EXPLORATION SPATIALE - LE BLOG DE PIERRE BRISSON

Le freinage propulsif ET une Station spatiale en L1-TL sont les clefs du succès pour une mission habitée lancée vers Mars en 2033

Nous avons vu la semaine dernière les principes d’une mission habitée sur Mars. Je voudrais aujourd’hui développer la quatrième option évoquée pour le retour sur Terre.

Le retour direct de Mars sur Terre par aérofreinage atmosphérique est dangereux à plusieurs titres. L’angle d’entrée doit être extrêmement précis (± 0,1°) : trop plat, le vaisseau rebondit dans l’espace ; trop incliné, il brûle. À la vitesse d’arrivée depuis Mars, le freinage dans les couches supérieures de l’atmosphère (à partir de 120 km d’altitude) dure environ 2 minutes 21 secondes — plusieurs g en quelques minutes, imposés à un équipage déjà fragilisé par 7,5 mois de vol. Et le tout doit se dérouler dans une densité atmosphérique moyenne (donc théorique), pour que la trajectoire résultante ait son apogée précisément à 326.000 km — la distance de L1-TL (point de Lagrange L1 du système Terre-Lune). Une erreur minime, et c’est soit la combustion, soit une orbite incontrôlée à 500 000 km.

Heureusement il existe une alternative et c’est là qu’on retrouve l’intérêt de la station spatiale orbitant L1-TL.

1. L’accélération de la vitesse résultant de la gravité

Quand un vaisseau quitte Mars sur une trajectoire de transfert vers la Terre, il possède à l’arrivée ce qu’on appelle une vitesse hyperbolique à l’infini (v∞), c’est-à-dire la vitesse qu’il aurait si la Terre n’existait pas, la vitesse résiduelle par rapport au référentiel héliocentrique. Pour une trajectoire légèrement plus rapide que Hohmann (7,5 mois), cette v∞ est de l’ordre de 2,5 à 3 km/s.

NB : la durée de 7,5 mois a été choisie comme compromis : plus courte que Hohmann (donc moins de radiations), mais pas trop courte non plus — une trajectoire encore plus rapide imposerait une v∞ plus élevée, et donc un freinage bien plus coûteux en ergols à l’arrivée.

Le problème est que la Terre accélère le vaisseau qui s’en approche. La vitesse réelle au plus près de la Terre (périgée) se calcule par conservation de l’énergie :

v_périgée² = v∞² + 2 × μ_Terre / r_périgée

μ est le paramètre gravitationnel standard de l’astre (constante gravitationnelle x masse de l’astre)

À 6.500 km de distance de la Terre, μ/r donne environ 56 km²/s², donc la vitesse grimpe à ~11-12 km/s. C’est l’énergie cinétique accumulée en « tombant » dans le puits gravitationnel terrestre. À L1-TL (326.000 km) par contre, le vaisseau se trouve encore à l’extérieur du puits gravitationnel profond. La vitesse y est proche de v∞, légèrement augmentée par la gravité terrestre mais bien moins qu’au périgée. On peut calculer :

v_L1² = v∞² + 2 × μ_Terre / 326.000 km

μ_Terre / 326.000 km ≈ 1,22 km²/s²

Donc pour v∞ = 2,8 km/s : v_L1 ≈ √(7,84 + 2,44) ≈ 3,2 km/s

La vitesse en L1-TL n’est que légèrement supérieure à v∞, contre 11-12 km/s à l’entrée gravitationnelle. L’écart est immense. Mais il ne s’agit pas de s’arrêter : il s’agit de passer d’une trajectoire hyperbolique (ouverte, le vaisseau repartirait dans l’espace) à une orbite en halo stable autour de L1-TL. Cette orbite en halo a une vitesse propre d’environ 2,3 km/s. Il suffit donc de freiner de 3,2 − 2,3 ≈ 900 m/s pour basculer d’une trajectoire d’évasion à une orbite captive. C’est pour cela que le freinage à L1-TL ne coûte « que » ~900 m/s de Δv, alors qu’une capture en orbite basse terrestre sans aérofreinage exigerait ~3,2 km/s (je développe après la partie 2 ci-dessous)

2. Pourquoi ne pas utiliser le freinage gravitationnel ?

La capture par passages successifs (technique dite ballistic capture ou low-energy transfer) existe, mais elle a des contraintes très spécifiques :

Elle nécessite d’arriver avec une v∞ extrêmement faible, idéalement < 0,5 km/s, pour que la trajectoire soit quasi-parabolique et que les perturbations lunaires ou solaires puissent progressivement « fermer » l’orbite. Avec v∞ ≈ 2,5-3 km/s comme dans notre scénario, la trajectoire est trop hyperbolique : la Terre ne peut pas « attraper » le vaisseau sans manœuvre propulsive. Le vaisseau passerait près de la Terre puis repartirait dans l’espace.

Les autres modes théoriquement possibles, sont exclus :

L’aérofreinage atmosphérique en plusieurs orbites (aerobraking) suppose des dizaines de passages très proches de l’atmosphère sur plusieurs semaines — contraintes thermiques répétées, charges en g élevées, et durée, totalement incompatible avec un équipage fragilisé après 7,5 mois de vol.

L’accès direct à l’orbite elliptique basse terrestre (~120 km) par aérofreinage unique est quant à lui, exclu en raison de sa difficulté (précision de l’angle d’entrée) et de sa violence.

L’aérofreinage atmosphérique en une seule orbite avec dérive vers L1-TL (vu la semaine dernière) est une variante du mode précédent. Il serait un peu moins violent puisqu’au lieu de continuer à freiner, le vaisseau repartirait vers un apogée en L1-TL. Il vaut mieux quand même y renoncer en raison de sa difficulté (précision de l’angle d’entrée) et du nombre de g élevé que les passagers subiraient pendant le freinage ultra court (2’21’’).

La capture propulsive en orbite haute terrestre (6500 km) sans aérofreinage (Δv nécessaire ~3 200 m/s) supposerait au moins ~150 t d’ergols et un nombre de g insupportable (plusieurs g en quelques minutes), sans compter le risque d’erreur de trajectoire.

3. Reste une possibilité, celle du freinage propulsif à l’approche de L1-TL

(reprise et dévelopement du point évoqué à la fin de la partie 1 ci-dessus).

Le vaisseau arrive dans la sphère d’influence terrestre (rayon ~930.000 km) avec une trajectoire hyperbolique dont le périgée « naturel » n’est pas L1-TL. Pour se faire capturer en orbite halo autour de L1-TL, il faut donc une manœuvre de freinage propulsif actif à un point précis de la trajectoire, calculé en amont. Ce n’est pas une capture gravitationnelle passive — c’est une insertion orbitale délibérée. Et la distance de L1-TL à la Terre offre une excellente opportunité de freinage.

En effet, à cette distance, le vaisseau se trouve encore à l’extérieur du puits gravitationnel profond. La vitesse, 3,2 km/s (voir ci-dessus) n’est que légèrement supérieure à v∞, contre 11-12 km/s à l’entrée gravitationnelle de la Terre. L’écart est immense. C’est pour cela que le freinage à L1-TL ne coûte « que » ~900 m/s de Δv, alors qu’une capture en orbite basse terrestre sans aérofreinage exigerait ~3,2 km/s.

Certains diront que la Lune ne sera pas forcément « là » quand le vaisseau arrivera à 326.000 km de la Terre — et ils auront raison. Mais ce n’est pas grave. La position de la Lune sur son orbite n’a aucune importance car L1 n’est pas un endroit fixe dans l’espace : c’est un point qui tourne avec la Lune autour de la Terre, toujours situé sur l’axe Terre-Lune, à ~326 000 km de la Terre et, comme la Lune, il fait le tour de la Terre en 27 jours.

Ce qui compte pour le freinage, c’est uniquement la distance au centre de la Terre (~326.000 km) et la vitesse à ce moment-là (~3,2 km/s). La Lune peut être n’importe où sur son orbite. Le Starship ne se dirige pas vers la Lune, il se dirige vers un point à 326.000 km de la Terre sur sa propre trajectoire hyperbolique. La séquence précise est la suivante :

Dans le mois avant l’arrivée: les ingénieurs de trajectoire recalculeront la fenêtre de tir au départ de Mars de façon à ce que, lors du freinage à ~326.000 km, le point d’insertion se trouve dans un voisinage raisonnable de L1-TL à ce moment-là ou à défaut, sur une orbite halo accessible depuis une position légèrement décalée moyennant quelques dizaines de m/s supplémentaires.

À l’approche: le freinage à ~900 m/s est effectué pour capturer le vaisseau non pas à L1 exactement, mais sur une orbite halo autour de L1-TL (rayon ~25.000 km dans l’hypothèse retenue pour notre station spatiale). Cette orbite halo est elle-même un objet dynamique qui tourne avec la Lune (toujours sur l’axe Terre-Lune) à la vitesse (référentiel tournant) de 2,3 km/s.

Si la Lune est « de l’autre côté » : le vaisseau effectue simplement une ou deux orbites de transfert supplémentaires autour de la Terre (orbite hautement elliptique, très peu coûteuse en ergols — quelques dizaines de m/s) avant de s’insérer sur l’orbite halo quand la géométrie est favorable. Ce délai est de quelques jours au maximum, puisque la Lune tourne en 27 jours.

Le freinage nécessaire pour réduire ces 900 m/s ne demandera que 40 à 50 tonnes d’ergols et la décélération faible et progressive n’impliquera qu’une très faible montée en g (0,05 à 0,1). Rien à voir avec les autres freinages.

4. Les avantages de ce freinage orbital à l’approche de L1-TL

Sur les ergols : 40-50 t de méthane/oxygène produits par ISRU sur Mars, c’est techniquement faisable avec la réaction de Sabatier (en utilisant le CO₂ de l’atmosphère martienne et un peu d’hydrogène extrait par électrolyse de la glace d’eau martienne). Cela élève le coût de la mission en termes de production in-situ, mais cela reste « raisonnable ». Je rappelle que le Starship vaisseau a une capacité d’emport d’ergols de 1200 tonnes et qu’il en faudra 220 pour retourner sur Terre dans l’hypothèse retenue :

Transit Mars vers sphère d’influence terrestre                     ~120 t

Freinage propulsif vers L1-TL                                                 ~50 t

Retour L1-TL jusqu’à Terre (téléopéré)                                  ~50 t

Total ergols à produire                                                          ~220 t

Sur les g-forces : la décélération peut être étalée sur 10-20 minutes à des niveaux très doux, sans aucun choc pour l’équipage. C’est incomparablement plus supportable que l’aérofreinage par l’atmosphère terrestre.

Sur la contrôlabilité : la manœuvre est calculable, interruptible, corrigeable. Si une anomalie survient à mi-freinage, on peut recalculer une trajectoire de secours. L’aérofreinage à 11 km/s est, lui, irréversible.

5. Une fois en L1-TL, le retour sur Terre fera partie de la routine :

A — le Starship revient sur Terre à vide (téléopéré)

Depuis L1-TL, le Starship effectue une injection de rentrée (~1,5 km/s de Δv) vers une trajectoire d’entrée atmosphérique contrôlée (après vérifications nécessaires et réparations au contact de la station spatiale en L1-TL). Sans équipage, on pourra accepter des tolérances plus larges sur la décélération, et le vaisseau pourra ensuite être inspecté minutieusement au sol par les ingénieurs de SpaceX.

B — l’équipage revient en capsule (Dragon ou Orion)

Une capsule légère est envoyée en L1-TL depuis la Terre (~1,5 km/s de Δv depuis orbite basse — faisable par un Falcon 9 ou SLS). L’équipage, après quarantaine et réadaptation médicale en orbite halo (~1 mois, rotation à 0,5 g), embarque dans la capsule pour une entrée atmosphérique classique (~11 km/s, 6-8 g sur quelques minutes, acceptable après réadaptation dans la station).

Ces deux aspects sont complémentaires par conception : aucun retour humain ne dépend du bon état du Starship après 31,5 mois dans l’espace.

6. Artemis 2 peut être vu comme référence pour ce dernier segment du voyage :

Artemis 2 envoie un Orion avec 4 astronautes sur une trajectoire circumlunaire libre (elle passe à ~8.000 km de la surface lunaire sans se mettre en orbite). Pour envoyer une capsule vide (ou avec un équipage de convoyage minimal) en orbite halo autour de L1-TL, le Δv d’injection est comparable, environ 3,1 à 3,2 km/s depuis l’orbite basse terrestre. C’est de la même famille de manœuvres.

Ce scénario est même moins exigeant qu’Artémis 2 :

Paramètre	Artémis 2	Capsule vers L1-TL pour cette mission
Équipage à l’aller	4 astronautes	0 à 2 (convoyeurs, ou capsule téléopérée)
Masse à injecter	Orion complet (~26 t)	Dragon (~13 t) ou Orion allégé
Durée du transit	~10 jours	~4-5 jours
Lanceur nécessaire	SLS Block 1	Falcon Heavy ou SLS — au choix
Retour du lanceur	Étage perdu	Falcon Heavy : récupération possible

La capsule Dragon de SpaceX, beaucoup plus légère qu’Orion, peut être envoyée en L1-TL par un Falcon Heavy, ce qui réduit encore le coût par rapport à une mission Artémis complète.

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Donc, il n’y a pas à hésiter. Au retour de Mars, il faudra passer par L1-TL. Et bien entendu il faut y entreprendre dès maintenant la construction d’une station spatiale rotative. Le timing est d’autant meilleur que la NASA vient d’abandonner son projet de Lunar Gateway et que l’ISS arrive en fin de vie. Certes la NASA a déclaré qu’elle se concentrerait plutôt sur le développement d’une base lunaire entre 2029 et 2036. Mais puisqu’aucune dépense importante n’a encore été engagée sur le nouveau projet de base lunaire, les dirigeants américains peuvent encore réfléchir. Toutes les opérations au sol sur la Lune pourraient être effectuées par robots téléopérés, sans décalage de temps. Les opérateurs pourraient travailler dans le tore de la station sous une gravité de 0,5g bien préférable au 0,16g lunaire. Ils n’auraient pas à souffrir des nuits de 24 heures, ni de craindre les risques d’accidents lors d’EVA !

On est (presque) à Pâques et l’on sait qu’avant de ressusciter il faut d’abord mourir.

NB : Calculs et tableaux effectués par claude.ai

Copyright Pierre Brisson

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