la manoeuvre de satellisation. Le système de propulsion est en effet placé généralement juste derrière le bouclier. Si on n'enlève pas le bouclier après aérocapture, comment procéder à une poussée à l'apoapse ? La poussée étant faible, on peut peut-être la faire grâce à des moteurs latéraux ? A moins d'intégrer des tuyères au sein du bouclier ? Ces questions n'ont pas encore trouvé de réponse claire dans la littérature. L'utilisation duale du bouclier thermique reste donc une question ouverte.

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