1. Introduction

Pour une mission martienne habitée, il est nécessaire d’envoyer plusieurs centaines de tonnes vers Mars. Pour cette raison, de nombreux spécialistes suggèrent de développer un lanceur lourd, capable de placer en orbite basse au moins une centaine de tonnes. Cependant, si le lanceur ne sert qu’aux missions martiennes habitées et quelques autres missions, il peut s’avérer extrêmement coûteux et fastidieux de développer un lanceur dédié avec un rythme de construction et d’assemblage très irrégulier. Les lanceurs de plus petite taille ont l’avantage d’être multi-usage. La construction et l’assemblage sont optimisés pour un rythme régulier et ils sont ainsi moins chers pour ce qui concerne le coût du kilogramme en orbite. Autrement dit, pour envoyer 100 tonnes en orbite, il revient moins cher de lancer 5 fusées embarquant chacune 20 tonnes plutôt qu’une seule, dédiée, qui placerait ces 100 tonnes en une seule fois. Mais peut-on diviser la charge utile en 5 parties égales ? Cela parait difficile. Alors peut-être existe-t-il un compromis ? On le voit, le choix de la taille du lanceur est un problème complexe qui mérite d’être étudié plus en détail.

2. Capacité des lanceurs existants

Les vaisseaux spatiaux doivent être envoyés vers Mars, mais s’il faut assembler plusieurs parties, c’est en orbite basse terrestre (LEO=Low Earth Orbit) qu’il faut le faire. Pour comparer les lanceurs, on peut donc se ramener à leur capacité d’emport vers l’orbite basse. Voici ci-dessous les capacités de quelqueslanceurs :

Quand on connait la capacité en LEO, l’équation de Tsiolkovsky permet de déterminer l’ordre de grandeur de la masse du vaisseau qu’on serait en mesure de lancer vers Mars.

Il faut en effet un delta V de 3,8 km/s. Autrement dit, il faudrait un nouvel étage doté d’un système de propulsion qui serait démarré en LEO pour augmenter la vitesse de 3,8 km/s et ainsi atteindre la vitesse requise pour placer le vaisseau sur une trajectoire de rencontre avec Mars 8 mois plus tard. En tout chimique, sur la base d’un système de propulsion H2/O2, l’impulsion spécifique I_sp est de 450s. La masse initiale m₀ correspond à la masse du vaisseau en LEO avant consommation des ergols. La masse finale m_f correspond à la masse finale après avoir épuisé les ergols. Dans l’équation de Tsiolkovsky, g₀ étant la constante gravitationnelle égale à 9,81, il n’y a plus qu’une inconnue, qui est la masse finale, qu’il est facile de calculer :

La masse finale représente ainsi 42% de la masse initiale. Cependant, il s’agit de la masse du vaisseau à destination de Mars, à laquelle il faut ajouter la masse dite inerte, c’est-à-dire la masse du moteur, des réservoirs et de la structure qui, une fois les ergols consommés, seront séparés du vaisseau et abandonnés, car devenus inutiles et encombrants. Pour un étage de grande taille, la masse inerte représente environ 7% de la masse totale (Akin 2016). Il reste donc finalement 35% pour la charge utile, qui est le vaisseau à destination de Mars. Ces calculs sont approximatifs, car on peut envisager 2 étages de propulsion au lieu d’1 seul, on peut choisir un autre système de propulsion avec une masse inerte différente, on peut partir d’une orbite terrestre différente, et il faut tenir compte également de la configuration planétaire, plus ou moins avantageuse, de la volonté éventuelle de réduire un peu la durée du voyage, etc., mais c’est l’ordre d’idée. Ce ratio de 35% peut être corroboré avec la capacité affiché par la NASA du Space Launch System bloc 2 de 130 tonnes en LEO et de 45 tonnes vers Mars (NASA 2012).

Remarque 1 : pour une mission robotique vers Mars, plus modeste, ce ratio serait sans doute plus faible, car la masse inerte serait plus importante. Par exemple, avec une Falcon Heavy, dont la capacité en LEO est de 63 tonnes, on ne peut pas envoyer vers Mars un vaisseau de 22 tonnes (35% de 63), mais seulement de 16,8 tonnes. Cela s’explique d’une part par le type d’ergols, moins efficace que H2/O2, donc impulsion spécifique moindre, et d’autre part par un ratio masse inerte sur masse totale qui est plus faible pour les charges utiles plus légères.

Remarque 2 : Un paramètre important de l’équation qui calcule la masse finale est l’impulsion spécifique. Si on choisit un système de propulsion nucléaire thermique ou un système de propulsion ionique, la masse finale peut être bien supérieure. Toutefois, d’autres paramètres sont à considérer, voir la section sur les trajectoires et les systèmes de propulsion interplanétaires pour plus de détails. A noter que ces systèmes de propulsion ne sont pas adaptés pour le lancement depuis la Terre, soit parce qu’ils procurent une poussée trop faible, soit parce qu’ils sont jugés trop dangereux.

3. Problématique de l’assemblage en orbite

Pourquoi ne pas utiliser une fusée de taille moyenne comme la Falcon Heavy pour envoyer en orbite basse tous les modules nécessaires et procéder à un assemblage avant le départ vers Mars ? Pour répondre à cette question, il faut s’intéresser à la charge utile, constituée des différents vaisseaux de la mission, et estimer la faisabilité et la complexité de la procédure d’assemblage. Selon la NASA, un module comprenant tout le nécessaire pour 6 personnes pendant 8 mois pèserait une trentaine de tonnes. Toutefois, pour des raisons de sécurité, s’il fallait abandonner l’idée d’atterrir sur Mars, il faudrait que l’équipage soit en mesure de rester pratiquement 1000 jours dans ce vaisseau, le temps d’attendre en orbite martienne la configuration planétaire favorable, puis d’effectuer le trajet retour. Et dans ce cas, la masse totale de ce module serait de 40 tonnes. A cela il faut ajouter un système de propulsion pour l’insertion en orbite martienne, ce qui doublerait approximativement la masse, soit 80 tonnes à l’approche de Mars, et donc plus de 200 tonnes en LEO. De plus, si c’est avec ce vaisseau qu’est prévu le retour, il faudrait lui adjoindre un autre système de propulsion ainsi qu’une capsule pour la rentrée atmosphérique terrestre à la fin de la mission. Dans ce cas, en LEO, ce serait plutôt de l’ordre de 500 tonnes. Concernant l’atterrisseur martien emportant l’habitat, l’ordre de grandeur est comparable, le vaisseau aurait une masse d’environ 100 tonnes à l’approche de Mars, ce qui implique un vaisseau de plus de 200 tonnes à assembler en LEO. En considérant tous ces éléments, on constate qu’une capacité en LEO de seulement 63 tonnes pour la Falcon Heavy constituerait une contrainte très forte pour la masse de certains modules et que l’assemblage serait certainement d’une terrible complexité, que ce soit pour attacher les différentes parties entre elles (soudures ?), le câblage, le remplissage des réservoirs d’ergols, la fiabilité, etc. D’ailleurs, même avec 100 ou 130 tonnes de capacité en orbite basse, l’assemblage serait déjà complexe, comme on peut le constater dans les propositions de scénario de mission de la NASA qui exploitent le SLS (NASA 2009). Voir image ci-dessous, notamment le vaisseau de droite proposé pour le transport de l’équipage pour l’aller-retour et qui nécessiterait à lui seul 5 lancements lourds.

4. Peut-on éviter l’assemblage en orbite ?

L’assemblage en orbite basse terrestre conduit à une grande complexité de la mission, ce qui a un impact sur le coût, mais aussi sur les risques de rater la mission. En particulier, en cas d’imprévus ou de délais, le risque est grand de manquer la fenêtre de départ vers Mars, qui ne dure que quelques semaines tous les deux ans et deux mois. Est-ce qu’il existe des options pour l’éviter ? Oui, c’est en effet possible selon deux stratégies différentes :

• La première, c’est celle de Space X, avec un lanceur lourd dimensionné pour lancer en orbite basse le vaisseau à destination de Mars et l’utilisation de plusieurs fusées dédiées pour procéder au ravitaillement en orbite de ce vaisseau. Autrement dit, le compromis se fait sur le carburant qui est amené en plusieurs fois.
• La deuxième consiste à développer un lanceur superlourd capable de lancer chaque vaisseau à destination de Mars en 1 seule fois. Mais est-ce seulement faisable ? Pour y parvenir, il faut analyser tous les paramètres de la mission et choisir toutes les options qui réduisent les besoins. On peut notamment décider d’avoir un vaisseau dédié à l’aller et un autre dédié au retour. On peut choisir l’option de l’aérocapture pour la mise en orbite martienne. Et on peut surtout réduire la taille de l’équipage, par exemple à 3 astronautes, quitte à envoyer 2 vaisseaux si on en veut au total 6 sur la surface. En appliquant cette stratégie, il semble qu’un lanceur lourd d’une capacité de 100 tonnes soit suffisant pour éviter l’assemblage en orbite. Voir (Salotti 2022) pour une étude plus détaillée.

5. Conclusion

En conclusion, le développement d’un lanceur lourd, voire très lourd, semble incontournable. La capacité minimale pour l’orbite basse est de l’ordre de 100 tonnes. Cela restreint fortement le choix du lanceur. La fusée Saturn V des missions Apollo avait cette capacité, mais elle n’est plus développée. On peut citer le Starship, qui est annoncé avec une capacité de 150 tonnes, le Space Launch System, dont la version la plus lourde, si elle est développée un jour, aurait une capacité de 130 tonnes. A noter que la Chine annonce également le développement pour 2030 d’un lanceur super lourd, Longue Marche 9, avec une capacité de 150 tonnes. Enfin, du côté russe, de nombreuses études ont été réalisées, avec la fusée N-1 qui a été construite dans les années 1970 puis abandonnée suite à plusieurs échecs, et dernièrement le lanceur Iénissei, dont l’esquisse date de 2019, mais qui n’a pour le moment pas eu de suite.

Références

(Akin 2016) D. Akin, ENAE 791 – Launch and Entry Vehicle Design, ENAE courses at the University of Maryland, College Park, 2016.

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

(Salotti 2022) Jean-Marc Salotti, Launcher size optimization for a crewed Mars mission, Acta Astronautica, Volume 191, Pages 235-244, 2022, https://doi.org/10.1016/j.actaastro.2021.11.016