Missions de préparation au premier vol habité vers Mars

[Argyre]

Bonjour,

Je vais aller droit au but, je vous propose un véritable programme sur 10 à 15 ans pour préparer la première mission habitée vers Mars. Je vous prie de prendre cette proposition très au sérieux et d'y apporter un point de vue constructif, car je souhaite publier un article sur le sujet et, peut-être, s'il y a un écho favorable, la promouvoir.
Tout d'abord, je ne vous cache pas que je défends une variante du scénario appelé 2-4-2, qui consiste à envoyer des vaisseaux relativement petits vers Mars, avec un équipage de 2 astronautes par vaisseau et un certain nombre de spécificités. Vous pouvez aller sur mon site pour en connaître un peu mieux les détails, ou me demander par MP de vous envoyer les articles que j'ai publiés sur le sujet (dont 1 en cours de soumission). Mais là n'est pas le sujet central. Je voudrais proposer les étapes intermédiaires qui conduisent à la réalisation de ce scénario. Voici ce que je propose et que je soumets à votre sagacité :

1) En premier lieu, il faut tester l'habitat qui doit être utilisé pour ce voyage et dans lequel doivent séjourner les astronautes, y compris sur Mars. Pour cela, je propose la construction et la mise en orbite basse de 2 vaisseaux habitats (comme dans le scénario) qui seraient reliés par un câble et mis en rotation l'un autour de l'autre, pour simuler une gravité artificielle de 1/3 de g. Dans chaque habitat, de façon nominale, il ne doit y avoir que 2 astronautes. C'est l'occasion de tester les vols habités dans un environnement jamais testé jusqu'ici. Chaque habitat doit être pourvu d'un système de support vie habilité pour une durée de 3 ans minimum et des consommables pour 2 ans et demi. En revanche, il peut y avoir changement d'équipage, environ tous les 6 mois, afin de tester différents groupes de 2 astronautes. Au bout de 2 ans et demi ou à peu près, on procède comme dans le scénario à un rendez-vous orbital avec une petite capsule pleine de consommables, qui reste accrochée à l'habitat (simulation du retour de Mars) pendant 8 mois. On teste également par la même occasion un ou plusieurs transbordements entre les 2 vaisseaux habitats et on teste l'impact de 4 astronautes au lieu de 2 sur le système support vie.

2) En second lieu, il convient de tester l'atterrissage sur Mars. L'intérêt du scénario 2-4-2, c'est que tous les atterrisseurs ont à peu près la même taille et masse ( < 35 tonnes tout compris !) et qu'il est théoriquement possible (à vérifier) d'utiliser une forme classique biconique de type capsule, que ce soit pour un vaisseau habitat ou un vaisseau cargo. Il faut d'abord un minimum de R&D pour le bouclier thermique, les parachutes, le système d'atterrissage, etc. Ensuite, on envisage une mission Mars Sample Return avec ce type de vaisseau. Sur les 35 tonnes du vaisseau, il n'y a qu'une quinzaine de tonnes de CU, mais c'est déjà pas mal. Il faut se débrouiller avec ça pour :
a) embarquer un robot capable de collecter quelques kg de roches ainsi qu'un petit véhicule de retour direct vers la Terre (avec le plein d'ergols) pour les ramener (et tester le décollage de Mars)
b) tester une petite usine chimique de production de CH4/O2 si cela s'avère nécessaire
c) autre ?

Qu'en pensez-vous ?

Cordialement,
Argyre
http://salotti.pagesperso-orange.fr/newconcept242.htm
J.M. Salotti, "2-4-2 concept for manned missions to Mars",proceedings
of the International Astronautical Congress, Cape Town, South Africa,
October 2011.

J.M. Salotti, "Simplified scenario for manned Mars missions", Acta Astronautica, vol. 69, p. 266–279, 2011.

[lambda0]

Salut

As-tu une idée des paramètres du câble reliant les deux vaisseaux pour la mission réelle ? (longueur, masse,...)
Si on ajoute tout, masse du câble+système de déroulage/enroulage+fixations+propergol pour lancer/arrêter la rotation+?, est-ce que celà représente une masse suffisamment négligeable pour ne pas apparaitre dans le bilan (16706 kg dans ton tableau) ?

A+

[montmein69]

1) En premier lieu, il faut tester l'habitat qui doit être utilisé pour ce voyage et dans lequel doivent séjourner les astronautes, y compris sur Mars. Pour cela, je propose la construction et la mise en orbite basse de 2 vaisseaux habitats (comme dans le scénario) qui seraient reliés par un câble et mis en rotation l'un autour de l'autre, pour simuler une gravité artificielle de 1/3 de g. Dans chaque habitat, de façon nominale, il ne doit y avoir que 2 astronautes. C'est l'occasion de tester les vols habités dans un environnement jamais testé jusqu'ici. Chaque habitat doit être pourvu d'un système de support vie habilité pour une durée de 3 ans minimum et des consommables pour 2 ans et demi. En revanche, il peut y avoir changement d'équipage, environ tous les 6 mois, afin de tester différents groupes de 2 astronautes. Au bout de 2 ans et demi ou à peu près, on procède comme dans le scénario à un rendez-vous orbital avec une petite capsule pleine de consommables, qui reste accrochée à l'habitat (simulation du retour de Mars) pendant 8 mois. On teste également par la même occasion un ou plusieurs transbordements entre les 2 vaisseaux habitats et on teste l'impact de 4 astronautes au lieu de 2 sur le système support vie.
.

L'idée de procéder à une mission de simulation en LEO pour tester l'essentiel du scénario dans des conditions "spatiales" est empreinte de bon sens et de sagesse.

Pour tenter de préciser un peu à partir des grandes lignes décrites ci-dessus (à corriger bien sûr si j'ai mal interprêté) :

- deux lancements pour mettre en orbite les deux vaisseaux. RdV et mise en tandem avec un cable
- durée totale de la mission d'environ 3 ans. Il y aura autarcie pour le support vie pendant environ 2 ans et demi.
- pour tester des binômes d'équipage .(mais sans ravitailler) ... un vol de relève tous les 6 mois. Soit au moins 5 lancements.
- Au bout des deux ans et demi, une capsule apporte des consommables. Soit la capsule sera couplée avec une relève soit par un lancement supplémentaire.
- retour simulé de 8 mois (je suppose sans relève d'équipage pendant cette phase ?)

[el_slapper]

Le câble, ça me parait foireux, quand même. Si on perd le controle de quelque chose, on part n'importe comment. Un tube téléscopique suffisement rigide pour transmettre les manoeuvres d'une partie du véhicule à l'autre me semble plus réaliste(mais,k hélas, plus lourd).

Je pense que des vols, même plus courts(en durée), en dehors de la ceinture magnétique, seront aussi utiles pour savoir si oui on sait résister aux radiations de l'espace profond. Genre un aller-retour au point de Lagrange le plus proche.

[Argyre]

Salut

As-tu une idée des paramètres du câble reliant les deux vaisseaux pour la mission réelle ? (longueur, masse,...)
Si on ajoute tout, masse du câble+système de déroulage/enroulage+fixations+propergol pour lancer/arrêter la rotation+?, est-ce que celà représente une masse suffisamment négligeable pour ne pas apparaitre dans le bilan (16706 kg dans ton tableau) ?

A+

Bonjour,

Désolé de ce retard pour la réponse, j'étais déconnecté ...

Pour la masse du câble, je ne sais pas. A vue de nez, si on prend un diamètre de 0.01m et une longueur de 30m pour une masse volumique de 9000 kg/m3, cela donne, sauf erreur, m= 30*3.14*(0.005*0.005)*9000=20 kg donc a priori je dirais relativement négligeable, même s'il faut doubler l'épaisseur et ajouter un mécanisme de treuillage et d'accrochage (=> environ 100 kg au total).

- deux lancements pour mettre en orbite les deux vaisseaux. RdV et mise en tandem avec un cable
- durée totale de la mission d'environ 3 ans. Il y aura autarcie pour le support vie pendant environ 2 ans et demi.
- pour tester des binômes d'équipage .(mais sans ravitailler) ... un vol de relève tous les 6 mois. Soit au moins 5 lancements.
- Au bout des deux ans et demi, une capsule apporte des consommables. Soit la capsule sera couplée avec une relève soit par un lancement supplémentaire.
- retour simulé de 8 mois (je suppose sans relève d'équipage pendant cette phase ?)

Oui, c'est exactement cela.

Le câble, ça me parait foireux, quand même. Si on perd le controle de quelque chose, on part n'importe comment. Un tube téléscopique suffisement rigide pour transmettre les manoeuvres d'une partie du véhicule à l'autre me semble plus réaliste(mais,k hélas, plus lourd).

Je pense que des vols, même plus courts(en durée), en dehors de la ceinture magnétique, seront aussi utiles pour savoir si oui on sait résister aux radiations de l'espace profond. Genre un aller-retour au point de Lagrange le plus proche.

Effectivement, un tube télescopique est une autre option à envisager si le câble présente trop d'inconvénients. En ce qui concerne la cassure du câble, elle doit être très improbable, mais si cela survenait néanmoins, les 2 vaisseaux sont pourvus d'un système de propulsion, car ils sont supposés atterrir sur Mars, donc ce n'est pas très grave. Eventuellement, on peut redonder avec un autre câble sur le 2ème vaisseau.

En ce qui concerne un A/R au point de Lagrange, ça peut se discuter, en effet. En fait, on peut se contenter aussi du géostationnaire ou un peu plus bas, pendant une durée réduite, en maintenant le rdv avec le véhicule de retour, qui doit donc se positionner plus haut.

A+,

Argyre

[lambda0]

...
Pour la masse du câble, je ne sais pas. A vue de nez, si on prend un diamètre de 0.01m et une longueur de 30m pour une masse volumique de 9000 kg/m3, cela donne, sauf erreur, m= 30*3.14*(0.005*0.005)*9000=20 kg donc a priori je dirais relativement négligeable, même s'il faut doubler l'épaisseur et ajouter un mécanisme de treuillage et d'accrochage (=> environ 100 kg au total).
...

Pourquoi 30 m plutôt que 10 m, 100 m ou 1000 m ?
Pourquoi 0.01 m plutôt que 0.1 m ?
As-tu fait un calcul d'ordre de grandeur de tension du cable ?
Si le câble est trop court, la rotation doit être rapide pour créer une pseudo-gravité donnée => force de Coriolis avec des effets un peu déplaisants pour les occupants.
Compter aussi le propergol pour lancer/arrêter la rotation.
Le total peut aussi bien faire quelques tonnes, pas si négligeable par rapport au reste.
A mon avis, tout cela est à préciser un peu.

A+

edit:
au fait, ça doit être un peu sportif de maintenir une antenne de communication pointée vers la Terre avec un tel système...

[Argyre]

Pourquoi 30 m plutôt que 10 m, 100 m ou 1000 m ?
Pourquoi 0.01 m plutôt que 0.1 m ?
As-tu fait un calcul d'ordre de grandeur de tension du cable ?
Si le câble est trop court, la rotation doit être rapide pour créer une pseudo-gravité donnée => force de Coriolis avec des effets un peu déplaisants pour les occupants.
Compter aussi le propergol pour lancer/arrêter la rotation.
Le total peut aussi bien faire quelques tonnes, pas si négligeable par rapport au reste.
A mon avis, tout cela est à préciser un peu.

A+

edit:
au fait, ça doit être un peu sportif de maintenir une antenne de communication pointée vers la Terre avec un tel système...

Merci à Lambda0 de m'obliger à un peu plus de rigueur ...
Tout d'abord, j'ai proposé 30 mètres parce que j'avais en tête le schéma de la NTR bimodale proposée par Borowski pour améliorer le concept proposé dans la DRM 3.0 (pour le lecteur non averti : NTR = Nuclear Thermal Rocket; bimodale parce que le réacteur nucléaire sert à la propulsion et à alimenter l'habitat en énergie et DRM = Design Reference Mission de la NASA pour le voyage habité vers Mars)

Je ne sais pas quelle est la longueur du machin télescopique, mais à vue de nez, je me suis dit que ça devait faire une trentaine de mètres.
Mais Borowski au fait, comment en est-il arrivé là ?
Sur ce, j'ai cherché et j'ai trouvé une mine d'informations intéressantes :
http://iaaweb.org/iaa/Scientific%20Activity/Study%20Groups/SG%20Commission%202/sg22/sg22finalreportr.pdf
Il s'agit d'un rapport qui fait le point sur toutes les études de gravité artificielle. En vrac, j'y ai trouvé les choses suivantes :
1) Expérience russe terrestre : avec une centrifuge de 10m de rayon, une vitesse de rotation de 1 tour minute ne provoque aucune gêne. Une petite gêne apparait à 1,8 tour minute et une gêne importante à 3,5 tours minute (gêne occasionnée par la force de Coriolis et les déplacements).
2) Il y a une adaptation au malaise provoqué par la force de Coriolis. Au bout de quelques jours, les malaises disparaissent, sauf dans les cas de rotation très rapide.
3) Les tortues de Cosmos 782 en 1975 n'ont eu aucune perte musculaire significative après un séjour prolongé en 0,3G, qui semble un minimum acceptable (bonne nouvelle). Idem pour les rats de Cosmos 936 en 1977 qui n'ont pas eu non plus de perte osseuse significative.
4) Stone suggère que le rapport entre la force centrifuge et la force de Coriolis soit inférieur à 1/4 pour que ce soit acceptable d'un point de vue facteurs humains.

Bon, quelques calculs.
A 2 tours par minute (W) et 15m de rayon (R), on est à peu près à 0,3 G (formule : 2 pi R W/60/9,81)
La force de Coriolis dépend du déplacement de l'astronaute. Si on prend une vitesse de déplacement maximale de 10 m/s (on prend de la marge), cela donne, sauf erreur,
a = 2xWx10/60/9,81 = 0,07 G
Rapport des accélérations : 0,07/0,3 = 0,23
Donc juste en dessous du rapport acceptable préconisée par Stone. Et puis, comme on l'a dit, il y a de toute façon une adaptation, donc même si ça gêne un peu au début, ça doit passer ensuite.
Tout cela est à confirmer expérimentalement en orbite, bien entendu. Mais un câble (ou un truc télescopique) de 30m me semble un bonne base de départ.
Dernier point, concernant le diamètre du câble, je n'ai pas fait les calculs, donc là aussi je suis critiquable, c'est vrai. Est-ce que quelqu'un spécialiste des matériaux pourrait rapidement me dire si 1 cm de diamètre pour un câble en je ne sais pas quoi (acier ?) est acceptable pour résister à quelque chose comme 50 tonnes accélérés à 0,3 G ?

A+,
Argyre

[lambda0]

...
Dernier point, concernant le diamètre du câble, je n'ai pas fait les calculs, donc là aussi je suis critiquable, c'est vrai. Est-ce que quelqu'un spécialiste des matériaux pourrait rapidement me dire si 1 cm de diamètre pour un câble en je ne sais pas quoi (acier ?) est acceptable pour résister à quelque chose comme 50 tonnes accélérés à 0,3 G ?

Une recherche rapide me donne une résistance de 1500 N/mm² pour un cable en acier.
16.7 t à 0.3G font 49 kN. *2 (on tire par les deux bouts) -> 98 kN
ce qui, sauf erreur de ma part, donne un diamètre de ... 1 cm

[futureal-6]

Je voudrais réagir sur le "journal paper" publié par Argyre intitulé: Simplified scenario for manned Mars missions (2011).
Bien que travaillant avec Dr.Braun qui effectue de la recherche sur les EDL, je voudrais principalement réagir sur la notion de risque qui est abordé tout au long du papier.
En effet, les justifications pour l'introduction de ce nouveau scénario reposent sur une diminution de la payload, mais aussi de la complexité, du coût et des risques liés à la mission. Première chose, même si une liste de trois points sur les risques potentiels est fournie dans le papier, ces risques sont basés sur le DRA mission scenario, et tout au long de l’article est évoqué une réduction des risques, mais quels risques en question ? les mêmes que la DRA mission ? Etant donné que le scénario proposé est diffèrent les risques liés au scénario une partie des risques sont surement différents ?
Ainsi ma question plus générale est : qu’entends-tu par risque ? Quel est ta définition d’un risque ? De plus tout au long de l’article, tu défends que les risques sont diminués par rapport au DRA mission scenario parce que l’on diminue la payload et on simplifie la mission. Quelle est ta norme pour caractériser un risque qui te permet d’avancer ces conclusions, comment tu compares deux risques? Tu avais toi-même réagit à une question portant sur l’augmentation des risques de dysfonctionnements avec le temps en demandant:

“Quel est le modèle qui a permis d'estimer les risques ? Quelle est sa validité ? A t-on pris en compte les outils et l'adaptativité humaine ? Quelles sont les incertitudes sur le calcul du risque ? “

Je pense que les mêmes questions se posent ici sur les affirmations en termes de risques évoquées tout au long du papier.

Certaines affirmations (sans references) du type: “In the case of the ISS it has been clearly established that the probability of catastrophic loss is an order of magnitude small than the risk of evacuation”. En regardant le dernier rapport de l’Aerospace Safety Advisory Panel 2012 (qui est un panel indépendant qui s’occupe de la sécurité à la NASA), ils estiment à 30% de chance qu’il y ai une “Loss of Mission” d’ici à la fin de l’exploitation de l’ISS. Alors bien que je conteste la méthode utilisée (reposant sur des PRA techniques et des chiffres sorti d’un chapeau) certains rapports (d’entité qui s’occupe de la sécurité à la NASA) vont à l’encontre de cette affirmation.
Je pense qu’il est essentiel de se pencher de près sur une étude de risques sur le scenario 2-4-2 proposé, personne ne validera un scenario sans une étude approfondie des risques. Bien que M.Zubrin soit plein d’idées, il a toujours évité de s’attaquer à ce problème et lorsqu’il essaye il réduit un risque à une “expected value” c’est à dire à un simple scalaire dont il fait dire ce qui l’arrange. Il est tout à fait normal de développer un nouveau scenario en vue de réduire la masse de la payload mais justifier également de la réduction des risques induite par un tel scenario suppose une étude approfondie des risques susceptibles de survenir ce qui me semble n’est pas vraiment le cas dans le papier publié.
Enfin, je ne pense pas que pour le moment on puisse s’appuyer sur les travaux de la NASA qui semble accuser un réel retard en gestion des risques, en revanche aller voir ce qui se passe du côté du NRC (Nuclear Regulatory Committee) ou du NTSB pourrait être une bonne idée.

[Thierz]

Quelques questions qu'il faudra peut-être creuser :
- L’amarrage du vaisseau qui assure la relève des équipages ne pourra se faire qu'avec la rotation arrêtée, il faut donc prévoir l'énergie suffisante pour démarrer et arrêter la rotation plusieurs fois :
1) Démarrage puis arrêt pour la relève des 6 mois
2) Démarrage puis arrêt pour la relève des 12 mois
3) Démarrage puis arrêt pour la relève des 18 mois
4) Démarrage puis arrêt pour la relève des 24 mois
5) Démarrage puis arrêt pour la relève des 30 mois + amarrage de la capsule pour simulation retour vers la Terre
6) Démarrage puis arrêt pour la fin de la mission
+) Prévoir quelques arrêts pour les transbordements, à moins qu'on les teste en rotation ? (en progressant arrimé au câble, peut-être un peu fastidieux, mais à tester pour les cas d'urgence)
+) Prévoir quelques arrêts pour corrections de trajectoire, reboosts

- Quel serait l'impact d'être en orbite basse sur la rotation ? Est-ce que la Terre n'aurait pas tendance à déformer le mouvement selon l'axe autour duquel on tourne ?

- Quel impact la rotation pourrait avoir sur la capacité à s'orienter et se repérer dans l'espace ? Avec un contrôle sol ce n'est pas trop grave, mais sur une vraie mission cela pourrait-il être problématique ?

- Pour la vraie mission : est-ce utile de mettre la rotation autour de l'axe Terre-Mars afin de conserver un contrôle visuel permanent sur Mars à l'approche du but (par un hublot latéral, qui "regarde" donc vers l'avant) ?

[Argyre]

Bonjour,

Je voudrais réagir sur le "journal paper" publié par Argyre intitulé: Simplified scenario for manned Mars missions (2011).
Bien que travaillant avec Dr.Braun qui effectue de la recherche sur les EDL, je voudrais principalement réagir sur la notion de risque qui est abordé tout au long du papier. En effet, les justifications pour l'introduction de ce nouveau scénario reposent sur une diminution de la payload, mais aussi de la complexité, du coût et des risques liés à la mission. Première chose, même si une liste de trois points sur les risques potentiels est fournie dans le papier, ces risques sont basés sur le DRA mission scenario, et tout au long de l’article est évoqué une réduction des risques, mais quels risques en question ? les mêmes que la DRA mission ? Etant donné que le scénario proposé est diffèrent les risques liés au scénario une partie des risques sont surement différents ?

C'est très juste. Néanmoins, les risques relevés par la NASA concernant EDL sont très généraux. En effet, quel que soit le scénario, si le vaisseau qui doit atterrir a une masse initiale de 100 tonnes, alors l'analyse de la phase EDL est inchangée, le risque est très élevé et la faisabilité n'est même pas assurée. Ensuite, le 2ème risque important identifié par la NASA concerne la phase initiale d'assemblage en LEO (y compris les lancements). Or, là encore, ce risque est très lié à la masse totale à placer en LEO, qui conditionne directement le nombre de lancements avec un lanceur lourd et la taille des vaisseaux à envoyer vers Mars, indépendamment du scénario envisagé. Donc les 2 risques qui sont repris dans l'article sont relativement indépendants du scénario.

Effectivement, ce point n'est peut-être pas assez clair dans l'article d'Acta Astronautica.

Ainsi ma question plus générale est : qu’entends-tu par risque ? Quel est ta définition d’un risque ? De plus tout au long de l’article, tu défends que les risques sont diminués par rapport au DRA mission scenario parce que l’on diminue la payload et on simplifie la mission. Quelle est ta norme pour caractériser un risque qui te permet d’avancer ces conclusions, comment tu compares deux risques? Tu avais toi-même réagit à une question portant sur l’augmentation des risques de dysfonctionnements avec le temps en demandant:

“Quel est le modèle qui a permis d'estimer les risques ? Quelle est sa validité ? A t-on pris en compte les outils et l'adaptativité humaine ? Quelles sont les incertitudes sur le calcul du risque ? “

Je pense que les mêmes questions se posent ici sur les affirmations en termes de risques évoquées tout au long du papier.

Effectivement, je n'ai pas réalisé d'étude des risques, tout simplement parce que je n'en ai pas les moyens. Tout d'abord, il est très difficile de proposer un modèle car le vaisseau n'existe pas, pas plus que l'habitat ou les combinaisons spatiales. Il y a donc 2 manières d'aborder les risques : 1) par analogie avec une mission passée (en descendant aux sous-systèmes), 2) par une étude empirique des événements pouvant conduire à un échec de la mission, en simplifiant énormément. Dans le cas 2), j'ai lu récemment un article où il était question de ce type d'analyse et cela m'a convaincu d'une chose : c'est très empirique et ça ne vaut pas grand chose. En clair, cela veut dire que toute étude de risques lors de la conceptualisation du scénario restera nécessairement simpliste et imparfaite. Pour aller plus loin dans l'étude des risques, il faut rentrer dans les spécifications détaillées, ce qui nécessite un travail colossal ... une équipe pluridisciplinaire ... et de l'argent.

Certaines affirmations (sans references) du type: “In the case of the ISS it has been clearly established that the probability of catastrophic loss is an order of magnitude small than the risk of evacuation”.

J'ai tiré cette conclusion d'un article de Futron : http://adsabs.harvard.edu/full/2002ESASP.486..319S

C'est même presque un copier-coller ...

En regardant le dernier rapport de l’Aerospace Safety Advisory Panel 2012 (qui est un panel indépendant qui s’occupe de la sécurité à la NASA), ils estiment à 30% de chance qu’il y ai une “Loss of Mission” d’ici à la fin de l’exploitation de l’ISS. Alors bien que je conteste la méthode utilisée (reposant sur des PRA techniques et des chiffres sorti d’un chapeau) certains rapports (d’entité qui s’occupe de la sécurité à la NASA) vont à l’encontre de cette affirmation.
Je pense qu’il est essentiel de se pencher de près sur une étude de risques sur le scenario 2-4-2 proposé, personne ne validera un scenario sans une étude approfondie des risques. Bien que M.Zubrin soit plein d’idées, il a toujours évité de s’attaquer à ce problème et lorsqu’il essaye il réduit un risque à une “expected value” c’est à dire à un simple scalaire dont il fait dire ce qui l’arrange. Il est tout à fait normal de développer un nouveau scenario en vue de réduire la masse de la payload mais justifier également de la réduction des risques induite par un tel scenario suppose une étude approfondie des risques susceptibles de survenir ce qui me semble n’est pas vraiment le cas dans le papier publié.
Enfin, je ne pense pas que pour le moment on puisse s’appuyer sur les travaux de la NASA qui semble accuser un réel retard en gestion des risques, en revanche aller voir ce qui se passe du côté du NRC (Nuclear Regulatory Committee) ou du NTSB pourrait être une bonne idée.

Merci de ces conseils. Si tu es toi-même spécialiste du domaine, je serais heureux de collaborer avec toi pour aller plus loin.

Remarque : j'ai publié un article à IAC 2011 en Afrique du Sud, dans lequel j'ai proposé une variation du scénario, avec des patits vaisseaux. Et j'ai un article plus long en cours de soumission où je vais plus dans les détails des atterrisseurs avec une masse inférieure à 34 tonnes (1 cargo + 1 habitat, X2) pour pouvoir, théoriquement, préserver une forme de type grande capsule, avec bouclier classique et peut-être parachutes. Ce travail s'appuie sur plusieurs autres articles concernant EDL, dont plusieurs où Braun est impliqué.

A+,

Argyre

[Argyre]

Quelques questions qu'il faudra peut-être creuser :
- L’amarrage du vaisseau qui assure la relève des équipages ne pourra se faire qu'avec la rotation arrêtée, il faut donc prévoir l'énergie suffisante pour démarrer et arrêter la rotation plusieurs fois :
1) Démarrage puis arrêt pour la relève des 6 mois
2) Démarrage puis arrêt pour la relève des 12 mois
3) Démarrage puis arrêt pour la relève des 18 mois
4) Démarrage puis arrêt pour la relève des 24 mois
5) Démarrage puis arrêt pour la relève des 30 mois + amarrage de la capsule pour simulation retour vers la Terre
6) Démarrage puis arrêt pour la fin de la mission
+) Prévoir quelques arrêts pour les transbordements, à moins qu'on les teste en rotation ? (en progressant arrimé au câble, peut-être un peu fastidieux, mais à tester pour les cas d'urgence)
+) Prévoir quelques arrêts pour corrections de trajectoire, reboosts

- Quel serait l'impact d'être en orbite basse sur la rotation ? Est-ce que la Terre n'aurait pas tendance à déformer le mouvement selon l'axe autour duquel on tourne ?

- Quel impact la rotation pourrait avoir sur la capacité à s'orienter et se repérer dans l'espace ? Avec un contrôle sol ce n'est pas trop grave, mais sur une vraie mission cela pourrait-il être problématique ?

- Pour la vraie mission : est-ce utile de mettre la rotation autour de l'axe Terre-Mars afin de conserver un contrôle visuel permanent sur Mars à l'approche du but (par un hublot latéral, qui "regarde" donc vers l'avant) ?

Ok. A priori, pour 15m de rayon à 2 tours par mn, cela fait seulement 3,1 m/s en vitesse tangentielle. Donc si on se donne des ergols pour un Delta V de l'ordre de 100 à 200 m/s, cela semble une marge raisonnable sans pour autant nécessiter un gros surplus d'ergols.

Pour les autres problèmes cités, difficile à dire, c'est donc à étudier.

Merci,

Argyre

[Space Opera]

Juste par curiosité: Qui finance tes travaux ? Es-tu un "expert indépendant" ou as-tu un labo qui te suit et parles-tu donc en son nom ? Quel retour espère ce laboratoire, comment se positionne-t-il du point de vue des agences et des industries spatiales, répond-il à des appels d'offre sur les nombreuses études de ce genre financées par les deniers publiques ? Espère-tu plus de financement pour pouvoir justement approfondir des points que ne devraient pas rester dans l'ombre ? Juges-tu que à toi tout seul, tu as une masse critique suffisante pour réaliser ce genre de travaux ?

Attention, je ne cherche en aucun cas à juger ton travail, je suis simplement curieux de savoir dans quel contexte il est fait. :)

Tu n 'est pas obligé de répondre si c'est indiscret, cela va de soi.

[xapon]

Bonjour,
Voici une modeste contribution :
Pourquoi ne pas utiliser une structure gonflable à la place du câble ?
Cela permettrait d'éviter les phénomènes de rebond qui pourraient se produire à cause de l'élasticité d'un câble en acier.
Une structure gonflée est plutôt rigide mais supporte très bien les déformations accidentelles sans risque de rupture ni d'emmêlage.
Si le diamètre est suffisant, on peut aussi l'utiliser pour se déplacer d'un module à l'autre.
Pour aller plus loin, je pense qu'il faudrait envisager les structures gonflables pour disposer de plus de place lors du voyage et pour l'habitat sur Mars.
Slts,
Xavier

[Argyre]

Juste par curiosité: Qui finance tes travaux ? Es-tu un "expert indépendant" ou as-tu un labo qui te suit et parles-tu donc en son nom ? Quel retour espère ce laboratoire, comment se positionne-t-il du point de vue des agences et des industries spatiales, répond-il à des appels d'offre sur les nombreuses études de ce genre financées par les deniers publiques ? Espère-tu plus de financement pour pouvoir justement approfondir des points que ne devraient pas rester dans l'ombre ? Juges-tu que à toi tout seul, tu as une masse critique suffisante pour réaliser ce genre de travaux ?

Attention, je ne cherche en aucun cas à juger ton travail, je suis simplement curieux de savoir dans quel contexte il est fait. :)

Tu n 'est pas obligé de répondre si c'est indiscret, cela va de soi.

Que de questions ! Disons le clairement, il n'y a pas un radis pour l'étude de voyages habités pour la Lune ou Mars, que ce soit en France ou même en Europe. En même temps, tant que l'étude reste au niveau théorique, le coût de l'étude est négligeable, sauf bien sûr en termes d'heures personnelles. Pour que ces études soient validées par le laboratoire de rattachement, il faut 2 conditions :

1) Qu'il y ait des publis

2) Que l'axe de recherche soit à peu près cohérent avec les autres axes de recherche du labo

C'est mon cas et je publie au nom du labo. D'ailleurs, je pousse en ce moment mes collègues sur cette thématique, que je juge prometteuse pour l'équipe. A noter tout de même que nous sommes dans le pôle Aerospace Valley.

Enfin, comme il arrive souvent lorsque l'axe de recherche est un peu exotique et ne permet pas d'avoir des doctorants, il y a souvent un autre axe de recherche qui est développé par le chercheur. C'est mon cas, mais c'est hors-sujet, je n'en parlerai pas.

A+,

Argyre

[el_slapper]

J'aime beaucoup la structure gonflable à la place du cable. Le problème d'un câble, à mon sens, c'est que sa rigidité est nulle, et que le moindre souci peut provoquer un comportement imprévisible, couteux en ergols à rattraper. Une structure gonflable, bien qu'un peu plus lourde, garantit à faible cout(en termes de poids) une rigidité satisfaisant sur l'ensemble.

Et c'est moins cher que les tubes metalliques telescopiques auxquels j'avais pensé. Je souscris à cette motion. Idéallement, on en aurait 3/4 entre les 2 parties, histoire d'avoir de la redondance en cas de souci sur l'un d'eux(et non pas un seul gros).

[Lune]

Sur Ciel et Espace, un petit article sur la société de Bas Lansdorp, qui promet une colonie humaine sur la planète en 2023.

Le site http://mars-one.com/

[Giwa]

Sur Ciel et Espace, un petit article sur la société de Bas Lansdorp, qui promet une colonie humaine sur la planète en 2023.

Le site http://mars-one.com/

Lambda0 nous en avait déjà parlé dans :
https://www.forum-conquete-spatiale.fr/t13546p225-comment-coloniser-mars-a-partir-de-ses-ressources/post?p=265069

Spoiler:

… et de là un nouveau sujet avait été ouvert : http://astronautique.actifforum.com/t13973-mars-en-aller-simple