Voyages habités vers Mars, le concept 2-4-2

Bonsoir,

Voici quelques explications concernant le concept all-in-one :
http://pagesperso-orange.fr/salotti/concept242.htm

Toutes suggestions ou critiques bienvenues.

Argyre

Salut

Voici déjà quelques commentaires

- effectif : la mission Apollo la plus profitable d'un point de vue scientifique a été celle embarquant un scientifique spécialiste, Harrison Schmitt sur Apollo 17. Je dirais même que l'éloignement et délais de communication rendent les spécialistes scientifiques encore plus indispensables sur Mars que sur la Lune.
Rien que pour la partie scientifique, il faut déjà un géologue et un biologiste.

Sur la sécurité, quelques sérieux problèmes à mon avis :

- il faut se poser sur Mars pour pouvoir repartir vers la Terre, il n'y a pas d'option d'annulation de la mission en cas de problème pour l'atterrissage, qui est pourtant la manoeuvre la plus périlleuse. La version standard de Mars Direct me paraissait déjà douteuse (en partie) à cause de celà, alors même que le propergol était fabriqué à l'avance.
Et si l'un des vaisseaux peut atterrir mais pas l'autre, que fait-on ?
Raison pour laquelle j'ai toujours une préférence pour les scénarios où le propulsif de retour est expédié depuis la Terre et prépositionné en orbite martienne avant le départ de la mission habitée depuis la Terre.

- en supposant que les transbordements soient praticables, il faut que les réserves en nourriture/eau soient prévues pour 4 sur chaque vaisseau pour que celà ait un sens, je n'ai pas l'impression que ce soit le cas dans ton décompte des charges

- mission de 1000 jours beaucoup trop longue, mais c'est discutable et je sais que c'est une opinion minoritaire

A+

lambda0 a écrit:Salut
Sur la sécurité, quelques sérieux problèmes à mon avis :

- il faut se poser sur Mars pour pouvoir repartir vers la Terre, il n'y a pas d'option d'annulation de la mission en cas de problème pour l'atterrissage, qui est pourtant la manoeuvre la plus périlleuse.

Je ne l'ai pas dit, mais je pense qu'il n'est pas obligatoire d'atterrir. Etant donné qu'il y a du propergol pour l'atterrissage, on doit bien pouvoir rester en orbite et utiliser ce propergol pour repartir au moment opportun. Il doit même être possible de ne pas se placer en orbite et de repartir sur une trajectoire via vénus.
Sinon, il y a tout de même 2 vaisseaux. Ce serait vraiment pas de chance que les 2 ne puissent atterrir.

lambda0 a écrit:
Et si l'un des vaisseaux peut atterrir mais pas l'autre, que fait-on ?

2 options :
1) On transborde les 2 astronautes du vaisseau qui ne peut atterrir vers celui qui peut.
2) Si on s'en aperçoit trop tard (vraiment pas de chance), il faut attendre le retour en orbite du vaisseau qui a atterrit, le temps qu'il refasse le plein (environ 1 ans).

lambda0 a écrit:
- en supposant que les transbordements soient praticables, il faut que les réserves en nourriture/eau soient prévues pour 4 sur chaque vaisseau pour que celà ait un sens, je n'ai pas l'impression que ce soit le cas dans ton décompte des charges

C'est une procédure d'urgence qui doit rester exceptionnelle. Il me parait donc acceptable de dégrader un peu les conditions de vie dans ce cas. De plus :
1) Lors du transbordement, on peut stocker un peu plus de ressources
2) Diviser par 2 les ressources n'est pas si dramatique. Ils seront encore dans une situation plus enviable que nombre de personnes sur Terre ...

A+,
Argyre

ps : je risque de ne pas répondre pendant quelques semaines ... vacances !

Argyre a écrit:
2) Si on s'en aperçoit trop tard (vraiment pas de chance), il faut attendre le retour en orbite du vaisseau qui a atterrit, le temps qu'il refasse le plein (environ 1 ans).
...

Quelle marge de deltaV faut-il prévoir pour faire celà (rendez-vous plutôt que retour direct) ?
Et donc quelle conséquence sur la production de propergol et sur le H2 à emporter ?

Argyre a écrit:
ps : je risque de ne pas répondre pendant quelques semaines ... vacances !

Tsss, et voilà, il se sauve quand on commence à rentrer dans les détails ;)
Bonnes vacances :D

C'est quoi cette histoire de "capsule pour le retour terrestre" qu'on voit sur le schéma ?

montmein69 a écrit:C'est quoi cette histoire de "capsule pour le retour terrestre" qu'on voit sur le schéma ?

Pour revenir sur Terre, il faut un bouclier thermique. Or, ils auront perdu celui qui a permis l'atterrissage sur Mars, donc il faut un autre système pour la réentrée dans l'atmosphère terrestre. Ce concept n'est pas nouveau, c'est ce qui est prévu dans les missions de référence de la NASA. Là où j'innove, c'est que je place la capsule au même niveau que le 2ème étage de l'habitat, pour 2 raisons : la capsule est beaucoup plus petite et l'habitat n'a pas besoin d'être si grand puisque prévu pour 2 personnes. D'où gain de place et de hauteur.

A+,
Argyre

lambda0 a écrit:

Argyre a écrit:
2) Si on s'en aperçoit trop tard (vraiment pas de chance), il faut attendre le retour en orbite du vaisseau qui a atterrit, le temps qu'il refasse le plein (environ 1 ans).
...

Quelle marge de deltaV faut-il prévoir pour faire celà (rendez-vous plutôt que retour direct) ?
Et donc quelle conséquence sur la production de propergol et sur le H2 à emporter ?

Bonne question.
Il faut revoir les travaux de Zubrin, puisque dans Mars Direct, un retour direct était prévu.
Tu ne les as pas dans ta collection ? Faut vraiment que j'aille voir ?

A+,
Argyre

Bonsoir,

Petite mise à jour de la page où je présente le concept all in one :
j'ai ajouté des références concernant le principe TBS = Twin Bike System
permettant de contrecarrer les effets de la microgravité.
A priori, ce système est simple et relativement peu encombrant comparé
à une mise en rotation de tout le vaisseau, je suis surpris qu'il ne soit pas
plus populaire.
C'est vrai qu'il n'a pas encore été testé dans l'espace.
Mais à quoi sert donc l'ISS, je vous le demande ....

A+,
Argyre

Très intéressant.

Moi c'est la possibilité de la mort d'un astronaute qui me fait froid dans le dos... On n'a pas d'info sur la psychologie d'un homme seul dans l'espace (avec un macchabée dans le placard) pendant un voyage de 9 mois loin de la Terre... D'un autre côté, le seul moyen d'avoir des infos... c'est d'essayer !

Quid du rendez-vous sur la trajectoire de Hohmann vers Mars ? C'est le genre de procédure qu'il faudrait tester un brin avant de partir du principe qu'elle coule de source (et là on pourrait faire des simu sur des trajectoires vers la Lune).

Argyre a écrit:
..
Bonne question.
Il faut revoir les travaux de Zubrin, puisque dans Mars Direct, un retour direct était prévu.
Tu ne les as pas dans ta collection ? Faut vraiment que j'aille voir ?
...

Rendez-vous avec un vaisseau qui n'aura pas pu atterrir pour produire son propergol de retour, masses assez différentes, etc. Ce n'est quand même pas directement comparable, et je ne vois pas vraiment d'indication que la procédure de secours que tu proposes est possible.
Avant de rentrer dans des détails sur la microgravité, les radiations, la psychologie, etc., il faudrait un beau schéma d'architecture de mission, avec les masses, les deltaV, et surtout les options d'annulation.

A+

lambda0 a écrit:

Argyre a écrit:
..
Bonne question.
Il faut revoir les travaux de Zubrin, puisque dans Mars Direct, un retour direct était prévu.
Tu ne les as pas dans ta collection ? Faut vraiment que j'aille voir ?
...

Rendez-vous avec un vaisseau qui n'aura pas pu atterrir pour produire son propergol de retour, masses assez différentes, etc. Ce n'est quand même pas directement comparable, et je ne vois pas vraiment d'indication que la procédure de secours que tu proposes est possible.

Ah, pardon, je n'avais pas compris la question.
Tu parles du rdv avec le 2ème vaisseau en orbite martienne au cas où le 1er n'aurait pas atterri.
En premier lieu, si le 1er n'a pas atterri, il doit lui rester pas mal de propergol (celui prévu pour l'atterrissage).
En second lieu, je pense qu'un rdv en orbite n'est généralement pas très coûteux en propergol, puisque c'est précisément ce qui est prévu pour les départs vers la Lune et Mars avec Arès I qui rejoint Arès V en porbite terrestre. Et c'est aussi ce qui est prévu avec la plupart des scénarios de voyage vers Mars, où le MAV (Mars Ascent Vehicle) rejoint l'ERV (Earth Return Vehicle) resté en orbite martienne.
Néanmoins, la question que tu poses, c'est sans doute la difficulté à effectuer un rdv avec un vaisseau qui ne dispose plus de moyen de propulsion et qui est positionné sur une orbite pas facile à atteindre (ellipse allongée par exemple), en quel cas le rdv pourrait être très couteux énergétiquement parlant.
Ce problème est d'ailleurs intéressant, puisqu'on peut imaginer une navette spatiale ou un soyouz qui rate son décollage mais se positionne néanmoins en orbite terrestre, très loin de l'orbite désirée. Le problème qui se pose est alors la faisabilité d'une mission de sauvetage.
A priori, pour ce qui concerne Mars, je dirais qu'une telle mission de sauvetage est impossible (sauf ensemble d'orbites adéquates).
Néanmoins, il est possible d'envoyer une autre fusée depuis la Terre 2 ans plus tard qui elle pourra sans doute effectuer une telle mission de sauvetage, grâce à une insertion différente.

lambda0 a écrit:Avant de rentrer dans des détails sur la microgravité, les radiations, la psychologie, etc., il faudrait un beau schéma d'architecture de mission, avec les masses, les deltaV, et surtout les options d'annulation.

J'ai ajouté quelques options d'annulation à la fin de la page.
Pour ce qui est des delta V, je vais voir ce que je peux faire, mais je pense que ça doit être très proche du scénario 3.0 de la NASA, puisque les masses sont du même ordre.
Et pour le retour, il faut que je regarde Mars Direct.

A+,
Argyre

Thierz a écrit:Quid du rendez-vous sur la trajectoire de Hohmann vers Mars ? C'est le genre de procédure qu'il faudrait tester un brin avant de partir du principe qu'elle coule de source (et là on pourrait faire des simu sur des trajectoires vers la Lune).

Bonne question.
Je pense qu'on gagne à minimiser dès le départ la distance entre les 2 vaisseaux qui partent vers Mars.
A vue de nez :
- si on part avec 4km/s d'éloignement par rapport à la Terre (quelle est la bonne valeur au fait ? j'ai pris 4km/s, car ça fait 92 millions de km en 8 mois, ce qui est un peu supérieur à la distance minimale Terre Mars)
- si le 2ème vaisseau parti avant ou après avec un décalage de X jours a un pb et qu'il faut le rejoindre
- si on augmente ou baisse la vitesse de Y km/s précisément pour le rejoindre
- si on considère que le mouvement est rectiligne uniforme
Il faut un délai de 4X/Y jours pour le rejoindre.

A.N. : avec une vitesse Y de 0,1 km/s et 1 jour de décalage, ça prend 40 jours pour le rdv.

A+,
Argyre

- Heuuu il s'agit d'une trajectoire de Hohmann, la distance parcourue est donc de 380 millions de km (et non 92, qui est la distance entre les orbites), puisqu'on fait un demi tour autour du soleil. Pour une trajectoire réelle, type MER, il faut compter parcourir environ 500 millions de km.

- Quitter la Terre à 4 km/s est tout simplement impossible, puisque la vitesse minimale pour sortir de son attraction est de 11,2 km/s. Il faut compter environ 3 km/s de plus pour une mission typique, soit environ une vitesse relative de 14 km/s en début de mission.

Space Opera a écrit:- Heuuu il s'agit d'une trajectoire de Hohmann, la distance parcourue est donc de 380 millions de km (et non 92, qui est la distance entre les orbites), puisqu'on fait un demi tour autour du soleil. Pour une trajectoire réelle, type MER, il faut compter parcourir environ 500 millions de km.

- Quitter la Terre à 4 km/s est tout simplement impossible, puisque la vitesse minimale pour sortir de son attraction est de 11,2 km/s. Il faut compter environ 3 km/s de plus pour une mission typique, soit environ une vitesse relative de 14 km/s en début de mission.

Non, non, tu n'y es pas. 11km/s, c'est dans le cas d'un lancement direct. Dans le cas présent, après décollage et après avoir éteint les moteurs, on est en orbite basse où l'incrément à donner pour s'échapper n'est plus que de 3 km/s ! De plus, la fusée perd régulièrement de la vitesse en montant et lorsqu'elle est à 1 million de kms de la terre, sa vitesse n'est plus que de quelques km/s relativement à la Terre, conformément à la valeur de delta V requis pour aller vers Mars, de l'ordre de 3,5 km/s dans le cas le plus favorable.
Autre problème épineux : quand tu dis 500 millions de km, c'est dans quel référentiel ... ? Ne pas oublier que les 2 fusées partent avec la vitesse de la Terre, soit 30km/s.

Voir par exemple en bas de cette page le tableau http://www.planete-mars.com/dossiers/lanceur/lanceur.html

A+,
Argyre

Argyre a écrit:... conformément à la valeur de delta V requis pour aller vers Mars, de l'ordre de 3,5 km/s dans le cas le plus favorable.

En fait, c'est précisément la valeur du delta V qui donne la vitesse relative à acquérir pour que le vaisseau aille vers Mars, donc le vaisseau aura une vitesse relative de 3,5 km/s par rapport à la Terre à la sortie de l'attraction terrestre.

A+,
Argyre

Argyre a écrit:

montmein69 a écrit:C'est quoi cette histoire de "capsule pour le retour terrestre" qu'on voit sur le schéma ?

Pour revenir sur Terre, il faut un bouclier thermique. Or, ils auront perdu celui qui a permis l'atterrissage sur Mars, donc il faut un autre système pour la réentrée dans l'atmosphère terrestre. Ce concept n'est pas nouveau, c'est ce qui est prévu dans les missions de référence de la NASA. Là où j'innove, c'est que je place la capsule au même niveau que le 2ème étage de l'habitat, pour 2 raisons : la capsule est beaucoup plus petite et l'habitat n'a pas besoin d'être si grand puisque prévu pour 2 personnes. D'où gain de place et de hauteur.

Je reviens sur le sujet, car l'accouplement de cette capsule littéralement insérée dans le deuxième étage est assez surprenante. Il faut un système de largage et d'éloignement au moment de l'approche de la Terre. Cela ne me parait pas un problème trivial, puisque cette capsule une fois larguée doit avoir une trajectoire de rentrée atmosphérique et avec bien sûr le bouclier thermique correctement orienté. Si la capsule n'est pas dans l'alignement du vaisseau de retour, ce type de manoeuvre ne doit pas être très simple.

montmein69 a écrit:Je reviens sur le sujet, car l'accouplement de cette capsule littéralement insérée dans le deuxième étage est assez surprenante. Il faut un système de largage et d'éloignement au moment de l'approche de la Terre. Cela ne me parait pas un problème trivial, puisque cette capsule une fois larguée doit avoir une trajectoire de rentrée atmosphérique et avec bien sûr le bouclier thermique correctement orienté. Si la capsule n'est pas dans l'alignement du vaisseau de retour, ce type de manoeuvre ne doit pas être très simple.

Je ne crois pas que cela soit un problème. Lorsque la navette ou une capsule russe se détache de l'ISS, il faut qu'elle se repositionne avec freinage + orientation avant d'entrer dans l'atmosphère.
Même principe ici, il faut sans doute faire attention au largage, c'est vrai, mais ensuite il y a encore une petite poussée des moteurs (y compris latéraux) pour le positionnement de la capsule qui fait que celle-ci s'éloignera fortement du module habitat qui ira se consumer dans l'atmosphère.

A+,
Argyre

Bonjour,

Mise à jour du concept all in one, étude concernant le décollage de Mars pour le retour :
http://pagesperso-orange.fr/salotti/conceptallinone.htm

"... la quantité de propergol à produire dépend de la masse finale lancée sur la trajectoire de retour vers la Terre. En considérant un DV de 6,6km/s, un ISP de 368 pour le couple méthane/oxygène et un lancement simple avec un seul étage de propulsion, la formule de Tsiolkovsky nous donne directement la quantité à produire. Voir le graphe ci-dessous.

En gros, pour une tonne à lancer, il faut 5 tonnes de propergol ! On a donc intérêt à réduire la masse finale autant que possible. Or, avec un nombre d'astronautes égal à 2, on réduit les besoins en eau, nourriture, consommables divers et on peut aussi réduire la taille du vaisseau. Notre estimation actuelle est que la masse finale pourrait être inférieure à 20 tonnes, ce qui nécessite au maximum une masse de CH4/O2 de 104 tonnes. Cette valeur est très proche de ce qu'avait proposé Zubrin dans Mars Direct (107t) avec un vaisseau pour 4 personnes mais 2 étages de propulsion et une estimation jugée un peu faible de la masse finale. La comparaison avec la DRM 3.0 de la NASA est également intéressante : le retour en orbite nécessite un DV de seulement 4,1km/s mais il faut de la marge pour rejoindre l'ERV resté en orbite et le vaisseau est dimensionné pour 6 avec des consommables pour au moins 1 semaine. Au final, on se retrouve avec une quantité à produire du même ordre et donc une quantité de LH2 initial identique !"

Commentaires ?

A+,
Argyre

Argyre a écrit:
En gros, pour une tonne à lancer, il faut 5 tonnes de propergol ! On a donc intérêt à réduire la masse finale autant que possible. Or, avec un nombre d'astronautes égal à 2, on réduit les besoins en eau, nourriture, consommables divers et on peut aussi réduire la taille du vaisseau.
.../cut/....
Commentaires ?

Comme il n'y a pas trop de réponses .... je me risque.

C'est effectivement une logique possible pour essayer de réduire le grand écart entre d'une part un vaisseau capable de transporter un équipage avec de bonnes conditions de sécurité (bouclier contre les radiations, support vie; production d'ergols in-situ pour le retour, etc ...) et tous les efforts (donc les difficultés) pour que ce payload soit minimisé (réduire l'équipage, transporter moins de ceci .... moins de cela ...fabriquer sur place moins de carburant avec une installation de synthèse de carburant miniaturisée etc ...)

Avec bien présent l'espoir sous-jacent : en réduisant les contraintes ... on va réduire les délais pour que cela puisse avoir lieu dans un avenir assez proche. (certains voudraient que cela soit à l'horizon 2030, donc on aurait bon espoir de le voir !)

Je n'adhère pas (ce n'est pas une surprise) à une telle logique. L'accès humain à Mars, s'il était décidé, sera une entreprise complexe, nécessitant beaucoup de matériel et sera soumis à l'impératif (que je crois assez incontournable même si cela choque les "esprits pionniers") que les contraintes sécuritaires pour que l'équipage voyage, séjourne, puis rentre au bercail en bonne forme physique et mentale seront prioritaires.

Je crois qu'aucune agence spatiale, qu'elle envisage de faire cela toute seule ou bien qu'elle pense qu'il faudra coordonner les efforts à plusieurs pour espérer réussir, ne conçoit un scénario "à l'économie" (je n'inclus pas Zubrin dans le lot, il déborde d'idées mais n'est pas à la tête d'une agence spatiale)

Mais bien sûr il est tout a fait respectable que certains veuillent discuter ce scénario "direct" et sa faisabilité, sans être importunés par un pragmatique dubitato-sceptique dans mon genre :lol!:

PS :
Pour le fun ,je donne le lien d'un "antique" sondage fait dans cette même partie du forum.
Il n'est pas inintéressant de le relire en mettant en miroir les positions exprimées alors par les uns et les autres, avec ce qui s'est passé depuis et donc les échéances qui sont de fait, sujettes à être réévaluées. Et à chacun de voir qui disait quoi :sage:
https://astronautique.actifforum.com/mars-et-ses-lunes-f34/sondage-le-premier-pas-sur-mars-t3145.htm

montmein69 a écrit:....

Mais bien sûr il est tout a fait respectable que certains veuillent discuter ce scénario "direct" et sa faisabilité, sans être importunés par un pragmatique dubitato-sceptique dans mon genre :lol!:
....

Le concept a déjà du plomb dans l'aile: du temps de Von Braun, on pouvait parler de voyage "direct" mais depuis, combien de sondes ont été envoyées en "éclaireurs" ? Non, c'est un fait que l'homme a déjà été précédé sur Mars par des "esclaves" robotisés qui lui prépareront le terrain en commençant par l'arpenter comme le font Spirit et Opportunity puis en garantissant son retour car plus aucun explorateur du 21ème siècle n'envisage de voyage sans retour comme ce qui est arrivé à leur prédécesseurs du 16ième siècle. Ce n'est qu'une question de temps mais on ira, c'est sûr quitte à attendre encore quelques années qu'on sache réellement produire de la nourriture à l'intérieur d'un vaisseau spatial, synthétiser de l'eau à partir d'éléments du vent solaire ou bien qu'on maitrise un peu mieux les techniques de ralentissement du métabolisme pour permettre une sorte d'hibernation.

Quelques éléments d'analyse. Je "quote" à la fois des phrases que j'ai lu ici ou sur le site.

Autrement dit, avec une fusée capable d'envoyer 72 tonnes vers Mars, ce scénario est faisable. Or, 72 tonnes, c'est à peu de choses près la CU prévue pour Ares V !!!

-> 71 tonnes est la capacité de Ares I + V combinés en injection translunaire, 60 tonnes en TLI simple pour Ares V seule, environ 50 tonnes vers Mars en trajectoire lente et un peu moins de 40 en trajectoire rapide typique d'un vol habité.

Le déploiement automatique d'une petite usine de production de méthane et d'oxygène, avec un réacteur nucléaire à côté, est un véritable défi technologique. La faisabilité est particulièremet complexe, le coût exorbitant et le risque d'échec important.

Il faut développer ces points, quels sont les éléments permettant d'affirmer cela ?
Dans Mars Direct, la seule action critique est le déploiement à distance du réacteur nucléaire qui consiste en fait à déployer un rover transportant le réacteur. Bref rien de compliqué et Zubrin dit lui même que c'est assez simple.

Je ne l'ai pas dit, mais je pense qu'il n'est pas obligatoire d'atterrir. Etant donné qu'il y a du propergol pour l'atterrissage, on doit bien pouvoir rester en orbite et utiliser ce propergol pour repartir au moment opportun. Il doit même être possible de ne pas se placer en orbite et de repartir sur une trajectoire via vénus.

"on doit bien pouvoir", "il doit même être possible" : c'est un peu vague et ça manque de chiffre.
As-tu effectué les calculs de trajectoires sur ces cas ?
Quel est la quantité d'ergol provisionnée pour l'atterrissage ? L'ergols de retour est censé être produit au sol, donc pour l'atterrissage ça doit être modeste. Le DeltaV de retour (transit lent) et de 1,8 km/s au départ de l'orbite basse martienne. En considérant l'ISP du méthane, les ergols représentent 40% de la masse. C'est 33% pour l'hydrogène. Or il ne semble pas y avoir ce carburant dans ton bilan de masse pour repartir avec l'ergols dispo avant l'ISPP.

Comptes-tu effectuer un atterrissage direct ou une mise en orbite martienne temporaire ? Si orbite, aérocapture ou bien insertion propulsée ?

De même quelle est la masse du vaisseau au retour ? En fait ce qui serait intéressant d'avoir, ce sont les différentes étapes explicitées avec les masses à chaque étape (qui changeront avec la disparition des consommables et la production de méthane) ainsi que les DeltaV.

Tu as très justement dit qu'il fallait environ 5 fois la masse de carburant par rapport à la masse à vide vu le DeltaV à obtenir. Considérant les différentes masses moléculaires, avec 1 masse d'hydrogène tu obtiens 12 d'ergols. Avec tes 5,4 tonnes de LH2 tu arrives donc à 65 tonnes, loin de la centaine de tonnes évoqués. Il faut rappeler que dans la DRM dont tu sembles reprendre les chiffres, contrairement à Mars Direct, l'ergol produit ne sert qu'à atteindre l'orbite basse.

Kostya a écrit: Ce n'est qu'une question de temps mais on ira, c'est sûr quitte à attendre encore quelques années qu'on sache réellement produire de la nourriture à l'intérieur d'un vaisseau spatial, synthétiser de l'eau à partir d'éléments du vent solaire ou bien qu'on maitrise un peu mieux les techniques de ralentissement du métabolisme pour permettre une sorte d'hibernation.

On disait déjà la même chose en 1970: on ira sur Mars. Si on se base sur l'échelle de la civilisation humaine, le raisonnement est correct. Sur l'échelle d'une vie humaine, même en partant des plus jeunes membres du forum, j'ai un doute...

Steph a écrit:Quelques éléments d'analyse. Je "quote" à la fois des phrases que j'ai lu ici ou sur le site.

Merci.
Il faut effectivement que je développe les points indiqués, il y a beaucoup trop d'à peu près.

Steph a écrit:
Tu as très justement dit qu'il fallait environ 5 fois la masse de carburant par rapport à la masse à vide vu le DeltaV à obtenir. Considérant les différentes masses moléculaires, avec 1 masse d'hydrogène tu obtiens 12 d'ergols. Avec tes 5,4 tonnes de LH2 tu arrives donc à 65 tonnes, loin de la centaine de tonnes évoqués. Il faut rappeler que dans la DRM dont tu sembles reprendre les chiffres, contrairement à Mars Direct, l'ergol produit ne sert qu'à atteindre l'orbite basse.

Concernant ce point, j'ai repris les chiffres de Zubrin. Voir http://pagesperso-orange.fr/salotti/doccarburant.htm
En fait, il semble qu'il faille enrichir en O2 plus que ce qu'on trouve en stoechiométrie. Il y a un rapport de 1 CH4 pour 6 O2.

A+,
Argyre

Rendez vous à la fin du siècle.

Quand on lit cet article Paper_on_Mars_EDL par un des spécialistes des robots martiens américains (en fait le spécialiste de l'atterrissage sur Mars), on constate que la technique d'atterrissage d'une mission lourde sur Mars n'existe pas et qu'elle prélèvera sans doute une sacré dime sur la masse totale.

Par ailleurs au vu des déboires de la station spatiale et de l'historique des missions complexes habitées ou non, je ne pense pas que l'on dispose aujourd'hui de la technique qui permet de maintenir en état de marche durant 900 jours des systèmes aussi complexes que ceux requis par une mission habitée vers Mars dont beaucoup de sous-ensembles critiques pour la survie de la mission à moins d'accepter une probabilité de perte de l'équipage très élevée.

Si on veut y arriver il faut se lancer dans des recherches et des missions exploratoires très lourdes qui ne sont compatibles ni en budget ni en durée avec tous les scénarii qui prétendent y arriver rapidement et à cout réduit.

Dans cet article de "The Space review" : Why is human Mars exploration so surprisingly hard?
http://www.thespacereview.com/article/1448/1
Il y a un passage assez intéressant sur les techniques quantitatives d'estimation des risques d'une mission spatiale, je cite :

...Sixth, the engineering challenges of much, much longer space flights far from Earth (with no chance of resupply or rescue) had been grossly underestimated. Even today aboard the International Space Station less than 500 kilometers from home, proving out truly long-term reliable regenerative life support hardware is only now showing signs of success.

This Apollo-era shortcoming has become clear only in recent years. More rigorous techniques of quantitative risk assessment’ developed in response to Apollo’s preliminary analytical procedures, showed in hindsight that Apollo had indeed been “safe enough” to fly: calculations indicated that crew survival chances were better than 98% and mission success chances were in the 75% range for the early missions. But when applied to the then-popular Mars astronaut mission profiles, the same techniques generated horrifying results: mission success chances were less than 10%, and crew survival chances were less than 50%.

Clearly, a long period of getting a lot smarter would have been needed before serious human interplanetary missions could have been contemplated with 1970s-era technology. Whether that process could have been done without repeated delays, or repeated disasters, is highly questionable...

Traduction (Google et repris à la main):
...Sixièmement, les défis d'ingénierie de vols spatiaux beaucoup, beaucoup plus longs, loin de la Terre (avec aucune chance de ravitaillement ou de secours) avaient été grossièrement sous-estimés. Même aujourd'hui, à bord de la Station spatiale internationale à moins de 500 kilomètres de la Terre, la démonstration fiable et vraiment à long terme des dispositifs de soutien de vie régénératifs ne présente des signes de succès que depuis ces derniers temps.

Cette lacune de l'ère Apollo n'est devenu claire que ces dernières années. Des techniques plus rigoureuses d'évaluation quantitative des risques mises au point pour affiner les procédures préliminaires d'analyse pour Apollo, ont montré avec le recul qu'Apollo avait effectivement été "suffisamment sûre" pour voler : les calculs ont indiqué que les chances de survie de l'équipage ont été meilleures que 98% et les chances de réussite de la mission étaient dans la gamme des 75% pour les premières missions. Mais appliquées aux profils astronautiques des missions vers Mars les plus populaires de l'époque, les mêmes techniques génèrent des résultats terrifiants : les chances de réussite de la mission étaient inférieures à 10%, et les chances de survie de l'équipage inférieures à 50%.

De toute évidence, une longue période de progrès aurait été nécessaire avant que des missions habitées interplanétaires aient pu être sérieusement envisagée avec la technologie de l'époque des années 1970. Que ce processus eut pu être fait sans retards répétés, ou catastrophes répétées, est très discutable...