Aérocapture

Lorsqu'un vaisseau spatial s'approche d'un corps céleste (planète, lune) sur une trajectoire hyperbolique, comme c'est le cas des sondes spatiales à l'approche de la planète visée, celui-ci doit diminuer sa vitesse au moment où il contourne le corps céleste s'il doit se mettre en orbite autour de lui. Cette manœuvre consomme une quantité de carburant qui peut représenter plus de 50 % de sa masse. Si la vitesse n'est pas réduite, le vaisseau après avoir contourné la planète ou la lune repartira sur sa trajectoire hyperbolique en s'éloignant de celle-ci.

La technique de l'aérocapture consiste à utiliser la traînée aérodynamique (forces de frottement) générée par le passage dans l'atmosphère du corps céleste pour ralentir le vaisseau. Celui-ci doit au cours d'un seul passage dans les couches basses de l'atmosphère diminuer suffisamment sa vitesse pour que le vaisseau se place en orbite. La manœuvre est encore plus délicate que celle de l'aérofreinage qui utilise la trainée uniquement pour modifier l'orbite et qui peut donc procéder graduellement. Pour ralentir suffisamment le vaisseau, celui doit affronter un échauffement important et prolongé. La précision de la manœuvre et donc la connaissance très précise de la densité de l'atmosphère sont nécessaires. Cette technique n'est pas utilisable si la planète ne possède pas d'atmosphère.

Aucune aérocapture n'a jusqu'à présent (2013) été réalisée par une sonde spatiale ou un vaisseau avec équipage. Cette technique est à l'étude pour la mission habitée vers Mars car elle réduit considérablement la masse de carburant à emporter.

Déroulement d'une aérocapture

Selon une étude effectuée par l'Onera pour l'Agence spatiale européenne (programme Aerofast) pour qu'un vaisseau puisse se placer en orbite au-dessus de Mars par cette technique il faut qu'il passe à une altitude de 40 km au-dessus de la surface. Il peut ainsi ralentir de 2 km/s ce qui est suffisant pour permettre une aérocapture si l'engin a suivi la trajectoire empruntée habituellement par les missions martiennes. Cette étude préconise l'utilisation d'un bouclier thermique ayant une géométrie de type sphérico-biconique. Selon les simulations l'engin devrait être encapsulé dans un bouclier thermique fermé ; un bouclier ouvert sur l'arrière plus pratique pour les manœuvres de séparation ne pourrait être retenu du fait de l'énergie thermique accumulée sur l'arrière. Le gain sur la masse de l'engin spatial obtenu en économisant le carburant nécessaire à la mise en orbite serait compris entre 30 et 50%[1].