Mars semi-direct revisité

Jean-Marc Salotti

Laboratoire IMS et Association Planète Mars

1.  Introduction

Lorsque Mars Direct a été proposé par Zubrin et Baker, de nombreux spécialistes ont apprécié le concept général qui était d'une grande simplicité [9]. Cependant, le dimensionnement a été jugé insuffisant par des spécialistes de la NASA, ce qui a conduit à des doutes sur la faisabilité du scénario. Après Mars Direct, Zubrin et Weaver ont poursuivi l'étude d'un scénario de mission habitée vers Mars et ont proposé Mars semi-direct, qui requiert 3 lancements lourds par mission habitée [10]. Ce scénario a été bien accueilli par la communauté spatiale et il a servi de base conceptuelle à de nombreux autres travaux, notamment ceux de la NASA. Cependant, un certain nombre de modifications ont été apportées par la NASA, notamment un plus grand nombre d'astronautes, l'utilisation de la propulsion nucléaire thermique ainsi qu'un rendez-vous en orbite martienne à l'aller. La mission de référence de la NASA est au final bien plus complexe que la proposition originale de Zubrin et Weaver avec pas moins de 9 lancements lourds par mission habitée, ce qui est pratiquement rédhibitoire du point de vue organisationnel et financier. Pourquoi ne pas alors revenir sur cette proposition originale ? Nous proposons de tenir compte des dernières études sur le sujet ainsi que des développements en cours (SLS, Orion) pour revoir la faisabilité de Mars semi-direct.

2.  Rappel de Mars semi direct

Figure 1 : Mars semi direct.

La mission Mars semi direct, décrite figure 1, est basée sur plusieurs grands principes [10] :

-          Séjour long à la surface de Mars, de l'ordre de 500 jours. Cette option est classiquement choisie dans de nombreux autres scénarios.

-          Pas d'assemblage en orbite terrestre, le lancement est potentiellement direct vers Mars.

-          Production de méthane et d'oxygène sur Mars pour le véhicule de remontée en orbite, qui est prêt à partir avant le départ du vaisseau habité.

-          Positionnement du véhicule de retour en orbite martienne d'attente. C'est la présence de ce véhicule qui fait la différence majeure avec Mars Direct.

-          Le module habité utilisé pour le voyage aller est également celui qui est descendu sur la surface martienne. Nous reviendrons sur ce point important un peu plus loin dans l'article.

-          Comme il est clairement indiqué sur la figure 1, Mars semi-direct s'inscrit dans une démarche multi-missions, les premiers vaisseaux, inhabités, servant de backup à la première mission, et ainsi de suite, pour qu'il y ait systématiquement une redondance totale de tous les modules.

 

3.  Dimensionnement

3.1    Masse de l'habitat

Il est important de bâtir un scénario réaliste, qui ne dépend pas d'approximations trop importantes relativement à la masse des modules qu'il faut amener sur Mars. La NASA a étudié la masse de l'habitat en fonction de deux paramètres importants, le nombre d'astronautes et la durée du voyage (NASA DRA5, annexe 2, 2014 [4, page 370]). Cette étude NASA a été faite dans le cadre du dimensionnement d'une mission martienne habitée. Dans ce contexte, la NASA a pris en compte les pièces de rechange, les approximations, et les marges d'erreur, afin d'éviter toute remise en cause des spécifications des autres éléments. Il convient en particulier de savoir quelle est la masse des modules habités afin d'en déduire les spécifications des systèmes de propulsion, la taille des vaisseaux interplanétaires, la masse initiale en orbite basse, les procédures d'éventuels assemblages et le nombre de lancements au départ de la Terre. Les hypothèses de masse de la NASA sont ainsi probablement légèrement surestimées, mais elles permettent cependant un dimensionnement robuste que nous proposons de prendre en compte dans le cadre de cette étude. Le tableau figurant dans le rapport NASA ne fournit qu'un ensemble de valeurs de masse de l'habitat en fonction de quelques exemples de durée du voyage spatial. Nous avons effectué des régressions linéaires à partir de ces points afin d'obtenir des fonctions continues. Elles sont présentées Figure 2.

Il faut noter que ces données concernent avant tout l'habitat spatial. Pour l'habitat posé sur Mars, les estimations de masse sont probablement du même ordre. Toutefois, la NASA, comme Zubrin, suggère d'exploiter l'atmosphère de Mars pour obtenir des consommables, en particulier l'eau et l'oxygène [4].

 

Figure 2 : Masse de l'habitat en fonction de la durée de la mission et du nombre d'astronautes. Les régressions linéaires ont été calculées à partir des valeurs fournies dans le rapport NASA de 2014 [4].

 

3.2    Capacité du lanceur lourd

Pour mettre en œuvre un voyage aller "direct", sans assemblage en orbite basse, il faut que le lanceur lourd ait une capacité suffisante. Théoriquement, il faudrait déterminer cette capacité en fonction des besoins, et en particulier de la masse de l'habitat. Toutefois, la NASA a actuellement planifié la construction d'un lanceur lourd ayant une capacité en orbite basse prédéterminée de 130 tonnes pour la configuration la plus puissante.  Ces spécifications sont imposées à la NASA par le Congrès américain, ce qui conforte cette hypothèse de travail. Une question importante est de savoir quelle est la capacité maximale de ce lanceur pour une mission martienne. La réponse ne peut être qu'approximative car elle dépend de plusieurs paramètres importants qui ne sont pas déterminés :

a)      L'orbite exacte de départ en orbite basse.

b)      Les systèmes de propulsion qui prennent le relais à partir de cette orbite.

c)       La position de départ de la Terre.

d)      La position d'arrivée de Mars.

e)      La trajectoire désirée pour rejoindre Mars, éventuellement, la durée maximale imposée pour le voyage.

Les deux premiers paramètres ne sont pas encore fixés. Il est en effet possible d'effectuer un lancement direct vers Mars avec un dernier étage propulsif intégré, ou de placer le vaisseau d'abord sur une orbite elliptique en LEO, ou encore sur une orbite elliptique très allongée. D'autre part, il est également important de déterminer les configurations et les performances attendues de chaque étage, en particulier les poussées et les ratios de masse inerte sur masse d'ergols.

A titre indicatif, si on suppose une mise en orbite circulaire à 400 km d'altitude, une charge utile de 130 tonnes comprenant un système de propulsion avec une impulsion spécifique de 450 secondes et un ratio structurel de 10% permettrait d'envoyer vers Mars un vaisseau de 48,8 tonnes. Des études NASA suggèrent plutôt une capacité de 45 tonnes pour un envoi direct vers Mars [12]. Nous proposons d'imposer cette limite pour tous les vaisseaux interplanétaires de ce scénario. De plus, nous proposons de prendre les hypothèses de travail suivantes :

- La faisabilité de la mission martienne ne doit pas dépendre de la configuration planétaire. Nous proposons par conséquent de prendre en compte les positions les plus défavorables. Mars est supposée être à son aphélie lors de l'arrivée du vaisseau. En termes énergétiques, l'impact n'est pas très important, de l'ordre de 0,2 km/s si la poussée a lieu en orbite basse, ce qui est l'hypothèse retenue.

- Une trajectoire de Hohmann est envisageable pour le transfert entre la Terre et Mars. Toutefois, pour ce qui concerne le vaisseau habité, il est préférable d'accélérer le vaisseau. Nous proposons d'imposer une durée de 6 mois de voyage maximum. Pour évaluer l'impact de la réduction du temps de trajet sur la capacité de lancement vers Mars, une simulation a été faite en partant des données suivantes :

-          L'équipage est lancé dans l'espace à bord d'une capsule pour rejoindre une orbite de parking circulaire à 400 km. Les astronautes sont alors transférés dans un autre vaisseau, qui comporte un système de propulsion permettant le lancement direct vers Mars.

-          Le Delta V requis minimum pour le départ vers Mars est 3696,5 m/s (configuration la plus défavorable avec Mars à l'aphélie).

-          L'impulsion spécifique du système de propulsion est de 450s.

-          La masse structurelle de l'étage de propulsion pour la manœuvre de transfert vers Mars est supposée de 12% (ergols : 88%).

-          La charge utile maximale vers Mars est de 45 tonnes (contrainte imposée selon les spécifications NASA), ce qui équivaut à 123,4 tonnes sur l'orbite de parking.

 

Figure 3 : Masse de la charge utile en fonction de la durée imposée du voyage vers Mars

Nous retrouvons figure 3 un résultat bien connu : une réduction de 1 à 3 mois de la durée du voyage n'impacte pas beaucoup la capacité maximale de transfert vers Mars. Lorsqu'on réduit cette durée de 278 jours à 180 jours, la charge utile passe de 45 à 42 tonnes, soit une perte de seulement 3 tonnes. Remarque : dans une configuration planétaire plus favorable, la durée du voyage est environ de 5 mois.

3.3    Systèmes EDL (entrée descente et atterrissage)

En arrivant sur Mars, il est préférable de placer le vaisseau en orbite avant de réaliser la descente. Cela permet d'une part de choisir avec précision la trajectoire et la zone d'atterrissage, et d'autre part de réduire la vitesse d'entrée dans l'atmosphère lors de la descente. Comme suggéré dans Mars semi-direct, nous proposons une manœuvre d'aérocapture. Un premier bouclier thermique est nécessaire pour effectuer cette mise en orbite. Après le freinage, le vaisseau ressort de l'atmosphère. La capture orbitale martienne devient effective lorsqu'une légère poussée est appliquée à l'apoastre de la trajectoire afin d'éviter une réentrée immédiate.

Pour la descente, de nombreux systèmes EDL sont nécessaires [1,4]. Une difficulté importante est de déterminer leur masse en fonction de la taille du vaisseau qui doit atterrir et des paramètres d'entrée dans l'atmosphère. Plusieurs études suggèrent que les boucliers thermiques rigides utilisés avec succès pour les missions robotiques ne peuvent être utilisés au-delà d'une certaine masse de l'atterrisseur (une trentaine de tonnes tout compris) et que la solution la plus efficace est alors d'utiliser des boucliers gonflables (NASA 2014 [4]). Ce type de bouclier est séparé de l'atterrisseur dans la dernière phase de la descente, qui est effectuée à l'aide d'un système de propulsion. Pour déterminer la quantité d'ergols associée à cette phase terminale, il faut également tenir compte d'un possible déplacement latéral pour atterrir à l'endroit désiré. Selon Steinfeldt et al, les systèmes EDL représentent in fine de 50 à 60% de la masse totale en entrée [7], comme indiqué figure 4. D'importantes marges ont cependant été prises dans ces études.

Figure 4: Masse de la charge utile en fonction de la masse totale en entrée atmosphérique.

Le bouclier thermique de l'aérocapture peut avoir un usage dual, aérocapture et EDL, mais les vitesses et les contraintes thermiques ne sont pas les mêmes dans les deux cas.

La NASA a étudié plusieurs configurations de systèmes pour l'aérocapture et la descente [3]. Voir les figure 5 pour les systèmes et 6 pour les résultats de l'analyse, qui sont directement extraits de ce rapport.

Figure 5 : Différents systèmes proposés par la NASA pour faire atterrir une charge utile de 40 tonnes.

Figure 6 : Pour la NASA, la meilleure solution est la 8^ème, avec 2 systèmes gonflables.

C'est la configuration 8 qui est la plus efficace, non mentionnée par Steinfeldt et al, avec un système gonflable (HIAD) de taille réduite pour l'aérocapture et les vitesses hypersoniques et un SIAD de grande taille pour les vitesses supersoniques et subsoniques.

Notre vaisseau devrait avoir une masse d'arrivée sur Mars de l'ordre de 45 tonnes (capacité de lancement direct vers Mars, vue section 3.2) alors que le rapport de la NASA en prévoit 80,6. Les données de la figure 4 nous conduisent à penser qu'un vaisseau de masse plus faible pourrait avoir en proportion une charge utile plus importante. Mieux, pour une masse en entrée de 45 tonnes, il est envisageable de rester sur la technologie des boucliers rigides, dont le diamètre pourrait passer de 8 à 16 mètres après déploiement de parties flexibles. Une étude de 2002 suggère qu'une telle option pourrait être très avantageuse en intégrant des matériaux en carbone composite qui allègeraient le bouclier thermique de 30% [11]. 

En première approximation, et afin de simplifier le problème, nous prenons l'hypothèse que les systèmes de freinage, aérocapture et EDL, représentent 50% de la masse initiale envoyée vers Mars. Ainsi, pour un vaisseau interplanétaire de 50 tonnes, ces systèmes ont une masse de l'ordre de 25 tonnes, les 25 restants correspondant à la charge utile.

Concernant l'aérocapture, des remarques importantes doivent être faites :

-           Le corridor d'entrée est extrêmement étroit, avec peu de marge d'erreur [1]. En outre, c'est une manœuvre qui nécessite un guidage minutieux de la trajectoire en contrôlant l'attitude du véhicule. Selon plusieurs études, l'aérocapture est faisable, mais il sera nécessaire de procéder à une démonstration pour le vérifier [1,4]. Si nécessaire, pour réduire un peu plus les incertitudes, une option intéressante sera de mettre en place un système de positionnement global et précis dans l'environnement martien, que ce soit à l'aide de satellites ou de relais terrestres.

-          L'utilisation d'un bouclier non rigide complexifie encore plus la procédure, car les incertitudes augmentent sur les perturbations atmosphériques. Toutefois, selon les études faites en simulateur, le système de guidage peut théoriquement s'en accommoder [8].

Comme cela a été noté par Steinfeldt et d'autres auteurs, la difficulté de l'aérocapture et de la phase EDL augmente d'un ordre de grandeur entre 40 et 80 tonnes en entrée atmosphérique [8]. L'impact est également potentiellement très important sur les missions préparatoires. En effet, il sera nécessaire de qualifier ces systèmes dans l'atmosphère martienne. Or, plus cette phase sera complexe, plus la qualification sera longue et difficile avec des vaisseaux de taille et de masse équivalentes à ce qui est envisagé pour la mission habitée, donc avec un coût élevé [7]. Comme suggéré précédemment, en dessous de 45 tonnes, un bouclier thermique déployable rigide pourrait être suffisant, avec un gain potentiel non négligeable sur la masse des systèmes EDL. Au-delà, les mécanismes de déploiement et de maintien structurel poseraient de formidables challenges.

 

3.4    Nombre d'astronautes

Dans Mars semi-direct, Zubrin et Weaver suggèrent 4 astronautes [10]. Dans la Cosmic Study de 2015 de l'IAA sur ce sujet et dans plusieurs autres études, le nombre d'astronautes de la mission est proposé entre 3 et 6 (NASA 2009, Salotti 2011, IAA 2015 [3,4,6,9]). 3 semble être un strict minimum relativement aux risques de la mission et 6 un nombre qui est préconisé du point de vue de la répartition des compétences et de l'efficacité du groupe.

A partir de la capacité maximale calculée au 3.2, de la masse paramétrique de l'habitat calculée figure 2, ainsi que de la masse relative des systèmes EDL, nous pouvons mieux appréhender la faisabilité de la mission en fonction du nombre d'astronautes. Il reste cependant une variable que nous n'avons pas discuté, il s'agit de la durée du séjour sur la surface. Théoriquement, dans le contexte du séjour long de Mars semi direct, il faut rester environ 500 jours sur la surface, auxquels il faut ajouter la durée du voyage aller, entre 180 et 278 jours. Sur Mars comme en orbite martienne, il est prévu dans le scénario que d'autres modules habités soient positionnés par avance. Il n'est donc pas impératif d'avoir une autonomie de 778 jours si le complément provient des modules pré-positionnés. On peut noter en particulier que les astronautes devront de toute façon impérativement rejoindre le véhicule de remontée en orbite pour pouvoir revenir vers la Terre. Il convient cependant de donner aux astronautes une autonomie minimale en tenant compte de marges et des scénarios de backup. En fixant à 180 jours la durée du voyage, la charge utile est de 42 tonnes au lieu de 45. En provisionnant 50% de cette masse pour les systèmes EDL, il ne reste plus que 21 tonnes de charge utile en surface. Enfin, si on considère que 500 kg sont réservés à des rovers non pressurisés, il reste 20,5 tonnes pour l'habitat et les astronautes.

Le résultat est présenté de manière synthétique dans le tableau 1. Pour 2 astronautes, cela est pratiquement suffisant pour le séjour complet à la surface. Pour 3 astronautes, le résultat est plus difficile à interpréter. Il manque 4,3 tonnes pour atteindre les 680 jours du voyage et du séjour à la surface. Néanmoins, cette option paraît acceptable si les 4,3 tonnes manquantes sont amenées par un vaisseau pré-positionné. Dans le cas d'un équipage à 4 astronautes, en revanche, cela est suffisant pour le voyage de 180 jours, mais la marge est plus faible et il resterait à combler près de 8 tonnes. Il faudrait dans ce cas considérer qu'un autre habitat attend à la surface de Mars.

Tableau 1 : Nombre de jours qu'un habitat de 20 tonnes permet de supporter en fonction du nombre d'astronautes.

Il convient de noter la grande sensibilité de notre résultat. 5% d'erreur sur la capacité d'envoi vers Mars représentent 2,5 tonnes. 5% d'erreur sur la masse de l'habitat représente 1 tonne, idem pour la masse des systèmes EDL. En règle générale, des marges ont été prises sur toutes les estimations. C'est le cas de la configuration planétaire, des systèmes de propulsion en considérant un seul étage, c'est le cas des systèmes EDL où les 50% tiennent compte de marges sur le total et c'est également le cas des estimations de masse de l'habitat par la NASA [4].

Afin de bâtir un scénario robuste dont l'acceptabilité ne dépend pas d'estimations trop optimistes, nous proposons de préserver ces marges. Cette hypothèse de travail nous amène donc à privilégier pour le moment un équipage de trois astronautes. Ce nombre est relativement faible d'un point de vue gestion des compétences et facteurs humains, mais il est acceptable si les astronautes sont sélectionnés et entrainés pour une telle mission. Il sera éventuellement possible de proposer un quatrième astronaute si la charge utile complémentaire est compatible avec les spécifications techniques et les capacités des vaisseaux. Mais cette option ne sera admise que si la faisabilité est assurée, lorsqu'une étude plus détaillée sera disponible.

4.  Véhicule de remontée en orbite

4.1    Masse du module habitable

Tableau 2 : Estimation de la masse du MAV (d'après le rapport NASA 2014 [3, page 263]).

Intéressons-nous d'abord aux besoins et aux contraintes. La première difficulté est de déterminer la masse structurelle du MAV. Si on prend comme référence le programme Apollo, le module lunaire à vide pesait à peine plus de 2 tonnes, moteurs compris. Il n'y avait cependant que 2 astronautes avec peu de confort et le rendez-vous orbital était relativement rapide. Dans le dernier rapport de la NASA [3], une étude détaillée a été faite à partir de plusieurs hypothèses de travail. L'hypothèse retenue est un rendez-vous orbital avec le véhicule de retour qui optimise la consommation d'ergols au détriment du temps et donc des systèmes support vie. 43 heures d'autonomie sont ainsi jugées nécessaires afin de tenir compte de marges temporelles. Les données existent pour des équipages de 4 ou de 6 astronautes. Les estimations de masse NASA pour un équipage de 4 astronautes ont été reproduites dans le tableau 2. Notre scénario étant basé sur un équipage de 3 astronautes, ces estimations de masse doivent être revues à la baisse. Notre proposition est présentée sur les colonnes de droite du tableau 2. Peu de paramètres sont dépendants du nombre d'astronautes. Au final, la réduction de 4 à 3 astronautes permet d'envisager une baisse de la masse de cet habitat de 8,4% à la descente et de 11% à la remontée, astronautes compris.

4.2    Systèmes de propulsion

Dans la version originale de Mars semi-direct, un vaisseau cargo est envoyé en avance vers Mars afin de préparer la remontée en orbite [10]. Ce cargo dépose le MAV (véhicule de remontée) ainsi que de l'hydrogène et des systèmes de production d'ergols qui doivent théoriquement exploiter le gaz carbonique de l'atmosphère pour produire du méthane et de l'oxygène.

Dans le scénario NASA, l'orbite classiquement visée par le MAV  a une période de 1 sol (période de rotation de Mars) avec un périastre très bas à 250 km et un apoastre très haut à 33800 km (données de la NASA, rapport DRA5 de 2014 [4]). C'est sur cette orbite que doit être positionné l'ERV (véhicule de retour vers la Terre) qui attend la remontée du MAV. Cette orbite est intéressante car elle facilite les communications avec le sol martien et elle permet également de minimiser l'énergie requise pour le retour. Selon la NASA, le Delta-V requis pour accéder à cette orbite est de 5625 m/s.

La NASA a étudié en détail les spécifications du MAV. Elle propose un système de propulsion basé sur le couple LO2 et LCH4 avec un rapport de 3,5 pour 1 et une impulsion spécifique de 369 secondes. La propulsion est assurée par 5 moteurs identiques et 4 réservoirs, comme cela est illustré figure 7.

Des estimations de masse pour le système de propulsion ont été faites par la NASA. Cette étude est basée sur un équipage de 6 astronautes et n'est pas paramétrique. Deux méthodes ont été mises en œuvre par l'agence américaine, conduisant l'une à une masse totale au décollage de 38 tonnes et l'autre à une masse de près de 43 tonnes. Nous proposons de considérer le cas le plus défavorable et d'extrapoler pour revenir à un MAV conçu pour 3 astronautes. A partir de l'équation de Tsiolkovski, en considérant que la masse structurelle reste proportionnelle à la masse totale, il est aisé de montrer que le gain sur la charge utile conduit à un gain proportionnel sur la masse des ergols et la masse inerte. Or, dans l'étude NASA, à la remontée, un module habitable de MAV pour 4 astronautes pèse 26% de moins que le même module pour 6 astronautes (2675 contre 3627, page 263 [10]). A cela doit s'ajouter le gain de 11% mentionné plus haut en redimensionnant pour 3 astronautes, ce qui donne un gain total de 34%. Les données pour 6 astronautes et les extrapolations pour un MAV à 3 astronautes sont présentées tableau 3.

Figure 7 : Le véhicule de remontée imaginé par la NASA. A noter que ces systèmes de propulsion ne sont pas utilisés pour la descente.

Tableau 3 : Masse du système de propulsion pour le MAV, données NASA et extrapolation pour 3 astronautes ([10] page 273).

 

4.3    Exploitation des ressources locales

.Il existe plusieurs stratégies pour exploiter les ressources locales. Elles sont résumées dans le tableau 4.

Tableau 4 : Principales options pour produire les ergols de la remontée en orbite

Zubrin et Weaver proposent l'option 3 [10]. La NASA a également évalué ces options. Bien que le choix soit difficile, celle qu'elle privilégie dans le rapport de 2009 est l'option 2 [3]. Le gain espéré en termes de masse est moindre, mais le méthane ne constitue qu'un quart des ergols nécessaires au décollage et la production d'oxygène à partir du gaz carbonique martien est plus simple que de produire à la fois le méthane et l'oxygène. De plus, le stockage de l'hydrogène liquide nécessite un appareillage complexe. Nous proposons donc de retenir l'option 2. Ce choix permet de dimensionner les systèmes qu'il faut déposer sur Mars pour produire le complément d'ergols.

Tableau 5 : Données NASA pour la masse des systèmes ISRU (sans les systèmes énergétiques). Remarque : l'hydrogène indiqué dans le tableau est exploité pour produire des consommables pour l'habitat, pas pour le MAV (voir le rapport de la NASA [3]).

Nous avons établi une première estimation de la masse du MAV, mais il faut ajouter aussi pour la descente les systèmes qui vont produire les 17,4 tonnes d'oxygène, sans oublier les systèmes énergétiques. La NASA a également réalisé ces estimations. Toutefois, elle a également pris en compte la production de consommables pour l'équipage. Ceci est justifié car les scaphandres consomment de l'oxygène, des gaz inertes et de l'eau (pour la climatisation) qui n'entrent pas dans le cycle des systèmes support vie. Un surplus de consommables permet également de valider une stratégie dite ATS (Abort To Surface) qui permet aux astronautes de survivre plusieurs semaines ou mois en cas de difficulté majeure dans l'habitat principal. Par exemple, il est proposé de produire 1900 kg d'oxygène, qui viennent s'ajouter aux besoins liés à la propulsion. Nous proposons de retenir cette option, qui avait également été suggérée dans la proposition originale de Mars semi-direct, bien que moins détaillée. Les données de la NASA sont reproduites dans le tableau 5.

Pour les systèmes énergétiques, plusieurs options sont possibles. La NASA en a étudié 3. La première est basée sur l'utilisation de panneaux solaires photovoltaïques. Elle est rejetée assez rapidement pour des raisons peu convaincantes, comme par exemple la difficulté de déploiement, alors que d'autres études suggèrent que ces difficultés peuvent être surmontées [2]. D'autres options sont possibles, comme un petit réacteur basé sur la fission nucléaire ou une combinaison de plusieurs systèmes de production électrique. La NASA préfère l'option d'un réacteur nucléaire fournissant jusqu'à 30 kW pour une masse d'environ 8 tonnes. Les besoins d'oxygène pour les systèmes de propulsion du MAV pour 3 astronautes sont moindres que pour le MAV à 6 astronautes et il en est de même pour les consommables. En conséquence, une réduction des besoins énergétiques est également attendue. Nous proposons de ne pas choisir et de considérer une masse de 945 kg pour les systèmes ISRU et de 5 tonnes pour les systèmes énergétiques. A cela, on peut ajouter encore 0,5 tonne pour les systèmes de déploiement et de protection de la charge utile.

4.4    Descente du MAV sur la surface

Au total, la masse de la charge utile à descendre sur Mars est estimée à 18 tonnes. Or, nous avons précédemment évoqué la nécessité de pré-positionner 4,3 tonnes de consommables pour l'habitat principal. Il est possible d'envoyer ces consommables dans un habitat complet pré-positionné comme cela est suggéré dans la proposition originale de Mars semi-direct, mais nous avons ici un peu de marge. Nous proposons donc d'ajouter ces 4,3 tonnes au MAV, ce qui porte la masse totale à descendre à 22,3 tonnes. Au 3.3, nous avons estimé la masse des systèmes d'entrée, descente et atterrissage à 50% de la masse du vaisseau arrivant sur Mars. La masse totale du vaisseau interplanétaire qui amène le MAV et les systèmes de production d'ergols serait donc légèrement en dessous des 45 tonnes, ce qui correspond précisément à la limite que nous avons fixée dans le cadre d'un voyage cargo non accéléré. Ce résultat est intéressant, car d'une certaine manière, nous avons optimisé la répartition de la charge utile et le même système de propulsion peut être utilisé pour les 2 vaisseaux interplanétaires.

Tableau 6 : Estimation de la charge utile pour la descente.

Il est important de noter que pour 6 astronautes, la masse du MAV et des systèmes ISRU est de l'ordre de 30 tonnes, voire plus, ce qui invalide l'option d'un envoi direct par le lanceur lourd de type SLS. A nouveau, la masse augmentant significativement en fonction du nombre d'astronautes, cette option ne semble possible qu'avec 3 ou 4 astronautes.

5.  Véhicule de retour

5.1    Données du problème

Dans le scénario Mars semi-direct, le véhicule de retour doit être rejoint par le véhicule de remontée en orbite à la fin du séjour d'environ 500 jours sur la surface martienne. Ce véhicule doit comprendre :

-          Un habitat pour un minimum de 278 jours (durée maximale du trajet retour), auxquels il faut ajouter une marge pour tenir compte d'une éventuelle remontée en orbite précipitée.

-          Un système de propulsion pour envoyer le vaisseau sur une trajectoire de rencontre avec la Terre.

-          Une capsule de réentrée dans l'atmosphère terrestre.

Faisons une estimation rapide des besoins. En reprenant les équations de la figure 2, on voit que l'habitat doit peser au moins 18 tonnes, en choisissant un équipage réduit à 3 astronautes et un retour à  278 jours. A cela il faut ajouter une capsule de réentrée, ou éventuellement un bouclier thermique et un système d'atterrissage adaptés à la taille du vaisseau. Le surplus de masse est de plus de 10 tonnes si on choisit la capsule Orion. Ce n'est pas fini, il faut ajouter la masse du système de propulsion pour revenir vers la Terre, ergols compris. Cette masse est de l'ordre de 20 à 30 tonnes. Au total, cette première estimation nous conduit à près de 50 tonnes. Or, il faut également placer ce vaisseau en orbite martienne. Une manœuvre d'aérocapture est envisageable, mais la masse du bouclier thermique et des autres systèmes nécessaires à sa mise en œuvre conduirait inévitablement à un dépassement des 50 tonnes que le lanceur lourd peut envoyer vers Mars. Autrement dit, sauf remise en cause de certaines hypothèses et optimisation des systèmes, le véhicule de retour semble trop lourd pour un acheminement direct vers Mars à l'aide d'un seul lancement lourd. Il existe trois autres options. La première consiste à augmenter les capacités du lanceur lourd. Nous proposons de rejeter cette hypothèse, car trop contraignante. La deuxième option est de procéder à un assemblage en orbite terrestre de deux modules lancés séparément. C'est une option possible, que nous n'envisagerons pas ici, pour rester dans l'esprit de Mars semi-direct. La troisième option est d'effectuer deux lancements vers Mars et de procéder à la jonction des deux modules du véhicule de retour en orbite martienne. Cette option est intéressante pour deux raisons. Premièrement, la capsule est difficile à intégrer dans le vaisseau. Elle apparaît comme une excroissance qu'il est difficile de protéger lors de la manœuvre d'aérocapture. En l'envoyant séparément, on facilite donc l'aérocapture. Deuxièmement, cela permet de généraliser la procédure de lancement vers Mars et d'exploiter les mêmes systèmes de propulsion, en les optimisant au mieux.

5.2    Systèmes d'aérocapture

L'aérocapture consiste à exploiter le freinage atmosphérique pour se placer en orbite. Cette manœuvre est extrêmement intéressante pour l'arrivée sur Mars, car elle évite l'envoi d'un imposant système de propulsion pour freiner le vaisseau, qui, sinon, suivrait une trajectoire hyperbolique l'amenant à quitter Mars aussi vite qu'il s'en est approché. Des systèmes permettant l'aérocapture doivent être développés pour les vaisseaux atterrisseurs mentionnés précédemment. Il faut bien entendu privilégier les mêmes technologies pour l'aérocapture des modules qui doivent constituer le véhicule de retour placé en orbite martienne. Une illustration est proposée dans la dernière colonne de la figure 5 et les éléments essentiels sont décrits figure 6. Comme il n'est pas question d'atterrir, seul le premier bouclier thermique nous intéresse ici. Celui proposé figure 6 est surdimensionné relativement à nos besoins, puisque la masse du vaisseau envisagé est moindre.  La masse de ces systèmes étant considérée proportionnelle à la charge utile en première approximation, nous proposons d'extrapoler à partir des valeurs NASA en sélectionnant uniquement les systèmes nécessaires à l'aérocapture (HIAD mais pas SIAD) et en appliquant un coefficient multiplicateur de 0,56 (45/80) pour dimensionner ces systèmes relativement au maximum de 45 tonnes lié aux contraintes du lanceur lourd. Concernant les ergols, les besoins sont relativement faibles car il n'est pas besoin de piloter la trajectoire jusque dans les basses couches de l'atmosphère ni d'effectuer un éventuel déplacement latéral final correctif. Cependant, il faut des ergols pour la manœuvre de placement en orbite à l'apoastre (sinon, le vaisseau repasse dans l'atmosphère au passage suivant) et également pour ajuster l'orbite comme cela est suggéré par la NASA (250x33800 km). Nous proposons de garder les besoins estimés pour la descente hypersonique, toutes proportions gardées, et d'ajouter 2 tonnes d'ergols, d'une part pour accéder à l'orbite choisie, mais aussi pour la manœuvre de jonction avec le vaisseau interplanétaire emportant l'autre partie de l'ERV.

Tableau 7 : Estimation de masse des systèmes d'aérocapture.

5.3    Habitat du retour

L'habitat du retour n'est pas celui de l'aller, mais du point de vue fonctionnel, il doit être identique. Nous proposons de reprendre les équations de la figure 2 qui définissent la masse de l'habitat en fonction du nombre d'astronautes et du nombre de jours. Comme nous avons un peu de marge, afin de rendre le scénario robuste, nous proposons que le vaisseau de retour puisse servir d'habitat de secours pour une annulation de la mission en surface et un transbordement en orbite à partir du vaisseau utilisé à l'aller. Dans ce cas, il faut que l'habitat puisse servir environ 772 jours (les 500 jours prévus en surface et les 272 jours maximum pour le trajet retour). Pour 3 astronautes, un tel habitat pèserait 26,35 tonnes. Si on y ajoute les systèmes d'aérocapture, le total est de 40 tonnes. Nous sommes proches de la capacité de lancement vers Mars du lanceur lourd. Ce vaisseau ne pouvant emmener de système de propulsion complémentaire (pour la manœuvre TEI et le retour vers la Terre) ni la capsule de réentrée, nous proposons d'en rester là pour ce module. Nous pouvons cependant envisager de quelle façon le véhicule de retour peut être assemblé en orbite martienne. Le principe est décrit figure 8. Nous avons sur la gauche un système de propulsion avec la capsule Orion au bout et sur la droite le module habité. Les 2 modules peuvent se lier l'un à l'autre de la même manière que le module Apollo était lié au module lunaire. Il manque à ce schéma le véhicule de remontée en orbite. Logiquement, le système d'aérocapture du module de droite ayant été éjecté, cela laisse la possibilité d'y placer un système d'amarrage avec le véhicule de remontée. Il est important de noter que de telles jonctions sont théoriquement plus faciles à mettre en œuvre et à maintenir avec des petits modules en orbite martienne, plutôt qu'avec d'énormes vaisseaux en orbite basse terrestre.

Figure 8 : Assemblage en orbite martienne des 2 modules qui composent le véhicule de retour. Les boucliers thermiques gonflables ont été éjectés, de même que le système de propulsion de l'habitat principal. A noter que le MAV peut venir se connecter sur la droite.

5.4    Module de propulsion du véhicule du retour

Nous proposons d'estimer la masse du module de propulsion du véhicule de retour grâce aux données suivantes :

-          DV requis pour la manœuvre de TEI à partir de l'orbite martienne 250x33800 km : 1,5 km/s (données NASA DRA5). Pour une trajectoire de Hohmann, nos calculs indiquent 1,3 km/s sans prise en compte des pertes.

-          Charge utile : 38,4 tonnes

o   Masse de l'habitat : 26,5 tonnes (vu section 5.3).

o   Masse des systèmes RCS et des systèmes d'attache liés au module de l'habitat : 3 tonnes

o   Masse de la capsule Orion sans le module de service : 8,9 tonnes

-          Système de propulsion pour le retour : LCH4 et LO2

-          Ratio entre la masse structurelle de l’étage et la masse des ergols : 12%

Dans la configuration planétaire la plus défavorable, en choisissant une trajectoire de Hohmann économe en énergie, les calculs indiquent une masse structurelle de 2,1 tonnes et une masse d'ergols de 17,3 tonnes. 

Tableau 8 : Estimation de la masse du vaisseau amenant la capsule et le système de propulsion du retour.

La masse du vaisseau amenant la capsule et le système de propulsion pour le retour peut maintenant être estimée. Voir tableau 8. De façon remarquable, les 42 tonnes sont très proches du maximum qui peut être envoyé vers Mars par le lanceur lourd (45 tonnes). L'habitat du retour a également été calibré pour une durée de 772 jours, pour tenir compte d'un éventuel incident majeur impliquant un retour précipité dans ce module. S'agissant d'un scénario de backup, un mode dégradé serait acceptable, d'autant plus que la capsule Orion offre un espace habitable complémentaire.

 

6.  Programmatique

6.1    Programmation des lancements

Une contrainte majeure des lancements lourds est de suivre une cadence adaptée au scénario de la mission martienne. Le scénario Mars semi-direct revisité requiert 4 vaisseaux interplanétaires lancés directement vers Mars au lieu de 3. Dans la proposition originale, il est suggéré d'envoyer 3 vaisseaux à chaque fenêtre de lancement (stratégie dite "split"), soit tous les deux ans et deux mois. De plus, lors de la première fenêtre, aucun vaisseau habité n'est envoyé, afin de disposer de modules de secours sur place. Envoyer 3 vaisseaux à la fois, cela semble difficile. En envoyer 4 parait encore plus problématique, à moins de disposer de plusieurs sites de fabrication, d'assemblage et de lancement.

Posons pour commencer l'hypothèse d'un seul site de fabrication et d'assemblage avec un seul pas de tir. Il est possible de positionner un premier lanceur en attente sur le pas de tir pendant que le deuxième est assemblé. Lorsque le deuxième est prêt, on attend la fenêtre de lancement. On procède au premier tir, puis on achemine aussitôt que possible le deuxième lanceur sur le pas de tir et on procède au deuxième tir avant la fin de la fenêtre, une quinzaine de jours plus tard. Un 2^ème pas de tir serait toutefois appréciable pour simplifier les procédures. Rappelons que lors du programme Apollo, il était possible d'assembler 2 Saturn V en même temps dans un bâtiment dédié, qu'il y avait 2 pas de tir et que la fusée attendait parfois 3 mois sur celui-ci avant le lancement, le remplissage des ergols cryogéniques ne se faisant qu'au dernier moment. L'assemblage prenait toutefois 6 mois. Pour raccourcir les délais, on peut procéder à des pré-intégrations des composants afin que l'assemblage final ne concerne plus que les grands modules, comme c'était le cas pour le lanceur des navettes qui était assemblé en 2 mois.

Si on doit se contenter de 2 tirs dans la même fenêtre, nous proposons d'envoyer le vaisseau dont la charge utile est le véhicule de remontée en orbite et le vaisseau qui emporte l'habitat du retour. La 2^ème partie du vaisseau de retour, qui comprend notamment le système de propulsion et les ergols pour cette 2^ème partie du voyage, serait envoyé vers Mars en même temps que les astronautes. Ce choix est justifié pour deux raisons essentielles :

-          minimiser la durée du stockage des ergols cryogéniques ;

-          lancer les astronautes dans une capsule standard comportant un système d'évacuation d'urgence (tour de sauvetage placé au-dessus de la capsule) et pouvoir procéder en orbite basse au transfert dans le vaisseau habitat principal.

Pour résumer, après s'être assuré de l'arrivée et du fonctionnement des 2 premiers vaisseaux, notamment la production d'ergols pour le retour en orbite, il reste à envoyer lors de la fenêtre suivante le vaisseau dont la charge utile est l'habitat de l'aller et de surface ainsi que le vaisseau dont la charge utile est le système de propulsion du retour ainsi que la capsule de réentrée.

Le scénario proposé limite les missions habitées à une fois toutes les 2 fenêtres de lancement, soit environ une fois tous les 4 ans et demi. On peut cependant noter que 4 lancements lourds, c'est moins que dans la mission de référence de la NASA et c'est moins que dans la plupart des autres scénarios envisagés jusqu'ici.

Pour passer à la vitesse supérieure et établir des bases permanentes, il faudrait qu'au moins deux pays disposent d'une part d'un lanceur lourd et d'autre part de la capacité de produire un lanceur par an avec potentiellement 2 ou 3 tirs par fenêtre. Une coopération internationale doit donc être privilégiée pour éviter que Mars ne devienne un objectif éphémère.

6.2    Options de backup

Dans le scénario original, il existe de nombreuses solutions de backup. En premier lieu, il a été proposé d'envoyer dans un premier temps des vaisseaux inhabités, y compris un habitat principal à la surface de Mars. Cette option est très intéressante, car elle permet de tester et valider la configuration exacte du vaisseau habité qui doit atterrir sur Mars, en particulier les systèmes EDL, très sensibles à la forme et la répartition des masses au sein du vaisseau. Cela permet ainsi de ne pas déroger à la règle de qualification pour le vol habité, qui requiert un premier test sans équipage. Le module habitat prépositionné sur la surface joue le rôle d'habitat de secours pour la mission habitée. Ensuite, si tout se passe bien, le dernier habitat arrivé devient l'habitat de secours prépositionné pour la mission suivante, et ainsi de suite. En ce qui concerne le MAV et l'ERV, une stratégie identique peut être adoptée : un nouveau MAV et les 2 modules de l'ERV peuvent être amenés en même temps que le vaisseau habité, afin d'une part d'offrir une solution de backup pour la mission habitée courante et de préparer la mission suivante. Cette redondance semble toutefois moins fondamentale, car le MAV et l'ERV déjà prépositionnés ont pu être vérifiés avant le départ du vaisseau habité. Or, les risques majeurs sont associés aux manœuvres astronautiques de lancement et d'atterrissage. Une fois ces risques levés, les vaisseaux sont en attente et le risque qu'une panne survienne en dehors de tout usage est beaucoup plus faible.

En résumé, il existe les options de backup suivantes :

-          Si lors du voyage aller, il y a un problème concernant l'habitabilité à court terme du vaisseau (explosion à bord endommageant le système énergétique par exemple), il est possible de procéder à une jonction avec le vaisseau emportant la capsule et le module de propulsion du retour. Cette option permet de bénéficier des systèmes énergétiques et support vie de ce deuxième vaisseau, ainsi que du système de protection thermique pour l'aérocapture. Lors de l'arrivée sur Mars, les astronautes ont le choix de procéder à l'aérocapture avec l'un ou l'autre des vaisseaux. La mission en surface est annulée. Il faut procéder à la jonction entre les deux modules du vaisseau de retour, puis attendre en orbite la configuration planétaire permettant le retour. On comprend ici la nécessité d'avoir beaucoup de consommables dans le vaisseau du retour.

-          Si un problème survient lors du voyage aller sans nécessiter de transbordement immédiat, mais impliquant une annulation de la mission en surface (problème avec les systèmes de guidage pour l'atterrissage ou incident concernant le véhicule de remontée en orbite par exemple), il faut regrouper les deux modules du vaisseau de retour, puis procéder à la jonction et attendre la configuration planétaire pour le retour. Une alternative consiste à éviter l'aérocapture et à procéder à un changement de trajectoire par effet de fronde, afin de rejoindre la Terre selon une trajectoire qui reste à déterminer. A priori, cette option n'est pas retenue, car il doit être possible de procéder à l'aérocapture, que ce soit avec le vaisseau habité principal, ou après transbordement dans le vaisseau emportant la capsule.

-          Si un problème survient à l'atterrissage du vaisseau habité et que les astronautes sont toujours en vie, ils rejoignent l'habitat de secours. Il est également possible de rejoindre le MAV. Si aucune réparation n'est possible, les astronautes peuvent remonter en orbite plus tôt et attendre la fenêtre de lancement du retour.

-          Lors du voyage retour, la capsule dispose de systèmes énergétiques et de support vie servant de backup.  

6.3    Synthèse de la mission

Le scénario est résumé figure 9. Il n'y a que 4 lancements lourds, avec possibilité de les répartir sur 2 fenêtres. Hormis le vaisseau habité, les lancements peuvent être directs vers Mars, avec une charge utile similaire, ce qui permet d'adopter une stratégie qui optimise les modules de propulsion.

Figure 9 : Synthèse du nouveau scénario Mars semi-direct. t et t+1 sont 2 fenêtres consécutives de lancement vers Mars, tous les 2 ans et 2 mois. Remarque : le premier vaisseau habitat inoccupé n'est pas indiqué ; il doit être envoyé vers Mars à t ou t-1 pour offrir un backup complémentaire.

 

 

6.4    Roadmap

La NASA a identifié les principaux éléments qui doivent être développés avant la première mission vers Mars. Il s'agit d'un lanceur lourd avec dans le cas présent la nécessité d'une capacité de lancement direct vers Mars (une version du SLS qui reste à définir), d'un habitat dédié aux missions de longue durée dans l'espace profond, de systèmes EDL (entrée descente et atterrissage), d'une capsule (par exemple Orion), d'un véhicule de remontée en orbite, et enfin d'un système de propulsion pour le retour. Un des points les plus critiques est de parvenir à qualifier les systèmes EDL pour les vols habités. Pour y parvenir, nous préconisons la mise en œuvre d'une mission de retour d'échantillons avec un lanceur lourd et des systèmes EDL de même taille et spécifications que ceux prévus pour la mission habitée [7]. De plus, il faudra tester l'habitat et ses usages dans le cadre d'une mission spatiale de longue durée, par exemple en orbite lunaire. Après ces 2 missions de préparation fondamentales, une première mission martienne habitée est envisageable au début de la décennie 2030, comme cela est suggéré figure 10.

Figure 10 : Roadmap pour une mission habitée martienne vers 2030.

 

6.5    Propulsion solaire électrique

Plusieurs études suggèrent l'utilisation de la propulsion solaire électrique pour les missions martiennes habitées, dont l'étude NASA de 2014 associée à la mission de référence [4]. Le scénario proposé peut facilement être adapté à ce type de propulsion. En effet, les 3 premiers vaisseaux, d'une masse de 45 tonnes chacun, peuvent être acheminés vers Mars selon une trajectoire lente, qui caractérise l'utilisation de tels systèmes. Pour les 2 modules du véhicule de retour, il est également possible de supprimer les systèmes d'aérocapture et de procéder à une mise en orbite par freinage en apportant un complément d'ergols. Toutefois, nous ne préconisons pas une telle approche, car il est impératif de gagner en maturité sur les systèmes de freinage atmosphérique avant l'envoi du vaisseau habité, qui ne peut pas suivre une trajectoire lente. Pour ce vaisseau, il est toutefois possible d'exploiter la propulsion solaire électrique afin d'effectuer un pré-positionnement sur une orbite terrestre haute très allongée alors que les astronautes ne sont pas encore à bord. Ce vaisseau, qui serait équipé d'un système de propulsion chimique complémentaire pour partir vers Mars, serait alors rejoint au dernier moment par une capsule habitée de type Orion avec un module de service permettant une telle jonction. L'intérêt de l'orbite allongée est de réduire les besoins en delta V pour la manœuvre TMI, qui peut être effectuée au périgée. Cette option permet d'envisager une accélération du vaisseau qui réduirait la durée du voyage à environ 6 mois, en exploitant la propulsion chimique.

De manière générale, la propulsion solaire électrique a un avantage et un inconvénient :

-          L'avantage est de réduire un peu la capacité requise pour le lanceur lourd, de l'ordre de 100 tonnes en orbite basse au lieu de 130. Ce point reste à vérifier.

-          L'inconvénient est la nécessité de développer et qualifier de nouveaux systèmes de propulsion interplanétaires. De tels systèmes existent déjà pour des sondes spatiales, mais il faudrait déployer et exploiter pour cette mission des panneaux solaires de très grande taille, ce qui est plus difficile.

7.  Conclusion

Mars semi-direct est donc bien un type de mission réaliste et très efficace permettant de réduire la taille des vaisseaux interplanétaires et le nombre de lancements lourds. Par rapport à l'étude de la NASA de 2009, le gain en termes de masse provient des choix suivants :

-          Aérocapture pour tous les vaisseaux interplanétaires. Ce n'est pas possible dans l'étude NASA en raison de l'utilisation d'un seul et même vaisseau habité pour l'aller-retour, donc très lourd, avec des réservoirs gigantesques pour le stockage de l'hydrogène et des modules difficiles à protéger.

-          Il n'y a pas d'assemblage en orbite basse, donc pas de module dédié au rehaussement périodique de l'orbite des vaisseaux.

-          L'équipage est réduit à 3 astronautes, ce qui réduit les consommables, mais aussi la taille et la masse des vaisseaux à faire atterrir. En particulier, pour le véhicule de remontée en orbite, la masse passe sous le seuil des 45 tonnes vers Mars, donc à la portée d'un seul lancement lourd.

Références

[1] R.D. Braun and R.M. Manning, Mars Entry, Descent and Landing Challenges, Journal of Spacecraft and Rockets, Vol. 44 (2), 310–323, Mar-Apr, 2007.

[2] C. Cooper, W. Hofstetter, J. A. Hoffman, E.F. Crawley, Assessment of architectural options for surface power generation and energy storage on human Mars missions, Acta Astronautica, vol. 7-8, 1106-112, 2010.

[3] G. Drake ed., Mars Architecture Steering Group, 1^st Addendum of the Human Exploration of Mars, Design Reference Architecture 5.0, NASA Johnson Space Center, 2009.

[4] G. Drake ed., Mars Architecture Steering Group, 2^nd Addendum of the Human Exploration of Mars, Design Reference Architecture 5.0, NASA Johnson Space Center, 2014.

[5] J.-M. Salotti and E. Suhir, Manned missions to Mars: Minimizing risks of failure, Acta Astronautica, vol. 93, 148–161, 2014.

[6] J.M. Salotti, R. Heidmann and E. Suhir, Crew Size Impact on the Design, Risks and Cost of a Human Mission to Mars, Proceedings of the IEEE Aerospace Conference, Big Sky, Montana (USA), pp. 1-9, March 2014.

[7] J.M. Salotti and R. Heidmann, Roadmap to a Human Mars Mission, Acta Astronautica, Volume 104, Issue 2, p. 558-564, 2014.

[8] B. Steinfeldt, J. Theisinger, A. Korzun, I. Clark, M. Grant, and R. Braun, High Mass Mars Entry, Descent, and Landing, Architecture Assessment, Proc. of the AIAA Space 2009 Conference and Exposition, AIAA 2009-6684, Pasadena, CA, 14-17 September 2009.

[9] R. Zubrin and D. A. Baker, Mars Direct: Humans to the Red Planet by 1999, pro-ceedings of the 41st Congress of the International Astronautical Federation, 1990.

[10] R. Zubrin and D. Weaver, Practical Methods for Near-Term Piloted Mars Missions, AIAA 93-2089 AIAA/SAE 29th Joint Propulsion Conference, Monterey CA, 1993.

[11] T. Pichon, M. Lacoste, and R. Barreteau and T.E. Glass, Integrated Thermal Protection Systems and Heat Resistant Structures, proceedings of the IAC, IAC-06-D2.5.09, Valencia (Spain), 2006.

[12] T.A. May and D.S. Creech, NASA's Space Launch System (SLS) Program: Mars Program Utilization, NASA MSC report no 20120015287, 2012.

 

Annexe 1 : Masse du vaisseau interplanétaire amenant le MAV sur la surface

 

 

 

 

Annexe 2 : Masse du vaisseau interplanétaire amenant le module habitable du véhicule de retour

 

 

 

ANNEXE 3 : Masse du vaisseau retour, partie 2, système de propulsion du retour et capsule

 

 

Vaisseau retour après assemblage des parties 1 et 2 en orbite martienne, avec sur la droite l'arrivée du MAV de la surface.

ANNEXE 4 : Masse du vaisseau habité à usage dual, espace et surface, dimensionné pour un équipage de 3 astronautes et un voyage aller de 180 jours maximum.