Mission habitée vers Mars : le concept 2-4-2 (Salotti 2012)

Résumé
1. Introduction
1.1 Bilan des scénarions NASA
1.2 Méthodologie "human centred design"
1.3 Variables importantes
1.4 Choix initiaux
2. Un grand atterrisseur ou plusieurs petits ?
2.1 Problématique
2.2 Quelle masse pour un petit atterrisseur ?
3. Deux scénarios différents
3.1 Un atterrisseur cargo supplémentaire
3.2 Options pour la remontée en orbite
3.3 Présentation des deux scénarios
4. Etude des véhicules spatiaux de la mission
4.1 Le choix de l'aérocapture
4.2 Le véhicule de retour
4.3 L'atterrisseur cargo
4.4 L'atterrisseur habitat
5. Lancements vers Mars
5.1 Bilan IMLEO
5.2 Stratégie de lancement
5.3 Transfert vers Mars
6. Séjour sur Mars
7. Retour en orbite
Conclusion
Références

Résumé

Nous présentons un scénario simplifié de mission habitée vers Mars qui tente de répondre aux critiques soulevées pour les approches précédentes. Il y a 3 principes fondamentaux. Le premier est de réduire autant que possible la taille de l'équipage afin de réduire l'IMLEO. Le deuxième est de réduire autant que possible la taille des atterrisseurs afin de faciliter et réduire les risques de la phase délicate d'entrée atmosphérique, descente et atterrissage sur Mars. Enfin, le troisième principe est de dupliquer totalement la mission afin d'avoir un niveau de sécurité plus important. L'équipage est réduit à 2 astronautes par vaisseau habité, ce qui, en raison de la duplication, porte à 4 le nombre d'astronautes sur Mars. Dans ce scénario, il y a 3 types de véhicules envoyés vers Mars.

  1. Le premier véhicule est un atterrisseur cargo. Il est utilisé pour faire atterrir sur Mars une petite usine chimique et des panneaux solaires permettant de produire des ergols (CH4/O2) pour le véhicule de remontée en orbite en exploitant les ressources de l'atmosphère et du sol martien (systèmes ISRU).
  2. Le deuxième est constitué par un "module de service" avec le plein d'ergols pour la manoeuvre de retour vers la Terre et une capsule utilisée d'une part pour le lancement habité depuis la Terre et d'autre part pour la réentrée atmosphérique le dernier jour du voyage.
  3. Le troisième véhicule est constitué de l'habitat ainsi que d'un système de propulsion et de freinage pour atterrir sur Mars et remonter en orbite. Dans l'option qui nous paraît la plus prometteuse, l'habitat est le même pour toute la mission.
Au début du scénario, le vaisseau cargo est envoyé à la surface de Mars, mais rien n'est déployé. Deux années plus tard, on lance les autres vaisseaux. Une fois en orbite basse, il faut procéder à un amarrage entre le deuxième et le troisième véhicule pour transférer l'équipage de la capsule vers l'habitat, tandis que les consommables du retour, inutiles sur Mars, sont transférés dans la capsule. Puis les véhicules se séparent et sont envoyés vers Mars séparément. Lors de la phase de transit, les 2 véhicules habités sont reliés par un câble et mis en rotation pour simuler une pesanteur martienne. Chaque vaisseau se place en orbite martienne après une manoeuvre d'aérocapture. L'habitat doit impérativement atterrir près du vaisseau cargo. Une fois sur Mars, chaque équipage de 2 astronautes doit rejoindre le cargo et déployer les systèmes ISRU. L'exploration peut être coordonnée à 4 astronautes. L'atterrisseur habitat, de taille réduite puisque prévu pour 2, est également le vaisseau qui va remonter en orbite. 300 jours sont nécessaires pour produire les ergols du retour. Le décollage a lieu après environ 500 jours sur Mars. L'habitat rejoint alors le premier véhicule resté en orbite et un nouvel amarrage a lieu entre l'habitat et la capsule. Le système de propulsion lié à l'habitat est alors largué et le moteur du module de service est allumé pour placer le vaisseau sur une trajectoire de retour vers la Terre (de façon similaire au programme Apollo). A la fin des 8 mois de voyage, les astronautes entrent dans la capsule, procède à une séparation du reste du vaisseau et atterrissent sur Terre. Tout le scénario est dupliqué. Il y a donc 6 véhicles en tout et 4 astronautes, qui ne se rejoignent que sur Mars. Si toutefois un incident survient à un moment de la mission, il doit être possible de transférer l'équipage en danger et éventuellement d'abandonner une partie de la mission.

Références :

Remarque : un scénario à 3 astronautes a été publié en juin 2016, c'est "Mars semi-direct revisité".

1. Introduction

1.1 Bilan des scénarios NASA

Malgré l'excellence des études menées, le bilan du dernier scénario de la NASA (2009) est négatif. L'étude des risques montre en effet que le scénario n'est pas acceptable en l'état, car les probabilités d'échec de la mission et de perte de l'équipage sont beaucoup trop élevées. Il y a en particulier 2 phases critiques.

1.2 Méthodologie "Human Centred Design"

La NASA a tenté une approche méthodologique pertinente (plusieurs paragraphes sont consacrés à la méthodologie dans le rapport de 2009), mais on peut toutefois émettre quelques critiques :

De manière générale, la NASA semble avoir un peu négligé la prise en compte des interactions hommes systèmes. Pour éviter ces lacunes, nous préconisons l'approche "Human Centred Design".

1.3 Variables importantes

Le "trade-tree" de la NASA n'est pas suffisant. Nous proposons d'approfondir d'autres options stratégiques qui sont étroitement liées aux interactions hommes systèmes et à la minimisation des risques évoqués au 1.1:

  1. Nombre d'astronautes, entre 2 et 6
  2. Mission simple, ou missions multiples avec moins d'astronautes par véhicule
  3. Grand atterrisseur ou plusieurs petits atterrisseurs
  4. Options ISRU avec collaboration hommes / robots
  5. Plusieurs habitats ou un seul habitat à usage dual pour le voyage et sur Mars
  6. Stratégie de retour vers la Terre : retour direct (inspiré de Mars Direct), jonction d'une capsule avec un ERV attendant en orbite martienne (inspiré des scénarios NASA), ou remontée de l'habitat principal et jonction avec un système de propulsion.

1.4 Choix initiaux

Plusieurs scénarios intéressants peuvent être élaborés en fonction des principes et des options précédemment énoncés. En premier lieu, dans l'optique de simplifier au maximum la mission, on peut s'intéresser au nombre minimum d'astronautes. Un seul astronaute, ce n'est pas réaliste car en cas de difficulté, il n'y a aucune aide possible de la part d'un autre astronaute. Un équipage de 2 astronautes semble être un minimum plus pertinent. Bien que les caractéristiques des missions soient très différentes, rappelons qu'il y avait 2 astronautes à chaque atterrissage sur la Lune. Toutefois, ce nombre est très faible. Etant donnée la longue liste des compétences multidisciplinaires requises pour ce type de mission, il paraît difficile de composer un équipage suffisamment polyvalent. Si cette réduction à 2 astronautes permet de réduire la masse initiale à envoyer vers Mars de manière drastique, et donc d'accroître par la même occasion la faisailité technique, il faut également maximiser la sûreté de la mission, c'est-à-dire avoir une tolérance très forte aux pannes de chaque système. Pour cela, il semble pertinent d'opter pour une totale duplication de la mission, afin de multiplier les possibilités de sauvetage pour chaque étape du scénario. En combinant ces 2 idées, nous nous retrouvons avec 2 véhicules de 2 astronautes qui peuvent former une équipe de 4 pour explorer la surface martienne. En résumé, nos choix initiaux sont donc les suivants :

Les autres choix sont discutés dans les chapitres suivants.

2. Un grand atterrisseur ou plusieurs petits ?

2.1 Problématique EDL

Est-il plus avantageux d'avoir un seul atterrisseur pour descendre les 2 astronautes à la surface de Mars ou deux atterrisseurs plus petits ? Dans l'article que nous avons publié dans Acta Astronautica, cette question n'avait pas été abordée et nous suggérions l'atterrissage d'un seul vaisseau (en fait 2 puisque la mission est dupliquée). Pourtant, cette question nous paraît aujourd'hui fondamentale, car elle relève des choix faits pour la phase EDL, jugée difficile à mettre en oeuvre dans le rapport NASA de 2009 et dans l'article de Braun et Manning. Quels sont donc les problèmes associés ? Pour introduire la problématique, nous renvoyons le lecteur à la partie qui y est consacrée. En résumé, quel que soit le scénario, les difficultés proviennent essentiellement de la masse à faire atterrir. Plus un vaisseau est lourd, plus la phase d'entrée, descente et atterrissage à la surface de Mars est complexe et risquée. Il y a 3 variables importantes : le coefficient balistique, qui augmente à peu près linéairement en fonction de la taille du vaisseau, la forme choisie, typiquemet biconique comme des capsules ou allongée comme des cigares, et la portance, qui permet de réduire la vitesse de chute au prix toutefois d'un contrôle délicat de l'attitude du vaisseau. Il est important de rappeler qu'on sait très bien faire atterrir de petits vaisseaux. Ceux-ci sont caractérisés par un coefficient balistique faible, une portance faible et une forme biconique de type capsule. Pour des vaisseaux plus lourds, si on garde une forme similaire, le coefficient balistique est nécessairement beaucoup plus important. Pour parvenir à freiner le vaisseau, il faut donc changer radicalement d'approche. Il y a 4 grandes options :

Ces technologies ont été étudiées par plusieurs auteurs. Remarque : on pourrait penser à utiliser des parachutes. Toutefois, il n'est pas possible de déployer des parachutes avant environ Mach 2,5 car la vitesse est trop élevée et à cause de l'échauffement, ils n'y résisteraient pas. Ce problème est illustré sur la figure ci-dessous (la zone autorisant l'ouverture de parachutes est hachurée), qui reprend plusieurs courbes de l'article de Braun et Manning sur la phase de descente et atterrissage. ß est le coefficient balistique et L/D la finesse (rapport portance sur trainée ou "Lift to Drag" ratio en Anglais). Ainsi, si on a un vaisseau lourd avec un coefficient balistique de 300 kg/m2, ce qui est déjà très optimiste, ce dernier atteindrait le sol à grande vitesse sans même que d'éventuels parachutes aient pu être déployés, ou avec une marge d'altitude trop faible pour freiner et atterrir en douceur. A coefficient balistique constant, la seule solution est de jouer sur la portance, exactement de la même manière qu'un avion, mais cela complexifie énormément la procédure de descente. C'est pour cette raison que la NASA a émis quelques doutes sur la faisabilité de l'atterrissage de vaisseaux lourds

Voici ci-dessous un tableau récapitulatif (extrait de notre article en Anglais) des avantages et inconvénients de chaque option :

2.2 Quelle masse pour un petit atterrisseur ?

D'après le tableau cidessus, la meilleure option est le petit atterrisseur biconique. En conséquence, l'option qui consiste à faire atterrir plusieurs petits vaisseaux au lieu d'un seul plus gros paraît intéressante, mais à quel point faut-il opérer une réduction ? Nous avons approfondi la question. Si on choisit une forme de type capsule et qu'on souhaite conserver un peu de marge pour le contrôle de la descente, on impose de fait une limite au coefficient balistique et à la finesse. Il ne reste plus ensuite que deux paramètres importants à déterminer, la masse du vaisseau et le diamètre du bouclier thermique, les deux étant liés dans la formule de calcul du coefficient balistique. Si on cherche à maximiser la masse à faire atterrir, il faut le plus grand diamètre possible. La fusée Saturn 5 avait un diamètre de 10 mètres et le SLS actuellement envisagé par la NASA fera seulement 8,4 mètres. Notre besoin ne concerne toutefois que la charge utile placée en haut de la fusée. Supposons qu'un effort soit fait et que le diamètre maximal soit porté à 12 mètres, les calculs indiquent que la masse de la capsule doit alors être inférieure à 32 tonnes. Au-delà, le coefficient balistique est trop élevé, la vitesse terminale serait trop importante et il n'y aurait plus le temps de freiner après avoir enlevé le bouclier thermique. De plus, d'après Braun et Manning, si on pousse à leur maximum théorique les technologies de freinage par parachute, il faut un vaisseau de moins de 33 tonnes pour envisager un freinage à Mach 3 avec ces derniers. Autrement dit, à 32 tonnes, cela reste à confirmer par une étude détaillée, mais on gagnerait sur deux tableaux, d'une part en conservant une forme simple de type capsule et d'autre part en permettant l'exploitation de parachutes. Ainsi, on réduirait les besoins en termes d'ergols pour la phase finale de freinage et on augmenterait la proportion massique réservée à la charge utile sur les 32 tonnes qui ont été fixées comme limite.
32 tonnes, c'est très intéressant pour le scénario à 2 astronautes par véhicule, car cela correspond à peu de choses près à la moitié de la masse du vaisseau qu'il faut faire atterrir (voir l'étude publiée dans Acta Astronautica) et cela laisse espérer que cette moitié puisse intégrer un habitat complet pour 2 astronautes. En conclusion de cette partie, 2 astronautes par vaisseau est un minimum du point de vue facteurs humains, mais ce pourrait être un maximum pour autoriser certains choix concernant l'atterrissage. Cela nous conduit à porter un intérêt supplémentaire à ce scénario et à approfondir encore un peu plus les autres aspects de la mission.

3. Deux scénarios différents

3.1 Un atterrisseur cargo supplémentaire

Si la masse totale de l'atterrisseur est inférieure à 32 tonnes, la masse réservée à la charge utile est bien moindre, car les masses du bouclier thermique, du système de propulsion et de tous les autres systèmes utiles au contrôle de la descente et au freinage ne sont pas négligeables. L'ordre de grandeur étant généralement autour de 50%, il reste une quinzaine de tonnes pour la charge utile, ce qui laisse finalement bien peu de marges, même pour un équipage réduit à 2 astronautes par vaisseau. S'il n'y avait que l'habitat, ce serait peut-être envisageable, mais il faut également donner aux astronautes les moyens de revenir en orbite. La solution évidente, c'est d'ajouter un autre atterrisseur, un vaisseau cargo qui peut typiquement être envoyé vers Mars avant le vaisseau habité (en vérité 2 vaisseaux cargos, car rappelons-le, nous sommes dans un scénario totalement dupliqué). Nous avons alors plusieurs options. De façon classique, il est possible de placer dans ce vaisseau cargo un MAV (Mars Ascent Vehicle). Ce véhicule de remontée en orbite peut être très léger, mais aussi léger qu'il soit, la masse d'ergols requise pour cette remontée, à minima de l'ordre de 30 tonnes, excède largement les capacités de l'atterrisseur cargo. Il faut donc envisager l'exploitation des ressources locales pour produire ces ergols en amenant une petite usine chimique (ISRU) et un système énergétique pour l'alimenter. Ces systèmes ISRU doivent donc être embarqués dans l'atterrisseur cargo. Nous en reparlerons.

3.2 Options pour la remontée en orbite

Si l'exploitation de ressources locales est un principe pratiquement acquis, il existe plusieurs options pour la remontée en orbite et le retour vers la Terre :

    Choix du véhicule attendant en orbite
  1. Aucun véhicule, le MAV doit donc effectuer un retour direct vers la Terre
  2. Uniquement un système de propulsion
  3. Un système de propulsion et une capsule pour la réentrée terrestre terminale
  4. Un vaisseau complet avec habitat et système de propulsion

- L'option (1) est à rapprocher du scénario Mars Direct. Nous l'avons étudiée dans l'article d'Acta Astronautica de 2011. Bien que cela reste à confirmer, elle implique un habitat avec beaucoup de consommables, un bouclier thermique lourd pour la réentrée dans l'atmosphère terrestre et une quantité d'ergols très importante pour pouvoir rejoindre la Terre. Au final, cela conduit à devoir descendre sur Mars trop de choses, ce qui n'est pas compatible avec un atterrisseur cargo léger. De plus la quantité d'ergols nécessaire au retour direct est phénoménale, de l'ordre de 200 tonnes, ce qui implique un grand vaisseau, des moteurs puissants et des systèmes ISRU performants.
- L'option (2) est intéressante, car elle permet de réduire fortement la quantité d'ergols à produire sur Mars. Toutefois, on peut remarquer qu'il y a un certain nombre de choses qui n'ont aucune utilité sur Mars, notamment les consommables du retour et le bouclier thermique de la réentrée atmosphérique terrestre, qui doit nécessairement être très lourd car attaché à un vaisseau habitat de taille non négligeable. Il est difficilement envisageable de laisser en orbite un bouclier thermique tout seul, mais en revanche, il est possible de laisser une petite capsule de réentrée et, puisque les consommables du retour doivent être placés quelque part, il semble judicieux de les placer dans cette capsule. Avec cette stratégie, qui correspond à l'option (3), nous avons un gain évident, puisque nous laissons en orbite martienne ce qui ne sert qu'au retour. C'est en fait une stratégie inspirée des missions Apollo. Comme cela est illustré ci-dessous, on ne laisserait en orbite qu'un module de service et un module de commande qui joue aussi le rôle de capsule de retour. Dans le cas présent, toutefois, il faut remplacer le LEM par un vaisseau de taille plus importante puisqu'il doit intégrer l'habitat principal. L'option (3) est donc préférable à l'option (2).


- L'option (4) est classique, c'est celle qui a été retenue par la NASA dans tous ses scénarios. Elle a pour avantage de réduire au minimum la taille du véhicule de remontée, qui ne sert finalement qu'à rejoindre le vaisseau mère stationné en orbite. Toutefois, son inconvénient majeur, c'est de nécessiter un véhicule de retour très lourd. On peut alors se demander si l'envoi vers l'orbite martienne d'un tel vaisseau ne complique pas fortement la mission, avec la nécessité, peut-être, d'un assemblage en orbite terrestre.
Nous retenons donc pour le moment 2 options intéressantes, la (3) et la (4). D'autres options doivent également être considérées concernant cette fois-ci le choix du véhicule de remontée en orbite :
  • a. Retour en orbite avec un petit MAV placé dans l'atterrisseur cargo
  • b. L'atterrisseur cargo joue également le rôle du MAV
  • c. L'atterrisseur habitat joue également le rôle du MAV De façon logique, l'option (4) ne nécessite qu'un petit véhicule de remontée, elle doit donc être couplée à l'option a. En ce qui concerne l'option (3), elle nécessite de faire remonter de Mars un habitat, il semble donc plus cohérent de lui associer l'option c. Cela revient en fait à définir l'habitat qui s'est posé sur Mars comme l'habitat de toute la mission, que ce soit lors du transit entre les deux planètes ou sur Mars. C'est une option intéressante, car elle réduit les besoins en termes de nombre de modules habitables de la mission et laisse espérer un gain de masse et de systèmes. Néanmoins, est-ce que cet habitat n'est pas trop lourd à faire remonter de Mars ? C'est ce qu'il nous faut approfondir.

    3.3 Présentation des deux scénarios

    Nous avons deux options importantes qui nous conduisent à deux scénarios différents. Nous pouvons d'ores et déjà en préciser les principes.

  • 4. Etude des véhicules spatiaux de la mission

    4.1 Choix de l'aérocapture

    Un rapide calcul montre l'intérêt de l'aérocapture. Pour réduire de 2 km/s la vitesse d'un vaisseau de 30 tonnes, il faut de l'ordre de 30 tonnes d'ergols en propulsion chimique. En utilisant l'aérocapture, il faut un bouclier thermique dont la masse est de l'ordre de 5 tonnes si la forme est de type capsule et une quantité d'ergols de l'ordre d'1 tonne pour la manoeuvre post-aérocapture de maintien en orbite. De plus, les gains sont proportionnels au nombre de vaisseaux. L'option de l'aérocapture est donc un choix fondamental. Si le système de propulsion utilisé a une grande ISP (propulsion nucléothermique par exemple), les gains sont plus faibles. Toutefois, la propulsion nucléothermique implique un grand vaisseau mère avec des petits véhicules qui y sont amarrés, notamment la capsule de retour sur Terre. Dans ce cas, la forme du vaisseau n'est pas adaptée à l'aérocapture, ce qui explique le choix de la NASA de ne pas l'appliquer au vaisseau habité. En conséquence, le choix de la propulsion nucléothermique, qui offre un avantage substantiel en termes de masse d'ergols pour le transfert vers Mars est pénalisé par une moindre efficacité pour l'aérocapture. Selon nos calculs, le nucléothermique offre toujours un gain théorique par rapport au tout chimique avec aérocapture, mais ce gain devient marginal et nettement inférieur à 100 tonnes pour l'IMLEO. Etant donné, d'une part, que le nucléothermique est une technologie qui devra nécessiter un certain nombre de vols d'essai réussis avant de pouvoir être exploité avec fiabilité, et d'autre part qu'elle nécessite un assemblage complexe en LEO, il nous semble plus raisonnable de rester en tout chimique, au moins pour les premières missions martiennes. Ce choix est également motivé par le fait que les vaisseaux des options envisagées sont légers et peuvent être directement envoyés vers Mars avec un lanceur lourd d'une capacité de 130 tonnes. Ce que nous allons vérifier dans les chapitres suivants.

    4.2 Dimensionnement des vaisseaux habités

    A notre connaissance, il n'existe pas d'étude de dimensionnement pour un équipage réduit à 2 astronautes. Néanmoins, la NASA a étudié la masse de l'habitat dans tous ses scénarios. Cette masse dépend de nombreux paramètres complexes, dont le choix des systèmes support vie. Selon la durée de la mission, telle ou telle technologie est préférée avec une capacité de recyclage plus ou moins forte et un degré de maturité plus ou moins grand. En règle générale, le volume de l'habitat et sa masse augmentent en fonction de la durée du voyage et du nombre d'astronautes, mais pas de façon linéaire. En effet, plus la durée est longue, plus il y a intérêt à recycler et donc à adopter des technologies de plus en plus complexes et lourdes mais avec de moins en moins de consommables. Nous présentons ci-dessous un tableau qui présente la masse de chaque système pour l'habitat du retour, soit pour une durée d'environ 6 à 8 mois. La première colonne de données est extraite du rapport de la NASA de la mission de référence de 1998. Nous avons tenté d'extrapoler les valeurs pour 2 astronautes, avec un supplément pour 2 autres astronautes, afin de tenir compte d'un possible transbordement en cas de problème avec l'autre vaisseau. Cette extrapolation est empirique, mais elle permet d'avoir un ordre de grandeur. Le principe retenu est que la possibilité de transbordement implique seulement une duplication des consommables et une légère augmentation de la masse des systèmes de support vie. Le volume ne change pas. En mode back-up extrême (pas de récupération de matériel de l'autre vaisseau, qui est supposé perdu), il y a donc une dégradation du confort, mais s'agissant d'un cas extrême, nous proposons de l'assumer.

    En extrapolant à partir du tableau détaillé trouvé dans le rapport NASA de 2009 (voir le scénario NASA DRA5.0), cela donne pour un habitat de 2 astronautes le tableau détaillé suivant :

    Dans le scénario proposé, pour un équipage de 2 personnes, nous avons donc un total de l'ordre de 13 tonnes uniquement pour l'habitat du retour (ou pour celui de l'aller puisque la mission est symétrique) et 17 tonnes si on compte la capsule.

    4.3 Le vaisseau de retour

    Dans le cas du scénario standard, il faut un habitat complet et un système de propulsion pour le vaisseau qui doit effectuer le retour vers la Terre. Nous prenons ici l'hypothèse d'un placement sur l'orbite elliptique suggérée par la NASA dans le cadre de sa mission de référence. De cette orbite, il ne faut qu'un DeltaV de 1,5 km/s pour repartir vers la Terre. Dans le cas du scénario à habitat unique, le vaisseau est plus léger car il comprend seulement une capsule et un système de propulsion. Toutefois, dans les deux cas, après un rendez-vous avec le vaisseau qui remonte de Mars, il y a tout le nécessaire pour le retour. La masse totale à renvoyer vers la Terre étant du même ordre, la quantité d'ergols nécessaire au système de propulsion est pratiquement la même. Voici ci-contre une illustration de ce que pourrait être le vaisseau de retour selon le scénario considéré. Ce qui les distingue, c'est la taille de l'habitat, d'un diamètre de l'ordre de 10 mètres à la base pour le scénario standard, alors qu'il est réduit à une capsule dans l'autre scénario. On peut noter dans les deux cas la forme conique et la présence du bouclier thermique sous le vaisseau afin d'exploiter l'aérocapture. Nous avons essayé de calculer, en première approximation, tous les éléments de ce véhicule de retour. Pour cela, nous avons considéré le scénario standard et deux sous-options pour le scénario à habitat unique ("single habitat" en Anglais), selon que l'on souhaite minimiser la masse du véhicule de remontée en orbite ou la masse du véhicule de retour. Les calculs sont approximatifs. Dans le cas de la capsule, nous avons pris la masse sèche de la capsule Dragon (4,2 tonnes). Pour la masse de l'habitat du scénario standard, nous proposons 11,5 tonnes consommables et bouclier final compris, avec 20% ajoutés un peu plus bas. C'est peut-être un peu optimiste mais c'est l'ordre de grandeur qui compte et ce sera suffsant pour notre étude comparative. La masse d'ergols a été calculée grâce à l'équation de Tsiolkovski, un deltaV de 1,5 km/s et une ISP de 370 secondes (ergols CH4/O2). Le tableau ci-dessous est extrait de notre article en Anglais. On peut noter une différence de masse assez importante entre les trois configurations. Si on veut lancer le vaisseau directement vers Mars, est-ce qu'un lanceur lourd de type SLS peut suffire pour chacune des configurations ? Nous y reviendrons ...


    4.4 L'atterrisseur cargo

    De façon logique, ce véhicule doit amener sur la surface martienne tout le nécessaire à la production d'ergols pour le retour, et dans le cas du scénario classique, le véhicule de remontée en orbite. L'objectif est d'avoir un petit atterrisseur cargo, tout en ne pénalisant par l'atterrisseur habitat. Autant que possible, on cherchera à avoir 2 atterrisseurs à peu près de même gabarit et dans tous les cas de masse inférieure à 32 tonnes. Pour réduire au maximum la masse, il faut privilégier les options ISRU les plus efficaces. Nous renvoyons le lecteur sur l'étude dédiée. Selon le rapport NASA de la mission de référence 5.0, la meilleure option est celle qui consiste à produire CH4 et O2 à partir des ressources martiennes, c'est-à-dire le CO2 de l'atmosphère et la glace d'eau du sol (3% dans un régolite moyen). Toutefois, la NASA ne préconise pas l'exploitation de cette eau, car il faudrait pour cela utiliser des robots excavateurs et la robustesse du processus d'exploitation robotique est incertaine sachant que le scénario NASA prévoit que cela soit entièrement automatisé et réalisé avant l'arrivée des humains. Cette justification suggère de prendre le contre-pied de la NASA. Si la robustesse est compromise en tout automatique, qu'en est-il si des humains sont présents à la surface de Mars ? Si le robot s'enlise dans du sable, si la roue est bloquée, ou si un système tombe en panne, la présence humaine (avec l'aide des spécialistes terrestres) apporte indubitablement une capacité de réparation et donc un gain de robustesse très important. En outre, nous pouvons également opter pour des panneaux solaires ultralégers, car là encore, la NASA préfère un petit réacteur nucléaire, non pas parce que ce serait plus léger, mais parce qu'en tout automatique, il est difficile de déployer de tels panneaux et de nettoyer la poussière éventuelle qui pourrait s'y déposer. La présence d'astronautes à la surface de Mars autorise ainsi des options ISRU extrêmement intéressantes. Voir la partie dédiée qui présente l'option des panneaux solaires. Si la présence humaine est requise pour l'ISRU, faut-il abandonner l'option du pré-déploiement du vaisseau cargo ? Non. Nous pouvons toujours envoyer le vaisseau cargo 2 ans à l'avance, en optant pour une trajectoire qui minimise les besoins énergétiques, comme dans le scénario NASA. Une fois posé sur Mars, toutefois, nous suggérons que le vaisseau cargo soit mis en standby pendant un peu plus de 2 ans, en attendant que le véhicule habité arrive sur Mars et que l'équipage s'occupe du déploiement des systèmes ISRU.
    Quelle masse pour les systèmes ISRU et les systèmes énergétiques? Sur ce point, le rapport de la NASA va beaucoup nous aider car la masse des systèmes a été estimée pour chaque option. Il nous faut malgré tout extrapoler car les besoins en termes de production d'ergols ne sont pas les mêmes. Après calculs, les besoins sont de 15 tonnes pour l'option standard (véhicule de remontée de 4 tonnes), 61 tonnes pour l'option à 1 seul habitat complet (on remonte avec le véhicule habitat) et 41 tonnes pour l'option à 1 seul habitat allégé (on remonte avec le véhicule habitat mais on laisse plus de choses à la surface). A partir de ces valeurs et des tableaux du rapport de la DRA5.0, nous proposons extrapoler linéairement les masses des systèmes ISRU.
    Il reste à définir la masse du système de propulsion et des systèmes utilisés pour l'entrée, la descente et l'atterrissage sur Mars. Pour cela, nous nous sommes basés sur les valeurs proposées dans la littérature (articles de Braun et Manning et de Christian et al), ce qui donne :

    Nous obtenons finalement le détail de la masse de chaque système de l'atterrisseur cargo :

    NB : Nous avons également ajouté à la CU du cargo des consommables et des équipements scientifiques, afin d'alléger l'atterrisseur habitat, tout en préservant la contrainte initiale qui était de ne pas dépasser les 32 tonnes.

    4.5 L'atterriseur habitat

    Nous avons déjà présenté un tableau résumant la masse des différents systèmes de l'habitat. Pour les consommables, nous posons l'hypothèse qu'il n'y a que le nécessaire pour 2 astronautes pendant 500 jours. Bien entendu, il y a toujours une duplication des consommables, mais ce back-up est placé dans l'atterrisseur cargo. Pour la surface martienne, il faut également tenir compte de l'ajout de véhicules de terrain et d'équipements et consommables pour les sorties en extérieur. En raison des contraintes imposées à ce scénario, nous proposons de prendre des véhicules non pressurisés très légers. Cela n'a pas que des inconvénients, car il y a un gain en manoeuvrabilité et en sécurité, avec la possibilité de transporter manuellement les véhicules sur quelques mètres en cas d'immobilisation imprévue. En outre, on peut envisager de transporter un habitat gonflable ultraléger qui permettrait d'étendre la zone d'exploration de façon significative.
    Il faut également intégrer tous les autres systèmes pour la descente sur la surface martienne. Nous reprenons pour cela les paramètres utilisés pour l'atterrisseur cargo, qui a des caractéristiques similaires. A noter un ajout qui concerne la masse des réservoirs, car dans le cas de l'option habitat unique, il faut plus d'ergols pour remonter en orbite que pour la dernière phase de freinage lors de la descente. En ce qui concerne la masse totale à lancer vers Mars, il faut ajouter les consommables de l'aller (non ajoutés à ce qui doit atterrir, car on suppose qu'une masse équivalente de déchets non recyclables peut être expulsée du vaisseau). Ensuite, en fonction de l'option, il faut également tenir compte du transfert en LEO de l'équipage et, réciproquement, du transfert dans l'ERV des consommables du retour. Voici ci-dessous des tableaux de synthèse :

    5. Lancements vers Mars

    5.1 Bilan IMLEO

    La masse de chaque vaisseau à envoyer vers Mars a été estimée. La question importante qui se pose est la faisabilité d'envoyer directement vers Mars tous ces vaisseaux sans qu'il y ait besoin d'un assemblage en LEO. Nous avons procédé à un calcul approximatif de la masse initiale à placer en orbite basse pour chacun d'eux, en considérant les hypothèses suivantes :

    Attention, il faut multiplier ces chiffres par 2, car la mission est totalement dupliquée. De plus, nous n'avons pas tenu compte d'une masse complémentaire obligatoire pour la coiffe qui doit envelopper la charge utile, au moins au début du lancement.
    Le premier enseignement de cette étude, c'est qu'il paraît tout à fait possible de passer sous le seuil des 32 tonnes pour les atterrisseurs martiens, et ce quelle que soit l'option considérée.
    Deuxièmement, les résultats montrent que l'option classique ou standard, qui consiste à envoyer en orbite martienne un véhicule de retour comportant un habitat complet, est un peu plus performante pour l'IMLEO total et la masse à faire atterrir sur Mars, mais requiert une masse initiale en orbite basse très importante pour le véhicule de retour. Si on ne dispose pas d'un lanceur lourd capable de placer en orbite basse de l'ordre de 140 tonnes, cela complexifie beaucoup la mission, avec la nécessité d'un assemblage en LEO. De plus, rappelons qu'il faut également pour cette option un autre lancement pour amener les astronautes dans l'habitat.
    Le meilleur compromis semble être celui de l'option avec habitat unique, avec un besoin en LEO limité à 100 tonnes, sans doute un peu plus avec la coiffe. Nous obtenons néanmoins des valeurs proches du seuil de 32 tonnes pour ce qui concerne les atterrisseurs, il convient donc de rester prudent vis-à-vis de la faisabilité. Une marge de manoeuvre existe toutefois, puisque le deuxième scénario à habitat unique permet une réduction de cette masse, au prix d'un effort plus important pour le véhicule de retour.
    En l'état actuel de notre étude, nous ne pouvons donc pas conclure. Nous suggérons qu'une étude complémentaire détaillée soit menée pour déterminer les meilleures options.
    Remarque importante : nous obtenons une IMLEO plus faible que dans le scénario NASA de la DRA 5.0. Les raisons sont multiples : aérocapture pour tous les véhicules, 4 astronautes au lieu de 6, boucliers thermiques et systèmes de freinage beaucoup plus légers, optimisations diverses. Nous préparons un article complémentaire pour comparer ces scénarios de façon plus précise.

    5.2 Stratégie de lancement

    Pour ce scénario, nous proposons un nouveau lanceur lourd, par exemple le Space Launch System actuellement développé par la NASA. Autre possibilité, selon une étude publiée en 1991, une Ariane à 4 boosters et 5 moteurs Vulcain aurait une capacité en LEO de 90 tonnes. C'est à peu près ce qu'il faut pour notre scénario. Il faudra procéder à 6 lancements : 2 véhicules de retour (module de service et capsule), 2 atterrisseurs habitats et 2 atterrisseurs cargos. Pour illustrer cette partie, des images de synthèse ont été réalisées. Les 3 types de véhicules sont présentés ci-dessous. Le premier étage du lanceur n'est montré qu'une seule fois. Sous les 3 véhicules se trouve l'étage permettant le transfert vers Mars (TMI=Trans-Mars injection). Comme les 3 véhicules ont à peu près la même masse, les 3 Ariane sont identiques, tout comme les 3 étages TMI. C'est important car cela permet de réutiliser les mêmes systèmes et donc de réduire les coûts de développement.

    Déroulement de la première étape. En premier lieu, il faut lancer les 2 véhicules cargo qui peuvent être lancés vers Mars lors d'une première fenêtre de lancement.
    Deux ans et quelques mois plus tard arrive la deuxième fenêtre de lancement. Nous décrivons ci-dessous l'option de l'habitat unique. On commence par les 2 véhicules habitat (inoccupés) qui sont placés en LEO sur une orbite d'attente. Les astronautes sont placés dans la capsule des 2 derniers véhicules à lancer. Il serait plus simple de les placer directement dans l'habitat, mais la phase de décollage est très dangereuse. Aussi, comme dans le cas des capsules Orion, Soyouz et autrefois des capsules Apollo, il est préférable d'ajouter un système d'éjection de secours tout en haut de la fusée. Si le lanceur géant menace d'exploser au décollage, cette fusée miniature est mise à feu. La capsule se désolidarise du lanceur et est emportée au loin. Quelques secondes plus tard, elle atterrit en lieu sûr à l'aide de parachutes. Ce système est fonctionnel avec une capsule très légère, mais ne peut être mis en oeuvre avec un habitat plus lourd. Il n'y a donc pas d'alternative, l'habitat principal et la capsule sont placés dans 2 vaisseaux séparés et il faut effectuer une jonction en LEO. A noter que c'est également le cas dans les scénarios de la NASA. Dans Mars Direct, il n'y a pas de rendez-vous en LEO mais le système de secours n'existe pas, ce qui lui est justement reproché.
    Une fois le véhicule de retour placé en LEO avec les astronautes à bord de la capsule, il faut procéder au transbordement de ces derniers vers le véhicule habitat. Cela complexifie le scénario, mais comme nous venons de l'expliquer, c'est inévitable pour la sécurité des astronautes. Toutefois, nous pouvons profiter de ce rendez-vous orbital pour faire 2 choses. Premièrement, nous pouvons tester la manoeuvre qui devra être opérée en orbite martienne à la fin de la mission puisqu'il faudra à nouveau opérer un rendez-vous entre ces 2 vaisseaux. Mais surtout, nous pouvons profiter de ce rendez-vous pour placer dans la capsule vide tous les consommables du retour. En effet, il ne sert à rien de faire atterrir sur Mars les consommables du retour, donc plaçons-les dans la capsule ! Cette idée originale est intéressante, car pour le retour, on évite ainsi le besoin d'un autre habitat pour stocker ces consommables. Une autre option consisterait à stocker les consommables du retour dans des caisses ou réservoirs placés à côté de la capsule, mais dans ce cas, il faudrait une sortie extravéhiculaire ou l'utilisation de robots pour les récupérer au retour, ce qui est évidemment beaucoup plus compliqué que d'aller les chercher dans la capsule qui doit de toute façon être amarrée à l'habitat. En extrapolant à partir du dernier scénario de la NASA, il faut près de 4 tonnes de consommables pour le retour. La capsule sera donc remplie au maximum et il faudra trouver une organisation spatiale efficace pour qu'un tel stockage puisse se faire. Remarque : on ne pouvait pas les mettre avant car la capsule devait être légère et elle était occupée par les astronautes. Le rendez-vous est illustré ci-dessous.

    5.3 Transfert vers Mars

    Une fois les transbordements réalisés, les 2 vaisseaux, ou plutôt les 4 puisque tout est dupliqué, sont envoyés vers Mars grâce à leur étage TMI qui est largué une fois la manoeuvre terminée. Les 2 véhicules de retour sont envoyés en premier, puis vient le tour des véhicules habitat.
    Une contrainte forte du transfert vers Mars est la nécessité d'avoir les 2 véhicules habitats proches l'un de l'autre. Il faut pour cela que les 2 manoeuvres TMI aient lieu à quelques minutes d'intervalle, voire quelques secondes. La duplication du scénario vise en effet à permettre le transbordement d'un équipage vers l'autre vaisseau en cas de problème grave de type endommagement du vaisseau comme dans le cas d'Apollo 13. A noter que cette solution de secours n'est pas présente dans les derniers scénarios de la NASA ni dans Mars Direct. C'est donc un avantage de ce scénario. Le transbordement ne serait pas une manoeuvre simple, mais il devrait être faisable, pour peu qu'il ait été étudié auparavant. Rappelons que les rendez-vous orbitaux sont maîtrisés depuis le programme américain Gemini.
    Dernier point concernant le transfert vers Mars, nous pouvons mettre en rotation 2 vaisseaux reliés par un câble pour obtenir une pesanteur artificielle. Une telle proposition a déjà été faite par Zubrin ou par la NASA, mais elle est beaucoup plus simple à mettre en oeuvre dans notre scénario car les vaisseaux sont indépendants, pourvus chacun d'un système de propulsion, de guidage et de contrôle d'attitude, et ils sont de même masse. De plus, il est déjà prévu dans le scénario que les 2 vaisseaux habitats soient proches l'un de l'autre. L'idée est donc qu'ils se rapprochent encore plus et de les relier par un câble. A noter qu'il doit être possible d'avoir un système redondant pour parer à l'éventualité d'une cassure du câble. Malgré tout, si le système n'est plus opérationnel, chaque vaisseau doit pouvoir reprendre sa route sans que la mission soit mise en péril. Illustration du concept ci-dessous.

    6. Séjour sur Mars

    6.1 Jonction avec le cargo

    L'atterrisseur cargo doit atterrir près de 2 ans avant l'envoi du vaisseau habité. En effet, si cela se passe mal, la mission peut être arrêtée avant que les astronautes ne soient partis. Si tout se passe bien, après la longue période de transit, l'atterrisseur habitat doit atterrir juste à côté du cargo, ou à quelques centaines de mètres. Actuellement, la précision concernant la zone d'atterrissage est de plus ou moins 5 kilomètres autour du point visé avec une probabilité de 95% d'y arriver (cas de la mission MSL-Curiosity de 2012). Si la distance est malgré tout supérieure à 5 kilomètres, la difficulté peut être surmontée. Il y a en effet dans l'habitat 2 petits véhicules tout terrain non pressurisés. L'inconvénient des véhicules non pressurisés est la limite temporelle d'utilisation liée à l'autonomie des scaphandres, typiquement 6 ou 7 heures. Toutefois, cette limite peut être largement repoussée si on exploite des modules gonflables, comme nous l'avons déjà suggéré. Enfin, le cas échéant, rappelons que la mission est dupliquée et que si cela est absolument nécessaire, les 2 astronautes en péril peuvent rejoindre l'autre atterrisseur habitat.

    6.2 Production des ergols

    Les astronautes doivent récupérer le matériel situé dans l'atterrisseur cargo et le ramener près de leur atterrisseur habitat. Ils doivent :

    1. déployer de grands panneaux solaires souples ultralégers et les poser à même le sol
    2. reconstruire une petite usine chimique en kit comprenant notamment un compresseur, un réacteur de Sabatier et des tuyaux connectés aux réservoirs du système de propulsion de l'atterrisseur habitat
    3. placer deux petits robots sur la surface pour réaliser des excavations et collecter les molécules d'eau par un système de chauffage/liquéfaction/refroidissement

    Les estimations de masse et de besoins énergétiques ont été extrapolés à partir des tableaux trouvés dans le rapport de la NASA décrivant la DRA 5.0. Le méthane et l'oxygène sont produits et stockés directement dans les réservoirs du vaisseau sous la supervision des astronautes. Il est important de noter que les astronautes auront des pièces de rechange et devront être entrainés à maintenir et réparer le système de production des ergols au cas où les systèmes automatisés tomberaient en panne. Le retour vers la Terre étant conditionné par la bonne réalisation de cette production, les technologies et les procédures devront être testées et validées avant la première mission. Théoriquement, des tempêtes de poussière peuvent ralentir la production pendant de longues périodes, recouvrir partiellement les panneaux, etc. Toutefois, la production ne doit durer que 300 jours sur les 500 disponibles et les astronautes peuvent procéder à un nettoyage des panneaux si cela s'avérait nécessaire. Là encore, il est évident qu'une telle procédure de nettoyage doit être testée et validée avant l'envoi des astronautes. Selon l'étude de Cooper et al, lors d'une tempête de poussière, la production énergétique par panneaux solaires serait suffisante pour approvisionner l'habitat et les batteries et conserver les systèmes ISRU en mode d'attente. Si les études terrestres sont correctement menées, les risques d'échec concernant cette étape seront limités. De plus, si la production échouait, qu'elle qu'en soit la cause, les astronautes auraient toujours la possibilité d'embarquer sur l'autre vaisseau. Et si par malheur la production d'ergols échouait dans les deux cas, les astronautes ne seraient pas encore condamnés. Un bilan approfondi devrait déterminer la cause de l'échec et une mission robotisée pourrait amener 2 ans plus tard le matériel nécessaire à la réparation des systèmes défectueux. Vivre 2 ans de plus sur Mars devrait être possible car la duplication de la mission impose de toute façon le doublement des consommables dans chaque vaisseau pour permettre le transbordement.
    Bien entendu, l'objectif de la mission martienne ne s'arrête pas à la production d'ergols. Le processus étant automatisé, cela laisse tout le temps aux astronautes pour explorer Mars et réaliser des expériences scientifiques. Ils peuvent par ailleurs se regrouper et organiser leurs activités à 4.

    7. Retour en orbite

    Une fois que le plein d'ergols est fait, les 2 atterrisseurs habitats deviennent des lanceurs en puissance. Contrairement aux scénarios de la NASA, le même système de propulsion et le même habitat sont conservés pour la remontée en orbite. Cela représente une économie de charge depuis la Terre. En revanche, l'habitat étant plus lourd qu'une capsule, il faut produire plus d'ergols. En comparaison du scénario de la NASA, cela reste avantageux car cette production est réalisée avec plus de ressources locales. De plus, l'habitat est relativement léger pour le décollage car tous les consommables du retour ont été laissés en orbite martienne.
    Environ 500 jours se sont écoulés sur la surface avant le décollage de Mars. La procédure de mise à feu doit être quasi-simultanée pour les 2 véhicules, de sorte que l'autorisation de décoller ne soit donnée que si les deux ont effectivement validé toutes les phases du check-up préliminaire. La quantité d'ergols produite permet de remonter en orbite rejoindre le véhicule de retour. Puis, le système de propulsion, devenu une charge inutile, est largué. La manoeuvre est illustrée ci-dessous. Remarque : ce retour en orbite est inspiré du programme Apollo, comme en témoigne l'image juste en dessous.


    Il ne reste plus alors qu'à effectuer la manoeuvre dite TEI (Trans-Earth Injection) avec les ergols du module de service resté en orbite. 8 mois plus tard, les astronautes quittent l'habitat principal et intègrent la capsule. Ils procèdent ensuite à une séparation et, comme pour la mission Apollo, donnent une direction précise à la capsule pour une réentrée atmosphérique classique (avec toutefois une vitesse un peu supérieure à celle du retour lunaire) et atterrissent finalement sur Terre, ou plus probablement en mer.

    Conclusion

    Cette étude reste imparfaite, mais le scénario proposé paraît offrir de nombreux avantages. En premier lieu, il semble possible de préserver la forme de type capsule pour les atterrisseurs et d'exploiter les technologies EDL les plus simples et les plus sures. Pour parvenir à cette solution, il semble incontournable de réduire l'équipage à 2 astronautes par vaisseau. Cette contrainte se transforme néanmoins en avantage dans le cas d'une duplication totale de la mission, car elle permet un envoi direct de chacun des 6 vaisseaux à destination de Mars sans passer par une phase d'assemblage. La duplication offre de plus de nombreuses options de back-up pour la sécurité de la mission, options qui ne sont pas présentes dans le scénario NASA. En voici quelques unes :

    Remarque importante : intuitivement, on pourrait penser que la duplication totale de la mission et la possibilité de transbordement revient en terme de masse à faire 2 missions à 4 astronautes, ce qui serait moins efficace qu'une mission sans duplication à 6 astronautes. C'est une erreur. En premier lieu, il y a toujours beaucoup de redondances dans les systèmes d'une mission habitée, ce qui implique par exemple au moins 20% de consommables en plus que ce qui est théoriquement prévu pour 6 et un système de support vie capable de subvenir aux besoins de plus de 6 astronautes pendant une période bien supérieure au minimum requis. Dans le cas du vaisseau avec 2 astronautes, le supplément en consommables sera de 100%, mais pas plus et les systèmes de support vie seront calibrés pour 4 mais pas plus. Ce choix est justifié car il est difficilement concevable que tous les consommables du 1er vaisseau soient perdus et la probabilité que cela survienne dès le début de la mission est très faible. Deuxièmement, il y a un gain en volume et donc en masse structurelle, car nous prévoyons un dimensionnement de l'habitat pour 2, en acceptant une réduction du confort en cas de back-up et de voyage à 4. Considérons maintenant le cas de la capsule. Il faut pouvoir revenir à 4. Intuitivement, on pourrait penser que 2 capsules pour 4 sont plus lourdes qu'une seule capsule pour 6. En vérité, là aussi, c'est discutable. Dans la capsule de retour, il y a dans le cas nominal 2 astronautes de 80 kg et 200 kg d'échantillons. Si on passe à 4 astronautes, s'agissant d'une situation de back-up, on peut envisager de ne retenir que 40 kg d'échantillons. Autrement dit, prévoir pour 2, avec 4 en situation de back-up est bien plus avantageux que prévoir pour 4 si on s'autorise un mode dégradé. Pour cette raison, les deux capsules de notre scénario ne sont pas plus lourdes qu'une seule capsule pour 6.

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