Les retours de Mars. 2. Masse, gravité et besoins en ergols
Une fois sur le sol de Mars, le premier besoin sera celui de produire et de charger la quantité d’ergols nécessaire au retour. Soulignons que le premier vaisseau (robotique) sera quasiment vide au retour (pour seule charge utile, le ou les deux robots humanoïdes ramenés pour examen), tout comme le deuxième (robotique également) avec sans doute quelques échantillons de sol en plus. En effet, la seule utilisation de ces deux vaisseaux aura été, d’abord, de décharger sur Phobos et sur Mars, puis sur Deimos et sur Mars, les équipements nécessaires à l’ancrage sur les lunes (pour préparer l’établissement de stations relais), et à la production sur Mars des ergols nécessaires au retour. Tout l’intérêt de ces deux retours est dans les tests de fiabilité du vaisseau qu’il nous offrira.
Sur un temps plus long, il faut considérer plusieurs cas : (1) le retour direct de la surface de Mars à la surface de la Terre ; (2) le retour de la surface de Mars à la station orbitant autour de L1-TL (le point de Lagrange L1 du système Terre-Lune) ; (3) le retour depuis Deimos jusqu’à L1-TL. Les trajets 1 et 2 seront ceux parcourus pour les tout premiers voyages (tant qu’il n’y aura pas de stocks d’ergols à disposition sur Phobos et Deimos). Le trajet 2 ne sera utilisé que si on ne crée pas de station relais en L1-TL. Le trajet 3 sera utilisé si on met en place l’architecture que je propose.
Pour chacun des trois trajets, il faut envisager un vol de retour à vide, un vol de retour avec seulement des passagers (6 au tout début, 40 maximum une fois le système établi et les stations orbitales peuplées), un vol de retour avec un maximum de 150 tonnes (capacité maximum d’emport d’un Starship, actuellement). On verra que pour un retour chargé, on atteindra vite le maximum possible si on ne part pas de Deimos et si on ne s’arrête pas en L1-TL. La contrainte résulte des quantités (masse et volume) d’ergols nécessaires dans les différentes hypothèses. Examinons-les :
Hypothèses communes
Toutes les estimations qui suivent reposent sur les mêmes bases : un Starship-vaisseau d’environ 120 t à vide (Isp ≈ 380 s), des réservoirs d’une capacité d’environ 1 200 t de méthalox, et six Raptor délivrant ~13–14 MN de poussée pour les six (hypothèse minimum car le nouveau Raptor 3 a déjà une poussée de 3 MN). Les tonnages d’ergols sont obtenus par l’équation de Tsiolkovski. NB : on n’utilise pas encore de propulsion nucléaire entre les orbites des deux planètes. Côté charges utiles, une quarantaine de passagers ne représente qu’environ 16 t (soit ~0,4 t par personne, effets personnels compris) et six passagers environ 2,4 t : en masse, un vol « passagers seulement » reste donc très proche d’un vol à vide.
Les briques de Δv utilisées sont les suivantes : montée en orbite basse martienne, 4,1 km/s pertes comprises ; injection trans-terrestre depuis cette orbite, 2,4 km/s marges comprises ; capture pour s’arrêter en L1-TL, ~1 km/s en freinage purement propulsif, ou au mieux 0,5 km/s si l’on se ménage une assistance gravitationnelle lunaire ; réserve d’atterrissage propulsif d’environ 500 m/s après la rentrée atmosphérique, pour les seuls trajets qui se terminent à la surface de la Terre (et non en L1-TL). NB : l’injection trans-terrestre depuis Deimos est prise elle aussi à 2,4 km/s : Deimos orbite si haut (~23 500 km, vitesse orbitale ~1,35 km/s) que l’effet Oberth y est faible et que cette injection coûte réellement 1,8 à 2,2 km/s avant marges. Ce que l’on économise en partant de Deimos n’est donc pas l’injection, mais les 4,1 km/s de sortie du puits martien.
Trajet 1 – Le retour direct : de la surface de Mars à la surface de la Terre
Un vaisseau peut revenir depuis le sol de Mars jusqu’à l’environnement terrestre avec un Δv total d’environ 6,5 km/s (4,1 km/s de montée en orbite basse martienne, pertes comprises, puis 2,4 km/s d’injection trans-terrestre depuis cette orbite, marges comprises).
Pour un Starship d’environ 120 t, vide (Isp ≈ 380 s), l’équation de Tsiolkovski donne environ 660 à 700 t de méthalox, tout compris, pour le retour direct de la surface de Mars à la surface de la Terre. Ce total inclut la réserve d’atterrissage propulsif (~500 m/s après la rentrée atmosphérique) : cette réserve ne pèse que 15 à 20 t en fin de vol mais en coûte près de 100 au décollage martien, puisqu’il faut la transporter depuis la surface de Mars, à travers toutes les manœuvres.
Avec des passagers, le surcroît est modeste : environ 680 t pour 6 passagers et environ 755 t pour 40 passagers — les 16 t d’une quarantaine de personnes pèsent peu face aux 120 t de structure du vaisseau.
Cependant, rapporter les 150 tonnes de charge utile (« payload ») maximale depuis la surface de Mars serait tout simplement impossible avec un seul plein. L’équation de Tsiolkovski exigerait environ 1 495 t d’ergols, pour une masse au décollage d’environ 1 765 t (120 t de structure, 150 t de charge utile et ces 1 495 t d’ergols), alors que les réservoirs du Starship n’en contiennent que ~1 200 t ; réservoirs pleins à ras bord, le Δv disponible plafonnerait à ~6,3 km/s, insuffisant même sans la réserve d’atterrissage. La charge utile maximale d’un retour direct jusqu’à la surface de la Terre n’est que d’environ 100 t. Côté poussée, le décollage martien restera de toute façon modeste : ~4 MN suffisent pour un vaisseau vide et il faudrait ~8,5 à 10 MN pour le cas — théorique — du vaisseau chargé à 150 t, à comparer aux ~13–14 MN que délivrent les six Raptor.
Pour des raisons de sécurité, il convient (1) de garder une marge d’ergols disponible, donc de limiter la charge utile en dessous de 100 tonnes ; (2) de toujours passer par L1-TL pour un contrôle, pour les raisons développées au trajet 2.
Trajet 2 – De la surface de Mars à la station L1-TL
Alternativement (au retour direct), comptez environ 780 t pour revenir à vide en L1-TL (point de Lagrange L1 du système Terre-Lune où je préconise le positionnement d’une station spatiale rotative en remplacement de l’ISS), depuis la surface de Mars. La logique de cette escale comprend trois aspects :
(1) Permettre une révision de la protection thermique avant d’affronter la descente dans l’atmosphère. Il ne faut pas oublier que le bouclier thermique aura déjà subi une rentrée martienne et 500 jours d’exposition aux poussières (et à leur abrasion). Pour situer le problème rappelons que la rentrée directe depuis une trajectoire interplanétaire s’effectue à 11,5–12,5 km/s, la rentrée depuis L1-TL s’effectue à ~11,0 km/s, et le freinage pour s’arrêter à L1-TL coûte ~1 km/s par propulsion ou, au mieux 0,5 km/s si l’on se ménage une assistance lunaire. Un ingénieur de SpaceX proposerait sans doute une aérocapture directe en orbite basse terrestre. La rentrée finale se ferait alors à 7,8 km/s et 3–4 g, mais juste après une première passe atmosphérique à vitesse interplanétaire (11,5–12,5 km/s), aux pics de décélération comparables à ceux d’une rentrée directe. Ce serait demander à un bouclier fatigué une passe de plus, sans inspection préalable. C’est précisément cette option que l’escale en L1-TL écarte.
2) Permettre un contrôle sanitaire des passagers. Ils auront voyagé pendant 6 mois en gravité réduite et un séjour dans une gravité intermédiaire de 0,5g (celle de la station en L1-TL) atténuera le retour à une gravité de 1g. Par ailleurs, les médecins pourront examiner en détail et en direct leur situation (il n’y aura plus de latence temporelle). On pourra aussi faire des examens biologiques divers, notamment pour respecter les règles de protection planétaire.
3) Étager physiologiquement l’épreuve de la rentrée. Soyons clair : l’escale n’adoucit guère la rentrée elle-même. L1-TL se situe à ~320 000 km de la Terre et un vaisseau qui en repart retombe dans le puits terrestre pour arriver à ~11,0 km/s à l’interface atmosphérique, contre 11,5–12,5 km/s en retour direct. En pic de décélération, pour une rentrée à partir de la vitesse interplanétaire ou de L1-TL, cela donne environ 7 g contre environ 8 g en direct (par référence aux profils Apollo et Orion, qui rentrent à ~11 km/s avec des pics mesurés de 6,7–6,8 g) ; le freinage propulsif à l’approche de L1-TL, lui, est très doux (~0,5 g avec un seul Raptor au ralenti) : c’est la capture, pas la rentrée, qu’on adoucit en passant par L1-TL. Ce qui change, ce n’est pas l’intensité du pic, c’est l’état du passager qui le subit : après 500 jours à 0,38 g puis six mois en microgravité, on ne demande pas à un organisme d’encaisser 8 g d’un coup ; reconditionné après quelques semaines à 0,5 g en L1-TL, il pourra encaisser 7 g plus facilement.
Il serait donc raisonnable de faire escale en L1-TL, en freinant par propulsion à l’approche (avant que l’accélération gravitaire de la Terre ne devienne trop forte) : non pas pour une rentrée mécaniquement plus douce, mais pour l’inspection du vaisseau et le reconditionnement des passagers avant l’épreuve finale.
Ce freinage justifie la différence de consommation en ergols indiquée ci-dessus (les 780 tonnes pour aller jusqu’à L1-TL au lieu des 665 tonnes pour un retour direct, toujours sans charge utile).
Précisons que ces 780 t correspondent à la capture purement propulsive (1 km/s). Avec l’assistance lunaire (0,5 km/s), le besoin retombe à environ 665 t — soit le même total que le retour direct, la capture de 0,5 km/s remplaçant simplement la réserve d’atterrissage. Avec passagers on monte à environ 795 t (6 passagers) ou 880 t (40 passagers) en capture propulsive ; environ 680 t ou 755 t avec assistance lunaire.
Si le vaisseau devait rester totalement autonome (aller jusqu’à la Terre après avoir stationné en L1-TL sans s’y réapprovisionner en ergols), il lui faudrait emporter environ 1 000 t au départ de Mars. Ce tonnage (toujours pour un vaisseau vide) reste inférieur à la capacité des réservoirs des Starships-vaisseaux (~1 200 t). Cependant, s’il devait porter une charge utile, celle-ci serait très limitée. Avec un plein (1200 t), il ne pourrait prendre qu’une masse forcément inférieure à celle du retour direct ou du retour en L1-TL avec réapprovisionnement en ergols (100 t), compte tenu de la masse d’ergols supplémentaire transportée (les 200 tonnes), soit environ 65 tonnes avec une assistance lunaire permettant de réduire la propulsion pure à environ ~0,5 km/s, ou 40 tonnes avec capture purement propulsive sans assistance de la Lune (~1 km/s).
Trajet 3 – Le retour depuis Deimos jusqu’à L1-TL
La limitation de charge n’aura aucun effet en ce qui concerne les premiers vols : retours à vide pour les deux vols robotiques, puis simple équipage (peut-être six personnes) pour le premier vol habité. Mais elle justifie d’autant plus, pour la suite, les départs depuis Phobos ou Deimos où le vaisseau pourra être ravitaillé (voir « Repartir de Mars ») et d’où il n’aura plus à sortir du puits gravitationnel martien. Les 4,1 km/s de Δv n’ayant plus à être pris en compte, le retour pourrait se faire avec la soute remplie en totalité autant en masse (les 150 tonnes max) qu’en volume, en restant largement à l’intérieur des 1 200 tonnes d’ergols. En fait on n’aurait besoin que de 321 tonnes d’ergols avec assistance lunaire ou 406 tonnes avec capture propulsive, et ceci dans un sens comme dans l’autre.
À vide, le trajet ne demande qu’environ 143 t (assistance lunaire) à 180 t (capture propulsive) ; avec 40 passagers (capacité maximum d’emport d’un starship), environ 162 à 205 t.
Bien sûr, il faudrait utiliser les ergols produits sur Mars et montés à Deimos pour repartir. Autrement, si on ne peut pas obtenir d’ergols sur Deimos, on devra les apporter de la Terre. Cela aurait un coût élevé. On pourrait faire un aller-retour sans réapprovisionnement si on utilisait l’assistance gravitationnelle lunaire (1 024 tonnes d’ergols) mais pas si on utilisait la capture propulsive (1 484 tonnes).
Cette possibilité de revenir de Deimos jusqu’à L1-TL présente par ailleurs un avantage sécuritaire important. Imaginons que l’on ait emporté avec soi les 1 200 t d’ergols maximum, en partant de L1-TL, en capture propulsive dans les deux sens. Cela correspond à 317 t pour le retour depuis Deimos et 883 t pour l’aller, étant donné qu’on transporte non seulement le vaisseau vide (120 t) mais aussi une charge utile de 150 tonnes et les 317 t susmentionnées. Ces 317 t permettraient de transporter, en plus du vaisseau vide, 91 tonnes, alors qu’une quarantaine de passagers ne représentent qu’environ 16 t. Ainsi une crise biologique (épidémie) imposant de renoncer à vivre dans l’environnement martien n’empêcherait pas un sauvetage jusqu’à L1-TL, pratiquement la Terre, avec des ressources uniquement terrestres.
Pour effectuer ces navettes entre L1-TL et Deimos, on n’aura pas besoin de protection thermique, ni de train d’atterrissage. On n’aura pas besoin non plus d’une forme aérodynamique. On n’aura donc pas besoin de Starship comme on en aura toujours besoin pour monter en orbite (de Mars à Deimos ou de la Terre à L1-TL) et descendre de l’orbite (de Deimos à Mars ou de L1-TL à la Terre). On pourrait donc commencer à évoluer vers un véhicule spécifique (dérivé du convoyeur haute altitude Lyoba de Pave Space) allégé de ces éléments inutiles mais enrichi de ce dont on aura vraiment besoin : (1) une protection anti-radiations pour les vaisseaux habités (manchons HDPE pour les parties habitées) ; (2) une capacité cargo plus importante pour transporter plus de masse et plus de volume. En outre la circulation en dehors de l’environnement terrestre et martien permettrait l’utilisation de moteur à propulsion nucléaire (cf les travaux d’Alexandre Chapuis).
La production des ergols au sol
Tous ces tonnages doivent être produits sur place pendant le séjour. Implication et conséquence :
Le parc initial de deux réacteurs nucléaires Megapowers produit cette masse très facilement pendant le séjour d’environ 500 jours — la chaîne complète (extraction d’environ 350 t de glace d’eau, le bilan chimique net étant 2 H₂O + CO₂ → CH₄ + 2 O₂, l’eau produite par le Sabatier étant recyclée ; électrolyse ; liquéfaction ; captation du CO₂) demande environ 6 à 8 GWh, soit 8 à 10 kWh par kg de méthalox, alors que deux Megapower de 2 MWe délivrent ~48 GWh en 500 jours. La production d’ergols n’absorbera ainsi qu’environ 15 % de leur puissance, laissant l’essentiel disponible pour les autres opérations. Notons que le bilan net fournit l’oxygène dans un rapport massique oxygène/méthane de 4,0, supérieur aux 3,6 requis par les Raptor : le léger excédent d’O₂ sera bienvenu pour les besoins futurs de support-vie.
Tableau récapitulatif – besoins en ergols (méthalox, tonnes)
| Trajet | À vide | 6 passagers (~2,4 t) | 40 passagers (~16 t) | 150 t (max) |
| 1. Direct Mars → Terre (réserve d’atterrissage comprise) | ~665 | ~680 | ~755 | impossible (1 495 requis) ; max ~100 t |
| 2. Mars → L1-TL, capture propulsive (1 km/s) | ~780 | ~795 | ~880 | impossible (1 750 requis) ; max ~65 t |
| 2bis. Mars → L1-TL, assistance lunaire (0,5 km/s) | ~665 | ~680 | ~755 | impossible (1 495 requis) ; max ~100 t |
| 3. Deimos → L1-TL, assistance lunaire | ~143 | ~146 | ~162 | ~321 |
| 3bis. Deimos → L1-TL, capture propulsive | ~180 | ~184 | ~205 | ~406 |
Hypothèses : Starship 120 t à vide, Isp ≈ 380 s, réservoirs 1 200 t. Trajets 1 et 2 au départ de la surface de Mars (4,1 + 2,4 km/s) ; trajet 1 avec réserve d’atterrissage de 0,5 km/s ; trajet 3 sans sortie du puits gravitationnel martien.
Différentes variations subies en fonction des différentes options de retour
Par cette démonstration, on voit clairement l’avantage énorme que représente pour le voyage Mars-Terre, l’installation d’une part d’un astroport sur Deimos et d’autre part d’une station spatiale située autour de L1-TL. Il n’y a pas à hésiter ; il faut construire des stations relais sur Deimos/phobos et autour de L1-TL!
Copyright Pierre Brisson.
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Illustration de titre: tableau des contraintes conjuguées: masses à transporter, delta v à atteindre, masses d’ergols et capacité des réservoirs. Graphe réalisé par claude.ai sur demande de Pierre Brisson
Le graphe des variations de g selon les options de retour, est également réalisé par claude.ai sur demande de Pierre Brisson.
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8 réponses
Comme physico-chimiste, je n’ai évidemment pas pu résister à vérifier la demande d’énergie pour fabriquer ces 750 à 800 tonnes de « méthalox », en partant des quantité d’énergie spécifiques nécessaire pour l’électrolyse de l’eau, la liquéfaction du H2 et la capture du CO2. J’arrive un peu moins, mais assez bien à ces 8 à 10 kWh par kg de méthalox, soit 6 à 8 GWh au total, comme vous l’indiquez. Mais il s’agit ici de l’énergie nécessaire et non pas des puissances en jeu.
Les deux réacteurs nucléaires Megapower délivreront une puissance électrique de 4 MWe pour produire en 500 jours 48 GWh d’énergie électrique, dont seulement 12,5 à 16,7% seront utilisés pour fabriquer ce méthalox. Vous écrivez : « environ 15% de leur puissance », d’où vient ce chiffre qui serait 0,6 MWe ?
Le problème à régler est effectivement celui des puissances de fonctionnement des électrolyseurs d’eau, des compresseurs de H2 et des aspirateurs de CO2 à mettre en jeu de façon coordonnée durant ces 500 jours.
Il ne suffit donc pas de faire un calcul d’énergie disponible et nécessaire, ici largement couverte avec ces deux réacteurs, comme on le constate facilement, mais de dimensionner les machines pour ce qui est de leurs puissances individuelles pour y arriver au maximum en 500 jours. C’est là un autre problème encore à régler, celui des puissances requises et pas seulement des quantités d’énergie mises en jeu.
Merci Christophe de votre commentaire, qui permet de préciser les choses.
Première remarque : j’ai fait faire mes calculs par l’IA Claude, car je n’ai bien sûr pas des compétences universelles, en particulier en physico-chimie, qui est votre domaine. Je m’efforce cependant de comprendre au mieux les situations et les solutions qu’elle propose aux questions que je lui pose.
Sur l’énergie d’abord, votre calcul est confirmé. Le bilan net donne environ 6,7 kWh par kg de méthalox, dont l’électrolyse représente à elle seule quelque 85 %. Les 8 à 10 kWh/kg du texte incluent les auxiliaires (contrôle thermique, pompes, pertes), par prudence.
Sur la question de la puissance ou de l’énergie, c’est bien d’une puissance qu’il est question, mais d’une puissance moyenne. Si la production s’étale en continu sur les 500 jours (12 000 heures), 6 à 8 GWh correspondent à une puissance moyenne de 0,5 à 0,67 MWe, soit 12,5 à 16,7 % des 4 MWe. Ce sont exactement les 12,5 à 16,7 % que vous calculez en énergie : quand la durée de fonctionnement est la même, la part d’énergie et la part de puissance sont identiques.
Vous avez raison, cependant : dans ces 500 jours, il faut compter la mise en place et la montée en régime des réacteurs après l’atterrissage, les arrêts de maintenance, et le fait que les réservoirs doivent être pleins avant la fenêtre de départ, pas le jour même. J’aurais dû en tenir compte. Si l’on retient environ 400 jours de production avec 80 % de disponibilité, soit ~7 700 heures utiles, la puissance à installer monte à 0,7 à 1 MWe. C’est nettement plus que les 0,6 MWe moyens, mais cela ne représente encore que 17 à 25 % des réacteurs : la source d’énergie reste largement suffisante. Ce calcul vaut pour un vaisseau ; plusieurs départs dans la même fenêtre multiplieraient les besoins d’autant.
Deux remarques ensuite :
Dans la chaîne Sabatier, l’hydrogène n’a pas besoin d’être liquéfié : il est consommé au fur et à mesure qu’il sort de l’électrolyseur. Seuls le méthane et l’oxygène sont liquéfiés, et le froid martien y aide (on peut prévoir des réservoirs enterrés).
L’électrolyse domine le bilan. Le principal équipement à dimensionner serait donc un électrolyseur d’environ 0,6 MWe. Or les électrolyseurs PEM (à membrane échangeuse de protons) de cette taille existent aujourd’hui sur le marché ; ils ne représentent pas un saut technologique.
Le vrai problème que vous soulevez est celui des débits. Sur 7 700 heures, il faut produire environ 100 kg/h de méthalox, ce qui correspond à ~11 kg/h d’H₂, ~50 kg/h d’eau et ~60 kg/h de CO₂. Le poste le plus délicat en volume est le CO₂ : avec une atmosphère à ~0,02 kg/m³, il faut traiter au moins 3 000 m³/h de gaz, et davantage selon le rendement de captage. C’est là que se jouent l’encombrement et la fiabilité des machines, plus que dans l’énergie.
Plutôt que d’écrire « La production d’ergols n’absorbera ainsi qu’environ 15 % de leur puissance », j’aurais dû préciser : « En fonctionnement continu sur 500 jours, cela représente une puissance moyenne de 0,5 à 0,7 MWe, soit environ 15 % de leur puissance. En comptant les arrêts, la montée en régime et la nécessité d’avoir fini avant la fenêtre de départ, il faut plutôt installer 0,7 à 1 MWe d’équipements de production (dont ~0,6 MWe pour l’électrolyse, qui domine le bilan), pour un débit de l’ordre de 100 kg de méthalox par heure. »
Le facteur limitant n’est donc pas la source d’énergie, mais le dimensionnement et la fiabilité des machines. Il faut travailler sur les pompes, les filtres, les condenseurs, et prévoir des arrêts et des réparations. Mais il ne faut pas désespérer : le besoin en énergie nous laisse une marge confortable avec les réacteurs embarqués.
En effet, traiter 3000 m3 d’air raréfié (d’une densité de 0,020 kg/m3) par heure pour en retirer 58 kg de CO2 par heure ne sera pas une mince affaire.
Comme l’atmosphère martienne est composée à 96% de CO2, avec encore 2% d’argon et 2% de diazote, à côté de traces d’autres gaz, cela reviendra quasiment à comprimer tout ce gaz très ténu pour l’utiliser dans la réaction de Sabatier pour la synthèse du méthane.
Comme il faut 0,55 kg de CO2 pour obtenir 1 kg de méthalox — dont il faudra disposer de 750 à 800 tonnes pour le retour de Mars –, cela demandera de traiter quelque 21,5 à 23 millions de m3 d’air martien pour obtenir les 413 à 440 tonnes de CO2 nécessaires. Pour se faire une idée de cet important volume, rappelons que le volume excavé du tunnel de base du Gotthard est de 8,2 millions de m3.
Effectivement, cela fait un volume énorme de CO2 atmosphérique à capter et à compresser. Mais les premiers retours robotiques sont avant tout un test de fiabilité des vaisseaux.
Trois solutions en perspective après les premiers retours à vide (en utilisant 665 tonnes d’ergols):
(1) utiliser très vite le trajet Deimos-L1-TL;
(2) utiliser très vite un autre mode de propulsion que les ergols méthane et oxygène. A noter qu’entre Deimos et L1-TL on pourra utiliser la propulsion nucléaire en éjectant un gaz « bon marché »;
(3) extraire le carbone et l’oxygène d’autres éléments que l’atmosphère. La planète Mars dispose des mêmes éléments chimiques que la Terre.
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Pour les premiers retours robtiques à vide, on peut envisager d’emporter de la Terre, une charge utile composée de 60 tonnes de methalox, pour réduire (un peu) le besoin de production sur Mars.
J’ai soumis votre commentaire à Claude (l’IA d’Anthropic) et voici la synthèse de notre échange (je la trouve intéressante comme exemple de sa capacité. NB: je lui avais suggéré d’apporter une partie des ergols de retour mais c’est bien sûr elle qui a pensé à la cryo-capture du CO2.
Vos calculs sont justes : avec 0,020 kg/m³ et 96 % de CO₂, il faut bien environ 3 000 m³/h pour obtenir 58 kg de CO₂, et une vingtaine de millions de m³ au total. Mais ce volume, pour impressionnant qu’il soit, n’est pas le facteur limitant.
D’abord, un mètre cube de gaz presque vide n’a rien de commun avec un mètre cube de roche. 3 000 m³/h, c’est 0,8 m³/s, soit l’équivalent d’un conduit d’un mètre carré où l’air circulerait à moins d’un mètre par seconde, le débit d’un gros ventilateur. Sur Terre, une installation industrielle de ventilation brasse couramment plus de 100 000 m³/h. Et les vents martiens ordinaires amènent ce volume à la prise d’air sans effort.
Ensuite, la vraie difficulté, la compression de 6 mbar à quelques bars (un rapport de 500 à 1 000), coûte environ 0,15 kWh par kg de CO₂, soit quelque 70 MWh pour l’ensemble. C’est 1 à 2 % du budget énergétique total de la production des ergols, qui se chiffre en gigawattheures et qui est dominé par l’électrolyse de l’eau. Le vrai défi est donc de disposer d’environ un demi-mégawatt en continu et d’accéder à la glace d’eau.
Il existe par ailleurs une alternative au compresseur : la cryo-capture. On fait geler le CO₂ sur une surface froide (vers 150 K, en profitant des nuits martiennes), puis on réchauffe l’enceinte fermée et l’on récupère du CO₂ liquide sous pression. Et l’expérience MOXIE, à bord de Perseverance, a démontré entre 2021 et 2023 la chaîne complète d’aspiration, de compression et d’électrolyse de l’air martien, certes à petite échelle.
Les autres sources de carbone et d’oxygène (carbonates, perchlorates, oxydes du régolithe, glace carbonique polaire) sont toutes plus coûteuses ou moins accessibles. L’atmosphère reste la meilleure mine de carbone : gratuite, homogène, disponible partout, sans excavation.
Enfin, pour les premiers retours, on pourra apporter de la Terre une partie des ergols. Le plus judicieux serait d’apporter du méthane plutôt que du méthalox : le méthane ne représente qu’environ 22 % de la masse du mélange, de sorte que 60 tonnes de CH₄ suffisent pour près de 280 tonnes de méthalox. Il ne reste alors qu’à produire l’oxygène sur place à partir du CO₂, sans dépendre de la glace d’eau au démarrage.
Il faudra en extraire l azote pour fabriquer l air respirable.
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c est une grosse installation tres grosse ! refroidissement compression purification stockage etc et prevoir les reparations en cas de panne. une bonne trentaine de gros robots des SMR … ETC…OUF ! ce n est pas pour tout de suite et je me demande surtout comment le premier STARSHIP va faire le plein .
Bonjour a tous : magnifique vol de STARSHIP !
Bonjour : alors nous pour l ensemble de notre installation Martienne ( « village » 50 a 60 personnes ) necessite 200 a 300 MWh par jour soit une puissance instalee de 10 a 12 MW . Ce n est pas un « petit truc »! 3 a 4 SMR completes par des panneaux solaires . DONC c est du lourd .