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.
