Version à retour «immédiat»
Dans ce cas le MCT ne reste que de l’ordre de 30 à 60 jours au maximum à la surface de Mars et entreprend un retour en suivant une trajectoire du type appartenant au schéma de mission « opposition », lui permettant de rejoindre la Terre avant la prochaine fenêtre de lancement, ce qui maximise sa productivité. Cette trajectoire est en fait une ellipse de périhélie intérieur à l’orbite de la Terre (voisin de celle de Vénus), dont l’atteinte nécessite un supplément de DV par rapport au retour sur une trajectoire de Hohmann (considéré jusqu’ici) de l’ordre de 1,8 km/s, portant l’impulsion totale à délivrer à 8,32 km/s (Mars à l’aphélie). Pour une Isp de 380 s (Raptor adapté au vide) cela induit un rapport de masse (entre masse au décollage et masse injectée en transfert) de 9,3 c’est-à-dire une masse de propergol représentant 89 % de la masse au décollage. Une valeur aussi importante est à la limite du réalisable pour la navette ; elle conduit à une masse de propergol largement dimensionnante pour la taille des réservoirs et pour la poussée des moteurs. Des réservoirs sphériques ne logeraient plus dans le fuselage de 20 m de large ; il faut revenir à des réservoirs cylindriques à fond commun, toujours dédoublés, ce qui complique les conditions de puisage.
Ce retour est par ailleurs plus contraignant pour les voyageurs, car il est plus long (11 mois) et fait s’approcher plus du soleil, source d’une des composantes des rayonnements ionisants. Néanmoins comme, par hypothèse dans un schéma de colonisation, le nombre de personnes à bord au retour est supposé réduit (typiquement une douzaine), il sera possible de les protéger efficacement en concentrant autour de leur emplacement de séjour réduit les panneaux de protection anti-radiations prévus comme écran pour les passagers aller.
Enfin, comme déjà souligné juste avant le § 2.1.1, cette trajectoire pose un très sérieux défi en termes de conception de la PT, du fait d’une vitesse de rentrée très élevée.
| DONNEES | |
| Longueur (m) (sans capot culot) | 44 |
| Largeur (m) | 44 |
| Hauteur (m) | 10 |
| Masse CU aller (T) | 82 |
| Masse CU retour (T) | 5 |
| Coefficient structural Réservoirs | 0,040 |
| Coefficient Marges Masses Prop. | 1,030 |
| Complément Mprop 3e étage LEO (T) | 616,5 |
| MANŒUVRES (km/s) | |
| DV aller Hohmann Mars périhélie | 3,46 |
| DV retour Opposition (immédiat) | 8,32 |
| DV manœuvres Orbite Mars | 0,15 |
| DV freinage EDL & « hélico » | 0,60 |
| DV manœuvres Retour Terre | 0,30 |
| POSTES DE MASSE (T) | |
| Équipements | 12,0 |
| 6 de 120 T | 7,0 |
| Structures & Protection Thermique | 60,0 |
| Réservoirs | 43,7 |
| Masse sèche | 122,7 |
| ETAT DE MA MASSE TOTALE (T) | |
| En parking LEO | 691,5 |
| En transfert Terre-Mars | 265,5 |
| Entrée EDL | 247,6 |
| Décollage Mars | 1231,0 |
| MASSES DE PROPERGOL (T) | |
| Injection transfert T-M | 426,0 |
| Manœuvres orbite Mars | 17,9 |
| EDL | 42,9 |
| Retour Opposition | 1092,3 |
| Manœuvres Retour Terre | 11,0 |
| Capacité Réservoirs (déterminée par le retour) | 1103,3 |
A nouveau la masse de CU doit être réduite, à 82 T, si on n’entend pas augmenter la poussée au décollage du lanceur (nombre de moteurs). Malgré cela, la charge utile à placer en LEO est plus élevée que dans le cas précédent, car la capacité des réservoirs, déterminée cette fois par le retour, est nettement plus importante (1103 tonnes contre 865), ce qui se répercute sur une masse sèche du véhicule plus pénalisante (122,7 tonnes contre 110,6). Par contre, cette capacité accrue permet d’allouer une quantité de propergol plus importante à la fin de placement en LEO par la navette elle-même (617 tonnes au lieu de 400), ce qui explique l’atteinte par le lanceur des 691,5 tonnes en LEO.
