3. Conception générale de la navette

Les discussions provoquées par la publication de l’étude phase 2 sur le Web (en français et en anglais) ont révélé des divergences en ce qui concerne :

la formule aérodynamique : capsule (avec bouclier frontal) ou corps portant (avec protection thermique intégrée à la structure) ;

: capsule (avec bouclier frontal) ou corps portant (avec protection thermique intégrée à la structure) ; la formule propulsive : moteurs axiaux (disposition classique) avec atterrissage et décollage sur Mars en position verticale, ou moteurs ventraux (proposition de notre étude) autorisant l’atterrissage sur Mars, les opérations de déchargement / chargement et le redécollage en position horizontale.



Quelle que soit la configuration, il est admis qu’un système de secours en phase de lancement est à prévoir. Notons que l’impasse en avait été faite sur la Navette Spatiale… Ici, cette exigence présente une difficulté considérable, du fait qu’il s’agit d’éloigner très rapidement et de faire atterrir en douceur un groupe de cent personnes ! Nous proposons une piste.



3.1 Formule aérodynamique

Ce point a déjà été discuté en phase 2, et rien de nouveau dans l’évolution de notre projet ne nous conduit à modifier la préférence pour la formule corps portant, à un point près cependant : la préférence donnée par SpaceX, semble-t-il, à un lanceur mono corps, et la prise en considération des risques avérés de détérioration d’un véhicule en position latérale (expérience Navette Spatiale) amènent à conserver un positionnement en ligne (au sommet du lanceur) et donc, pour des raisons de centrage, à renoncer à la voilure permise dans le cas du projet multi corps. L’inconvénient de cet aspect est l’influence négative sur le coefficient balistique (rapport masse sur surface) et donc sur l’efficacité et les conditions thermiques des rentrées atmosphériques (principalement celle sur Mars). Il conviendra de vérifier que le coefficient balistique est maintenu dans des limites souhaitables (le fait que la rentrée martienne se fasse avec des réservoirs volumineux mais pratiquement vides est favorable).

Les partisans de la formule capsule fondent leur argumentation principalement sur la simplicité du concept capsule et sur l’expérience accumulée, tant en aérothermodynamique de la rentrée qu’en performances des boucliers ablatifs. Mais, de notre point de vue, leur choix entraîne de sérieux inconvénients :

qui dit ablatif dit non totalement réutilisable : des boucliers neufs ou rechargés devront être installés après chaque vol ; mais c’est sans doute une dérogation tolérable à la réutilisabilité ;

la masse du vaisseau (de l’ordre de 200 T) est dans ce projet considérablement plus élevée que ce qui a déjà volé ; pour assurer un freinage aérodynamique significatif il faudra prévoir un bouclier déployable (soit en « pétales », soit gonflable) ; à supposer qu’on l’ait développé, que devient-il après usage ? Il serait vraisemblablement impossible de le « replier » et le réutiliser;

la formule capsule impose une forme conique ramassée (cône peu élancé) car le vaisseau à protéger doit se trouver entièrement à l’intérieur du sillage du bouclier ; c’est donc une solution inefficace en termes de volumes disponibles ; or, ne serait-ce que pour loger la centaine de passagers souhaitée, on doit prévoir un volume pressurisé de 1000, voire 1500 m 3 , et les réservoirs représentent eux-mêmes de l’ordre de 1300 m 3 ; ces faits incontournables conduisent à des projets de capsules élancées, irréalistes en termes de protection vis-à-vis des effets thermiques (particulièrement sévères en latéral dans le cas de Mars, du fait de la recombinaison CO+O => CO 2 ) ;

, et les réservoirs représentent eux-mêmes de l’ordre de 1300 m ; ces faits incontournables conduisent à des projets de capsules élancées, irréalistes en termes de protection vis-à-vis des effets thermiques (particulièrement sévères en latéral dans le cas de Mars, du fait de la recombinaison CO+O => CO ) ; enfin, l’atterrissage en position verticale, imposé par cette formule, complique les opérations de déchargement et l’accès au vaisseau, tout en en réduisant la sécurité comparativement à la position horizontale.

3.2 Formule propulsive

Quelle que soit la formule retenue pour la propulsion principale, la navette devra être dotée d’un système de contrôle d’attitude à base de blocs indépendants de petits moteurs et de leurs réservoirs propres, à ergols stockables hypergoliques, situés le plus loin possible du centre de gravité. Malgré la contrainte opérationnelle que présente l’emploi de ce type de propergol, très toxique, cette technologie classique, longuement éprouvée et de performances (consommation, fiabilité) satisfaisantes, est préférable. On peut aussi opter pour un monergol (hydrazine), plus simple mais moins performant. L’alternative gaz froid est pénalisante en masse (consommation et masse des capacités haute pression).

Pour la propulsion principale, chargée de délivrer les multiples impulsions, le couple oxygène / méthane prôné par SpaceX n’a pas à être remis en cause. En effet, d’une part ses performances sont intéressantes (380 s d’impulsion spécifique, Isp, pour un moteur muni d’un divergent adapté au vide ; masse volumique moyenne élevée de 826 kg/m3), d’autre part sa production sur Mars, à partir du CO 2 atmosphérique et de l’eau contenue dans le sol, ne présente pas de difficultés majeures, même à l’échelle d’un MCT (millier de tonnes par an). Or l’avitaillement du MCT à partir d’ergols produits in situ est un des principes de base sur lesquels repose la faisabilité du projet. Signalons la possibilité de remplacer le méthane par l’éthylène (H 2 C=CH 2 ), synthétisable dans des conditions voisines et présentant un avantage d’une seconde en Isp. Mais ce faible gain ne justifie pas de se passer de l’avantage du faible coût du méthane produit sur Terre.

Le tableau suivant dresse la liste des manœuvres dévolues à la propulsion principale par phase, avec les évaluations de valeurs de DeltaV et leurs éventuelles variantes :

PHASE MANŒUVRE DELTA V (km/s) Lancement Fonction étage supérieur lanceur 4,42 Transfert Terre-Mars Injection, Mars au périhélie, Hohmann 3,86 Injection, Mars à l’aphélie, Hohmann 4,18 Injection, orbite « libre retour » (période 2 ans) 4,34 Corrections de trajectoire 0,03 Manœuvres martiennes Désorbitation (après aérocapture) 0,12 Freinage terminal & atterrissage 0,60 TOTAL ALLER 9,03 à 9,51 Départ de Mars Décollage et mise sur orbite de parking (avec pertes) 4,20 Injection, Mars au périhélie (sans ass.grav.Vénus) 3,10 Injection, Mars à l’aphélie (avec ass.grav.Vénus) 4,00 Corrections de trajectoire 0,05 Manœuvres terriennes Freinage au périgée 1,60 Désorbitation 0,25 TOTAL RETOUR 9,20 à 10,10

Manœuvres propulsives au cours des différentes phases de l’expédition.

Propulsion principale axiale ou ventrale

S’agissant des manœuvres propulsives principales, la conception classique, la plus simple et la plus légère en termes de structure, consiste à orienter la poussée des moteurs selon l’axe du véhicule (la direction de sa vitesse). Mais les manœuvres d’atterrissage et de décollage sur Mars compliquent la question. Le plus direct est a priori de considérer que la position axiale étant préférable, on choisit de procéder à ces manœuvres en position verticale (donc sans moteurs ventraux). Mais cette configuration présente un inconvénient majeur qui nous conduit à ne pas lui donner la préférence : compte tenu des importants volumes à prévoir (réservoirs et espace passagers) et de la limitation en diamètre du lanceur (et de l’éventuel bouclier), la navette aura une longueur d’au moins 40 mètres ; une position verticale signifie donc d’avoir à franchir des hauteurs pouvant atteindre des dizaines de mètres, pour les passagers (et l’équipage) comme pour le cargo. A prévoir : palans, ascenseur ou escalier, et risques d’accident accrus. A l’inverse, la position horizontale permet, à l’aide de rampes et/ou de jambes rétractables, d’abaisser les accès à quelques mètres du niveau du sol.

Ce choix de l’atterrissage en position horizontale conduit à se demander si on doit conserver la propulsion principale en configuration axiale et, par conséquent, prévoir un système de propulsion auxiliaire pour la phase terminale de l’atterrissage et pour la phase de sustentation minimale au décollage, avant allumage des moteurs principaux. Ou si, de façon moins traditionnelle, on ne doit pas installer en position ventrale un système propulsif unique, capable d’accomplir toutes les manœuvres. Nous avions opté pour la propulsion auxiliaire dans la première version de l’étude, avant de réaliser que, compte tenu du fait que toutes les manœuvres propulsives de la navette se déroulaient dans le vide ou quasi-vide (la pression à la surface de Mars au niveau altitude zéro n’est que de 6,15 mbar), il était envisageable de les faire accomplir avec l’axe du véhicule orienté perpendiculairement à la vitesse ! Pourquoi accroître la masse de la navette (et réduire ses performances) en installant deux systèmes au lieu d’un seul ? Cela étant, le choix de la propulsion ventrale présente quelques complications techniques, en particulier pour le puisage des ergols dans les réservoirs et pour la mise en position de fonctionnement des moteurs sur la face « chaude » du véhicule (trappes et divergents déployables sont à prévoir)…