Mission martienne de référence de la NASA version DRA 5.0, 2009

Introduction

Cette architecture ou scénario de mission est communément référencé "DRA 5.0". Attention, il existe un addendum à ce rapport qui date de la même année, qui est plus détaillé et qui comporte plus de 300 pages. La synthèse de ce scénario, décrite ci-dessous, est basée sur l'addendum. En ce qui concerne le contenu de ce que vous trouverez ici, il s'agit des points jugés les plus importants. NB : toutes les images sont tirées du rapport de la NASA et ne peuvent donc être exploitées commercialement.

Nous reprenons la même décomposition en chapitres de la NASA, qui commence donc par un premier chapitre introductif, qui retrace l'historique des études de la NASA. La DRA 5.0 est notamment basée sur les études référencées DRM 1.0 (Design Reference Mission 1.0) et la DRM3.0. Le nouveau scénario reprend le même concept, mais va beaucoup plus loin dans les études de certains systèmes et phases de la mission. Citons en particulier une mise à niveau du bouclier thermique qui a semble t-il été largement sous-estimé dans les études précédentes ainsi qu'une étude détaillée des systèmes d'exploitation des ressources locales ce qui, comme on l'expliquera un peu plus loin, a conduit la NASA à ne retenir que la production d'oxygène pour les ergols du retour.

1. Objectifs ("Goals and Objectives")

Une trentaine de pages sont consacrées aux objectifs scientifiques d'une mission martienne habitée. Les domaines suivants sont abordés en particulier : géologie, géophysique, atmosphère, climat, recherche de la vie. A noter que parmi les objectifs généraux, il est également fait mention à la préparation d'une présence durable sur la planète Mars. La partie la plus intéressante concerne l'étude d'un cas particulier : une mission vers Centauri Montes. Une carte montre les points d'intérêts et l'exploration possible de la zone.

Quelques conclusions intéressantes de ce chapitre :

• La masse des échantillons à ramener sur Terre sera de l'ordre de 250 kg, voire plus.
• Pour les 3 premières missions martiennes, il serait plus intéressant d'atterrir sur 3 sites différents plutôt que 3 fois au même endroit.
• En terme de mobilité, les besoins sont de l'ordre de plusieurs centaines de kilomètres. Quelques dizaines de kilomètres, ce n'est pas suffisant.
• Bilan : un séjour court sur un seul site n'est pas intéressant. Il faut privilégier autant que possible une étude multi-sites (donc mobilité ou multiples atterrissages) et un séjour long.

2. Évaluation de l'architecture de la mission ("Architectural Assessments")

Ce chapitre est très dense. Il est consacré à l'étude des différentes options fondamentales de la mission martienne. L'arbre des choix est présenté ci-dessus. 5 grandes questions de fond sont abordées : mission de conjonction ou d'opposition, mission cargo avant ou en même temps que la mission habitée, aérocapture ou pas, exploitation ou pas des ressources locales pour la production des ergols du retour et choix du moyen de propulsion interplanétaire. Ces questions sont abordées sur d'autres pages. Nous y
renvoyons le lecteur.

Voici une nouvelle liste de conclusions intéressantes :

• La NASA préfère la mission de conjonction car elle minimise la masse totale à envoyer en orbite basse (IMLEO) ainsi que la dose totale des radiations reçues par les astronautes.
• Elle suggère qu'une fusée cargo précède la mission habitée afin que le véhicule de retour soit prêt avant le départ de la fusée habitée, mais aussi et surtout parce que la fusée cargo de la mission suivante serait envoyée en même temps que la fusée habitée et offrirait ainsi une solution de secours au cas où le véhicule de retour ne serait finalement pas opérationnel. Si la première fusée cargo est envoyée en même temps que la première fusée habitée, cette solution de secours est perdue.
• En ce qui concerne l'aérocapture (voir page dédiée), elle est suggérée pour la fusée cargo, mais pas pour la fusée habitée. La manœuvre comporte en effet des risques et la fusée habitée envisagée par la NASA (ce point est important !) comporte plusieurs éléments structurels qui ne facilitent pas l'intégration d'un bouclier thermique.
• En ce qui concerne la production d'ergols pour le retour, la NASA suggère de ne retenir que la production d'oxygène et d'apporter le CH4 de la Terre. Ce choix n'est pas justifié par une réduction de la masse à emporter mais par une réduction du volume et des besoins énergétiques. Au niveau du choix des systèmes énergétiques pour alimenter les systèmes ISRU, le petit réacteur nucléaire est préféré aux panneaux solaires, mais le choix n'a pas été si simple et suggère quelques commentaires. Voir la page dédiée à cette problématique.
• Pour le choix de la propulsion interplanétaire, c'est-à-dire pour le passage de l'orbite basse terrestre (LEO) à une orbite solaire vers Mars et réciproquement, de l'orbite basse martienne à une orbite solaire vers la Terre pour le retour, l'étude de la NASA suggère qu'il y a un gain de masse lorsqu'on utilise la propulsion nucléaire thermique au lieu de la propulsion chimique (par exemple LH2+LO2). Commentaire personnel : attention, cette conclusion parait biaisée. Elle n'est valable que pour les options considérées (aller indirect avec transfert de l'équipage en orbite martienne, nombre d'astronautes imposé, temps de trajet imposé (6 mois, ce n'est donc pas tout à fait une trajectoire de Hohmann), aérocapture limitée etc. Il est dommage que la NASA n'ait pas approfondi un peu son étude pour déterminer les limites de ces choix. Voir en particulier notre article sur le scénario Mars semi-direct revisité.

3. Synthèse de l'architecture de la mission ("Design Reference Architecture 5.0 Overview")

Les grandes dates de la mission sont données sur la figure ci-dessous avec l'exemple des conjonctions de 2035 et 2037. Les différentes phases sont présentées sur le diagramme suivant. Explications : chaque fusée à propulsion nucléaire thermique qui part vers Mars doit d'abord être assemblée en LEO. Cet assemblage nécessite typiquement le lancement de 5 fusées géantes de type Ares 5 pour assembler les 2 vaisseaux cargo et 4 pour le vaisseau habité, soit au total 9 lancements d'une fusée géante ! Après assemblage en LEO, deux vaisseaux cargos à propulsion nucléaire thermique sont donc envoyés en 2035 vers Mars. Après aérocapture et satellisation, un premier vaisseau cargo descend sur Mars le véhicule qui servira à la remontée ainsi que les systèmes ISRU pour produire les ergols du retour (en fait l'O2 seulement, car le CH4 est amené de la Terre). Un deuxième vaisseau cargo effectue une aérocapture et satellise l'habitat de surface en orbite martienne. Les ergols du retour sont produits sur Mars. Près de deux ans plus tard, une fusée à propulsion nucléaire thermique (MTV=Mars Transfer Vehicle) emporte 6 astronautes vers Mars. Après une mise en orbite sans aérocapture et une jonction avec le vaisseau cargo, les astronautes embarquent dans l'habitat et descendent sur la surface aussi près que possible du vaisseau de remontée a priori prêt au décollage. Ils explorent Mars pendant près de 540 jours. Puis ils embarquent dans le vaisseau de remontée qui rejoint le MTV. Finalement, le MTV revient vers la Terre, puis les astronautes embarquent dans la capsule Orion (attachée au MTV depuis le début) pour l'entrée dans l'atmosphère terrestre et l'atterrissage terminal. Il y a également deux parties très importantes dans ce chapitre, une qui est consacrée à l'étude des risques et l'autre à la composition de l'équipage. Voir dans notre Wiki la page dédiée aux risques et la page dédiée à la composition de l'équipage.

4. Véhicules de transports ("Transportation systems")

Ce chapitre étudie les lanceurs au décollage de la Terre pour aller en LEO, le transfert vers Mars, le problème de l'aérocapture et du freinage pour l'atterrissage sur Mars, ainsi que la remontée en orbite martienne et le retour vers la Terre. Voici ci-dessous les dernières propositions faites pour les vaisseaux qui doivent faire le transfert entre Mars et la Terre. Le docking a été étudié en détail pour le véhicule habité, car 2 capsules doivent pouvoir y être connectés, la première étant la capsule Orion qui doit amener les astronautes au vaisseau MTV et effectuer la rentrée terrestre terminale, et la seconde étant le véhicule qui remonte de la surface martienne à la fin du séjour. Ces 2 capsules sont les 2 protubérances blanches visibles sur le dessin. La taille des vaisseaux est impressionnante. On peut noter que les vaisseaux cargos sont entourés d'un bouclier thermique car ils doivent se placer en orbite par aérocapture, alors que ce n'est pas le cas du vaisseau habité qui freine grâce à un système de propulsion. Comme on le voit, les besoins en ergols sont bien plus importants pour le vaisseau habité.

La NASA a également étudié en détail la masse du véhicule de transit entre la Terre et Mars et retour (voir tableau ci-dessous. Dans le cas où un atterrissage sur Mars ne serait pas possible, le vaisseau contient suffisamment d'ergols pour que l'équipage reste en orbite en attendant la conjonction suivante et le retour vers la Terre.

L'entrée, descente et atterrissage sur Mars posent de nombreux problèmes (voir la page consacrée à ce sujet). Voici la synthèse de l'étude de la NASA pour le cas d'une charge utile de 40 tonnes à faire atterrir avec un maximum de 2G lors du freinage :

• Masse estimée en orbite : 110 tonnes
• Masse d'ergols pour sortir de l'orbite : 454 kg
• Masse de la structure de l'aéroshell : 22,5 tonnes (!)
• Masse du système de protection thermique : 18 tonnes
• Masse des systèmes de propulsion auxiliaire (RCS) hors ergols : 1 tonne
• Masse des ergols pour la propulsion auxiliaire : 1,2 tonnes
• Masse des ergols pour le freinage principal terminal : 10 tonnes
• Total de la masse atterrie : 56,4 tonnes, répartie comme suit :

  • Masse du système de propulsion terminal hors ergols : 16,4 tonnes
  • Masse charge utile : 40 tonnes

• Delta V pour la sortie d'orbite : 15 m/s (il suffit de bien peu de choses !)
• Coefficient ballistique : 471
• Delta V pour la descente propulsée : 595 m/s
• Altitude de démarrage du freinage propulsé : 1350m (c'est proche de la surface !)
• Vitesse du vaisseau lors du démarrage du freinage propulsé : Mach 2,29 (>700 m/s, c'est encore une vitesse très importante alors qu'on est si proche du sol, ça parait insensé !)
• Durée de la descente : 486 secondes, soit près de 8 minutes

5. Systèmes de surface ("Surface systems")

Habitat fixe, habitat mobile, technologies pour l'exploitation des ressources locales (ISRU), CH4, O2, H2O, systèmes énergétiques sur la surface martienne, tout cela est étudié dans ce chapitre. Pour l'ISRU et les systèmes énergétiques, voir les pages dédiées par ailleurs. Rappelons ici que le choix de la NASA s'est porté sur la production d'oxygène à partir du CO2 martien en complément du CH4 apporté de la Terre et qu'au niveau énergétique, c'est l'énergie nucléaire qui est suggérée plutôt que les panneaux solaires.

6. Principaux challenges ("Key challenges")

Ce chapitre est intéressant car il fait le point sur les différentes technologies, options ou problèmes qui méritent d'être approfondis. On y aborde notamment les technologies d'extraction de l'eau du sol martien, qui est relativement sec, mais qui est supposé contenir au moins 3% d'eau. Ces points sont traités ailleurs sur le site, sur la page dédiée à l'ISRU. Il existe également un chapitre 8 consacré aux relations avec le public et les médias, ainsi que sur la programmation générale des futures études, mais cette partie ne concerne plus l'étude scientifique et technique du scénario, elle n'est donc pas traitée ici.

Conclusion

Ce rapport est sans doute la référence incontournable pour tous ceux qui s'intéressent aux missions martiennes habitées. On peut cependant émettre quelques critiques. En premier lieu, l'architecture est d'une grande complexité avec une charge utile en LEO très importante ce qui entraine un coût exorbitant et des risques considérables d'échec de la mission. Il faut en effet assembler en orbite des vaisseaux gigantesques, après 9 lancements réalisés avec un lanceur lourd. Ensuite, concernant la phase d'entrée, freinage et atterrissage sur Mars, là encore les risques sont très élevés en raison du fort coefficient balistique dû à la masse des vaisseaux à faire atterrir. Sachant cela, il est incompréhensible que la NASA n'ait pas revu certains paramètres ou options de la mission afin de réduire la charge utile en LEO et le coefficient balistique. Le nombre d'astronautes, en particulier, pourrait être réduit. Mais de nombreux autres points pourraient être cités, comme par exemple le choix de ne produire sur Mars que l'oxygène, le choix d'une trajectoire un peu tendue pour réduire de 2 mois le voyage (avec donc plus d'ergols), le choix de rovers pressurisés relativement lourds, ou encore l'adoption d'une stratégie globale qui oblige à avoir un habitat différent (et donc surplus de poids) pour le transfert entre la Terre et Mars, sur Mars et pour la remontée en orbite. Fondamentalement, le scénario de la NASA n'est pas optimisé pour minimiser les risques, ce qui est dommage. Enfin, dernière critique, comme dans les rapports précédents, il n'y a aucune évaluation de Mars Direct, semi-direct ou des travaux de l'ESA. La NASA semble travailler toute seule dans son coin, sans se soucier des travaux publiés dans le domaine. Bilan : bon travail mais peut mieux faire !

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