1. Introduction

Dans toutes les architectures de missions martiennes habitées, le retour sur Terre est la partie du voyage qui a le plus d’impact sur la masse initiale requise en orbite terrestre basse.

Voir par exemples les missions de référence de la NASA, les scénarios semi-directs de Zubrin, le nôtre, ou la synthèse parue dans le rapport de l’Académie Internationale d’Astronautique [2,3,4,6,8,9,11]). C’est la raison pour laquelle il est souvent proposé de produire sur Mars tout ou partie des ergols nécessaires au retour, ou au moins à la remontée depuis la surface martienne à l’aide du MAV (Mars Ascent Vehicle) pour rejoindre un véhicule de retour terrestre en attente sur l’orbite martienne. Cependant, même avec cette stratégie, la masse du MAV est très importante et pose de grands défis à l’ensemble de la mission, comme l’entrée, descente et atterrissage d’un véhicule de 100 tonnes, et l’assemblage complexe d’un véhicule géant en orbite terrestre [2,3,4]. Voir figure 1.

L’impact sur la complexité de la mission est si important qu’il a été suggéré de réduire le nombre d’astronautes ou de diviser l’équipage en deux équipes plus petites [8,9]. Néanmoins, toutes les options n’ont pas été étudiées pour réduire la masse du MAV. Il est proposé ici d’étudier certaines d’entre elles. La première consiste à réduire la masse de la cabine pressurisée et la seconde à diviser l’équipage et à utiliser deux petits MAV au lieu d’un grand.

2.    Réduction de la masse structurelle de la cabine

2.1 Pression interne

La masse de la cabine pressurisée dépend fortement de la pression interne et du volume total requis pour les astronautes. La pression interne peut être choisie aussi basse que 330 mb, qui était la pression du module de commande de la mission Apollo (4,8 psi), ou aussi haute que 1 bar comme dans l’ISS. Plus la pression interne est élevée, plus les matériaux subissent de contraintes avec risque de rupture, et donc plus l’épaisseur de la paroi doit être importante, ce qui impacte directement la masse structurelle. Il est intéressant de noter que lors de l’étude du programme Apollo-Soyouz (années 80), les ingénieurs devaient amarrer une capsule Soyouz à une capsule Apollo, et ils furent confrontés à un problème de pression car « La pression de la cabine d’Apollo n’a pas pu être augmentée au-delà de 414 millimètres de mercure (8 psi) en raison de limitations structurelles,  » (page 133, [5]). Le choix de la pression interne n’est donc pas un problème anodin.

En première approximation, selon la formule de Barlow, l’épaisseur requise croit linéairement avec la pression interne. Afin de diminuer la masse structurelle, la première option est donc de choisir de l’oxygène pur pour la respiration et une pression de l’ordre de 300 mb, ce qui correspond peu ou prou à la pression minimale utilisée pour les combinaisons spatiales.

2.2 Pression externe

L’épaisseur et la masse structurelle dépendent également de la pression dynamique externe que la cabine doit supporter pendant la remontée dans l’atmosphère. Sans rentrer dans le détail des calculs, en exploitant les modèles de la NASA et en prenant comme hypothèse que les astronautes subissent une accélération constante de 2g pendant toute l’ascension, nous pouvons exprimer la pression totale (en Pascal) subie par la capsule en fonction de l’altitude, exprimée en mètres. Voir figure 2.

La pression dynamique maximale est d’environ 1,3 kPa, ce qui est relativement faible par rapport aux 11 kPa subis pendant une rentrée atmosphérique martienne classique [3]. Cette valeur est également relativement faible par rapport à la pression interne. La pression dynamique n’ajoute donc pas de contraintes plus fortes sur la masse structurelle de la cabine. Autrement dit, alors que la descente dans l’atmosphère martienne implique une forte pression et un échauffement important des matériaux, la remontée vers l’orbite est beaucoup moins exigeante. Ce résultat est contre-intuitif car on pourrait s’attendre à une symétrie des effets. Mais ce n’est pas le cas, car lors de la descente, le freinage est très tardif, donc très fort dans les couches basses de l’atmosphère, alors que lors de la remontée, l’accélération est plus régulière et étalée dans le temps, ce qui permet d’avoir une vitesse modérée à basse altitude, là où la densité de l’air pose le plus de problèmes.

3.    Peut-on se passer d’une cabine pressurisée ?

Qu’en est-il de l’idée d’éliminer la cabine et de choisir les combinaisons spatiales comme seules protections pour les astronautes ? Pour de telles valeurs de pression dynamique, on s’attend à ce que la combinaison spatiale résiste facilement et que la pression ressentie soit également acceptable pour le corps humain, à condition que l’astronaute soit calé dans son siège. Grâce à la régularité de l’ascension, il est également important de noter que le frottement avec l’air serait très faible et qu’il ne serait pas nécessaire d’ajouter une protection thermique. Cela rappelle le film Seul sur Mars, dans lequel l’astronaute remonte dans une capsule dépressurisée et allégée au maximum. Cette partie du film serait donc réaliste.

En théorie, les astronautes pourraient ainsi être vêtus de leur combinaison spatiale pendant l’ascension vers l’orbite martienne, assis sur une petite plateforme par exemple, sans protection supplémentaire. De façon remarquable, l’idée de placer les astronautes sur une petite plateforme a déjà été proposée pour la remontée en orbite depuis la surface de la Lune, la première fois lors de la conception du module lunaire d’atterrissage et de remontée de la mission Apollo (idée finalement non retenue), et elle a également été proposée récemment par le laboratoire Langley comme concept possible pour le projet Artemis [1], [5]. Voir Figure 3. Pour Mars, cependant, les contraintes sont plus importantes et plusieurs questions doivent être discutées. Le principal problème est que le rendez-vous orbital est plus complexe et que, pour des raisons de sécurité, il ne serait pas raisonnable de supposer qu’il durera nécessairement moins de 7 heures, ce qui est le temps maximum typique que l’on peut passer dans une combinaison spatiale. Un minimum de 48 heures de survie est une hypothèse plus raisonnable, d’ailleurs proposée par la NASA lors de l’étude de son MAV.

Néanmoins, il existe plusieurs options simples pour pallier la limitation de la combinaison spatiale. Tout d’abord, il est possible de connecter la batterie du scaphandre à une alimentation électrique installée sur la plateforme. De même, l’oxygène peut être fourni par un système complémentaire. Ces idées ne sont pas nouvelles, car lors de la mission Apollo, il était déjà possible de brancher les scaphandres sur la batterie du rover lunaire. En revanche, pour ce qui est de la boisson, de l’alimentation et de l’hygiène, il n’y a pas de solution simple, mais ces exigences n’impliquent pas nécessairement que l’idée du scaphandre spatial doive être abandonnée. Une option possible est par exemple de placer une très petite cabine pour une personne au centre de la plateforme et de permettre à chaque astronaute d’entrer dans la cabine s’il en a besoin, typiquement pour son repas, pour des raisons d’hygiène, ou pour la maintenance du scaphandre s’il faut changer le filtre du gaz carbonique. Pour éviter les systèmes complexes, une idée simple consiste à concevoir une cabine non pressurisée, qui pourrait être pressurisée avec de l’oxygène pur une fois que l’astronaute est à l’intérieur et que la porte est hermétiquement fermée. Pour dormir, les astronautes pourraient rester dans leur combinaison spatiale, flottant en microgravité mais, bien entendu, fermement attachés à la plateforme.

En général, si le rendez-vous orbital ne dure pas plus de 7 heures, le passage en cabine n’est pas utile, mais s’il dure plus longtemps, notamment si le rendez-vous orbital nécessite des manœuvres imprévues, avec une extension de la durée pouvant aller jusqu’à 48 heures, voire plus, la cabine pourrait apporter le complément d’hygiène, de confort et de support vie indispensable.

Un autre avantage de cette option est qu’il n’est pas nécessaire d’ajouter un système d’amarrage complexe pour se connecter au véhicule de retour sur Terre. Le MAV doit être amarré, mais les astronautes pourraient entrer dans le véhicule de retour sur Terre par un sas uniquement accessible en scaphandre situé un peu plus loin. Autrement dit, contrairement au système d’amarrage de l’ISS, l’entrée ne serait pas située au niveau du point d’amarrage, mais sur le côté, ce qui permet un allègement complémentaire du MAV.

4.    Réduction de la masse

Si l’option des combinaisons spatiales est choisie, quelle serait finalement la masse du MAV ? Considérons les estimations faites par la NASA dans le rapport de mission de référence pour un équipage de cabine de 6 personnes [3 page 263]. La cabine du MAV pèse de l’ordre de 3627 kg, dont 1308 kg pour les structures. A cela s’ajoute d’autres éléments comme les systèmes de protection thermique, les systèmes support vie, les vêtements, les casques, les batteries, etc. Parmi les systèmes du MAV, il est intéressant de noter que les combinaisons spatiales IVA (intra-vehicular activity) sont déjà incluses dans la liste des articles nécessaires à la remontée. Les combinaisons IVA, non pressurisées, sont plus légères que les combinaisons EVA dédiées aux sorties extravéhiculaires, mais certains éléments tels que les casques et les gants sont identiques. Selon un rapport de la NASA, une combinaison EVA pèse 39,2 kg alors qu’une combinaison IVA pèse 13,4 kg. Pour 6 astronautes, il y aurait donc une masse supplémentaire d’environ 155 kg. Cependant, il y aurait plusieurs réductions de masse. Les systèmes thermiques, le support vie et amarrage seraient plus légers et, surtout, la masse structurelle serait également simplifiée et beaucoup plus légère. Sans entrer dans les détails, l’économie de masse pourrait être de l’ordre d’une tonne, ce qui est considérable.

Concernant les ergols, l’équation de Tsiolkovsky montre que leur masse est proportionnelle à la masse de la charge utile. Compte tenu du delta V nécessaire pour atteindre l’orbite martienne depuis la surface de Mars et d’une impulsion spécifique de 350s pour un moteur CH4/O2, la masse des ergols représente de 8 à 10 fois la masse de la charge utile. 1 tonne de charge utile économisée, c’est donc au moins 8 tonnes de carburant économisées. Si les ergols sont produits sur Mars à partir de ressources locales, les économies de masse sont moindres, mais des gains sont néanmoins attendus pour la masse des systèmes de production ISRU (In Situ resource Utilization). Plus important encore, comme le MAV doit être envoyé à la surface de Mars, le véhicule d’atterrissage cargo qui le transporte a une charge utile plus faible, ce qui permet de réaliser d’énormes économies de masse de carburant pour le transfert interplanétaire. Il convient également de mentionner que la phase d’entrée, de descente et d’atterrissage serait beaucoup plus facile avec un véhicule plus léger, ce qui diminuerait les risques de la mission.

5.    Un ou deux MAV ?

Une autre option consiste à diviser l’équipage de 6 personnes en deux groupes de 3 personnes afin de les renvoyer en orbite martienne à l’aide de deux MAV. Intuitivement, ce n’est pas une bonne idée car cela augmente la complexité des procédures, il n’y a pas d’économie d’échelle et comme certains systèmes sont doublés (par exemple le système de navigation), la masse totale est plus grande. Néanmoins, comme indiqué précédemment, si on considère un seul MAV, sa masse est si élevée qu’un assemblage complexe en orbite terrestre basse est nécessaire pour le véhicule interplanétaire qui le transporte. Si deux MAV plus petits sont envoyés à la surface séparément, peut-on s’attendre à une suppression de l’assemblage en orbite terrestre ? De plus, comme les deux cargaisons seraient plus légères et plus petites, peut-on s’attendre à un gain en termes de complexité des systèmes d’entrée, descente et atterrissage et peut-être en termes de masse ?

Dans une étude précédente, il a été calculé que pour un équipage de seulement 3 astronautes, le MAV et le système de production d’ergols sont suffisamment légers pour permettre à un seul lanceur lourd de type SLS (ou Starship, d’une capacité d’au moins 100 tonnes) d’envoyer en orbite terrestre le vaisseau interplanétaire capable de se placer sur une trajectoire de transfert vers Mars puis de se mettre en orbite martienne par aérocapture, et enfin d’atterrir sur la surface [10]. En fait, cette option est rendue encore plus intéressante par la manœuvre d’aérocapture, économe en ergols, et qui est plus facile avec un véhicule cargo plus petit et compact. Enfin, comme l’ont souvent souligné de nombreux experts, la complexité de la phase d’entrée, descente et atterrissage, connue pour être un obstacle potentiel, est bien moindre pour les véhicules légers que pour les véhicules lourds [6]. En effet, plus c’est lourd, plus c’est difficile à contrôler et à manœuvrer, et lors de l’atterrissage final, tout comme pour le début de la remontée, plus c’est lourd, plus la poussée est forte et plus il y a de risques de creuseur un véritable cratère sous le vaisseau, sans compter les éclats et possibles rebonds des pierres dans tous les sens qui peuvent endommager le vaisseau.

C’est donc la faisabilité elle-même qui est en jeu, et l’utilisation de deux MAV plus légers au lieu d’un seul pourrait tout simplement être la solution salvatrice en cas de difficulté à maîtriser les risques de l’atterrissage.

6.    Conclusion

En conclusion, plusieurs options existent pour réduire la masse du MAV. L’idée principale est de réduire la pression de la cabine, et éventuellement sa taille. En outre, si un équipage nombreux est envoyé sur Mars, il pourrait être plus facile et plus léger d’envoyer plusieurs petits MAV plutôt qu’un grand. Les missions de référence de la NASA étant réputées pour leur complexité et la démesure de leur coût, nous invitons les responsables des futurs programmes martiens à envisager ces options sérieusement afin d’apporter des réponses crédibles à ceux qui pensent que les missions martiennes sont trop chères et trop risquées. Quant à Space X, nous espérons vivement que leur programme martien aboutira. Mais dans l’éventualité où la phase d’entrée, descente et atterrissage sur Mars du Starship serait jugée plus difficile et risquée que prévue, ou si le redécollage de Mars du Starship s’avérait d’une complexité trop grande, l’option de petits atterrisseurs resterait une solution envisageable. L’architecture du programme serait à revoir, mais sans remettre en cause l’existence du lanceur lourd. Il faut donc garder à l’esprit que même en cas d’échecs répétés des premiers atterrissages sur Mars des vaisseaux Starship, il y aura des options sur la table pour accomplir, enfin, le premier voyage habité martien.

Cet article est une version française simplifiée de l’article publié à la conférence IAC-2024 de Milan sous la référence : IAC-24,D2,3,12,x84118.

Jean-Marc Salotti est Professeur des Universités. Il enseigne à l’Ecole Nationale Supérieure de Cognitique, une des écoles de Bordeaux INP. Pour ses recherches, il est rattaché à l’équipe Auctus de l’Inria spécialisée en robotique collaborative, ainsi que dans l’équipe de Cognitique et Ingénierie Humaine du laboratoire de l’Intégration du Matériau au Systèmes, spécialisée dans l’étude des interactions entre humains et systèmes complexes. Il a publié de nombreux articles sur les missions martiennes habitées, notamment le concept 2-4-2 et une architecture de type Mars Semi-Direct.

Références

[1] J.F. Connolly (ed.), After LM, NASA lunar lander concepts beyond Apollo, NASA report SP-2020-220338, 2020.

[2] G. Drake ed., NASA Report EX13-98-036, « Reference Mission Version 3.0, Addendum to the Human Exploration of Mars: The Reference Mission of the NASA Mars Exploration Study », June 1998.

[3] G. Drake ed., Mars Architecture Steering Group, 1st 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, 2nd Addendum of the Human Exploration of Mars, Design Reference Architecture 5.0, NASA Johnson Space Center, 2014.

[5] E.C. Ezell and L. N. Ezell, « The Partnership, a history of the Apollo-Soyuz test project », NASA SP-4209, 1978.

[6] G. Genta and J.M. Salotti (ed.), Global Human Mars System Missions Exploration, Goals, Requirements and Technologies, Cosmic Study of the International Academy of Astronautics, January 2016.

[7]   E. Musk, Making Life Multiplanetary, Space X document, transcript of the talk presented at the 68th International Astronautical Congress, Adelaide, Australia, September 28th, 2017.

[8]   J.M. Salotti, Revised Scenario for Human Missions to Mars, Acta Astronautica, vol. 81, p. 273-287, 2012.

[9] J.M. Salotti, Robust, affordable, semi-direct Mars mission, Acta Astronautica, Volume 127, October–November, pages 235–248, 2016.

[10] J.-M. Salotti, Launcher size optimization for a crewed Mars mission, Acta Astronautica, Volume 191, Pages 235-244, 2022.

[11] 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.