2. Conditions du transfert retour
On retient finalement l’hypothèse d’un retour « immédiat », c’est-à-dire sur une trajectoire de type « opposition », défavorable en termes de vitesse d’arrivée au voisinage de la Terre et de masse de propergol, mais qui s’impose pour des raisons de minimisation du cycle opérationnel du vaisseau (capacité de repartir à la prochaine fenêtre de lancement, soit un cycle de 26 mois, contre 52 pour un retour en mode économique « classique »). On accepterait par contre qu’un tel vol se fasse avec une charge utile réduite (ce qui est logique pour une colonisation), sachant que certains retours seraient néanmoins programmés en mode économique pour le rapatriement des personnes n’effectuant qu’un séjour temporaire sur la planète (18 mois modulo 26 mois).
Ce mode de retour, énergétiquement dispendieux, s’avère dimensionnant pour la capacité des réservoirs de la navette, contrairement au cas de la trajectoire classique en mode « conjonction » (cf. § 3.4). De plus, lorsque Mars se trouve proche de son aphélie au moment du départ, la date précise du décollage et les paramètres de vol doivent être choisis pour permettre un passage auprès de Vénus, afin de profiter d’une assistance gravitationnelle. Et la durée du vol est longue (347 jours). Lorsque Mars se trouve près de son périhélie, cette assistance n’est plus nécessaire, le ΔV d’élancement à partir de l’orbite de parking martienne est nettement moins important (2,9 km/s contre 4 km/s), et la durée tombe à 269 jours. Le graphique ci-dessous montre une trajectoire typique à partir de Mars à l’aphélie, aidée par une rencontre avec Vénus à la première intersection de son orbite. Le ΔV (minimum) à fournir depuis une orbite de parking circulaire à 300 km est de l’ordre de 4 km/s.
Exemple de trajectoire de retour « immédiat », avec assistance gravitationnelle de Vénus. DVVénus est le ΔV fourni par l’assistance gravitationnelle ; Vf la vitesse héliocentrique à l’approche de la Terre ; T la durée du voyage ; (Mf et Pgr sont sans intérêt dans ce calcul) ; DVEntr est le ΔV à donner au vaisseau au périgée de l’approche terrestre pour obtenir une vitesse quasi parabolique. (calculs simplifiés : bidimensionnels ; orbites de la Terre et de Vénus circulaires ; séparation des domaines d’influence gravitationnelle planétaires et solaire).
La vitesse de rentrée élevée du vaisseau dans l’atmosphère terrestre de ces trajectoires, de l’ordre de 14 km/s, présente une sérieuse difficulté en termes de protection thermique et de sa réutilisabilité. Les calculs de trajectoire montrent néanmoins qu’une impulsion de 1,6 km/s au périgée à l’approche de la Terre suffit pour se retrouver dans les conditions d’une trajectoire parabolique (vitesse à l’infini nulle). La rentrée atmosphérique, limitée éventuellement à une aérocapture suivie d’une succession d’aérofreinages permettant d’évacuer progressivement les charges thermiques, peut dans ce cas se dérouler dans des conditions beaucoup moins sévères que dans le cas d’une entrée directe. Le ΔV de 1,6 km/s peut paraître relativement modeste, mais il a l’inconvénient de devoir être délivré tout-à-fait en fin de la phase de retour, ce qui le rend très pénalisant pour la quantité d’ergols à prévoir au niveau de l’élancement du domaine martien.
La somme des ΔV successifs à assurer pour le retour peut en effet atteindre 10,1 km/s (voir tableau du § 3.2), montant totalement hors de portée d’un monoétage à ergols O2/CH4 (de 380 s d’Isp avec divergent adapté au vide). Même en supposant une rentrée finale sans freinage préalable, ce total reste très élevé, puisqu’il conduit à un rapport de masse de 9,8 qu’on ne peut considérer réaliste. Notons par ailleurs que l’absence de freinage final condamne à coup sûr à l’emploi d’une épaisse protection thermique ablative, donc non réutilisable…
De ce fait, nous allons être conduits à envisager, comme à l’aller, une opération de ravitaillement en orbite de parking, cette fois avant le transfert Mars-Terre.
L’Homme sur Mars, quelles perspectives ?
Alert in Mars City
Le bulletin n°72 de juillet 2017
RSS
If you allow for 2 refueling trips, or refueling depo. Then the design could use a launcher with 19 Raptors and 240t to LEO payload. The shuttle only has 550t of fuel. Meaning that the tanks could be half as big. Or possibly make them from multiple toroid shaped taks. The center of the craft would then serve as an unpressurised acces to cargo bay. Toroid tanks would also allow to use round baffles to keep liquid pressurised while in microgravity.
Bonjour,
juste pour signaler à quel point, semble-t-il, le projet MCT et colonisation de Mars , serait d’une dimension jamais imaginée. Le 6 octobre 2015, Chris Bergin, l’administrateur du fameux site NasaSpaceflight.com, qui suit de près l’évolution des projets de SpaceX à tweeté que ce qu’il lui a été montré est la chose la plus excitante qu’il ait jamais vu. https://twitter.com/NASASpaceflight
Il semble que Chris Bergin a eu l’autorisation de voir le projet, qu’il décrit comme allant beaucoup plus loin que tout ce qui a pu être envisagé lors des nombreux fils de discussions. Bien au delà des espérences des uns et des autres. Chris Bergin s’est engagé à ne pas aller plus loin et confirme que la priorité de SpaceX actuellement est le retour en vol d’essai de F9. Donc révélation du programme plutôt l’année prochaine et ça vaudra le détour.
Il s’en explique sur son site. http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=38593.0
Bonjour, plutôt que d’envisager des moteurs ventraux traversant le bouclier ventral du MCT, pourquoi ne pas envisager des moteurs placer sur les flancs avec un angle de 15 degrés, à l’image du design de dragon V2? Il y a une légère perte de performance à cause de l’inclinaison, mais les benéfices sont intéressants non? De plus à l’atterissage et décollage de Mars, l’éloignement des moteurs par rapport au sol permet de minimiser les risques de projections de matières contre la coque du vaisseau. Autre point, un système de by pass des gazs éjectés, entre des tuyères orientées vers le bas et d’autres orientées vers l’arrière est-il techniquement envisageable?
oui, mais il faudrait voir la conséquence sur l’aérodynamique de rentrée(si les moteurs sont latéraux).<
non, on ne déviera pas le jet des tuyères, cela créerait des échauffements de structure considérables et des pertes de performance rédhibitoires.
Merci de votre réponse éclairante. Toujours dans l’idée de comprendre à quoi peut ressembler le système MCT, vous dites dans votre étude que la rétropropulsion est un point critique de la sécurité des passagers pour un retour sur Terre, la panne étant interdite faute de solution de rechange. Il y eut le programme avorté Venture Star de Lookheed Martin et le démonstrateur X-33. Ce corps portant permettait un retour plané et un roulé sur une piste. C’est peut-être ici la solution de rattrapage en cas de panne des moteurs? Au prix surement, d’autres contraintes notamment l’appariement avec le lanceur pour le décollage. J’ajouterais qu’un train roulant permettrait au véhicule une certaine mobilité sur Mars, pour facilité les opérations de transfert de carburant ou autre logistique. Mais le devis de masse s’envolerait surement.
Concernant les objectifs de Spacex sur la charge utile, 100mt, bien que cyclopéen, cet objectif est encore le plus facile à atteindre il me semble, face au défi de transporter et faire vivre, 100 personnes pendant 6 à 11 mois (et encore si tout ce passe bien et que l’EDL sur Mars est possible), dans un espace compté. Il est déjà difficile d’organiser la vie de 4 astronautes dans l’ISS, une structure de 400 tonnes, comment réussir un tel pari sans un vaisseau de type « Galactica ». E.Musk a déclaré récemment qu’à l’annonce du projet, au mois de septembre, les gens diront que « c’est completement fou ». Mais qu’est ce donc?!….