Une mission humaine vers Mars nécessitera un lanceur lourd, capable de placer de 80 à 150 tonnes en orbite basse terrestre. La fusée américaine Saturn V et la fusée russe Energya étaient des lanceurs de cette catégorie, mais l'outil industriel pour les produire n'existe plus.

Le développement d'un lanceur de forte capacité sera incontournable pour envisager une mission habitée vers Mars

La masse à mettre en orbite basse pour une mission habitée vers Mars a beaucoup évolué durant les cinquante dernières années.

En 1949, Werner von Braun proposa une architecture de mission dont la masse s'élevait à 37200 tonnes. Les objectifs étaient ambitieux, l'équipage aurait été constitué de 70 astronautes.

Vers la fin des années 60, début des années 70, de nouveaux projets sont étudiés aux États-Unis. L'utilisation d'un étage supérieur cryogénique ou même d'un étage à propulsion nucléaire, pour l'insertion en orbite de transfert, ainsi que la réduction de la taille de l'équipage ont abouti à des masses allant de 1500 à 2800 tonnes.

Projets fin des années 60, début des années 70 (images NASA)

Principe de l'aérocapture

Dans les années 80 une nouvelle idée émerge : utiliser l'atmosphère martienne pour freiner les véhicules interplanétaires sans consommer de carburant. Le concept n'est pas totalement gratuit car le véhicule doit être équipé d'un bouclier de protection thermique et d'un peu de carburant pour ajuster l'orbite. La masse du bouclier thermique pourrait avoisiner 15 % de la masse du véhicule alors que dans le cas d'un freinage motorisé, le carburant compterait pour 30 à 60% de la masse totale. L'utilisation de l'aérocapture réduirait d'un facteur d'environ 1,5 la masse à placer en orbite basse terrestre.

Robert Zubrin, à droite, devant un démonstrateur de principe

Un peu plus tard, au début des années 90, Robert Zubrin et David Baker, qui travaillaient alors pour Martin Marietta (devenu par la suite Lockheed Martin), proposent de fabriquer le carburant de retour à partir de ressources martiennes. Dans ce nouveau scénario, moins de 6% du carburant de retour est amené depuis la Terre. Cette masse est constituée d'hydrogène liquide qui sera mis en réaction avec le gaz carbonique de l'atmosphère martienne pour produire du méthane et de l'eau. L'eau est ensuite électrolysée pour produire de l'oxygène et de l'hydrogène Cet hydrogène est réintroduit dans le processus.

En utilisant cette technique, la masse en orbite terrestre peut à nouveau être divisée par 3. Une mission humaine vers Mars nécessiterait ainsi environ 300 tonnes en orbite terrestre. Cette masse pourrait être répartie sur deux véhicules, l'un automatique et l'autre habité. Pour assurer un certain niveau de redondance un troisième véhicule serait sans doute nécessaire. Notons qu'une mission habitée sur la Lune Apollo nécessitait 140 tonnes en orbite terrestre, capacité de la Saturn V

La dernière étude de la NASA, connue sous de nom de "Design Reference Mission 4", envisage l'utilisation d'un étage à propulsion thermonucléaire pour l'injection sur la trajectoire martienne. Dans cette proposition la masse du véhicule automatique serait de 135 tonnes et celle du véhicule habité de 168 tonnes. Pour des raisons de sécurité, afin de permettre un retour sur Terre sans atterrissage sur Mars, l'aérocapture n'est pas retenue pour le véhicule habité. 150 tonnes restent l'ordre de grandeur de la masse à mettre en orbite.

Les auteurs de l'étude de la NASA ont choisi d'assembler les véhicules en orbite à partir de deux modules de 70 à 80 tonnes. Une mission nécessiterait donc 6 lancements, 4 rendez-vous en orbite terrestre et un vol de navette pour l'équipage. Avec un lanceur de 150 tonnes, 3 lancements seraient suffisants, ce qui rendrait l'architecture plus fiable.

Comparée au couple hydrogène/oxygène, l'utilisation de la propulsion thermonucléaire, qui double l'impulsion spécifique, devrait amener une réduction de la masse à lancer en orbite basse. Malheureusement les moteurs thermonucléaires sont plus lourds que les moteurs à hydrogène et oxygène liquide. D'autre part, ils utilisent comme fluide d'éjection de l'hydrogène, qui a une masse spécifique très faible de 70 kg/m3 (densité 0,07), ce qui induit une masse importante pour les réservoirs. Par ailleurs, il faut disposer un bouclier anti-radiations pour protéger l'équipage. Ainsi un étage à propulsion thermonucléaire a une grande masse sèche. En considérant une trajectoire à minimum d'énergie, l'envoi d'une masse de 50 tonnes vers Mars nécessiterait 66 tonnes d'hydrogène et d'oxygène dans un étage cryogénique ayant une masse sèche de 6 tonnes. Avec la propulsion thermonucléaire la masse sèche serait d'environ 25 tonnes et la masse d'hydrogène de 41 tonnes.

Par ailleurs, la poussée assez faible à laquelle on doit se limiter, pour des questions de coût du banc d'essai au sol (3 moteurs de 7,5 T dans le projet NASA), induit des pertes par gravité dans l'exécution de la manœuvre d'injection sur orbite de transfert. Enfin, la sécurité nucléaire impose de ne faire démarrer les moteurs qu'à une altitude d'environ 800 km, ce qui réduit notablement la capacité du lanceur Terre - orbite basse.

Tout comptes faits, le bénéfice de la propulsion thermonucléaire en termes de charge utile ne serait, suivant les hypothèses retenues (en particulier pour l'impulsion spécifique), que de 10% à 20 % par rapport à la propulsion cryogénique.

Avec la propulsion electronucléaire la masse sèche resterait aux environs de 25 tonnes. Mais cette technologie génère une impulsion spécifique bien supérieure (1500s pour la propulsion à plasma) ce qui réduit la masse de carburant à 24 tonnes pour les mêmes 50 tonnes à envoyer sur Mars. La masse à satelliser est ainsi réduite de 20% par rapport à la propulsion liquide. Ce résultat est obtenu en tenant compte du fait que la faible poussée de la propulsion électrique entraîne des pertes de 20% sur le delta V (accroissement de la vitesse), liés à des pertes par gravité lors des longues phases de vol propulsé

Si, comme le laissent penser certaines techniques à l'étude, une impulsion spécifique de 10 000 secondes peut être obtenue, alors la masse à satelliser peut encore être réduite de 20%. En comparant avec la propulsion chimique, la masse en orbite basse pourrait passer de 125 à 78 tonnes toujours dans l'hypothèse d'une trajectoire à minimum d'énergie vers Mars.

Un vaisseau à propulsion par plasma s'approche de Mars (images NASA)

La différence entre ces différents modes de propulsion augmente si l'on demande un accroissement du delta V pour, par exemple, réduire la durée du voyage.

Avec un delta V de 5km/s, l'envoi d'une masse de 50 tonnes vers Mars exige une masse de 180 tonnes en orbite basse si l'on utilise la propulsion chimique (ISP=450s), 110 tonnes avec la propulsion à plasma (ISP = 1500s) et 80 tonnes avec une technologie qui procure une impulsion spécifique de 10000 secondes.

Ce tableau donne en fonction de la durée du voyage, l'incrément de vitesse (delta V) à apporter à la charge utile en orbite basse ainsi que les masses à satelliser en fonction du mode de propulsion. La durée du voyage est donnée dans le cas le plus favorable, lorsque Mars est à sa distance minimum du soleil, et le cas le plus défavorable, lorsque Mars est à sa distance maximum du soleil.

On peut remarquer qu'un lanceur ayant une capacité de 80 tonnes en orbite basse sera suffisant dans le futur. Ce type de lanceur serait également compatible avec des missions précurseurs, en lançant la charge utile en deux modules assemblés en orbite. Un lanceur ayant une capacité de 150 tonnes serait compatible avec la propulsion chimique et les missions rapides en propulsion à plasma avec un seul lancement.

Un lanceur pour une mission habitée vers Mars devra donc avoir une capacité en orbite basse comprise entre 80 et 150 tonnes.

A suivre...