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.
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Très intéressant!. Selon de dernières déclarations, un ravitaillement en LEO serait prévu avant la TMI. Vous pourriez aussi l’intégrer à votre étude? Il n’est peut-être pas utile d’envisager la « navette » comme lieu principal de vie pendant le transit mais simplement comme un « lander », pour déposer passagers et fret? Cela réduirait sa masse. L’étage de transit ou Space HAB pourrait être constitué par le réemploi d’un étage de la BFR, à l’image de Skylab et son volume impressionnant ou bien un module gonflable Bigelow? Autre question, si SpaceX peut ramener à l’avenir sur Terre, un deuxième étage de Falcon avec PT et rétropropulsion, alors il sera aussi possible de le faire sur Mars non? En tout cas cela est passionnant, merci.
Merci pour votre apport à la réflexion. C’est utile car pour l’instant j’aboutis à une conclusion mitigée, le projet n’est pas totalement satisfaisant. En particulier, immobiliser le vaisseau 18 mois sur Mars ne me paraît pas vraiment raisonnable. Mais un retour immédiat est doublement pénalisant : le DV est accru de près de 2 km/s et la rentrée sur Terre se produit vers 14 km/s au lieu de 11 (l’idéal serait donc de fournir encore un DV de freinage de 3 km/s). Dans ces conditions, toute solution permettant cette augmentation de perfo – sans complication opérationnelle trop défiabilisante ou coûteuse – serait à envisager . A nos neurones !
Concernant la descente des passagers dans un plus petit vaisseau spécial, je ne suis pas sûr qu’on y gagne car on recherche à tout prix à abaisser le coefficient balistique, donc cet bulle quasiment vide de 1600 m3 que constitue l’hab de transit est bienvenu en EDL.
Si le Mars Colonial Transporter n’ assurait que des liaisons orbite terrestre – orbite martienne on pourrait imaginer le coupler avec un « taxi Dragon v3 » capable d’ effectuer des liaisons orbite-sol-orbite martienne.
En tous les cas MCT est un projet vraiment passionnant, merci de continuer à nous informer de son avancement.
c’est effectivement envisageable. Mais ce n’est pas apparemment la voie choisie par SpaceX qui semble vouloir faire atterrir « the whole thing ».
Effectivement, de prime abord, ils ne pourront pas gagner sur tout les tableaux. 1 seule fusée gigantesque, 1 seul vaisseau (habitat-lander Terre/Mars), objectif idéal de 100 tonnes de CU au sol, poser sur Mars « the entire thing », retour rapide avec trajectoire d’opposition, création d’une ligne régulière Terre!/Mars etc… Leur réponse en fin d’année sera surement déroutante. Musk a affirmé qu’il ne font pas de révolution mais bien de l’évolution. Je pense, mais ce n’est qu’un ressenti personnel, qu’ils exploitent des idées restées longtemps dans les cartons. Regardons peut-être du coté des idées écartées par les agences spatiales d’il y a quelques décennies? L’atelier humide par exemple afin de gagner en DV? SpaceX ne semble pas avoir d’inhibitions et c’est très stimulant.
Bravo pour cette analyse !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!
Mais quelque petits truc à redire. Déjà 600/700t de charge utile en orbite basse n’est pas énorme. La Nasa en effet prévoyait pour l’après Apollo, plusieurs lanceurs (Sea Dragon/Nexus/Rombus) TSTO/SSTO entièrement réutilisable capable de 1000t de charge utile en LEO. Il y avait même le projet ORION qui prévoyait jusqu’à 8 millions de tonnes en LEO.
Ensuite utiliser des dépôts de carburant en LEO/point de Lagrange L1 et/ou L2/LMO + plus production ISRU de carburant à la surface de Mars serait nettement plus efficace.
En assumant que le MCT est le second étage du BFR avec une capacité à atterrir sur Terre pour être réutilisable, et avec des dépôts de carburant en LEO/points de Lagrange/LMO + ISRU à la surface de Mars + aérocapture, le DV maximale entre 2 ravitaillement est de 4.1km/s (pour décoller de Mars et se mettre en orbite) ce qui est inférieur au DV d’un second étage de fusée. Donc avec cette stratégie, le MCT peut amener autant de charge utile sur la surface de Mars que en LEO. Et en plus l’atterrissage sur Mars peut se faire entièrement en rétropropulsion sans besoin de système de freinage aérodynamique.
Les dépôts de carburant serait d’abord ravitailler depuis la Terre mais ensuite pourrait être ravitailler depuis la Lune/Mars et les astéroïdes.
Concernant la charge utile en LEO et donc à la surface de Mars du BFR et donc du MCT, 1000t me parait un bon objectif car Elon Musk parlait de 100 astronaute amener à la surface de Mars par vol et donc avec 10t de matériel par astronaute cela fait 1000t et enfin ça serait aussi bien que les projets post-Apollo de la Nasa ce qui est un minimum au vu des ambitions de Elon Musk.