Conception d’un MCT lanceur multi corps

La navette

Dans la  configuration multi corps, il devient possible de concevoir un vaisseau présentant une surface aérodynamique (donc une portance) significative, car il n’est plus imposé de placer celui-ci en tête de l’assemblage vaisseau-lanceur. Nous avons déjà souligné, au début du § 1.1, l’importance de ce fait, dans la mesure où l’accroissement de la surface présentée à l’écoulement aérodynamique permet de réduire le coefficient balistique, condition essentielle pour améliorer le freinage et réduire les agressions thermiques en phase EDL. Nous placerons donc la navette en parallèle des corps, suffisamment en arrière pour garantir pendant les différents régimes du vol atmosphérique un centrage permettant un pilotage dans de bonnes conditions de stabilité.

La conception d’ensemble, ainsi libérée de cette contrainte, doit accroître la largeur du corps de la navette et prévoir une voilure augmentant encore la surface présentée au freinage, tout en permettant cette fois un poser sur Terre en vol plané (sans propulsion).

Naturellement, cela entraîne une pénalité conséquente en termes de masse de structures ; passant d’une section 12×12 m² à un fuselage de section (elliptique) de 20×10 m², et allongeant le vaisseau de 5 m, nous avons estimé que la masse de structures montait de 45 tonnes (dans la conception précédente) à 60 tonnes (structures, réservoirs exclus, et protection thermique).

Mais on reste largement gagnant en termes de coefficient balistique, qui devient 2 fois moins grand et voisin de celui du X33. Il devient imaginable de doter le MCT, comme c’était le cas du X33, d’une protection thermique métallique, a priori réellement réutilisable sans maintenance lourde. Attention cependant, le MCT (interplanétaire) ayant à effectuer une rencontre avec la Terre à une vitesse au moins √2 fois plus grande que le X33 (orbital), l’énergie à gérer dans le processus de rentrée sera a priori au moins 2 fois plus importante. En conséquence, il faut prévoir une rentrée en plusieurs phases, afin de décomposer la charge thermique en plusieurs parties, plus faciles à contenir hors du vaisseau et à dissiper par rayonnement de la protection thermique ; à savoir : une première phase d’aérocapture limitée au placement sur une orbite très elliptique ; puis une phase d’aérofreinage permettant d’abaisser l’apogée jusqu’à l’atteinte d’une orbite basse ; enfin, la rentrée classique depuis cette orbite. Reste que les flux maximaux resteront à subir ; la zone la plus concernée est le nez, dont il faut maximiser le rayon ; heureusement, ceci va dans le même sens que la volonté d’augmenter l’échelle du véhicule (pour réduire son coefficient balistique). Nous avons pris 3,50 m.

 Avertissement

Ce sujet de la charge et du flux thermiques reste un point critique, que nous n’étions pas en mesure d’approfondir. Il resterait à vérifier que les niveaux atteints en rentrée terrestre sont gérables avec une PT réutilisable (non ablative). Si ce n’était pas le cas, cela pourrait remettre en cause le concept au niveau de son mode de retour, et imposer soit une remise à neuf de PT entre chaque vol, soit un freinage partiel propulsif avant la rentrée.

A noter que ce problème devient encore plus aigu dans le cas où on exécute, pour les raisons de rentabilisation des investissements, un retour immédiat, sur une trajectoire du schéma « opposition » ; en effet, dans ce cas la vitesse de rentrée terrestre n’est plus voisine de 11 km/s, mais plutôt de 14 km/s. Même avec un coefficient balistique moitié de celui de la Navette Spatiale, est-ce gérable ?

Quoi qu’il en soit nous examinerons quand même ce scénario, pour en évaluer les conséquences en matière de dimensionnement du véhicule et de sa propulsion (niveau de poussée, masses de propergol à l’aller et au retour) ainsi que celles sur les performances demandées au lanceur (ou sur la charge utile pour un lanceur inchangé). Nous décrirons donc d’abord la version de base (retour classique, après une attente de 18 mois à la surface de Mars), puis la version à retour « immédiat ».

Version à retour classique

En matière de conception d’ensemble, les changements notables par rapport à la version mono corps sont les suivants :

• dimensions plus importantes dans le but d’augmenter la surface présentée au freinage pendant la phase EDL ; on passe ainsi de 39 à 44 m de longueur et à une section quasi-elliptique de 20 m de large sur 10 m de haut pour le fuselage ; une voilure de 44 m d’envergure augmente encore la section efficace de freinage, tout en permettant un atterrissage sur Terre en vol plané ;
• accroissement de la masse en conséquence, obligeant à réduire la masse de CU à 85 tonnes ;
• installation de 6 moteurs, de même technologie que les Raptor du lanceur (Isp de 380 s) mais de 70 tonnes de poussée unitaire, à extension de divergent déployable (ce qui permet de résoudre le problème d’éloignement du jet des structures avoisinantes : fuselage, trappe moteur) ; ce niveau de poussée est nécessaire pour un décollage de Mars, pleins faits, sous une accélération verticale initiale de 2 m/s² ; la solution à 6 moteurs permet de renforcer la sécurité en cas de défaillance d’un de ceux-ci pendant la phase critique, sans échappatoire, du freinage final de l’EDL (étant entendu que la navette est alors beaucoup plus légère qu’au redécollage, environ 200 tonnes) ;
• dédoublement des réservoirs, qui deviennent sphériques ; ce choix est favorable au puisage des ergols dans le mode de propulsion transverse, conservé dans cette version ; on adopte une disposition croisée méthane – oxygène, ce qui facilite l’alimentation des moteurs en réduisant la longueur des tuyauteries d’alimentation.

Le devis masse, établi sur les mêmes bases que dans le cas mono corps est synthétisé dans le tableau suivant.

Caractéristiques de la navette en version lanceur multi corps et trajectoire de retour du schéma « conjonction ».

Schéma d’aménagement navette lanceur multi corps.

La performance requise en LEO est donc de 661 tonnes (avec contribution de la propulsion de la navette). Attention, comme dans le cas mono corps ce résultat a été obtenu dans les conditions de transfert les plus favorables : transfert de Hohmann, Mars au périhélie au moment de l’arrivée. A noter que cette demande élevée en performance lanceur est obtenue en ayant consenti une réduction de 15 tonnes de l’objectif de masse de charge utile. Ce résultat est directement dépendant de la masse réelle des structures et de la PT, pour laquelle une imprécision de 10 % équivaut à 6 tonnes…

Lorsque Mars se trouve à l’arrivée proche de son aphélie, la charge utile passe de 85 tonnes à 70 tonnes.

La masse en entrée EDL est évidemment supérieure à celle du véhicule de dimensions moindres du cas mono corps (237 tonnes au lieu de 222). Mais comme la surface aérodynamique est, en première approximation, environ 2,1 fois plus importante (44 x 44 / 2 contre 39 x 12), le coefficient balistique tombe à une valeur estimée de 306 kg/m², contre 585 pour la Navette Spatiale ; on s’approche du cas X33 (240), résultat qui permet d’envisager la mise en œuvre d’une PT réellement réutilisable sans rénovation. Les conditions de la rentrée dans l’atmosphère terrestre, signalées plus haut, sont elles-mêmes relaxées par l’accroissement de surface. Ce gain en coefficient balistique est le principal argument en faveur de la formule de lanceur multi corps.

La capacité des réservoirs doit être de 865 tonnes ; elle est déterminée par les besoins de la phase aller (y compris les 400 tonnes allouées à la fin de mise en LEO). Cette quantité loge dans 4 réservoirs sphériques à l’intérieur du fuselage elliptique de section 20 m x 10 m.