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Pour un C.E.V. " poids-plume " |
Robert Zubrin
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| 4 concepts d'OSP |
L'O.S.P. fut conçu comme moyen d'effectuer des rotations d'équipages pour la desserte de la Station Spatiale Internationale (I.S.S.) à moindres coût et risques qu'en utilisant la navette spatiale. Il fut alors spécifié qu'il devait permettre de transporter un équipage d'au moins cinq astronautes, pour se rapprocher des capacités de la navette en terme de transport de personnel. Pour remplir ce rôle, une masse de 12 tonnes ou plus était considérée comme acceptable, puisque l'O.S.P. n'était destiné qu'à aller en orbite basse (NdT Low Earth Orbit, L.E.O.) et que cela restait parfaitement compatible avec la capacité de lancement disponible.
Cependant, maintenant que la mission de la NASA a changé, et qu'au lieu de se contenter indéfiniment de tourner en rond, nous avons mis le cap sur la Lune et Mars, la question qui se pose est celle de savoir si un véhicule de transport d'équipage aussi gros est adapté à cette nouvelle mission. En réalité, il ne l'est pas du tout.
Le plus simple, le plus sûr, le moins cher et le plus capable des systèmes de transport requis pour la desserte d'une base lunaire est basé sur un lancement direct vers la Lune, un retour direct vers la Terre, sans rendez-vous en orbite lunaire (NdT " Lunar Orbit Rendezvous " L.O.R.), et utilisant un unique lanceur. Cela s'explique par le fait que l'architecture directe requiert moins d'éléments constituant le " train lunaire " à développer et en consomme le moins possible par vol, présente le moins grand nombre d'opérations à effectuer par mission, fait l'économie d'opérations critiques en orbite lunaire, a toujours une fenêtre de tir ouverte pour un retour sur Terre et offrira aussi la masse la plus faible à lancer une fois que la base lunaire aura commencé la production d'oxygène. Effectuer chaque mission en un seul lancement est aussi extrêmement important, puisque non seulement les architectures à lancements multiples coûtent plus cher, mais aussi augmentent les risques d'échec. Concrètement, une mission lunaire à lancements multiples sera un échec si n'importe lequel des lancements échoue, mais également si, pour des raisons météorologiques ou autres, on est obligé de retarder n'importe lequel de ces lancements après le premier au-delà de la limite temporelle d'évaporation des propergols cryogéniques de sa charge utile.
Dès lors, il y a une relation directe entre la capacité du lanceur lourd (NdT Heavy Launch Vehicle, H.L.V.) que la NASA a choisi de développer et la masse autorisée pour le C.E.V.
La voie la plus directe pour concevoir un H.L.V. aujourd'hui consiste à reconfigurer le matériel utilisé pour la navette spatiale, en supprimant l'orbiteur et en le remplaçant par une coiffe et un étage supérieur. Toute un ensemble de lanceurs lourds dérivés de la navette spatiale sont possibles, avec des capacités de mise en orbite basse allant de 70 à 130 tonnes, la version la plus performante étant plus coûteuse à développer. Des indications laissent penser que la variante intermédiaire aurait les faveurs de la NASA, avec environ 100 tonnes satellisables en orbite basse. Ce serait un choix tout à fait raisonnable.
Si cette option est bien celle retenue, on peut alors mathématiquement déterminer la masse maximale acceptable pour le C.E.V. En utilisant un étage cryogénique hydrogène/oxygène pour réaliser à la fois l'injection trans-lunaire (NdT Trans-Lunar Injection T.L.I.) et la capture en orbite lunaire (NdT Lunar Orbit Capture L.O.C.), ainsi qu'un atterrisseur hydrogène/oxygène, un système de lancement de 100 tonnes en orbite basse pourrait déposer 20 tonnes à la surface de la Lune. Si le retour direct est retenu, ces 20 tonnes doivent comprendre le C.E.V. et son étage de remontée et de retour vers la Terre. En utilisant le couple hydrogène/oxygène pour la propulsion de cet étage de retour, un C.E.V. de 8,6 tonnes peut ainsi être défini. Si en revanche, pour des raisons de stockage des ergols en vue de missions de longue durée, le couple méthane/oxygène est retenu pour la propulsion de l'étage de retour, le C.E.V. ne devra alors pas dépasser 7,4 tonnes.
Un tel C.E.V. " poids-plume " est tout à fait réalisable. Par exemple, la capsule Apollo (NdT, c'est-à-dire le module de commande uniquement), qui transportait trois personnes vers l'orbite lunaire et les ramenait, faisait dans les 6 tonnes.
Dès lors, un C.E.V. ultra-léger dimensionné pour 3 ou 4 personnes et dérivé de la capsule Apollo permettrait un retour direct depuis la surface lunaire avec un seul lancement, mais un clone d'O.S.P. transportant 5 ou 6 personnes, non. Si le clone d'O.S.P. lourd est choisi, le développement d'un système de transport lunaire demanderait soit le développement d'un lanceur super-lourd de deuxième génération et d'un module d'excursion piloté séparé, soit l'implémentation d'une architecture à lancements multiples, coûteuse, complexe et peu fiable.
En clair, développer un C.E.V. trop lourd pour être lancé par un tir direct de H.L.V. et incapable de revenir sur Terre directement depuis la surface lunaire serait une énorme erreur. En revanche, si le C.E.V. est capable de tenir les spécifications massiques du H.L.V. pour réaliser une mission à retour direct, les seuls composants qu'il manque pour commencer l'exploration lunaire sont l'étage T.L.I./L.O.C. et l'atterrisseur. Le même atterrisseur, utilisé pour déposer le C.E.V. et son étage de remontée/retour, pourrait aussi permettre de déposer à la surface de la Lune des charges lourdes comme un module d'habitation de 20 tonnes (ordre de grandeur massique d'un module de l'I.S.S.), autorisant ainsi des séjours prolongés dès le début du programme.
Le C.E.V. " poids-plume " ne rend pas seulement moins cher et plus rapidement réalisable le programme lunaire, mais avant tout son propre développement. Les économies résultant d'une réduction de la taille et du coût du C.E.V. peuvent être employées pour démarrer le développement du H.L.V. dès maintenant, ce qui permettrait de faire encore plus d'économies, puisque la mise en service d'un tel H.L.V. autoriserait l'achèvement plus rapide de la station spatiale, grâce au retrait du service la navette spatiale, qui coûte 4 milliards de dollars par an.
En ramenant la taille et le concept du C.E.V. à un dérivé de capsule Apollo, son programme de développement pourrait se voir rapidement commuer en appel d'offres en vue de sa production effective, au lieu de se contenter d'arroser l'industrie aérospatiale dans une démarche de développement technologique sans fin. Le coût étant minimisé par cette approche, la NASA pourrait rédiger un appel d'offres compétitif de la manière suivante : " le vainqueur de cet appel d'offres se verra attribuer la somme de 300 millions de dollars par unité, conditionnée par la livraison de 5 C.E.V.s en 2008, 200 millions par unité pour 5 C.E.V.s en 2009 et 100 millions par unité pour 5 C.E.V.s par an de 2010 à 2015 ". Un contrat rédigé sous cette forme présenterait un attrait financier certain en vue d'une livraison rapide des C.E.V.s, et ce faisant permettrait le retrait du service anticipé de la navette spatiale sans discontinuité en matière de vols habités pour les Etats-Unis. De plus, cela éliminerait la plus grosse partie des dépenses de la NASA sur le programme du C.E.V. sur la période 2006-2007, permettant à cette somme d'être réaffectée au développement du H.L.V. Avec d'autres économies à trouver en annulant des programmes sans aucun intérêt comme le module de " désorbitation " du télescope spatial Hubble, ces fonds pourraient s'avérer suffisants pour payer le développement complet du H.L.V.
Pour résumer, le choix d'un C.E.V. minimaliste autoriserait une architecture d'exploration lunaire optimale à l'aide d'un lancement unique et d'un retour direct. Il permettrait aussi l'accélération de l'appel d'offres pour la production du véhicule à un coût réduit. Les économies ainsi obtenues pourraient être utilisées pour lancer le programme de lanceur lourd H.L.V. immédiatement, et ensemble les C.E.V. et H.L.V. permettraient le retrait anticipé du service de la navette spatiale, entraînant ainsi des économies substantielles dans l'utilisation de l'argent des contribuables.
De plus , avec un C.E.V. dimensionné pour une mission directe à l'aide d'un unique H.L.V. et la navette spatiale au musée ou presque, l'administrateur Griffin pourrait être en mesure de dire au président élu en Janvier 2009 : " Nous avons développé 80 % du matériel requis pour des missions lunaires, et nous avons libéré les fonds nécessaires pour produire le reste. Si vous décidez d'aller de l'avant avec un financement stable, nous pouvons avoir des humains sur la Lune en 2012, et sur Mars en 2016, à la fin de votre deuxième mandat. A vous de choisir ".
C'est gagnant pour tout le monde !
Traduction : Franck MARODON
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