6.4. Application à la phase retour

En ce qui concerne la trajectoire de retour en mode « opposition », la situation est plus complexe à analyser, car le nombre de paramètres est plus important : niveau de puissance, durée d’impulsion, instant de démarrage, sens accélération ou freinage, prise en compte ou non d’une assistance gravitationnelle de Vénus… De plus, trois objectifs différents se présentent :

• réduire la durée ;
• réduire la vitesse de rentrée atmosphérique ;
• éviter le recours contraignant à l’assistance gravitationnelle.

Nous n’avons pas abordé le problème dans cette généralité. Néanmoins, quelques calculs de cas montrent, comme pour l’aller, des perspectives intéressantes pour la propulsion électrique.

Le cas de retour de Mars au voisinage du périhélie est relativement peu exigeant : le recours à l’assistance gravitationnelle n’est pas nécessaire et un ΔV d’injection de 2,9 km/s sur l’orbite de transfert à partir de l’orbite de parking suffit, conduisant à une durée de 269 jours (9 mois) et à une vitesse finale de 30,9 km/s, favorable pour la rentrée atmosphérique.

Il n’en va pas de même d’un retour de l’aphélie, pour lequel l’impulsion d’injection est plus importante et l’assistance gravitationnelle de Vénus en pratique indispensable, sauf à consentir une impulsion d’injection très élevée (5,4 km/s). C’est donc sur ce cas que nous illustrerons un exemple d’apport possible d’une propulsion électrique auxiliaire :

• sans recours à celle-ci, mais avec un survol de Vénus lors de la première intersection de sa trajectoire, le ΔV minimum tombe à un peu moins de 4 km/s ; la durée est de 347 jours (cf. fig. du §2) ;
• tout en conservant l’hypothèse d’une rencontre avec Vénus, l’adjonction d’un propulseur de 200 kW délivrant deux impulsions, au début et au bout de 200 jours, en mode freinage, permet de réduire l’impulsion d’injection à 3,3 km/s et la durée à 310 jours, pour une consommation totale de propergol de 15 tonnes ;
• de façon plus simple opérationnellement, si on maintient l’impulsion de 4 km/s et l’assistance gravitationnelle, l’adjonction d’une impulsion délivrée par un moteur de 200 kW consommant 12,5 tonnes de propergol permet d’aboutir au même résultat, 310 jours, cf. figure ci-dessous).

Attention : les résultats du § 2 étaient établis pour un vaisseau étalon de 100 tonnes, alors qu’ici on a pris la masse calculée pour la navette en phase de retour, 232 tonnes.

Retour en mode « opposition » avec impulsion initiale chimique de 4 km/s (depuis une orbite de parking à 300 km), assistance gravitationnelle et adjonction d’une impulsion délivrée par un moteur de 200 kW consommant 12,5 T de propergol : trajet réduit à 310 jours.

6.5. Un remorqueur interplanétaire auxiliaire ?

A ce point des réflexions, on peut se poser la question d’un remorqueur solaire-électrique indépendant, qui resterait dans l’espace et servirait « d’accélérateur » aux vaisseaux successivement engagés dans les missions de transport martiennes. L’avantage serait de ne pas avoir à l’embarquer et l’intégrer dans la navette, qui se trouverait allégée et simplifiée. On peut imaginer que ce remorqueur stationne en attente de mission sur une orbite terrestre très elliptique, voire au point de Lagrange Terre-Lune déjà évoqué. Dans ce cas la navette, à l’issue d’une première partie de sa manœuvre d’injection pour le transfert, ferait un rendez-vous avec lui, avant de finir de propulser l’ensemble sur la trajectoire interplanétaire.

Mais, outre la complexité accrue des opérations, cette proposition présente une difficulté constitutive. L’intérêt d’un tel remorqueur, manifeste dans le cas de surfaces de panneaux importantes (disons à partir de 1000 m²), est d’imaginer qu’on n’ait pas à le compacter puis à le déployer à nouveau à chaque cycle d’emploi ; il serait monté une fois pour toutes dans sa configuration de service, encombrante et fragile, mais légère. Mais comme on ne peut tolérer de rallonger le transfert (en présence de passagers), le passage de l’orbite de parking à l’orbite de transfert devrait être assuré par une impulsion brève des moteurs chimiques de la navette. Dans ces conditions, il est impossible de laisser les panneaux déployés, sauf à perdre l’avantage de la légèreté… Mais peut-être peut-on imaginer un dispositif de déploiement – rétractation adéquat, par exemple à base de panneaux flexibles enroulés sur des tambours ?…

C’est un thème méritant l’attention.

Conclusion

L’abandon de l’architecture de système à lanceur unique permet effectivement de revenir, en termes de production industrielle et d’opérations de lancement, à une échelle plus concevable, même si elle reste impressionnante. Grosso modo, le composite premier étage – navette interplanétaire présente une masse et un nombre de moteurs moitié de ceux du projet précédent. Reste qu’il faut encore loger et faire fonctionner dans le diamètre d’étage retenu (12,50 m) 31 moteurs de 300 T de poussée au sol (niveau de poussée dépassant celui de 230 T que SpaceX envisagerait).

Le prix à payer est la complexité accrue de l’expédition (nombre de lancements, rendez-vous) et, vraisemblablement, un coût récurrent supérieur (mais un montant et un risque d’investissement réduits). Le « prix du billet » ambitionné par Elon Musk (500000 $) en apparaît d’autant plus difficile à imaginer.

L’objectif de performance en termes de charge utile n’est pas tout-à-fait satisfait ; on atteint 90 tonnes lorsque Mars se trouve au voisinage de son périhélie, contre 100 souhaitées. Ce niveau résulte des limites qu’on s’impose en poussée et nombre de moteurs, mais aussi, contrairement au projet précédent, de l’intégration d’un système de sauvegarde en cas d’accident au lancement (10% de la masse sèche du vaisseau).

La prise en compte de deux options énergétiquement coûteuses pour le retour, retour « non différé » du type « opposition » et freinage propulsif avant la rentrée dans l’atmosphère terrestre, conduisent d’autre part à envisager également le double lancement à partir de la surface de Mars. Il faudrait néanmoins examiner si cette complication ne pourrait pas être évitée si on renonçait à ce freinage terminal (au prix d’une protection thermique non totalement réutilisable) et si on équipait la navette d’une propulsion solaire électrique auxiliaire, dont la puissance devrait rester dans la gamme 200 kW (au niveau de l’orbite de la Terre).

D’une manière plus générale d’ailleurs, l’examen des opportunités offertes par la propulsion électrique pourrait, au vu de notre rapide survol de la question, conduire à des applications judicieuses (en particulier pour la réduction des durées de transfert).

Un problème de sécurité reste sans solution au terme de nos réflexions : le cas de panne propulsive en phase finale d’EDL. Ce point, à lui seul, pourrait nécessiter une remise en cause du mode de descente sur Mars.

Malgré la réduction obtenue pour l’échelle du lanceur, le projet reste massif et s’est complexifié. Espérons que les capacités d’innovation de SpaceX sauront une fois de plus nous surprendre et permettront de donner un meilleur profil au projet.