Masses d’ergols
Injection en transfert Terre-Mars
Masse initiale en LEO :
| Mi = | 305 T (300 + 5 T des deux taxis) |
| Mf = Mi exp(-4,34/3,73)= | 95,3 T (transfert sur orbite de libre retour) |
| pour mémoire Mf = | Mi exp(-3,78/3,73)=110,7 T pour le transfert de Hohmann) |
| D’où masse de propergol : | |
| MpAller = | 209,7 T |
Retour (montée en orbite + injection en transfert), avec CU retour réduite à 5 T et trajectoire accélérée par rapport à Hohmann :
| Mf = | 70 T (confirmé en fin de la boucle de dimensionnement) |
| Mi = | Mf + 420 (à charge d’ergols pleine) = 490 T, |
| ΔV disponible = | 3,73 Ln(490/70) = 7,25 km/s |
Le ΔV pour montée en orbite étant (pertes comprises) de 4,2 km/s, le ΔV disponible pour injection en transfert est d’environ 3 km/s, supérieur à la valeur moyenne (fonction de la position de Mars sur son orbite) nécessaire pour un retour en 6 mois.
| MpRet = | 420 T |
Descente/Atterrissage
La DRA5, qui présente une EDL (Entrée, Descente, Atterrissage) avec corps portant cylindrique (qui fait également coiffe au lancement) relativement proche de celle envisagée ici, considère un ΔV de 600 m/s. Si on considère une marge correspondant à 30 s de vol stationnaire, soumis à la pesanteur martienne qui vaut 0,38 fois la pesanteur terrestre (ΔVStationnaire= 0,38*9,81*30=110 m/s), cela correspond à un ΔV de freinage proprement dit d’environ 500 m/s (cela devrait pouvoir être obtenu sans freinage préalable par parachute ; à vérifier). D’où la masse de propergol :
MpEDL = MiEDL (1 – exp(-0,6/3,73)) = 0,1485 MiEDL
On va supposer que les corrections de trajectoire de transfert et les manœuvres propulsives de relevé de périastre et de désorbitation lors de l’aérocapture et de l’EDL consomment 3,7 T d’ergols (150 m/s, à préciser). La masse entrante dans l’EDL est donc
MiEDL = 91,6 T
Et, en incluant 0,1 T pour mise en froid :
MpEDL = 13,7 T
Décollage
Sans piste sur Mars (!) l’atterrissage se fait en vitesse verticale. De plus, pour décharger facilement, la navette doit se poser horizontalement ; c’est d’ailleurs semble-t-il la solution choisie par la NASA. Les moteurs ventraux doivent fournir une poussée permettant d’obtenir une accélération qui soit suffisante pour ne pas conduire à des pertes par gravité rédhibitoires mais qui en même temps permette de traverser les couches les plus denses de l’atmosphère sans créer d’efforts aérodynamiques significatifs. Une accélération initiale de 2 m/s² devrait convenir.
Ce point mériterait une étude particulière du fait que la navette, compte tenu de l’emplacement des moteurs, ferait une montée « à plat », c’est-à-dire sur une trajectoire grosso modo perpendiculaire à l’axe du vaisseau ! Ceci doit être permis du fait de la faible densité de l’atmosphère martienne.
On a déjà déterminé la masse d’ergols au décollage, nécessaire pour assurer la montée en orbite et l’injection sur une orbite de transfert plus rapide que celle de Hohmann : 420 T.
La poussée totale FT à développer pour 2 m/s² est telle, en tenant compte du poids martien de la navette, que :
| FT – 0,38*9,81*490 = | 490 * 2 |
| FT = 490 (2 + 3,728) = | 2810 kN |
| soit, par moteur : | F = 71,5 Tf |
que nous arrondissons à une poussée unitaire (max) requise pour les moteurs de F = 70 T.
Atterrissage terrestre
L’idéal du point de vue du principe de réutilisation est de faire revenir sur Terre la navette martienne entière. A l’issue d’une aérocapture (la moins énergétique possible pour minimiser la charge thermique), suivie d’un aerofreinage pour circularisation en LEO, la rentrée est effectuée (conditions compatibles d’une protection thermique métallique) et la navette se présente en vol plané sur l’astroport. Le train, déjà utilisé sur Mars en mode posé, est redéployé (par gravité en mode secours). On évalue le ΔV total au retour (corrections de trajectoire, modifications orbitales) à 150 m/s, nécessitant encore 2,8 T + 0,2 T de mise en froid = 3 T d’ergols.
La masse d’ergols consommés pour les manœuvres autres que les injections en transfert est donc :
| -à l’aller (manœuvres orbitales et freinage EDL) : | 17,4 T |
| -au retour (manœuvres orbitales) : | 3 T |
France Culture: Voyage spatial, vers l’infini et au delà
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Merci beaucoup pour cette synthèse passionnante qui permet de suivre une aventure exceptionnelle.
Merci pour cette superbe étude, et en français! Quel plaisir. J’ai vu sur des sites américain que le ravitaillement orbital faisait maintenant partie du concept, ce qui pourrait augmenter sensiblement les charges utiles sans compromettre vos idées. Une option de propulsion solaire électrique pour réduire les temps de transfert seraient également à l’étude, selon les affirmation de la ceo de spacex. Je vais immédiatement voler les précieuses informations sur la rentrée atmosphérique martienne pour améliorer mon propre, modeste et amateur petit système de transport colonial. Merci et je vous souhaite bien des commentaires intéressants
Michel lamontagne
J’ai voulu voir ce que donnait une solution avec le moins de « modules » et d’opérations orbitales, et entièrement récupérable. Mais on voit bien qu’on atteint des dimensions peu réalistes… Oui, le ravitaillement orbital permettrait de réduire les tailles, mais augmenterait le nb de lancements et la complexité des opérations. Ce sera peut-être une obligation. Pour la prop électrique, vu les masses de vaisseau, je n’y crois pas trop (il faudrait de grosses puissances…).
Merci pour vos réflexions.
On m’a fait la remarque, quand je l’ai proposé sur un autre site, qu’un lanceur a trois corps n’est pas si simple non plus. Il faut reconnaitre que les manoeuvres orbitales ont aidé a atteindre la Lune, par exemple. Mais je reconnais que le transfert de grandes quantités de carburant en orbite reste un inconnu de taille. Cependant, je me demande si Falcon Heavy, avec son transfert de carburant en vol n’est pas un essai précuseur de la part de SpaceX, dans l’optique de travail qu’ils semblent avoir depuis leurs début, financer la recherche avec des activités lucratives…