Conception d’un MCT lanceur mono corps
La navette
On pourrait penser que l’architecture du lanceur n’influence pas directement la conception de la navette, mais il n’en est rien. La configuration mono corps implique en effet nécessairement que le vaisseau soit situé au sommet de la fusée (au-dessus du deuxième étage). En conséquence, la forme aérodynamique de celui-ci ne doit pas comporter une surface portante significative, qui conduirait à rendre la fusée beaucoup trop instable pour rester pilotable. On trouve une illustration intéressante de ce problème dans les monstrueux empennages dont les concepteurs du projet Dyna-Soar avaient dû doter leur lanceur pour le stabiliser !
Vue d’artiste d’un lancement du Dyna-Soar.
Cette contrainte va se traduire par une sévère limitation en termes de réduction du coefficient balistique (Masse/(CxSurface)), nuisible en termes de modération des flux et charges sur la protection thermique, que l’on souhaite parfaitement réutilisable, et, surtout, en termes de capacité de décélération atmosphérique, conduisant à un accroissement de la masse de propergol dédiée au freinage final.
La masse importante de la navette dans la phase de rentrée atmosphérique martienne (plus de 200 tonnes) interdit une formule capsule, qui devrait être dotée d’un bouclier démesuré. Une capsule ne permettrait pas non plus de disposer du volume minimal pour loger 100 passagers (le minimum minimorum étant estimé à 10 m3 par personne). On est ainsi conduit à retenir une formule de corps portant cylindro-conique, voisine de celle envisagée dans la DRA5, d’un diamètre (12 m) et d’une longueur (39 m) permettant de loger l’enceinte passagers, les réservoirs et la soute cargo.
Dans cette version de lanceur mono corps, nous avons retenu comme unique option pour le retour de Mars la trajectoire du scénario « conjonction », en mode de Hohmann (avec une charge utile limitée à 5 tonnes). Cependant, l’option « conjonction » signifie que la navette va devoir attendre 18 mois à la surface de Mars avant d’entreprendre son retour, et qu’elle ne sera en conséquence pas disponible pour la fenêtre de lancement suivant la sienne ; autrement dit, elle ne serait utilisée qu’une fois tous les 52 mois ! Ceci n’est pas cohérent avec les ambitions affichées par SpaceX, pour qui le MCT doit permettre d’aboutir à terme à un modèle commercial… C’est pourquoi, dans la partie consacrée à la version multi corps, nous examinerons la possibilité d’un redécollage immédiat, pour un retour en mode « opposition », bien plus coûteux en masse de propergol (et masse au décollage). Nous verrons que dans ce cas, c’est le retour qui dimensionne la capacité des réservoirs de la navette.
Par contre, ici, c’est l’aller qui est dimensionnant. Ceci s’explique par le fait que (au demeurant dans les deux cas) l’analyse des performances et des capacités de récupération du lanceur conduisent à confier à la navette elle-même, non seulement la fourniture du DV d’injection sur l’orbite de transfert Terre-Mars, mais aussi la fin de propulsion pour l’atteinte de l’orbite de parking (LEO). A cette fin, on réserve une masse de propergol de 400 tonnes ; cette disposition facilite le retour des étages, en particulier en limitant la vitesse à l’extinction du deuxième étage.
En matière de propulsion du vaisseau, nous avons maintenu l’option de moteurs ventraux uniquement, avec atterrissage et décollage martiens « à plat ». Compte tenu de la présence de ces moteurs et des limitations en surface de voilure, il est possible d’envisager une phase terminale d’atterrissage terrestre non pas en vol plané mais en mode « hélicoptère » propulsif (qui permet aussi d’alléger le train).
En prenant en compte : les contraintes de forme, le souci de minimiser un coefficient balistique que l’on sait a priori défavorisé dans cette configuration, les différents volumes à loger dans la navette (dont au moins 1500 m3 pour les passagers) et les problèmes de centrage associés, nous avons imaginé un projet d’aménagement. Et, en extrapolant les données estimées dans la précédente étude, nous avons construit un devis masse, rebouclé par le calcul des masses de propergol à prévoir pour l’ensemble des manœuvres propulsives de la phase aller (fin de mise en LEO, injection en transfert, manœuvres dans le domaine martien, freinage final en EDL).
Il s’avère que la CU doit être réduite à 95 T (Mars au périhélie).
Caractéristiques de la navette en version lanceur mono corps :
| DONNEES | |
| Longueur (m) | 39 |
| Largeur (m) | 12 |
| Hauteur (m) | 12 |
| Masse CU aller (T) | 95 |
| Masse CU retour (T) | 5 |
| Coefficient structural Réservoirs | 0,035 |
| Coefficient Marges Masses Propergol | 1,033 |
| Complément Mprop Navette LEO (T) | 400 |
| MANŒUVRES (km/s) | |
| DV aller (Hohmann, Mars au périhélie) | 3,46 |
| DV retour (Hohmann, Mars à l’aphélie) | 6,52 |
| DV manœuvres Orbite Mars | 0,15 |
| DV freinage EDL & « Hélico » | 0,60 |
| DV manœuvres Retour Terre & Atterrissage | 0,60 |
| POSTES DE MASSE (T) | |
| Équipements | 12,0 |
| Moteurs : 4 de 83 Tf | 3,5 |
| Structures & Protection Thermique | 45,0 |
| Réservoirs | 29,6 |
| Masse sèche | 90,1 |
| ETAT DE LA MASSE TOTALE (T) | |
| En parking LEO | 630,9 |
| En transfert Terre-Mars | 241,5 |
| Entrée EDL | 224,6 |
| Décollage Mars | 565,3 |
| MASSES DE PROPERGOL (T) | |
| Injection transfert T-M | 389,3 |
| Manœuvres orbite Mars | 16,9 |
| EDL | 39,5 |
| Retour | 550,1 |
| Manœuvres Retour Terre (y.c. atterrissage) | 16,9 |
Caractéristiques de la navette en version lanceur mono corps
Schéma d’aménagement navette lanceur mono corps.
La performance requise en LEO est de 631 tonnes (avec contribution de la propulsion de la navette). Attention, ce résultat a été obtenu dans les conditions de transfert les plus favorables :
- transfert de Hohmann ;
- Mars au périhélie au moment de l’arrivée.
- et en réduisant la masse de CU de 5 tonnes par rapport à l’objectif.
Il nous paraît justifié pour cet exercice de faisabilité de ne pas durcir les hypothèses en raccourcissant la durée de trajet ; un voyage en 6 mois supposerait un supplément de DV de 880 m/s, ce qui ferait tomber la charge utile, toutes choses égales par ailleurs, à un peu plus de 60 tonnes… S’agissant d’un scénario de transport « de masse » de passagers, on peut supposer que l’aménagement intérieur permettra un niveau de protection contre les radiations conduisant à une dose en cohérence avec celle que leur long séjour planétaire leur fera de toute manière supporter.
Par contre, il faut nécessairement envisager de lancer à chaque fenêtre, donc y compris dans le cas le moins favorable où Mars se trouve à l’arrivée proche de son aphélie. Dans ce cas, les calculs montrent que la charge utile passe de 95 tonnes à 80 tonnes.
La masse en entrée EDL de 225 tonnes conduit (en hypersonique, à forte incidence, Cx = 0,8) à un coefficient balistique de l’ordre de 600 kg/m², c’est-à-dire du même ordre que celui de la Navette Spatiale. Ce n’est pas un résultat favorable ; nous verrons que la version multi corps est de ce point de vue préférable.
La capacité des réservoirs doit être de 846 tonnes (somme des allocations aller). Cette quantité importante contribue au choix d’un diamètre de 12 m (qui sera aussi celui du deuxième étage du lanceur), sachant que pour assurer une bonne vidange dans la configuration propulsive non axiale retenue, des réservoirs presque sphériques sont préférables.
Si l’interface avec le lanceur le permet, il est intéressant d’aplatir le ventre (chaud) de la navette, de façon à accroître la surface efficace de freinage.
Vue générale de la navette, en orbite martienne.
