EXPLORATION SPATIALE - LE BLOG DE PIERRE BRISSON

Un avion allégé sur Mars

1. Contexte et motivation

Entre 2020 et 2024, avec Claude Nicollier, nous avons supervisé les travaux d’étudiants de niveau Master à l’EPFL portant sur la faisabilité d’un dirigeable dans l’atmosphère martienne. Nous en avions conclu que cette faisabilité était possible en saisons ou heures de la journée favorables (atmosphère plus dense) et en régions d’altitude basse, mais qu’elle ne l’était toute l’année que dans la région la plus basse de Mars, c’est-à-dire Hellas Planitia (la région la plus favorable étant le Nord-Ouest de cette région, la plus basse et la moins éloignée de l’équateur). La raison de cette limitation était que nous n’arrivions pas à obtenir une portance suffisante pour une masse pourtant minimum, pour nous en affranchir.

Le dirigeable a pour principe que la portance résulte exclusivement de la poussée d’Archimède. Je voudrais maintenant étudier la faisabilité d’un avion sur Mars, c’est-à-dire d’un engin dont la portance résulte principalement de sa vitesse de déplacement.

2. Concept général

2.1 Mission et équipements embarqués

L’objectif est de concevoir un engin capable d’emporter un pilote humain avec peut-être un passager, portant scaphandres et équipés de :

(1) Un système de support vie : oxygène, chauffage, eau ;

(2) Une protection anti-radiations minimale et un équipement de communication (avec la base martienne, via satellite géostationnaire) ;

(3) Des équipements d’observation : caméra, spectromètre ou caméra hyperspectrale, radar pénétrant le sol sur quelques mètres, avec capacité de stockage de données ;

(4) L’assistance d’un robot humanoïde ;

(5) Des panneaux solaires.

2.2 Source d’énergie

L’énergie proviendrait de la lumière du Soleil. Collectée par panneaux solaires, elle serait stockée dans des batteries et alimenterait la rotation d’hélices.

3. Architecture en trois niveaux horizontaux

La structure comporterait trois niveaux horizontaux, maintenus entre eux par des poutres tensairity en nombre suffisant pour une bonne cohésion, disposées de part et d’autre du cockpit, en bout des ailes et à la queue de l’avion :

Niveau	Position	Contenu principal
Niveau 1 (haut)	Au-dessus des ailes	Panneaux solaires sur aérogel, empennage vertical (gouvernail), bord d’attaque aluminium. Panneaux solaires également au-dessus des deux demi-empennages arrière.
Niveau 2 (milieu)	Plan principal	Paire d’ailes avec CFJ, hélices MAGGIE, ailerons verticaux, panneau-fuselage, empennage horizontal porteur avec CFJ
Volume interm.	Entre niveaux 2 et 3	Enveloppe H₂ (goutte d’eau 9×3,5×2,5 m), cône en graphène, matelas d’eau anti-radiations, cockpit-habitat
Niveau 3 (bas)	~2.5 m sous les ailes	Châssis aluminium, 3 roues (80 cm), amortisseurs, robot Optimus, batteries, équipements d’observation et de communication

3.1 Niveau 2 (intermédiaire) — Les ailes et le CFJ

Le niveau intermédiaire serait une paire d’ailes avec ailerons verticaux en bout, formant un angle inférieur à 90° (à déterminer) avec un panneau horizontal conduisant à l’empennage horizontal porteur de queue. Les ailes seraient équipées de CoFlow Jet (CFJ), tel qu’imaginé pour MAGGIE par le Dr Gecheng Zha (université de Miami):

3.2 Niveau 1 (supérieur) — Panneaux solaires, gouvernail et empennage arrière

Au-dessus du niveau intermédiaire, reprenant exactement le plan des ailes et du panneau-fuselage, il y aurait un premier niveau constitué de panneaux solaires posés sur une plaque d’aérogel, le tout étant protégé par un bord d’attaque en aluminium. L’empennage vertical (gouvernail) fixé sur ce niveau passerait à l’arrière du plan des panneaux solaires. Entre la plaque d’aérogel et les ailes, un espace de 20 cm permettrait de créer un effet de compression et d’alimenter les CFJ, générant un effet de tuyère plate qui augmenterait la vitesse locale de l’air incident.

NB : Cet effet de tuyère plate, qui à notre connaissance n’a pas encore été étudié dans ce contexte précis, résulte d’un raisonnement personnel (Pierre Brisson), par analogie avec les tuyères convergentes classiques, appliqué à la géométrie particulière de cet avion.

Le même principe serait appliqué à l’empennage horizontal porteur : un plan de panneaux solaires, posé sur une plaque d’aérogel, serait disposé au-dessus de chacun des deux demi-empennages (de part et d’autre du gouvernail), créant une tuyère plate de 20 cm alimentant un CFJ intégré dans l’empennage. Ce dispositif augmenterait la portance de l’empennage arrière tout en accroissant la surface totale de collecte d’énergie solaire — un avantage non négligeable compte tenu de l’intensité solaire réduite à la distance de Mars (~43 % de moins qu’à la surface terrestre).

NB : La corde de l’empennage (1,5 m) étant plus courte que celle des ailes (2,5 m), les 20 cm de la tuyère plate représentent ~13 % de la corde (contre ~8 % sur les ailes). Cette proportion reste tout à fait acceptable pour un profil portant dont la fonction principale est la stabilisation et la contribution à la portance. Le CFJ accélérant l’air sur l’extrados, l’effet aérodynamique global demeure favorable.

3.3 Volume intermédiaire — Enveloppe d’hydrogène et cockpit

Entre les niveaux 2 et 3, serait installée une « goutte d’eau » inversée, remplie d’hydrogène, définie par une enveloppe de mylar doublée de dyneema. Afin de limiter la hauteur tout en conservant un volume suffisant, la goutte d’eau aurait une hauteur de 2,5 mètres — légèrement inférieure à sa largeur de 3,5 mètres dans sa partie médiane la plus large — pour une longueur de 9 mètres, soit un volume total d’environ 40 m³.

Cette légère compression verticale permet simultanément d’élargir la bulle dans sa partie médiane. Renforcé par des tendeurs rigidificateurs, cet élargissement confère à la bulle un meilleur aérodynamisme et réduit sa prise aux vents latéraux. La répartition de masse ainsi abaissée, latéralement de part et d’autre de l’axe de la goutte, améliore également la stabilité de l’ensemble.

Le front de la partie sphérique de la bulle serait protégé par une pointe conique en fibres de carbone. La pointe du cône serait décentrée vers le haut (vers la tuyère plate) afin de ne pas créer de tourbillons sous la plaque de panneaux solaires. Le bas du cône aurait une pente moins forte mais plus longue.

À l’intérieur de ce volume, à la limite de la partie avant de la goutte d’eau, serait ménagé un cockpit-habitat (4,5 mètres cubes, soit la moitié du Crew Dragon de SpaceX, conçu pour 4 personnes) pour le pilote et l’éventuel passager¹, ainsi que les commandes de l’avion et son support vie. Il reposerait sur le châssis (3^e plan horizontal), protégé par une plaque d’aluminium. Le matelas d’eau anti-radiations (15 cm d’épaisseur, 100 cm de diamètre, ~12 kg) serait disposé au-dessus des passagers dans ce même volume.

Le cockpit le plus confortable, et celui qui est recommandé, serait une bulle en acétate de cellulose en forme d’œuf, pressurisée à 0,5 bar avec 42 % d’oxygène et un gaz neutre, plus un capteur de CO₂ et une bombonne d’oxygène. L’alternative serait une étanchéité au vent uniquement (vitres à l’avant, protection latérale en acétate de cellulose) sans pressurisation. Dans les deux cas, le pilote garderait son scaphandre, mais dans la première option il pourrait temporairement l’enlever après s’être posé en escale.

La protection anti-radiations serait assurée par le matelas d’eau décrit ci-dessus et partiellement par l’hydrogène enveloppant le dessus et l’arrière du cockpit-habitat. Les passagers porteraient également une protection Astrorad (société Stemrad) : bonnet anti-radiations autour du casque et gilet au-dessus du scaphandre.

¹ On peut aussi concevoir un aménagement permettant à un pilote de récupérer un blessé ou une personne isolée ayant perdu son moyen de transport.

3.4 Niveau 3 (inférieur) — Châssis, roues et robot

Au-dessous du niveau intermédiaire, à environ 3 mètres, un cadre châssis en aluminium tiendrait trois roues (deux devant, une en queue) de 80 cm de hauteur, avec amortisseurs (selon la technologie développée pour les rovers martiens). Cela permet de se poser sur un sol irrégulier et d’ajuster la position de l’appareil. Les batteries et équipements d’observation et de communication seraient également installés à ce niveau, conformément au principe d’abaisser les masses mobiles pour optimiser l’équilibre.

Un robot Optimus voyagerait étendu sur la plaque du châssis derrière le pilote, plaque renforcée et « adoucie » par une couche d’aérogel. Il serait chargé de tâches évitant au pilote de quitter sa bulle (récupérer un échantillon de roches, prendre une photo à quelques mètres, etc.). Il serait alimenté par l’énergie électrique générée par les panneaux solaires.

3.5 Propulsion — Les hélices MAGGIE

Les hélices principales seraient maintenues en position par des boucles en métal rigide, en avant du volume de la tuyère plate, entre les panneaux solaires et les ailes. Elles seraient de type MAGGIE (hélices coaxiales contrarotatives), afin d’utiliser le flux d’air au maximum.

La taille des pales ne dépasserait pas 50 cm, de sorte que la vitesse en bout de pale n’atteigne pas la vitesse du son martien (~240 m/s). Leur nombre dépendrait de la masse totale de l’avion chargé (quatre ou six unités). Chaque hélice pourrait comporter jusqu’à 6 pales : un grand nombre de pales densifie la surface de la « vrille » créée en pénétrant dans l’air, ce qui est particulièrement avantageux dans une atmosphère raréfiée.

Deux hélices supplémentaires de même type, mais à pales plus courtes (40 cm), seraient placées sous les deux demi-empennages arrière, une de chaque côté du gouvernail. Toutes les hélices seraient inclinables. Le décollage et l’atterrissage à la verticale sont en effet essentiels, compte tenu de l’absence de piste d’atterrissage aménagée sur Mars.

4. Analyse de l’allègement

Lors de notre étude du dirigeable à l’EPFL, pour obtenir une flottabilité positive à -2 000 m d’altitude (altitude moyenne d’un vol dans Valles Marineris) pour une masse de 700 kg, nous aurions eu besoin d’un ballon de 29 m de diamètre (12 000 m³ d’hydrogène). Dans notre avion, l’allègement ne pourra pas être obtenu par la flottabilité du volume d’hydrogène. En effet, la très faible densité de l’atmosphère martienne (~0,020 kg/m³) rend la poussée d’Archimède très faible : ρ × g_Mars = 0,020 × 3,72 ≈ 0,074 N/m³, si bien qu’un volume de 40 m³ d’hydrogène ne soulagerait la masse que d’environ 0,80 kg.

Dans cet avion, l’enveloppe d’hydrogène joue donc un rôle essentiellement aérodynamique (réduction de la traînée par le profil en goutte d’eau). La protection contre les radiations (modération partielle des radiations autour du cockpit) a un rôle secondaire et la protection thermique (isolation), un rôle tertiaire. La possibilité d’allègement viendra donc seulement du choix des matériaux (tensairity, aérogel, mylar/dyneema, fibre de carbone) et d’une surface alaire généreuse, associée à l’effet du CoFlow Jet.

5. Bilan de masse

La surface alaire se décompose comme suit : chaque aile de 11 m de longueur, avec une envergure totale de 25 m et une corde de 2,5 m (à comparer au SolarStratos : envergure 24,8 m, corde 0,9 m) ; empennage horizontal porteur de 6 m d’envergure et 1,5 m de corde ; fuselage de 12 m de long sur 1 m de large. La surface alaire des ailes proprement dites sera de 62,5 m² ; celle de l’empennage horizontal porteur sera de 9 m² ; la plaque du fuselage, 12 m². Surface alaire totale effective : 83 m².

Le dispositif d’empennage arrière (~32 kg) se décompose ainsi : panneaux solaires flexibles sur 9 m² (~15 kg), plaque d’aérogel (~1,5 kg), bord d’attaque aluminium (~2 kg), compresseurs CFJ (~5 kg), deux hélices MAGGIE à pales de 40 cm avec moteurs et fixations (~8 kg). Ce poste est identique quel que soit le nombre de passagers.

Poste	1 pers.	2 pers.
Pilote (70 kg) + scaphandre, gilet, support vie (130 kg)	200 kg	360 kg
Bulle cockpit, sièges, commandes, O₂	90 kg	105 kg
Omnibus et outillage	80 kg	80 kg
Systèmes, panneaux solaires, batteries, 3 roues	80 kg	80 kg
Dispositif empennage arrière (panneaux solaires, aérogel, CFJ, 2 hélices MAGGIE)	~32 kg	~32 kg
Structure (aluminium, aérogel, tensairity)	200 kg	200 kg
Enveloppe H₂ (mylar, dyneema, carbone, graphène)	20 kg	20 kg
Matelas d’eau anti-radiations	~12 kg	~12 kg
TOTAL estimé	~714 kg	~889 kg

6. Performances estimées

Avec 83 m² de surface alaire totale effective et le CFJ actif, 300 km/h devient une vitesse de croisière confortable, bien au-dessus de la vitesse de décrochage. La vitesse minimale de vol pourrait même descendre autour de 160 km/h selon l’activité du CFJ.

La vitesse de croisière nécessaire pour assurer la portance passe de ~700 km/h (portance aérodynamique pure, sans CFJ) à ~300 km/h grâce aux allègements et au CFJ — une réduction majeure, très favorable pour les phases d’observation lente.

6.1 Validation aérodynamique — Coefficient de portance

Il est possible de vérifier la cohérence aérodynamique du concept en calculant le coefficient de portance C_L nécessaire pour maintenir en vol l’avion dans sa configuration la plus chargée (2 personnes, 889 kg) à la vitesse de croisière de 300 km/h :

C_L = 2mg / (ρ × v² × S)

Avec: m = 889 kg, g_Mars = 3,72 m/s², ρ = 0,020 kg/m³, v = 300 km/h = 83,3 m/s, S = 83 m²

C_L = (2 × 889 × 3,72) / (0,020 × 83,3² × 83) = 6 614 / 11 543 ≈ 0,57

Un coefficient de portance de 0,57 est tout à fait réaliste pour une aile bien profilée à grande vitesse. Avec le CFJ actif, des C_L supérieurs à 1,5 sont accessibles, ce qui confirme que 300 km/h est une vitesse de croisière confortable, et que la vitesse de décrochage peut être abaissée jusqu’à ~160 km/h. L’augmentation de masse de ~32 kg liée au dispositif d’empennage ne modifie pas sensiblement ces conclusions.

Ce calcul valide la cohérence aérodynamique du concept et constitue l’un des arguments scientifiques les plus solides en faveur de la faisabilité de cet avion sur Mars.

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La durée d’autonomie sera déterminée moins par l’énergie disponible que par la capacité de vie du pilote loin de sa base (comparable à une EVA autour de l’ISS ou de la Navette spatiale). Pour cela, outre les facilités de vie : fonctions d’excrétions, volume d’oxygène embarqué, eau, nourriture, il y aura le problème majeur des radiations qui empêcheront une exposition de plus de deux heures par jour (environ). Sur le long terme (en fonction du progrès dans la technologie du contrôle de ces robots), ces avions seront pilotés par des omnibus téléopérés depuis une base martienne.

NB : Dans cet article les calculs ont été faits par l’intelligence artificielle claude.ai

Copyright Pierre Brisson

7. Références et liens :

Acétate de cellulose :

https://pubs.acs.org/doi/10.1021/cen-v013n024.p479

MAGGIE et CoFlow Jet sur Mars :

https://www.explorationspatiale-leblog.com/maggie-et-son-coflow-jet-peut-etre-un-nouveau-moyen-dexplorer-la-surface-de-mars/

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