Problématique de la descente et atterrissage sur Mars

Nous résumons ici les points essentiels de 2 articles dont les références sont :

1. Principes généraux

Pour atterrir sur une planète, il faut contrer la force gravitationnelle qui tend à faire accélérer le vaisseau vers la surface à grande vitesse. La première solution évidente est de freiner grâce à un système de propulsion tel que celui qui a été utilisé pour atterrir sur la Lune. Toutefois, plus la planète a une gravité importante, plus la quantité d'ergols nécessaire au freinage est grande. Dans le cas de Mars, une telle manoeuvre demanderait une quantité énorme d'ergols. Mais Mars possède une atmosphère. Dans ce cas, il est possible d'exploiter celle-ci pour aider au freinage et réduire la quantité d'ergols nécessaire au strict minimum. Idéalement, pour minimiser la masse du vaisseau, un bouclier thermique envelopperait le vaisseau et la procédure de freinage et d'atterrissage sur Mars se déroulerait de la façon suivante, en considérant que le vaisseau est déjà positionné en orbite martienne :

  1. Petite phase propulsée pour sortir de l'orbite martienne et faire entrer le vaisseau dans l'atmosphère martienne.
  2. Freinage grâce aux frottements dans l'atmosphère martienne. Le bouclier thermique permet au vaisseau de ne pas se consumer lors de cette phase.
  3. Largage du bouclier thermique entre mach 1 et mach 2.
  4. Ouverture des parachutes.
  5. Démarrage de la phase propulsive terminale.
  6. Atterrissage.

2. Les données du problème

Un véhicule qui descend vers Mars à partir d'une position orbitale a une vitesse initiale de descente de l'ordre de 4 à 6 km/s. Pour un freinage exploitant l'atmosphère martienne, les paramètres importants sont :

Ces paramètres sont liés pour définir le coefficient ballistique β selon la formule : β = M/(CS)

La figure ci-dessus montre l'altitude en fonction de la vitesse pour une entrée ballistique classique dans les atmosphères terrestre et martienne. Un vaisseau tombant vers la Terre part avec une vitesse plus importante qu'un vaisseau tombant vers Mars. Toutefois, on voit qu'à l'altitude de 20 km, la vitesse a été fortement réduite pour le vaisseau terrestre (< 500 m/s), alors qu'elle reste très forte pour le vaisseau martien (> 3 km/s). Ceci est dû à la faible pression de l'atmosphère martienne. 3 km/s, cela veut dire qu'à 20 km, il ne reste plus qu'une poignée de secondes pour freiner et atterrir ! Le freinage terminal est donc très fort, très rapide avec un dégagement thermique très important.

    Il existe 3 contraintes fortes :
  1. il ne faut pas dépasser la décélération maximale (le nombre de G) que le vaisseau et les astronautes peuvent subir
  2. il ne faut pas dépasser la chaleur maximale que le bouclier thermique peut subir
  3. il faut évidemment que la vitesse terminale du vaisseau à l'atterrissage soit proche de 0.

3. Quelles solutions ?

Voici ci-dessous l'image d'un vaisseau conique dont la forme est adaptée à la descente, avec un bouclier thermique renforcé placé en dessous. Un tel vaisseau respecterait les contraintes (1) à (3), mais pour intégrer la charge utile et le système de propulsion servant au freinage terminal, il faudrait qu'il ait un diamètre énorme, peu compatible avec le diamètre d'une fusée.

Pour arriver à respecter les contraintes (1) (2) et (3), il existe plusieurs solutions. Tout d'abord, il existe un autre paramètre dont on n'a pas parlé, il s'agit de la portance, qui est caractérisée par la forme et la position de la surface de freinage lors de la rentrée atmosphérique. Ce paramètre est important, car c'est lui qui permet à nos avions de rester en l'air. Mais adopter des ailes d'avion, même miniatures, complexifie la structure du vaisseau et implique une gestion extrêmement précise de la descente. En clair, on augmente considérablement les risques. Autre solution, il peut y avoir une phase de freinage propulsée avant même d'avoir largué le bouclier thermique et ouvert les parachutes, mais cela complique là encore la procédure de descente et alourdit le vaisseau (plus d'ergols et donc encore plus d'inertie).
On en déduit qu'il faut à tout prix minimiser le coefficient ballistique pour que la descente soit compatible avec les contraintes évoquées. A priori, parmi les paramètres qui déterminent le coefficient ballistique, la masse est donnée (définie par la charge utile et la masse du système de propulsion), de même que la trainée. On ne peut donc jouer que sur la surface de freinage et un petit peu sur la portance. Le problème, c'est que pour un vaisseau lourd d'une cinquantaine de tonnes, voire plus, les contraintes (1) à (3) imposent une surface de freinage très importante, sinon l'atterrissage est tout simplement impossible. Or, il existe une autre contrainte dont il faut tenir compte, c'est celle du diamètre de la fusée au décollage. Ces deux contraintes sont difficilement compatibles. Pour lever la difficulté, voici les options possibles :

4. Atterrissage sur la surface martienne

Cette partie est tirée du rapport de la mission de référence de la NASA : G. Drake ed., Mars Architecture Steering Group, Human Exploration of Mars, Design Reference Architecture 5.0, NASA Johnson Space Center, 2009, Addendum, p. 235. Lors des dernières secondes de l'atterrissage, le système de propulsion du vaisseau expulse les gaz de combustion vers le sol à très grande vitesse. Cette phase est risquée car le souffle est tellement important qu'il y a de forte chances que cela conduise à la création d'un profond cratère.

En effet, tant que le système propulsif expulse les gaz, le trou est plutôt vertical, mais dès que le moteur est coupé, la pression sur les parois du trou retombe, les parois s'affaissent et le cratère est constitué. Le problème, c'est que plus le vaisseau est lourd, plus la poussée est forte et plus le cratère est important. Selon l'étude préliminaire de la NASA, le cratère pourrait même être plus large que le vaisseau lui-même, de l'ordre de 2 mètres de hauteur pour 10 mètres de large. Il y a donc un risque important que le vaisseau soit déstabilisé et s'incline dangereusement après que le moteur soit coupé. Théoriquement, il est également possible qu'un sol plus dur existe à quelques dizaines de centimètres sous la surface. Dans ce cas, le danger est encore plus grand, car l'expulsion de la couche superficielle peut révéler une zone rocheuse très irrégulière sur laquelle la stabilité du vaisseau ne serait pas assurée. Enfin, il faut également prévoir un renforcement de la partie située sous le vaisseau, car les pierres sont éjectées à très grande vitesse et peuvent percuter les parties basses.
Pour éviter la cratérisation, on peut utiliser une "skycrane", c'est à dire une partie propulsive placée au-dessus, reliée à la charge utile par des cables et expulsant les gaz légèrement sur le côté. Ce concept, retenu pour la mission Mars Science Laboratory de 2011, est illustré ci-dessous. L'inconvénient de ce concept est d'être beaucoup plus gourmand en énergie.

5. Travaux de Korzun et al, 2010

Dans cet article, dont la référence est donnée en haut de cette page, les auteurs proposent l'utilisation d'un "IAD" (Inflatable Aerodynamics Decelerator), c'est à dire en Français un décélérateur aéerodynamique gonflable. Cet IAD serait déployé autour d'un module de forme conique. Le concept est illustré ci-dessous.

Grâce à ce gain en surface de freinage, le coefficient ballistique serait fortement réduit. Les auteurs sont partis sur la base d'une charge utile de 20 tonnes. Le diamètre de l'aéroshell frontal est de 12 mètres et l'IAD a une largeur de 30 mètres ! 12 mètres, c'est plus grand que le diamètre de la coiffe de toutes les fusées jamais construites. Ce nombre est justifié pour préserver une densité de 150 kg/m3 et un coefficient ballistique inférieur à 400 kg/m2 (390 dans le cas présenté). Les auteurs suggèrent une intégration en orbite basse de l'aéroshell, arguant que le gain obtenu grâce à leur solution vaut l'augmentation en complexité du scénario. D'autre part, ils ont étudié la faisabilité d'utiliser d'immenses parachutes. Selon eux, il faudrait que leur taille soit de l'ordre de 114 mètres pour passer de Mach 3 à 50m/s. Cette taille leur parait irréaliste en termes de durée de gonflement, de fabrication et de tests qu'il faudrait réaliser en conditions martiennes. Un IAD n'a pas de telles contraintes. Autre point important, ils préconisent l'utilisation d'une sky-crane et d'un train d'atterrisage sur palette qui permet d'atterrir sur des pentes allant jusqu'à 30° avec une marge importante sur la vitesse verticale de l'ordre de 2 à 4 m/s.
Voici un résumé détaillé de la procédure d'aérocapture, suivie de la procédure d'atterrissage :

Conclusion

Dans le rapport de la DRA 5.0 de la NASA, la conclusion est sans appel : la faisabilité de la manoeuvre d'entrée, descente et atterrissage sur Mars n'est pas démontrée à l'heure actuelle ! Il y a toutefois une autre façon de voir les choses. Les risques associés à un atterrissage augmentent avec la masse du vaisseau à faire atterrir. La solution est en réalité évidente, il faut revoir le scénario et choisir une option qui minimise la masse du vaisseau à faire atterrir, quitte à laisser quelques éléments en orbite martienne ou/et à faire atterrir plusieurs vaisseaux !

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