1976 – Missions Viking Premières études in situ de la surface de Mars – Partie 1

Article rédigé par Yves Blin

Il y a 50 ans, pendant l’été 1976, les Etats-Unis d’Amérique ont pour la première fois de l’histoire de l’humanité fait atterrir deux vaisseaux robotiques sur la planète Mars, avec la mission Viking.

1 – La genèse

En septembre 1967, peu après l’annulation du programme Voyage Mars Landers, la NASA réunit l’ensemble des responsables des centres NASA impliqués dans ce programme. Au cours de cette réunion, il fût expliqué que l’annulation de ce programme n’était en rien liée à un manque d’intérêt pour une mission d’atterrissage sur Mars mais seulement à l’envolée non maîtrisée des coûts.

Quelques mois après, la NASA lança à un appel à projets pour des missions martiennes à réaliser dans les années 1970. Le centre de Langley de la NASA proposa un petit véhicule, dédié à des mesures atmosphériques pendant la descente vers la surface martienne, capable de résister à un atterrissage rude. Proposée pour 1971, cette mission nécessitait parallèlement une sonde survolant au même moment Mars pour relayer les signaux émis par l’atterrisseur vers la Terre. Le Jet Propulsion Laboratory (JPL) de Pasadena, en Californie, propose pour sa part une mission orbitale martienne pour la même fenêtre de tir martienne.

La NASA retient finalement, pour la fenêtre martienne de 1971, le projet du JPL avec la construction de deux sondes Mariner 8 et Mariner 9.

Parallèlement, la NASA demande au centre de Langley de développer deux sondes, constituées chacune d’un module orbital et d’un atterrisseur, qui seraient lancées lors la fenêtre martienne de 1973. A la fin de 1968, ce programme est officiellement baptisé « Viking ».

A la fin de 1969, le coût prévisionnel du programme Viking atteint les 750 millions de dollars. Pour faire face à la réduction de son budget après la réussite du vol historique d’Apollo 11, la NASA décide de reporter le lancement des sondes Viking à 1975. Ceci conduira aussi à utiliser un lanceur plus puissant que la fusée Titan III prévu si la fenêtre de tir de 1973 avait été maintenue. Les sondes Viking seront propulsées vers Mars par des fusées Titan III dotée d’un étage supérieur Centaur. Ce délai supplémentaire se révèlera bien utile compte tenu des difficultés qui seront rencontrées pendant le développement et la construction des sondes Viking et de ses équipements scientifiques.

2 – L’objectif scientifique des sondes Viking[1]

L’objectif scientifique du programme Viking était d’accroître notre connaissance de la planète Mars avec un accent particulier sur la recherche de preuves de l’existence d’une vie extra-terrestre.

Les principales activités scientifiques s’intéressaient à :

• la surface et à l’atmosphère martienne,
• la structure interne de Mars
• l’évolution d’une éventuelle activité biologique.

3 – Description générale des sondes Viking

Les sondes Viking comprennent deux modules, le module orbital (orbiter) d’une masse de 2328 kg et le module atterrisseur (lander) d’une masse de 661kg dont 85 kg d’ergols.

 

 

 

 

 

 

 

3.1 – Le module orbital (Orbiter)[2]

Le module orbital des sondes Viking est une évolution de la plateforme des sondes Mariner afin de satisfaire les besoins spécifiques des missions Viking avec notamment un voyage Terre-Mars de 11 mois au lieu de 5 mois pour les missions Mariner et la présence d’un module atterrisseur. Les objectifs de durée de vie pour le module orbital étaient d’au moins 120 jours en orbite martienne.

La base de la structure du module orbital était un octogone d’une largeur de 8 pieds (environ 2,4 mètres) et d’une hauteur de 45,7 cm. Les huit côtés sont constitués alternativement de panneaux d’une largeur de 140 cm et de 56 cm.

Sur les 4 petits côtés sont accrochés une paire de panneaux solaires offrant une surface totale de 15 m² fournissant une puissance de 1400 watts quand la sonde était proche de la Terre et de 620 watts à proximité de Mars. Deux batteries cadmium-nickel rechargeables, d’une capacité de 30 ampères-heures, fournissaient l’énergie quand les panneaux solaires n’étaient pas en visibilité du soleil (lancement, manœuvres et occultation du Soleil par la planète Mars).

Les équipements électroniques étaient installés dans 16 compartiments au niveau des faces de la structure (3 compartiments pour les grandes faces et 1 compartiment pour les petits cotés).

Le module propulsif était attaché sur la structure du module orbital en quatre points. Il était constitué d’un moteur-fusée de 1323 Newtons de poussée utilisant comme ergols du MonoMéthylHydrazine (MMH) et du Tétraoxyde d’azote (N₂O₄) stockés à bord de deux réservoirs de 140 cm de longueur et 91 cm de diamètre offrant une capacité totale de 1600 kg.

Deux jeux redondants de six propulseurs alimentés en azote, installés aux extrémités des panneaux solaires, assuraient le contrôle d’attitude de la sonde Viking. Le Soleil servait de référence pour les axes de tangage et de lacet, tandis que l’étoile Canopus était la direction de référence pour l’axe de roulis.

Deux calculateurs, associés à une mémoire à fils de 4096 mots, assuraient le commande-contrôle de la sonde.

Le système de radiocommunications avec la Terre, travaillant en bande S, comprenait une antenne à haut gain orientable de 1,5 mètres de diamètre et une antenne omnidirectionnelle bas gain. Le débit variait entre 8,3 et 33,3 bits/s pour les données techniques relatives au fonctionnement de la sonde et de 2 à 16 kbits/s pour les données scientifiques collectées par le module orbital et le module atterrisseur.

Pour les communications entre le module orbital et le module atterrisseur pendant la phase d’entrée dans l’atmosphère martienne et d’atterrissage (débit 4 kbits/s) ainsi que pour la phase scientifique à la surface de Mars (débit 16 kbits/s), chaque module orbital disposait d’une antenne placée sur un panneau solaire (Cf. schéma module orbital).

Les données, techniques et scientifiques, étaient stockées, avant leur transmission vers la Terre, sur deux enregistreurs à bandes magnétiques à huit pistes. Sept des pistes étaient dédiées au stockage des images prises par le module orbital et la huitième piste servait à l’enregistrement des autres données du module orbital et l’ensemble des données en provenance des modules atterrisseurs. Chaque enregistreur avait une capacité de 640 millions de bits.

Le module orbital avait une hauteur totale de 3,3 mètres et une envergure totale de 9,7 mètres quand les panneaux solaires étaient déployés.

Enfin, trois instruments scientifiques ont été installés sur une plateforme mobile.

Nous reviendrons dans la partie 2 sur l’équipement scientifique du module orbital.

3.2 – Le module atterrisseur (Lander)[3]

Le module atterrisseur était composé de six parties :

• la structure du module atterrisseur,
• les sous-systèmes du module atterrisseur,
• la capsule de protection biologique (Bioshield cap),
• le bouclier de rentrée atmosphérique (Aeroshell),
• la protection supérieure du module atterrisseur (Base cover) système parachute,
• les équipements scientifiques.

3.2.1 – La structure du module atterrisseur

La structure du module atterrisseur, en alliage d’aluminium et titane, de forme hexagonale, avait trois côtés de 109 cm de longueur et trois côtés de 56 cm, au milieu de laquelle se trouvait un compartiment carré de 1,5 m de côté et de 46 cm de hauteur. Il ressemblait à un triangle aux sommets émoussés. La protection thermique était assurée par un matériau constitué de fibre de verre et de dacron. La structure du module atterrisseur était supportée par trois jambes, de 1,3 mètres de longueur, attachées aux petits côtés de l’hexagone. L’extrémité des jambes disposait d’une semelle circulaire de 30,5 cm de diamètre.

3.2.2 – Les sous-systèmes du module atterrisseur

Le module atterrisseur comprenait, en dehors des expériences scientifiques, six sous-systèmes principaux : le système de descente terminale, les équipements de télécommunications, les sources d’énergie électrique, les radars d’atterrissage, le stockage des données et le système de commande-contrôle.

 

a) Le système de descente terminale

Le module atterrisseur était équipé de trois moteurs fusées de freinage montés à 120° sur l’extérieur de la structure. Chaque moteur à poussée variable (276 à 2840 Newtons) était constitué de 18 petites tuyères afin d’éviter de générer des jets trop puissants susceptibles d’altérer la surface martienne sur le site d’atterrissage. Ces 3 moteurs utilisaient de l’hydrazine provenant de deux réservoirs (85 kg au total d’hydrazine) montés, à l’opposé l’un de l’autre sur la structure du module. A l’extérieur de ces deux réservoirs sphériques étaient montées deux paires de moteurs fusées de 39 Newtons de poussée servant au contrôle en roulis du module atterrisseur pendant la descente vers la surface martienne.

b) Les équipements de télécommunications

Le module atterrisseur était équipé de trois systèmes de télécommunications. Deux travaillaient en bande S, l’un était associé à une antenne parabolique à grand gain, de 76 cm de diamètre, l’autre couplé à une antenne omnidirectionnelle. Ils étaient utilisés pour transmettre essentiellement les données techniques, relatives au fonctionnement du module atterrisseur, directement vers la Terre.

Le troisième système travaillait en bande UHF pour transmettre des informations vers la Terre via un équipement relais à bord du module resté en orbite autour de Mars. Ce système a été utilisé pour retransmettre vers la Terre les images et les données scientifiques recueillies par le module atterrisseur.

c) Les sources d’énergie électriques

L’énergie électrique était fournie aux équipements du module atterrisseur par deux générateurs radioisotopiques thermoélectriques (RTG) SNAP 19, d’une puissance unitaire de 35 Watts. Ils étaient installés sur le dessus du module et reliés en série pour augmenter la tension et réduire les pertes de puissance. Les RTG utilisaient des thermocouples pour transformer la chaleur produite par le plutonium 238 en énergie électrique. L’excédent de chaleur était transmis aux équipements électroniques quand cela était nécessaire. Chaque RTG était protégé par un couvercle pour réduire les pertes thermiques.

Quatre batteries rechargeables au cadmium-nickel étaient associées aux générateurs RTG pour fournir un complément d’énergie lors des pics d’activité. Les batteries installées par paire à l’intérieur du module atterrisseur étaient rechargées par les RTG quand les besoins en énergie du module étaient inférieurs à la puissance disponible en sortie des RTG.

d) Les radars d’atterrissage

Le module atterrisseur était équipé de deux radars :

• Le radar altimètre qui mesurait l’altitude du module afin que le calculateur du module atterrisseur exécutât les différentes séquences prévues pendant la phase de rentrée et descente dans l’atmosphère martienne. Ce radar était de type impulsionnel à état solide. Il était raccordé à deux antennes, l’une traversant le bouclier aérodynamique et utilisée pendant la phase de descente juste après la phase de rentrée dans l’atmosphère notamment pour la phase de déploiement du parachute, l’autre montée sous le module atterrisseur proprement dit qui était utilisée après le largage du boucler aérodynamique jusqu’à la phase d’atterrissage.
• Le radar de descente terminale (TDLR) qui mesurait la vitesse horizontale du module atterrisseur. Il est monté sous le module atterrisseur et était mis en fonctionnement à 12 km d’altitude. Il émettait 4 faisceaux émettant des ondes continues. Sa précision était de ± 1 m/s.

e) Le système de guidage et de contrôle

Le « cerveau » du module atterrisseur était le calculateur de guidage et de séquencement (GCSC). Il comprenait deux calculateurs redondants disposant chacun d’une mémoire à fils de 18 000 mots de capacité. La programmation initiale de ce système était prévue pour réaliser, en totale autonomie, les opérations pendant les 22 premiers jours sur la surface martienne.

f) Le système de stockage des données

Ce système collectait et enregistrait l’ensemble des données relatives au fonctionnement du module atterrisseur et les données provenant des équipements scientifiques.

Il était constitué d’une unité d’acquisition de traitement (DAPU), d’une mémoire de stockage temporaire et d’un enregistreur magnétique.

L’unité d’acquisition et de traitement collectait les données techniques et scientifiques et routait ces dernières soit vers le système de télécommunications bande S, soit la mémoire de stockage temporaire, soit vers l’enregistreur magnétique.

La mémoire de stockage temporaire, d’une capacité de 8200 mots, assurait le transfert bidirectionnel des données entre l’unité d’acquisition et de traitement vers l’enregistreur magnétique.

L’enregistreur magnétique permettait le stockage de longue durée des données avant leur transfert vers le module orbital via l’unité d’acquisition et de traitement et le système de transmission en bande UHF. Il avait une capacité de stockage de 40 millions de bits. Il disposait de deux vitesses d’enregistrement et cinq vitesses de lectures.

3.3 – La capsule de protection biologique (Bioshield Cap)

La capsule de protection biologique était un cocon pressurisé, fermé hermétiquement qui protégeait le module atterrisseur de toute contamination biologique après la phase de stérilisation (chauffage à 113 °C pendant 40 heures dans une atmosphère d’azote pure à 97 %). La stérilisation des deux modules atterrisseurs fut effectuée pendant le mois de juin 1975.

La capsule de protection biologique, constituée de deux parties, avait la forme du œuf. La structure, faite d’aluminium recouverte de fibre de verre d’une épaisseur de 0,13 millimètres, était recouverte d’une peinture blanche permettant de limiter l’absorption de rayonnement solaire pendant le vol vers Mars.

Elle mesurait 3,7 mètres de diamètre et une hauteur de 1,9 mètres.

Enfin, elle disposait d’un système de valves afin d’éviter toute surpression et éviter toute rupture de la barrière biologique.

3.4 – Le bouclier de rentrée atmosphérique

Le bouclier était une structure d’alliage d’aluminium de forme conique (angle de 140°) renforcée par des cerclages. Il était disposé entre la base du module atterrisseur et la partie inférieure de la capsule de protection biologique.

La face extérieure était constitue d’un matériau ablatif permettant d’évacuer la chaleur pendant la phase de rentrée.

A l’intérieur, à sa périphérie, le bouclier comprenait 4 groupes de trois petits moteurs-fusées assurant le contrôle en tangage et lacet afin de contrôler le profil de la rentrée dans l’atmosphère. Ces moteurs fonctionnaient à l’hydrazine provenant  de deux réservoirs sphériques d’une capacité totale de 85 kg.

Ce bouclier était équipé de capteurs de pression et de température et de deux expériences scientifiques, l’Upper Atmosphere Mass Atmosphere (UAMS) et le Retarding Potential Analyzer (RPA).

3.5 – La protection supérieure du module atterrisseur et le système parachute

La structure de la protection supérieure du module atterrisseur était constituée d’aluminium et de fibre de verre. La fibre de verre permettait de laisser passer les données télémétriques du module atterrisseur vers le module orbital pendant la phase de rentrée atmosphérique. Elle protégeait la partie supérieure du module atterrisseur pendant la phase de rentrée atmosphérique.

Elle intégrait surtout le parachute et son mortier éjecteur. Le mortier éjectait le parachute à une vitesse de 139 km/h. Le parachute, en dacron, faisait 16 mètres de diamètre pour une masse de 50 kg. Ses suspentes permettaient au parachute d’être situé 30 mètres au-dessus de la protection supérieure et du module atterrisseur.

3.6 – Les équipements scientifiques

Le module atterrisseur était équipé de 8 équipements scientifiques que nous vous proposons de voir en détails dans la partie 2.

[1] Ref : Viking Press Kit de la NASA (Réf : 75-183) et Robotic Exploration of the Solar System Part 1 (Paolo Ulivi et David M. Harland)

[2] Ref : Viking Press Kit de la NASA (Réf : 75-183) et Robotic Exploration of the Solar System Part 1 (Paolo Ulivi et David M. Harland)

[3] Extrait du Viking Press Kit de la NASA (Réf : 75-183)

Cet article est paru la première fois dans la revue Espace & Temps N°17 en mai 2016 à l’occasion du 40^ème anniversaire de l’atterrissage sur la surface de Mars des sondes Viking