Une station spatiale au point de Lagrange L1 du Système Terre – Lune
On peut s’interroger sur les raisons qui poussent un passionné de l’établissement de l’homme sur Mars, à s’intéresser aux stations spatiales à proximité de la Lune. Je vais vous le dire et vous décrire ce que je pense nous pourrions construire.
Tout d’abord les raisons :
1. Il y a deux épreuves majeures pour un vaisseau spatial. La première c’est l’EDL (Entry, Descent, Landing) du haut de l’atmosphère jusqu’à la surface de la Terre, la seconde c’est l’EDL jusqu’à la planète ou l’astre de destination (actuellement seulement la Lune ou Mars). Les décollages de ces surfaces puis l’injection interplanétaire sont non négligeables mais secondaires. Cependant il peut encore y avoir des désordres résultant de l’ascension de la fusée (depuis le sol de l’astre visité), qu’il conviendrait de corriger avant l’épreuve majeure de l’EDL. Une étape pour ‘révision’ dans une station spatiale en apesanteur permettrait de le faire.
2. Un séjour dans une station spatiale rotative, à gravité (je propose 0,5g) supérieure à celle de la Lune (0,16g) ou de Mars (0,38g), permettrait aux êtres humains ayant séjourné longtemps sur la Lune ou sur Mars, de se réhabituer moins brutalement à la gravité terrestre (gravité 1g). Cette gravité de 0,5g serait maximum compte tenu de la masse de la station. En effet, dans l’hypothèse – retenue – d’un tore, il est difficile d’envisager une distance encore plus grande pour aller de ce tore au centre de gravité, ou un nombre de rotations par minutes du tore plus élevé que 2 tours par minute.
3. Un séjour dans un environnement humanisé et médicalisé pourrait servir à dénouer une quarantaine sanitaire (voyage) au retour de Mars et à faire un contrôle ultime du risque de contamination que présenterait un astronaute, avant son retour sur Terre.
4. Un départ en urgence de la Lune pour raison sanitaire résultant d’une gravité insuffisante.
5. L’attrait touristique de séjourner dans cet espace, éloigné mais pas trop, pourrait être une source de revenus pour la société qui aurait financé la station, en même temps qu’elle contribuerait à l’accessibilité du prix des voyages vers Mars en générant par le nombre de vols une économie d’échelle pour le coût unitaire de lancement du Starship.
6. Possibilité de laisser la station dériver vers l’Espace profond lorsqu’elle sera arrivée en fin de vie (intérêt écologique et possibilité d’observations supplémentaires).
Localisation de la station :
Une station proche de la Terre, doit en être très proche (moins de 600 km). Autrement elle serait trop proche des Ceintures de Van Allen (interne et externe) qui entourent la Terre comme un énorme tore et peuvent monter jusqu’à 60.000 km, nettement au-delà de l’orbite géostationnaire (37.000 km). Bien sûr, on pourrait choisir de localiser la station au-dessus de ces 60.000 km ou sur une orbite au-dessus jusqu’à la limite du volume de Hill de notre planète (point d’égale attraction dans un système à trois corps). Précisément, le point de Lagrange L1 du système Terre-Lune est à la limite de ce volume. Il correspond au point où la gravité générée par la Terre est exactement contrebalancée par la gravité générée par la Lune. C’est le plus proche de tous nos points de Lagrange et il se trouve à 326.000 km de la Terre et 58.000 km de la Lune. Son intérêt, c’est, outre sa proximité de la Terre, que ce point n’est pas perdu dans l’espace, qu’il évite une très grande et longue orbite autour de la Terre (en L1, on sait que la station se trouve à tout moment à proximité de la Lune) et qu’on peut en cas de besoin se réfugier sur la Lune ou en faire monter des matériaux (faible gravité). Sur le plan touristique, on peut imaginer que pouvoir profiter de la vue de la Lune et de la Terre avec un effet grossissant résultant d’une plus grande proximité, présenterait un attrait certain.
Petits bémols, les éclipses et la stabilité de l’orbite :
Tout le monde aura constaté que dans l’axe Terre-Lune et à proximité de cette dernière, il peut y avoir des occultations longues (‘éclipses’) de la lumière du Soleil (phase ‘nouvelle Lune’ et, par extension, phase entre le dernier et le premier quartier). Le point de Lagrange L1 qui est sur cet axe, est évidemment soumis à ces occultations. C’est un ‘petit’ problème (euphémisme) si on veut exploiter l’énergie solaire (source la plus facile à utiliser) ! Il y a cependant une solution : tourner autour de L1 en parcourant une ‘orbite en halo’. On peut estimer qu’une telle orbite de 20.000 km de rayon à partir de L1, permettrait d’être à l’abri de la plupart des occultations : claude.ai les estime à 2 ou 3 par an et chacune ne durerait que quelques petites heures. Pendant ces occultations, on pourrait faire face au manque d’énergie solaire avec 10-15 tonnes de batteries Li-ion modernes (capacité ~500-750 kWh). NB : en cas d‘accident, ces batteries permettraient de ‘tenir’ plusieurs jours en mode réduit.
Les points L1 et L2, à la différence des points L4 et L5, sont instables. Mais ces deux derniers sont très loin de l’axe Terre-Lune et leur stabilité favorise la concentration de matière (dans le cas des points L4 et L5, non des astéroïdes mais de la poussière). L’instabilité est cependant gérable. Elle requière simplement, régulièrement, de légères corrections de trajectoire. NB : Les ajustements nécessaires des orbites de Lissajous sont plus fréquents, c’est pour cela que les orbites en halo bien qu’elles soient plus difficiles à initier, leurs sont préférables. Les estimations de claude.ai indiquent, pour une orbite en halo, environ 10-50 m/s de Δv par an (selon la taille de l’orbite) d’ajustements (dans notre cas, ce serait ~30m/s). Pour ces ajustements (énergie électrique solaire), les besoins en gaz expulsables (xénon) serait très modestes en masse, 30 kg par an, et les volumes très petits (pour 70 kg de xénon dans un réservoir pressurisé à 150 bars, un cylindre de 50 cm x 50 cm). On pourrait donc avoir un stock de 210 kg (couverture d’autres besoins et sécurité) et le renouveler de 70 kg tous les ans. C’est donc cette orbite qu’il faut choisir.
Je vous parlerai la semaine prochaine de la structure de la station et de l’intérêt de l’orienter vers le Soleil tout en l’en protégeant.
Illustration de titre: Points de Lagrange du système Terre Lune. Crédit Wikipedia commons.
Les calculs ont été faits avec l’aide de claude.ai
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10 réponses
oui c est tres interessant ! en dehors de la gravite l autre pb apparaissant ce jour est l action de la microgravite de longue duree sur les yeux: je viens de voir ce jour un article a ce sujet suite a une etude realisee par des specialistes sur des astronautes ayant sejourne dans l ISS : c est un sujet que nous avons aborde avec Gemini puisque nous pensions equiper les astronautes d equipements speciaux mais ce probleme est a considerer.
Merci Robert. Je suis très conscient des effets nefastes de l’apesanteur ou de la microgravité. C’est pour cela que dans « ma » station il y aura une gravité de 0,5g. Le séjour en apesanteur ne sera qu’occasionel. Je n’ai pas voulu proposer plus que 0,5g car il aurait fallu un rayon beaucoup plus grand pour le tore (donc beaucoup plus de masse) ou rotation beaucoup plus rapide que 2 tpm. Cette dernière presenterait beaucoup plus de risques et notamment de difficultés à la jonction des tubes du tore, en rotation, avec l’axe central, fixe.
Permettez-moi de rectifier deux ou trois choses !
Le diagramme tiré de wikipedia est trompeur. Les cônes d’ombre sont bien plus longs. Même avec un système Terre-Lune qui n’est pas à l’échelle, on sait que cône d’ombre de la Lune peut aller jusqu’à atteindre la Terre (éclipses totales), soit de l’ordre de 380’000 km, et que celui de la Terre a bien 1,4 million de kilomètres. Ensuite, il n’y aura non seulement possibilité d’éclipse de L1 lors de la nouvelle lune, mais aussi et surtout lors de la pleine lune, cela dans le cône d’ombre de la Terre qui est beaucoup plus large. Se souvenir qu’il peut y avoir de quatre à sept éclipses (solaires et lunaires en différentes combinaison) par année.
Enfin, je doute qu’il ne faille que de petites corrections. En effet, l’orbite autour de la Terre d’un vaisseau situé à 326’000 km est de 21 jours, et donc il quittera tout de suite L1 et prendra continuellement de l’avance sur la Lune qui orbite en 27 jours. Seuls les points de Lagrange L4 et L5, stables, sont sur la même orbite. L’instabilité de L1 est justement maximale dans le sens de l’orbite. Il faudra continuellement corriger et non pas sporadiquement si on veut rester sur L1.
Merci de votre commentaire, Christophe. Certes les éclipses sont gênantes. Mais (1) le rayon de 20.000 km est très supérieur au rayon de la Lune (1737 km) et a fortiori de son cône d’ombre. Par ailleurs, quand on est sur Terre en situation de pleine lune, le point L1 est en pleine lumière car le point L1 est toujours entre la Terre et la Lune. Cela limite les rares éclipses à des situations marginales entre le dernier et le premier quartier.
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Second point: L1, comme L2 et L3 sont instables et il faudra constamment des rectifications de trajectoire mais ces corrections, pour une orbite en halo de 40.000 km de diamètre, seront minimes. l’IA claude.ai que j’ai consulté à ce sujet, me dit qu’il ne faudrait que 40 kg de Xénon pour effectuer les propulsions nécessaires(~30 m/s/an de Δv, pour une masse de 4100 tonnes).
Comme précisé, il s’agit évidemment des situations lors des 4 à 7 éclipses annuelles.
Je crois que votre claude.ai ignore que la Lune se déplace avec une vitesse orbitale de 1 km/s et qu’un vaisseau au point L1 à environ 1,1 km/s. En un jour, l’écart de position sera déjà de 8’640 km, donc loin de l’alignement souhaité ! C’est bien de 0,1 km/s chaque seconde, donc continûment, qu’il faudrait corriger l’attitude pour rester aligné.
« Je persiste et signe ». Le point L1 n’est pas un point fixe dans l’espace, mais un point du système en rotation Terre-Lune. Il orbite autour de la Terre avec la même période que la Lune (~27 jours), restant constamment entre la Terre et la Lune. Au point L1, la gravité combinée de la Terre et de la Lune permet précisément cette co-rotation, contrairement à ce que prédirait une simple orbite de Képler autour de la Terre seule.
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L’instabilité de L1 ne signifie pas qu’il faut corriger continuellement à 0,1 km/s par seconde (ce qui serait effectivement « astronomique »!), mais que de petites perturbations font dériver progressivement un objet hors de l’équilibre. J’ai interrogé à nouveau claude.ai et j’ai eu la confirmation que les corrections nécessaires sont de l’ordre de 30 m/s par an pour une orbite en halo, soit environ 40 kg de xénon pour une masse de 4100 tonnes. Il a ajouté que cette relative stabilité est bien confirmée par les missions réelles comme JWST (à L2) ou SOHO (à L1 Terre-Soleil).
Oui, vous avez raison. J’avais oublié le fait que L1 n’est pas le point où les deux attractions s’équilibrent, mais celui où l’attraction de la Terre est égale à la somme de l’attraction de la Lune et de la force centrifuge instantanée sur cette orbite. Cette dernière, avec une rotation en 27 jours au point L1, à 0,8 km/s, est bien sûr plus petite que celle de la même orbite keplérienne normale parcourue en 21 jours, à 1,1 km/s, qui équilibre à elle seule exactement l’attraction de la Terre.
Mais l’orbite en halo perpendiculaire au plan orbital de L1 ne doit-elle pas encore faire intervenir des forces de Coriolis qu’il faut justement compenser pour « rester en place » ?
Bonjour Monsieur,
C’est avec grand intérêt que je découvre aujourd’hui votre dernier post sur LinkedIn concernant la station lunaire L1.
Je vous y ai laissé deux commentaires – une question et une présentation très sommaire d’un ouvrage d’anticipation sur un projet de mission Lune-Mars.
Concernant cette dernière, l’idée est d’assembler le vaisseau (que j’appelle NORIA) en orbite autour de la Lune, module par module, le tout formant d’abord une roue habitable à gravité g/3, proche de celle de Mars (rendant physiquement possible le long voyage A/R). Je me suis efforcé de décrire toute la technique d’assemblage et des manoeuvres en orbite lunaire, de façon réaliste.
Cela supposerait que la Lune soit déjà préparée pour servir de base-relai logistique pour ce projet,
par opposition à une assemblage de vaisseau Mars en orbite terrestre.
Le roman décrit la vie de l’équipage NORIA pendant la phase de construction de la roue.
Il y a du suspense sur l’avenir de la mission Mars, car entretemps une étoile à neutrons traverse le système solaire près de Jupiter, son passage modifiant notamment les orbites terrestre et martienne (calculs détaillés en Appendice pour le lecteur scientifique), ainsi que les fenêtres de tir…
Si ces spéculations sur la faisabilité d’un vaisseau gravitationnel en orbite lunaire vous intéressent, je serais heureux de vous envoyer un exemplaire de ce livre.
Bien cordialement,
E. Desurvire
Bonjour Monsieur,
Merci de votre message. Je lirai volontiers votre livre mais je voudrais attendre la fin de ma publication sur le sujet (encore trois articles donc trois semaines) pour ne pas être influencé dans mon raisonnement. Ce sera très intéressant de faire des comparaisons. Déjà, j’ai noté votre idée des haubans. J’y avais aussi pensé bien que je ne les voyais pas comme les vôtres. Je n’avais pas encore imaginé le schéma que vous représentez et qui offre l’avantage de tenir le tore et les tubes.
Je prévois que ma station reste sur une orbite lunaire, entre la Terre et la Lune, mais je n’envisage pas le voyage vers Mars (qui suppose une complexité résultant de la propulsion, que je n’ai pas abordée). C’est pourquoi le problème de la tenue du tore et des tubes par des haubans n’est pas tout à fait de la même importance (bien que les ajustements de trajectoire vont également solliciter mécaniquement l’ensemble de la station et qu’il serait prudent de prévoir plus de 4 tubes pour contrer des tensions probablement non totalement négligeables).
Pour moi, les éléments (tubes et sphères) seraient produits sur Terre et envoyés en L1 (TL) où se ferait l’assemblage.
Bien cordialement, Pierre Brisson
Bonjour Monsieur,
Je vous remercie pour votre réponse, et suis ravi de votre intérêt pour ma modeste contribution au « design » d’une station orbitale lunaire rotative, à travers ce roman d’anticipation. Bien entendu, je comprends tout-à-fait votre souhait de rester indépendant avant d’avoir exposé votre propre concept. J’attends donc vos prochaines publications avant de vous envoyer le livre (à l’adresse que vous voudrez bien m’indiquer à ce moment-là).
Notez que dans mon approche, la station rotative (NORIA° représente la zone habitable du vaisseau final à destination Mars – l’assemblage final consistant à lui adjoindre sur son axe, d’un côté de la roue un propulseur, et de l’autre le « fret » incluant eau, oxygène, vivres, matériaux de constructions, rovers martiens et vaisseaux pour la navette MARS/NORIA et autre cargaison pour la mission (comme illustré dans mes commentaires du 19/01 [*]. Il y a effectivement quelque chose de plus à prévoir pour la solidité de l’ensemble, avec ses nouveaux modes vibratoires.
Je vais lire avec grand intérêt votre dernière publication et les suivantes.
Merci vivement de m’avoir cité dans celle d’aujourd’hui !
Notez que « de Survire » est mon nom de plume pour les fictions ou romans que j’écris, mon vrai nom est sans particule – cette fantaisie pour distinguer les premiers de mes publications/ouvrages scientifiques.
Bien cordialement,
E. Desurvire
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