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Voyage spatial : comment la fusion nucléaire va transformer notre conception de l’espace

Malgré l’envoi, au cours des dernières décennies, de centaines de satellites en orbite géostationnaire autour de le Terre et de plusieurs vaisseaux spatiaux vers la Lune, ainsi que de nombreuses sondes autour de Mars et vers d’autres planètes et même des astéroïdes, la plupart d’entre nous sommes encore fortement enclins à penser que le plus court chemin dans l’espace est la ligne droite.

Ceci reste le cas même s’il a été démontré, depuis la théorie de la relativité générale d’Einstein, que même la lumière, et à plus forte raison les particules physiques et les corps célestes, ne se déplacent jamais en ligne droite car celle-ci ne constitue jamais le plus court chemin entre deux points.

A un moment où il devient nécessaire d’abréger le temps de parcours entre la Terre et Mars, pour y déposer des équipements d’abord, pour ensuite y envoyer des êtres humains, l’on ne peut demeurer, en tant que citoyens, dans l’ignorance d’une réalité scientifique à laquelle nous devons tous participer.

Le scientifique Walter Hohmann a découvert, en 1924, que la trajectoire de moindre action entre deux points situés sur deux orbites différentes autour d’un corps céleste (soit le Soleil, ou bien une planète comme la Terre ou Mars) a la forme d’une ellipse. Or, dans tout voyage, surtout à une époque où la densité des flux d’énergie maîtrisés par l’homme est encore faible, nous cherchons à maximiser le plus possible la charge utile tout en diminuant la quantité de carburant requise. La trajectoire de moindre action découverte par Hohmann prend alors toute son importance puisqu’elle correspond à la trajectoire d’énergie minimale.

On peut même affirmer que cette trajectoire, que l’on appelle également « orbite de transfert de Hohmann » ou tout simplement « orbite de Hohmann » ou même « orbite de transfert », constitue en quelque sorte l’unité de base du voyage spatial.

Pour donner un sens de ce à quoi elle ressemble, nous allons commencer par le cas le plus simple. Il s’agit de l’envoi d’un satellite (de communication par exemple) en orbite géostationnaire autour de la Terre. Contrairement aux idées reçues, un satellite de ce genre doit d’abord être envoyé à l’aide d’une fusée en orbite basse autour de la Terre (entre 200 et 2000 km d’altitude en général), et doit ensuite s’engager, par ses propres moyens, sur une orbite de transfert de Hohmann, pour « grimper » jusqu’en orbite géostationnaire (35 786 km d’altitude). Précisons tout d’abord qu’une orbite géostationnaire est une orbite où le satellite tourne autour de la Terre à la même vitesse que celle-ci tourne sur elle-même. Cela lui permet de rester toujours au-dessus du même point géographique pour relayer certains types de communications, comme la télévision par exemple.

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Figure 1. L’unité de base du voyage spatial : l’orbite de transfert de Hohmann
Walter Hohmann a découvert en 1924 que pour passer d’une orbite inférieure à une orbite supérieure autour d’un corps céleste, il faut d’abord une première impulsion au point A pour « embarquer » sur une orbite de transfert (la trajectoire elliptique), puis une seconde impulsion au point B pour se placer sur l’orbite finale.

Comme le montre la figure 1, l’orbite de Hohmann est celle qui a la forme d’une ellipse et qui touche, en son point A (le périhélie) l’orbite inférieure, qui correspond dans le cas de notre satellite à l’orbite basse, et en son point B (l’aphélie) l’orbite supérieure, qui correspond à l’orbite géostationnaire.

Pour que l’orbite soit géostationnaire, il faut qu’elle soit située dans le même plan que l’équateur de la Terre. Ceci signifie que l’orbite basse doit être située elle aussi dans le même plan, si l’on désire passer de l’une à l’autre en utilisant l’orbite de Hohmann. Notons en passant que ceci explique pourquoi il est préférable de lancer les satellites depuis une base se trouvant près de l’équateur, car autrement il faudrait effectuer une correction de trajectoire en plus pour se retrouver dans le bon plan. Cela demanderait une quantité de combustible supplémentaire, augmentant le poids total des satellites et par conséquent les frais d’expédition.

Quoi qu’il en soit, pour qu’une orbite de Hohmann soit parfaite et joue son rôle de trajectoire de moindre action, il faut non seulement que l’orbite de départ et celle d’arrivée soient situées dans le même plan, mais qu’elles soient en plus circulaires. Nous verrons plus loin que ces deux conditions n’existent pratiquement jamais dans l’espace réel. En supposant toutefois qu’elles soient respectées, l’orbite de Hohmann est dans ce cas une ellipse parfaite, et il est relativement facile de calculer la quantité d’énergie requise pour effectuer le transfert.

Toujours dans la figure 1, nous constatons que la vitesse d’un corps se déplaçant dans l’espace – et en particulier dans le système solaire – sur une trajectoire elliptique n’est pas constante, comme l’avait déjà fait remarquer Kepler dans ses travaux. C’est ce qui avait d’ailleurs permis au célèbre astronome de faire ses découvertes, car contrairement aux scientifiques de son temps, Kepler était convaincu que les changements de vitesse observés pour les planètes n’étaient pas qu’un effet d’optique mais réels. Ce que Walter Hohmann a découvert quelques siècles plus tard, c’est que pour passer d’une orbite inférieure à une orbite supérieure, il faut d’abord donner au vaisseau une impulsion (très courte, par définition) mais suffisante pour lui permettre « d’embarquer » sur la trajectoire elliptique, puis lui donner à l’arrivée une seconde impulsion pour le placer sur l’orbite finale. Comme l’illustre l’épaisseur des traits dans notre figure, la vitesse de l’objet sur l’orbite inférieure est plus faible au point A que celle qu’il aurait s’il se déplaçait sur la trajectoire elliptique, et au point B elle sera à nouveau plus faible sur l’orbite de transfert que celle qu’il aurait sur l’orbite supérieure. D’où la nécessité de ces deux impulsions, au début et à la fin du trajet.

Ces deux coups d’accélération qu’il faut donner au véhicule définissent ce que l’on appelle les deux delta-V (on utilise la lettre grecque delta pour signifier « différence de vitesse », ou accélération). Ces deux delta-V peuvent être aussi convertis en quantité de combustible nécessaire pour accomplir le voyage. Du moins pour l’aller. Pour le retour, il faut appliquer le même principe dans le sens inverse, en prenant en compte bien entendu la différence de chargement, incluant le poids du combustible en moins. On appelle ceci le « budget énergétique » du voyage, et il s’exprime habituellement en additionnant tous les delta-V.

 De la Terre à la Lune

Une fois compris le principe de base, appliquons-le maintenant à l’envoi d’une mission vers notre satellite naturel, la Lune. Mais attention ! L’orbite de la Lune est légèrement elliptique, et elle n’est pas dans le même plan que celui de la rotation de la Terre autour du Soleil. Il faut dans ce cas ci envoyer notre vaisseau sur une orbite spéciale appelée « orbite d’attente » (pour les mission Apollo, elle était située en moyenne à 190 km d’altitude), puis résonner en terme d’orbite de transfert jusqu’à la Lune. Sauf que le fait de se mettre en orbite autour de la Lune, combiné à la faible distance entre les deux astres, change quelque peu la configuration générale. Dans la figure 2, on peut tout de même deviner, en pointillé, l’orbite de transfert en forme de grande ellipse.

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Figure 2
Transfert de la Terre à la Lune

 De la Terre à Mars

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Figure 3
L’orbite de transfert de Hohmann entre la Terre et Mars

L’orbite de transfert de Hohmann reprend sa forme classique lorsqu’il s’agit de se rendre de la Terre à Mars (figure 3). Sauf qu’elle n’est pas tout-à-fait tangentielle aux orbites des deux planètes car ces dernières ne sont pas circulaires mais elliptiques. C’est en particulier le cas pour celle de Mars. De plus, étant donné les grandes variations de distance entre les deux planètes (dues au fait qu’elles tournent autour du Soleil et non pas l’une autour de l’autre), il faut calculer le bon moment pour partir de la Terre si nous voulons être sûrs d’arriver sur l’orbite martienne en même temps que la planète, car autrement le rendez-vous serait manqué. Il faut donc attendre que la configuration entre les deux astres soit « favorable », ce qui signifie en pratique que nous bénéficions d’une « fenêtre de lancement » de quelques semaines, tous les 26 mois environ. Il en va de même pour le retour.

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Figure 4
Quelques orbites de transfert entre les planètes internes du Système solaire

Le même principe s’applique aux transferts d’orbite vers les autres planètes, mais nous ne montrons dans la figure 4 que le cas des planètes intérieures du système solaire. On peut également passer directement de la Terre à Mercure ou de Mars à Vénus, ce que nous n’avons pas illustré dans la figure. Quoi qu’il en soit, les « routes de transport » entre les planètes sont bien plus limitées dans l’espace et dans le temps que nous l’imaginions a priori. Ici encore, il n’existe pas de route en ligne droite entre les planètes, il faut toujours penser que nous nous déplaçons autour d’une gigantesque montagne, au sommet de laquelle se trouverait le Soleil. Et en plus nos points de refuge sont toujours en mouvement !

 A la rencontre d’un astéroïde

Passons maintenant aux choses sérieuses ! Je suis sûr que la plupart d’entre vous s’imagine qu’il suffirait, pour envoyer un vaisseau à la rencontre d’un astéroïde se « dirigeant » sur la Terre, de faire comme lui et de foncer droit dessus ! Erreur... D’abord, celui-ci ne se dirige pas vers la Terre comme on entend souvent dire dans les médias, mais les deux astres se dirigent en même temps vers un point commun qu’ils ne pourront pas tous deux occuper en même temps. Vous imaginez le résultat ! L’unité de base du voyage spatial étant, comme nous l’avons déjà dit, l’orbite de transfert de Hohmann, il faut calculer l’orbite de transfert la plus favorable pour se rendre de la Terre jusqu’à l’astéroïde.

Nous donnons ici à titre d’exemple un voyage initié le 26 septembre 2007 par la sonde spatiale Dawn, pour une mission devant la conduire jusqu’à Céres, le premier astéroïde découvert en 1801par Giuseppe Piazzi et situé dans la principale ceinture d’astéroïdes entre Mars et Jupiter. La première étape de la mission Dawn passait d’abord par un autre astéroïde, Vesta, situé un peu au-delà de l’orbite martienne, que la sonde a amplement étudié en cours de l’été 2012. Elle s’est remise en route en septembre dernier et doit atteindre Cérès en février 2015.

La figure 5 montre le parcours global. Ici, les concepteurs de la mission ont préféré un parcours en forme de spirale qui, comme on le voit dans la première étape jusqu’à Mars, est beaucoup plus long que l’orbite de transfert elliptique habituelle. Le voyage jusqu’à Mars a pris 21 mois au lieu des 8 mois habituels. La raison est qu’ils ont dû équiper la sonde d’un petit moteur à propulsion ionique de faible puissance mais pouvant fonctionner en continu grâce à l’énergie solaire, plutôt qu’un moteur à propulsion chimique plus gros, qui aurait permis « d’emprunter » dès le départ la trajectoire de Hohmann mais qui aurait requis du combustible supplémentaire. Il en va de même pour les deux autres parties du voyage.

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Figure 5
Trajet de la mission Dawn vers les astéroïdes Vesta et Ceres

Evidemment, si nous avons affaire à des astéroïdes géocroiseurs (dont l’orbite croise celle de la Terre) constituant une menace à plus ou moins court terme pour notre planète, le type de trajet utilisé pour la mission Dawn ne serait pas du tout approprié, mais il serait en même temps très compliqué de calculer la trajectoire de Hohmann reliant les deux points, et ce d’autant plus que l’orbite de l’astéroïde sera probablement très elliptique. La situation est encore pire dans le cas des comètes, car elles ont souvent des trajectoires fortement elliptiques, à la limite même de l’hyperbolique et atteignent, lorsqu’elles foncent vers l’intérieur du système solaire, des vitesses considérables. Si on détecte l’objet suffisamment à l’avance, ou même mieux, si on a pu en consigner l’existence dans un registre des objets posant un danger potentiel et dont on connaît la trajectoire entière, il devient plus facile de calculer l’orbite de transfert et même les deux delta-V nécessaires pour que le vaisseau arrive bien à sa destination.

Si l’objet est détecté trop tard pour que l’on puisse déterminer son orbite, la situation devient encore plus difficile. Notre présence sur Mars ou sur Vénus nous permettrait dans tous les cas d’améliorer nos chances de succès.

 Ce que change la fusion nucléaire

Tout ceci nous amène ainsi à concevoir l’intérêt que revêt la fusion nucléaire comme méthode de propulsion dans l’espace. Si nous donnions à notre vaisseau, dès son « décollage » depuis l’orbite d’attente autour de la Terre, une accélération continue mais constante, la trajectoire obtenue ne serait pas une l’ellipse de Hohmann.

Si l’accélération initiale était plus beaucoup plus faible que le premier delta-V (rappelons-nous qu’une accélération est équivalente à une variation de vitesse), mais constante, la trajectoire prendrait la forme d’une spirale qui finirait à un certain moment par croiser l’ellipse de transfert de Hohmann, et le vaisseau atteindrait à la fin de son parcours une vitesse suffisante pour embarquer sur l’orbite de destination, à condition bien sûr d’avoir fait les calculs appropriés. C’est essentiellement le cas de la mission Dawn que nous avons décrite précédemment.

Mais si nous désirons faire le voyage beaucoup plus rapidement, il faudrait choisir une accélération beaucoup plus forte, constante si nous en avions les moyens ou variable dans le cas contraire. Dans les deux cas toutefois, il faudrait inverser les accélérations à mi-chemin pour ne pas arriver un avec delta-V beaucoup trop grand à l’autre bout du trajet. La trajectoire prendrait en apparence une forme elliptique plus évasée (figure 6) que l’orbite de transfert de Hohmann, et ce d’autant plus que l’accélération moyenne choisie serait grande. Il faut toutefois se méfier des apparences, car sa forme serait en réalité fondamentalement différente d’une ellipse.

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Figure 6
Exemple de voyage vers Mars en accélération continue mais variable, grâce à la fusion nucléaire. Aller et retour.

Ceci ne serait toutefois possible qu’avec la fusion nucléaire, le seul mode permettant de produire une puissance suffisamment dense sans trop accroître la masse de carburant. Nous serions en mesure dans ce cas de définir toute une panoplie de trajectoires différentes, avec des temps de parcours différents selon si l’on veut transporter du fret ou des êtres humains. Nous pourrions en plus multiplier les fenêtres de lancement et donc les aller-retours, par exemple entre la Terre et Mars, sans devoir attendre les configurations favorables habituelles entre les deux planètes.

En jouant sur la variation d’accélération, et même sur la direction dans laquelle elle s’exercerait, ou bien en choisissant des valeurs différentes s’il s’agit d’une accélération constante, nous obtenons ce que les astronauticiens appellent des « architectures de mission » différentes. Les calculs deviennent ici très compliqués, dépassant de loin ceux auxquels nous sommes habitués avec les orbites de Hohmann classiques, et il faut faire appel à des ordinateurs très puissants. (Précisons au passage, peut-être pour nous consoler, que pour des voyages vers l’extérieur du système solaire, une accélération constante élevée nous amènerait à des vitesses très importantes, nous obligeant à introduire dans les calculs des considérations liées à la théorie de la relativité.) La figure 6 montre une trajectoire entre la Terre et Mars pour une accélération continue mais variable, réduisant dans ce cas-ci le temps de parcours des deux tiers. (Nous faisons appel ici à ceux qui maîtrisent les logiciels spécialisés pour nous aider à simuler plusieurs scénarios, en terme d’accélération.)

Bien sûr, tous ces avantages que nous apporte la fusion seraient immédiatement très appréciés non seulement pour les voyages vers Mars mais également ceux au-delà de la ceinture d’astéroïdes, c’est-à-dire vers les planètes extérieures comme Jupiter, Saturne, Uranus et Neptune, ainsi que leurs nombreuses lunes.

Une urgence particulière se pose cependant, comme nous l’avons dit plus haut, pour la protection de notre planète contre les astéroïdes et comètes. La fusion nucléaire est la seule source d’énergie nous permettant de répondre à ce problème de manière satisfaisante.

Il est pour cette raison à déplorer, comme nous l’expliquait il y a quelques années Jean Robieux, le père de la recherche sur la fusion nucléaire par laser (une forme de fusion qui serait particulièrement adaptée aux voyages spatiaux), que la France a choisi, sous l’impulsion de Jacques Chirac en 1992, d’orienter ses recherches en ce domaine en mettant l’accent sur les applications militaires et non civiles. Or, cette approche, par sa nature même, plus grossière parce qu’elle recherche d’abord les effets et non à explorer minutieusement des domaines nouveaux, ouvre beaucoup moins de portes à la découverte.

Dans l’actuel contexte de menace de guerre thermonucléaire, provoquée par le désespoir de certains de nos dirigeants à sauver un système financier tombant en lambeaux, il serait encore plus approprié pour la France d’inverser cette malheureuse décision, permettant à l’humanité de s’engager non pas sur une trajectoire vers la guerre mais sur celle nous permettant de nous protéger contre les menaces en provenance de l’espace.

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