InSight

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Description de cette image, également commentée ci-après
InSight à la surface de Mars (vue d'artiste).
Données générales
Organisation Drapeau des États-Unis NASA
Constructeur Drapeau des États-Unis Lockheed Martin
Programme Discovery
Domaine Étude de la structure interne de Mars.
Type de mission Atterrisseur
Statut Instruments en cours de déploiement sur le sol martien.
Autres noms GEMS
Lancement 5 mai 2018
Lanceur Atlas V 401
Durée 2 années terrestres (mission primaire)
Identifiant COSPAR 2018-042A
Site https://mars.nasa.gov/insight/
Caractéristiques techniques
Masse au lancement 694 kg
dont atterrisseur 358 kg
Masse instruments 50 kg
Ergols Hydrazine
Masse ergols 67 kg
Source d'énergie Panneaux solaires
Puissance électrique 600-700 watts
(Atterrisseur sur Mars)
Orbite
Atterrissage 26 novembre 2018
Localisation Elysium Planitia
4,5° N, 135° E
Principaux instruments
SEIS Sismomètre passif
HP3 Capteur de flux de chaleur
APSS Station météorologique
Le module d' InSight qui s'est posé sur Mars sur Mars en cours d'assemblage avec ses panneaux solaires déployés.
Le module d'InSight qui s'est posé sur Mars en cours d'assemblage avec ses panneaux solaires déployés.

InSight (acronyme de l'anglais Interior Exploration using Seismic Investigations, Geodesy and Heat Transport ; en français : Exploration interne par les sondages sismiques, la géodésie et les flux thermiques) est une mission d'exploration de la planète Mars développée par l'agence spatiale américaine, la NASA qui a décollé le 5 mai 2018 et a atterri à la surface de la planète le 26 novembre 2018.

C'est la première mission entièrement consacrée à l'étude de la structure interne de cette planète. Pour y parvenir, elle emporte deux instruments scientifiques : le sismomètre SEIS et HP3, instrument de mesure des flux de chaleur en provenance du cœur de la planète. L'objectif scientifique principal de la mission est de disposer d'une meilleure connaissance de la structure interne de la planète, dont les caractéristiques sont mal connues, dans le but de reconstituer l'histoire de Mars. Les données collectées permettront également d'améliorer les modèles de formation et d'évolution des planètes rocheuses du système solaire — Mercure, Vénus, la Terre, Mars — ainsi que de la Lune.

Lorsque la mission InSight est sélectionnée en 2012, dans le cadre du programme Discovery de la NASA, elle constitue l'aboutissement de plusieurs projets proposés sans succès au cours des deux décennies qui ont précédé. Le programme Discovery regroupe des projets spatiaux américains caractérisés par un coût modéré et un cycle de développement court. Pour rentrer dans cette contrainte budgétaire, la mission repose sur l'envoi d'une station au sol unique contrairement aux projets qui l'avaient précédé. La sonde spatiale réutilise l'architecture de la mission Phoenix, qui s'était posée en 2007 dans la région polaire de Mars. C'est un engin de relativement petite taille (moins de 700 kilogrammes, au lancement). La charge utile est fournie par des partenaires européens. L'instrument principal, le sismomètre SEIS est conçu par l'Institut de physique du globe de Paris et fourni sous maitrise d’œuvre de l'agence spatiale française (CNES), tandis que HP3 est développé par l'Allemagne.

Un problème de mise au point sur l'instrument SEIS repousse le lancement de la mission, prévu initialement en 2016, à la fenêtre de lancement suivante vers Mars en 2018. Insight se pose à la surface de Mars le 26 novembre 2018 dans une région de plaine baptisée Elysium Planitia, située près de l'équateur de cette planète. La phase d'étude scientifique doit durer deux années terrestres.

Sommaire

Déroulement de la mission sur le sol martien[modifier | modifier le code]

Photo prise par la caméra IDC peu après l'atterrissage sur Mars (4 décembre) montre le sismomètre (rouge), la cloche qui doit le recouvrir (blanche), le capteur de flux de chaleur (noir) et l'extrémité du bras sur lequel est installé la caméra avec en arrière plan la surface de Mars.
Cette photo prise par la caméra IDC peu après l'atterrissage sur Mars (4 décembre) montre le sismomètre (rouge), la cloche qui doit le recouvrir (blanche), le capteur de flux de chaleur (noir) et l'extrémité du bras sur lequel est installé la caméra avec en arrière plan la surface de Mars.

Activation de la sonde spatiale au sol (novembre-janvier 2019)[modifier | modifier le code]

Une fois au sol le premier objectif est d'activer et vérifier les différents équipements de l'atterrisseur et de déployer les deux instruments principaux sur le sol. Il est prévu que cette phase dure environ 67 jours, avec une marge de 20 jours. Il faut ensuite 7 semaines supplémentaires pour que la sonde thermique soit enfoncée jusqu'à la profondeur souhaitée de 3 à 5 mètres. Durant cette phase, les orbiteurs permettent de retransmettre des données vers la Terre deux fois par jour, tandis que des commandes sont transmises directement par la station de contrôle au sol à InSight, en bande X.[1].

Les opérations à la surface de Mars démarrent une minute seulement après l'atterrissage. Les opérations du premier jour sont exécutées automatiquement sans intervention du contrôle au sol. Depuis le début de la descente vers le sol, InSight puise son énergie sur ses batteries, aussi la première action à l'arrivée sur le sol martien consiste à déployer les panneaux solaires. Cette opération est réalisée 16 minutes après l'atterrissage, le temps de laisser la poussière soulevée retomber. L'énergie produite par les panneaux solaires est mesurée : avec 4 588 Watts-heures par jour martien InSight bénéficie d'une quantité d'énergie suffisante pour ses activités et largement supérieure à ce dont ont disposé tous les engins martiens l'ayant précédé (Phoenix 1 800 Wh, Curiosity (2 806 Wh), Mars Exploration Rover (922-994 Wh). Les données collectées par le centre de contrôle indiquent que l'atterrisseur s'est posé dans un petit cratère d'impact rempli de poussière et de sable et que l'inclinaison de l'atterrisseur est de 4° (la valeur maximale acceptable était de 15° pour ne pas gêner le déploiement des panneaux solaires). Les première images prises, alors que le cache translucide anti-poussières n'a pas encore été éjecté, montrent un terrain très peu accidenté, comprenant seulement quelques petits rochers, idéal pour l'installation des deux instruments scientifiques[2].

Le bras, utilisé pour déployer les instruments, est débloqué et le 4 décembre il est étendu pour permettre d'effectuer des photos de l'environnement immédiat avec la caméra IDC fixée sur son "coude". L'objectif de l'autre caméra (caméra de contexte) fixée au bord du plateau supérieur, malgré la présence d'un cache, est recouvert de poussières martiennes qui se sont glissées sur l'objectif. Malgré ce défaut les images effectuées resteront exploitables[3].

Pour la première fois le bruit du vent qui souffle à une vitesse comprise entre 18 et 25 km/h, est enregistré et transmis au sol. En fait InSight ne dispose pas de microphone[Note 1] et il ne s'agit pas de l'enregistrement d'un son dans la gamme sonore perceptible par un humain[Note 2]. Le son enregistré a été produit par la conversion par les techniciens des vibrations des panneaux solaires générées par le vent et enregistrées par le capteur courte période du sismomètre installé provisoirement sur le plateau supérieur d'InSight. Les infrasons produits par le vent ont par ailleurs été enregistrés par le capteur de pression de la suite météorologique et leur conversion a été effectuée pour pouvoir être perceptible par l'oreille humaine [4],[5].

Activités prévues à la surface de Mars (2018-2020)[modifier | modifier le code]

Déploiement des instruments[modifier | modifier le code]

Au cours de la première semaine de son séjour sur Mars, InSight collecte des données avec ses caméras, pour préciser les caractéristiques de la surface, en particulier au sud de l'atterrisseur, sur la portion de terrain à portée du bras de l'atterrisseur. Les deux semaines suivantes, des photos complémentaires de la zone à portée du bras sont prises pour sélectionner la partie du terrain sur laquelle seront posés les deux instruments. Des photos en stéréo sont prises pour mieux analyser les reliefs du terrain[1],[6].

Le sismomètre SEIS est le premier instrument installé. Le transfert est réalisé en plusieurs jours afin de vérifier le bon fonctionnent du bras et s'assurer que l'instrument a été bien saisi par celui-ci. C'est la première fois qu'un instrument est installé par un bras télécommandé sur le sol d'une autre planète. Ensuite, la cloche assurant la protection thermique et éolienne du sismomètre est saisie par le bras sur le plateau supérieur et installée de manière à recouvrir le sismomètre dans le but de le protéger des phénomènes météorologiques. Enfin, l'instrument HP3 est à son tour mis en place, toujours à l'aide du bras. Le forage débute et va durer plusieurs semaines, avec des pauses de 2 à 3 jours durant lesquelles on laisse la chaleur produite par le processus se dissiper, puis on mesure la conductivité thermique[7],[8].

Acidalia PlanitiaAcidalia PlanitiaAlba MonsAmazonis PlanitiaAonia TerraArabia TerraArcadia PlanitiaArcadia PlanitiaArgyre PlanitiaElysium MonsElysium PlanitiaHellas PlanitiaHesperia PlanumIsidis PlanitiaLucus PlanumCratère LyotNoachis TerraOlympus MonsPromethei TerraCratère RudauxSolis PlanumTempe TerraTerra CimmeriaTerra SabaeaTerra SirenumTharsis MontesUtopia PlanitiaValles MarinerisVastitas BorealisVastitas BorealisCarte de Mars
Cette image contient des liens cliquablesCarte interactive (en) de la topographie de Mars, sur laquelle sont superposées les positions des atterrisseurs et astromobiles martiens Faites glisser votre souris sur la carte pour faire apparaitre les noms des 25 principales formations martiennes et cliquer sur ces liens pour faire apparaitre les articles sur celles-ci. Les couleurs de la carte sous-jacente correspondant à l'altitude déterminée par l'altimètre embarqué sur la sonde spatiale Mars Global Surveyor. Les couleurs blanche et marron indiquent les altitudes les plus élevées comprises entre +8 et +12 km, suivies par les couleurs rouges et roses (entre +3 et +8 km). Le jaune correspond au niveau 0. Les verts et bleu correspondant aux altitudes les plus basses (jusqu'à -8 km). Les axes sont constitués par la latitude et la longitude. Les pôles ne sont pas affichés.
Beagle 2
Bradbury Landing
Deep Space 2
InSight
Mars 2
Mars 3
Mars 6
Mars Polar Lander
Challenger Memorial Station
Green Valley
Atterrisseur Schiaparelli
Carl Sagan Memorial Station
Columbia Memorial Station
Thomas Mutch Memorial Station
Gerald Soffen Memorial Station


Phase opérationnelle[modifier | modifier le code]

InSight à la surface de Mars (vue d'artiste) avec les instruments SEIS et HP3 déployés sur le sol martien.
InSight à la surface de Mars (vue d'artiste) avec les instruments SEIS et HP3 déployés sur le sol martien.

La phase opérationnelle peut alors commencer. Il est prévu que la sonde spatiale collecte des données sur les processus internes de la planète et sur sa sismologie durant deux ans. Cette mission primaire pourra être prolongée. Tout au long de ces opérations, les données recueillies sont régulièrement transmises en bande UHF aux orbiteurs martiens Mars Reconnaissance Orbiter et Mars Odyssey, qui survolent quotidiennement le site d'atterrissage. Ceux-ci relaient ensuite ces données en bande X aux stations de réception sur Terre : à tout moment une des trois grandes stations du Deep Space Network, équipées d'antennes paraboliques de 70 et 34 mètres de diamètre et situées en Espagne, en Californie et en Australie, est en position de recevoir des données transmises par les orbiteurs. Durant les premières semaines, consacrées aux déploiement des instruments, deux sessions de communication ont lieu chaque jour pour donner le temps aux équipes au sol de préparer les activités du lendemain. Les commandes préparées par le centre de contrôle sont, quand à elles, envoyées directement à InSight en bande X. Ce mode de transmission ne permet qu'un débit relativement faible. Le deuxième emploi de ces communications directes est l'expérience RISE visant à mesurer les mouvements de Mars sur son axe[9].

Contexte[modifier | modifier le code]

Les sismomètres au début de l'ère spatiale[modifier | modifier le code]

L'importance du sismomètre pour l'étude in situ des planètes est identifiée dès le début de l'ère spatiale. Cet instrument, qui mesure les mouvements internes d'une planète[Note 3], permet d'obtenir des informations sur sa structure : caractéristiques et taille du noyau de la planète, de son manteau, etc... . Celles-ci permettent à leur tour de reconstituer l'histoire de ses origines et de son évolution et à travers celle-ci fournissent des indices sur la formation du système solaire. les sondes spatiales Ranger 3 à 5 (1961-1965), premiers engins à tenter de se poser sur un autre corps du système solaire (la Lune), en étaient équipés. Quelques années plus tard, les équipages des missions Apollo (1969-1972) installent des sismomètres très performants à la surface de la Lune[10].

Les sismomètres du programme Viking[modifier | modifier le code]

En ce qui concerne la planète Mars, les sondes spatiales Viking 1 et 2, premiers engins de la NASA à effectuer un atterrissage à la surface de la planète (1976), emportent également des sismomètres. Mais l'objectif principal de ces missions porte sur la recherche de traces de vie passée ou actuelle sur la planète. Le sismomètre, qui pèse 2,2 kg et consomme 3,5 watts, est peu sophistiqué avec une sensibilité de l'ordre du nanomètre dix fois moins bonne que celle des instruments installés sur la Lune par les équipages du programme Apollo. Les géophysiciens concepteurs de l'expérience ont été contraints d'accepter que l'instrument soit installé sur le pont de l'atterrisseur au lieu d'être en contact direct avec le sol. Les données collectées doivent être fortement compressées et donc dégradées avant d'être transmises vers la Terre car le débit de la liaison avec la Terre est réduit. Le premier sismomètre embarqué à bord de Viking 1 arrive sur le sol martien le 20 juillet 1976 mais les opérateurs sur Terre ne parviennent pas à mettre l'instrument en état de marche. Pour le protéger des chocs durant les différentes phases du vol où le sismomètre est soumis à de fortes accélérations, sa partie mobile est verrouillée jusqu'à l'arrivée au sol. Les opérateurs ne parviennent pas à débloquer ce verrou et le sismomètre sera le seul instrument non opérationnel de tout le programme Viking. Le 3 septembre 1976 c'est au tour de Viking 2 de se poser sur le sol martien. Cette fois le sismomètre peut être activé mais les scientifiques constatent rapidement que les données collectées n'ont rien à voir avec des mouvements sismiques. Solidaire du pont de l'atterrisseur, l'instrument enregistre tous les mouvements mécaniques affectant celui-ci : rotation de l'antenne grand gain orientable, déplacement du bras robotique, fonctionnement du magnétophone et surtout action du vent qui fait vibrer la plateforme. Seules les mesures faites de nuit, caractérisée par une diminution du vent et l'absence d'activité des instruments, sont éventuellement exploitables. Mais la faible sensibilité de l'instrument conjuguée avec les doutes sur l'origine des mouvements enregistrés ne permettent pas d'en tirer des données réellement utilisables. Depuis cette date, aucun sismomètre n'a été installé sur Mars, bien que de nombreuses missions aient été proposées dans ce but[11].

Les projets de réseau de sismomètres martiens[modifier | modifier le code]

Ainsi au début des années 1990, le projet de la NASA, Mars Network Mission, prévoit l'installation d'une douzaine de stations sismiques à la surface de Mars. Ce projet n'aboutit pas ; des projets aux objectifs similaires sont proposés par la suite : MESUR (Mars Environmental SURvey), puis MarsNet et enfin, en collaboration avec l'Agence spatiale européenne, InterMarsNet. Ce dernier projet prévoyait le déploiement, au cours des années 2001-2003, de 16 à 20 stations fixes, comprenant à la fois un sismomètre et une station météorologique. Le coût élevé du projet et la priorité accordée à la recherche des formes de vie sur Mars, aboutissent à l'annulation en 1996 de la mission. À la même époque, la Russie prépare une mission ambitieuse, Mars 96, qui doit déposer des sismomètres à la surface de Mars mais la sonde spatiale est perdue lors du lancement (novembre 1996). L'agence spatiale française, le Centre national d'études spatiales (CNES), propose à la fin des années 1990 NetLander, un projet comprenant 4 stations fixes équipées de capteurs sismiques. Ces instruments sont d'abord proposés pour le projet de l'Agence spatiale européenne Mars Express, avant d'être incorporés dans la mission de retour d'échantillons martiens que le CNES élabore en 2003 avec la NASA. Mais ce projet très coûteux est également abandonné. Il est brièvement envisagé d'inclure le sismomètre SEIS, développé par le CNES pour les missions précédentes, dans le programme ExoMars de l'Agence spatiale européenne[10].

Adoption d'une architecture à sismomètre unique[modifier | modifier le code]

Jusque-là, l'installation de plusieurs stations largement espacées était jugée nécessaire pour pouvoir collecter des données pertinentes. Face au coût important de cette architecture, qui avait fait obstacle à sa réalisation, un groupe de géophysiciens choisit au milieu des années 2000 de mettre au point une nouvelle technique de mesure reposant sur un sismomètre unique à trois composants large bande. La solution adoptée permet de déterminer la structure interne de la planète avec une seule station de mesure en analysant et rapprochant les différents types de signaux générés par les événements sismiques. La mission InSight, dont l'instrument principal est le sismomètre SEIS, est l'aboutissement de cette approche[10].

Historique du projet[modifier | modifier le code]

Test de déploiement du sismomètre SEIS.
Test de déploiement du sismomètre SEIS.
Face inférieure de l'atterrisseur en position repliée, assemblé avec le bouclier thermique arrière.
La face inférieure de l'atterrisseur en position repliée, assemblé avec le bouclier thermique arrière.
Train d'atterrissage de l'atterrisseur.
Train d'atterrissage de l'atterrisseur.

Sélection : la douzième mission du programme Discovery[modifier | modifier le code]

Article connexe : Programme Discovery.

InSight est à l'origine une proposition de mission spatiale pour le programme New Frontiers de l'agence spatiale civile américaine, la NASA. Ce programme regroupe des projets d'environ 1 milliard US$. La proposition avait pour objectif de poser sur le sol martien trois engins similaires à l'atterrisseur Phoenix pour établir un réseau de stations fixes, afin de mener une étude géophysique coordonnée de la planète Mars. Le projet n'ayant pas été retenu, il est remodelé, en supprimant deux des trois engins prévus, pour pouvoir être proposé dans le cadre du programme Discovery, tout en entrant dans l'enveloppe financière deux fois plus faible des missions de ce programme[12].

En juin 2010, la NASA lance un appel à propositions pour sélectionner la douzième mission du programme Discovery. L'agence spatiale reçoit 28 propositions et sélectionne en mai 2011 trois d'entre elles. InSight, proposée par le Jet Propulsion Laboratory (JPL), avec la participation d'équipes scientifiques de plusieurs pays, fait partie des projets retenus. Les deux autres missions pré sélectionnées sont [13]:

  • Titan Mare Explorer (TiME) : c'est la première mission d'exploration directe d'un environnement océanique extraterrestre, en amerrissant et en flottant sur une mer d'éthane et de méthane liquide de Titan, la lune de Saturne ;
  • Comet Hopper (CHopper) : c'est une sonde spatiale qui doit effectuer plusieurs atterrissages à la surface d'une comète et étudier les changements provoqués par le Soleil lors de son passage à son périhélie.

Les trois équipes finalistes reçoivent chacune 3 millions de dollars pour réaliser une étude de conception détaillée. En août 2012, la NASA choisit sur la base de ces documents InSight. Le lancement est planifié pour mars 2016. Conformément au cahier des charges du programme Discovery, la mission sélectionnée a un budget plafonné à 425 millions de dollars, hors coût de lancement[14] ,[15]. InSight était baptisée initialement GEMS (Geophysical Monitoring Station pour Station de surveillance géophysique), mais son nom est modifié début 2012, pour éviter une confusion avec l'observatoire spatial rayons X GEMS (Gravity and Extreme Magnetism SMEX), en cours de développement à la NASA[16].

Construction de la sonde spatiale[modifier | modifier le code]

En décembre 2013, la NASA sélectionne comme lanceur une fusée Atlas V 401, qui doit décoller depuis la base de Vandenberg en Californie[17]. La fourniture du sismomètre SEIS par une équipe pilotée par le CNES, l'agence spatiale française, est formalisée le 10 février 2014[18]. Parmi les trois autres expériences scientifiques embarquées, l'instrument HP3 est fourni par l'Agence spatiale allemande DLR, tandis que la station météorologique TWINS est fournie par l'Espagne. Ce choix massif d'une instrumentation étrangère, qui permet de réduire le budget, car leur coût n'est pas compté dans l'enveloppe budgétaire prise en charge par la NASA (les instruments sont financés par les différents pays contributeurs), soulève un tollé dans la communauté scientifique américaine. En réponse à cette réaction, la NASA introduit en 2014 une nouvelle règle dans la sélection des missions du programme Discovery. Celle-ci impose qu'au moins les deux tiers des instruments embarqués devront être américains[19]. Le 16 mai 2014, le projet passe avec succès la «Revue Critique de Définition»[20]. La construction de la sonde spatiale débute chez les différents participants du projet[21]. La phase d'assemblage s'engage dès novembre 2014 à Denver, chez le constructeur Lockheed Martin[22]. En mai 2015, commence la phase de tests de l'atterrisseur, qui doit durer sept mois[23].

Report du lancement de 2016 à 2018[modifier | modifier le code]

Le 23 décembre 2015, le constructeur français de l'instrument principal, le sismomètre SEIS, annonce qu'il n'arrive pas à régler les problèmes d'étanchéité de l'enceinte placée sous vide dans laquelle celui-ci est enfermé. Les tests qui avaient été réalisés avec succès à température ambiante, échouent lorsque la température descend à -100 °C. La fuite est localisée au niveau du passe-fils permettant de relier l'instrument à la sonde spatiale. Cette fuite est très faible, mais ne permet pas de respecter les contraintes nécessaires pour la précision des mesures[24]. Le lancement, planifié en mars 2016, doit alors être reporté[25]. Le coût du report pour la NASA (maintien des équipes, opérations de stockage/déstockage) est évalué à 150 millions de dollars, entièrement pris en charge par la NASA. Bien que le coût résultant dépasse l'enveloppe budgétaire attribuée aux missions du programme Discovery, la NASA décide de poursuivre le projet. Le JPL prend en charge le développement d'une nouvelle enceinte. InSight doit donc utiliser la fenêtre suivante de lancement vers Mars, qui s'ouvre le 5 mai 2018[26],[27]. Des tests sont poursuivis pour s'assurer que les capteurs VLB de l'instrument SEIS, qui jouent un rôle capital dans la tenue des objectifs scientifiques et qui présentent un risque modéré, pourront fonctionner sur toute la durée de la mission primaire. Le report de la date de lancement est mis à profit pour modifier les connexions électriques à l'intérieur de la tête de la foreuse de l'instrument HP3, car les tests effectués ont montré une dégradation de celles-ci. Le projet décide d'abandonner le recours au nouveau type de nylon utilisé pour les suspentes du parachute, développé pour la mission Mars 2020 et de revenir au matériau mis en œuvre par la mission Phoenix. Il s'est avéré en effet que les opérations de stérilisation imposées par les règles de protection planétaire dégradaient la résistance du nouveau matériau[28].

Coût de la mission[modifier | modifier le code]

Le coût de la mission pour la NASA est de 814 millions de dollars américains dont 160 millions pour le lancement. Ce budget englobe la conception, la fabrication, le lancement vers Mars et la gestion des opérations durant la mission primaire, d'une durée de 2 ans. Il faut ajouter à cette somme les contributions des principaux partenaires européens, la France et l'Allemagne, qui ont consacré en tout 180 millions de dollars au développement des instruments SEIS et HP3. Enfin, le JPL et la NASA ont investi environ 18,5 millions de dollars dans le développement de deux nano-satellites Mars Cube One[29].

Objectifs scientifiques[modifier | modifier le code]

Schéma 1 montrant les similarités et les différences entre les structures internes de Mars.
Schéma 1 montrant les similarités et les différences entre les structures internes de Mars (sur la base des hypothèses disponibles avant la mission InSight), de la Terre et de la Lune : 1A Croûte continentale et 1B océanique de la Terre - 1C Croûte basaltique de Mars et de la Lune - 2A Manteau supérieur et 2B inférieur de la Terre - 2C Manteau de Mars et de la Lune - 2E Manteau partiellement fondu de la Lune - 3A Noyau liquide et 3B solide de la Terre - 3C Noyau de Mars liquide ou solide ? - 3D Noyau liquide et 3E solide de la Lune - 4 Discontinuités.

L'objectif principal de InSight est d'étudier la structure interne de la planète Mars, qui partage de nombreuses caractéristiques avec les trois autres planètes telluriques (c'est-à-dire rocheuses) de notre système solaire. Comme la Terre, Mars résulte de l'accrétion initiale de nombreux corps rocheux, qui a été suivie, lorsque la masse du corps en formation a dépassé une taille suffisante, d'un échauffement interne, entretenu par la chaleur dégagée du fait de la radioactivité naturelle de certains éléments. Cet échauffement a déclenché un processus de différenciation planétaire : les matériaux les plus denses se sont enfoncés vers le centre, tandis que les matériaux moins denses migraient vers la surface. Il en est résulté la formation d'un noyau planétaire, entouré d'un manteau et d'une croûte. Mars présente l'avantage par rapport à la Terre d'être géologiquement moins active (notamment absence de plaques tectoniques). Sa structure interne doit donc avoir conservé les traces de ce processus initial de formation. En étudiant la taille, l'épaisseur, la densité et l'ensemble de la structure de la planète Mars - noyau, manteau et croûte, ainsi qu'en permettant d'estimer la vitesse à laquelle la chaleur s'échappe de l'intérieur de la planète, InSight fournira un aperçu original des processus évolutifs de toutes les planètes rocheuses, qui ont débuté il y a plus de quatre milliards d'années[30].

L'objectif secondaire de la mission est de mener une étude approfondie de l'activité tectonique, mais aussi des impacts de météorites sur Mars, ce qui pourrait accroître nos connaissances sur les processus similaires sur Terre[30].

Pour remplir sa mission, InSight doit collecter des données qui permettront d'effectuer six types de mesure[30] :

  • déterminer la taille, la composition et l'état (solide ou liquide) du noyau planétaire ;
  • déterminer l'épaisseur et la structure de la croûte ;
  • déterminer la composition et la structure du manteau ;
  • déterminer l'état thermique des structures internes de Mars ;
  • mesurer la force, la fréquence et la distribution géographique de l'activité sismique interne de la planète ;
  • mesurer la fréquence des impacts de météorites à la surface de Mars.

Les principales caractéristiques de la structure interne de Mars ont fait l'objet d'estimations, mais souvent de manière indirecte. La mission InSight devrait apporter des précisions très importantes, comme le montre le tableau ci-dessous.

Précision des mesures d'InSight[31]
Caractéristique Valeur connue / imprécision Précision attendue de InSight Facteur d'amélioration
Épaisseur de la croûte ( 65 ± 35 ) km (déduit) ± 5 km
Couches composant la croûte pas d'information Identification des couches d'une épaisseur > 5 km nouvelles données
Vitesse de déplacement du manteau ( 8 ± 1 ) km/s (déduit) ± 0,13 km/s 7,5×
Noyau liquide ou solide sans doute liquide (déduit) déterminé avec certitude nouvelles données
Rayon du noyau ( 1700 ± 300 ) km précision portée à ± 75 km
Densité du noyau ( 6,1 ± 1,0 ) g/cm³ précision portée à ± 0,3 g/cm3
Flux thermique ( 30 ± 25 ) mW/m³ (déduit) précision portée à ± 0,3 mW/m3
Activité sismique connu avec une imprécision de facteur 100 facteur 10 10×
Localisation des séismes pas d'information localisés avec une précision inférieure ou égale à 10 degrés nouvelles données
Taux d'impact des météorites connu avec une imprécision de facteur 6 imprécision : facteur 2

Évaluation de l'activité sismique de Mars[modifier | modifier le code]

Aucune des deux missions martiennes dotées de sismomètres ayant précédé InSight n'a pu fournir d'informations sur l'activité sismique de Mars, du fait de la défaillance des instruments (Viking) ou de l'échec du lancement (Mars 96). L'activité sismique a fait néanmoins l'objet, pour la mission InSight, d'une évaluation basée sur plusieurs éléments : la masse de la planète, ses oscillations autour de son axe, l'observation des failles et des impacts de météorites à sa surface, ainsi que des modélisations du processus ayant donné naissance à la planète et qui a conduit à son refroidissement progressif. La source principale de l'activité sismique est la contraction de la planète liée au refroidissement de son noyau (séisme tectonique). Le moment cinétique libéré chaque année par ce processus aurait une valeur comprise entre 1017 N.m et 1019 N.m, valeur qui situe Mars entre la Terre 1022 N.m et la Lune 1015 N.m. Une large incertitude existe également sur le nombre de séismes, il n'y a pas de modèle unique de distribution des séismes en fonction de leur intensité. A partir de plusieurs hypothèses, les spécialistes du domaine avancent le chiffre d'environ 100 séismes/an détectables au niveau du site d'atterrissage, c'est à dire caractérisés par un moment cinétique supérieur à 1013 N.m. et par un épicentre situé à moins de 60 degrés d'écart sur la surface. Des sources secondaires de séismes sont les impacts de météorites. Ce type d'événement présente un grand intérêt scientifique car, contrairement aux séismes tectoniques, leur épicentre devrait pouvoir être localisé par les observations des engins spatiaux en orbite autour de Mars. Cette localisation permet de réduire l'incertitude concernant les déductions faites sur la structure interne de Mars à partir de ces ondes sismiques relevées. Le nombre d'impacts qui seront détectables chaque année présente de grandes incertitudes. Le responsable scientifique de l'instrument SEIS a proposé le chiffre de 10 événements détectables par an[32].

Site d'atterrissage[modifier | modifier le code]

Photo de la région sélectionnée pour le site d'atterrissage avec des rectangles correspondent aux différentes photographies prises par la caméra HiRISE de l'orbiteur MRO.
InSight doit atterrir sur Mars à l'intérieur de l'ellipse délimitée en blanc visible sur cette photo de la plaine Elysium Planitia. Les rectangles correspondent aux différentes photographies prises par la caméra HiRISE de l'orbiteur MRO pour analyser le relief du terrain en vue d'identifier d'éventuels micro reliefs pouvant poser problème à l'atterrissage.

Le site d'atterrissage retenu a pris en compte les besoins scientifiques, mais également les capacités de l'atterrisseur. En ce qui concerne ce dernier critère, l'objectif est de garantir une probabilité de réussite de l'atterrissage de 99 %. Les critères de sélection du site suivants sont définis[33] :

  • la latitude du site d'atterrissage doit être comprise entre 15°S et 5°N, pour que les panneaux solaires puissent fournir suffisamment d'énergie ;
  • l'altitude doit être inférieure à -2,5 kilomètres (par rapport au niveau moyen de la surface martienne), pour que la sonde spatiale parvienne à être ralentie suffisamment avant l'arrivée sur le sol, compte tenu de sa capacité de freinage (puissance et carburant disponible pour les rétrofusées, forces de trainée) ;
  • la zone d'atterrissage, dégagée d'incidents de terrain (listés ci-dessous), doit être suffisamment étendue pour prendre en compte l'absence de précision de la trajectoire de descente vers le sol de la sonde spatiale compte tenu des incertitudes sur la densité de l'atmosphère ainsi que la force et la direction des vents. L'ellipse retenue doit faire au minimum 110 sur 25 kilomètres ;
  • l'inertie thermique du sol, mesurée depuis une orbite supérieure, doit être d'environ 100140 J·m-2·K-1·s. Cette contrainte garantit que le sol ne sera pas trop mou. L'ordre de grandeur idéal est de 200 J·m−2 K−1 s−½, valeur qui caractérise des terrains régolithiques peu ou pas indurés ;
  • les rochers éparpillés en surface ne doivent pas représenter plus de 10 % de la surface, pour que l'atterrissage et le déploiement des panneaux solaires puissent s'effectuer correctement ;
  • la zone d'atterrissage doit être dépourvue de reliefs de grande taille et ne comporter que des pentes inférieures à 15 % ;
  • le régolite doit avoir au moins cinq mètres d'épaisseur, pour faciliter la pénétration du sondeur HP3, d'une longueur de 5 mètres.
Photo de la planète avec la position de Elysium Planitia région dans laquelle se situe la zone d'atterrissage.
Elysium Planitia, site d'atterrissage InSight, est située près de l'équateur (photo prise par la sonde spatiale européenne Mars Express en 2016).

La sélection du site est effectuée en utilisant d'une part les mesures des caractéristiques thermiques du sol, réalisées par l'instrument THEMIS de l'orbiteur Mars Odyssey, d'autre part les images prises par la caméra HiRISE de Mars Reconnaissance Orbiter dont la résolution permettre d'identifier les rochers de grande taille. Peu de régions martiennes répondent aux critères de latitude, tout en se trouvant en dessous de l'altitude préconisée. En éliminant les terrains trop rocheux (comme Valles Marineris), l'équipe scientifique a identifié une seule région éligible, située dans la plaine Elysium Planitia. Dans cette zone, vingt ellipses d'atterrissage, répondant aux critères d'inertie thermique, ont été identifiées dans un premier temps. Après une étude plus approfondie, la sélection a été réduite à quatre zones, comprises entre 3° et 5° de latitude nord et entre 134° et 140° de longitude est. On ne pourra toutefois pas complètement éviter les risques dus aux roches qui subsistent, ou à des pentes trop fortes de cratères secondaires. Le risque d'échec associé est évalué à 1,4-2,2 %[34]. Début mars 2015, le site d'atterrissage est sélectionné[35]. Le site d'atterrissage final forme une ellipse s'étendant sur 130 km d'ouest en est et sur 27 km du nord au sud, dont le centre se situe à la latitude 4,5°N et à la longitude 135,9°E. La probabilité d'atterrir à l'intérieur de l'ellipse est évaluée à 99%[36].

Caractéristiques techniques de la sonde spatiale[modifier | modifier le code]

Insight reprend l'architecture de la sonde spatiale Phoenix qui s'était posée sur la planète Mars en mai 2008. Ce choix a permis de limiter les coûts et apporte dans une certaine mesure une garantie de bon fonctionnement. La sonde spatiale est fabriquée par le même constructeur Lockheed Martin Space Systems, dans son établissement de Denver au Colorado. La sonde spatiale utilise une avionique reflétant l'état de l'art et développée pour les sondes Mars Reconnaissance Orbiter et GRAIL[29].

La sonde spatiale a une masse au lancement de 694 kg. Dans la configuration adoptée durant son transit vers Mars, la sonde spatiale a une hauteur de 1,76 mètre, un diamètre de 2,64 mètres (au niveau de son bouclier thermique), tandis que les deux panneaux solaires, déployés après le lancement, portent son envergure à 3,40 mètres. La sonde spatiale comprend trois sous-ensembles[29] :

  • l'étage de croisière (79 kg), qui prend en charge le transit entre la Terre et Mars (1 dans le schéma 2) ;
  • le bouclier thermique, d'une masse de (189 kg), qui protège l'atterrisseur durant la descente vers le sol de Mars et qui comprend un parachute (2 et 6 dans le schéma 2) ;
  • l'atterrisseur (358 kg), qui est le seul élément qui se pose sur Mars et qui emporte les différents instruments scientifiques. Il emporte 55 kg d'ergols, utilisés durant le transit vers Mars et pendant la phase de descente vers le sol martien (3, 4 et 5 dans le schéma 2).
Schéma 2 : vue éclatée des différents modules de la sonde spatiale InSight.
Schéma 2 : vue éclatée des différents modules de la sonde spatiale InSight : 1 : Étage de croisière - 2 : Bouclier thermique arrière - 3 : Atterrisseur en position stockée - 4 : Étage avionique - 5 : Enceinte thermique - 6 : Bouclier thermique avant.

L'étage de croisière[modifier | modifier le code]

L'étage de croisière, ici vu du dessus, se réduit à un cylindre creux flanqué de panneaux solaires fixes.

L'étage de croisière prend en charge le transit entre la Terre et Mars. Il fournit l'énergie nécessaire aux systèmes de vol (ordinateur de bord, moteurs pour les changements de trajectoire etc.) pendant toute la durée de cette phase. Le cœur de l'étage de croisière est un cylindre court, de 95 centimètres de diamètre, sur lequel sont fixés de part et d'autre deux panneaux solaires. Ceux-ci portent l'envergure de l'étage de croisière à 3,4 mètres. D'une superficie de 3,2 m2, ils fournissent une puissance de 957 watts au voisinage de la Terre et de 477 watts à proximité de Mars. L'équipement installé comprend des antennes faible et moyen gain, un émetteur radio en bande X, deux capteurs solaires et deux viseurs d'étoiles. Le fonctionnement de l'étage de croisière repose en partie sur des équipements installés dans le bouclier thermique. Ainsi, pour corriger sa trajectoire ou modifier son orientation dans l'espace, l'étage de croisière utilise 8 petits moteurs-fusées, regroupés par 2 (1 moteur d'une poussée de 4 newtons pour le contrôle d'attitude et 1 moteur de (?) newtons pour les corrections de trajectoire), dont la tuyère émerge du bouclier thermique arrière par 4 orifices. De même, durant le transit, c'est l'ordinateur embarqué de l'atterrisseur qui pilote les opérations. L'étage de croisière est largué peu avant le début de l'entrée dans l'atmosphère martienne[1],[37].

Le bouclier thermique[modifier | modifier le code]

Les deux composants du bouclier thermique.
Le bouclier thermique est composé de deux sous-ensembles bien visibles sur cette photo. La partie avant plus plate est située dans la partie supérieure de la photo.

Le bouclier thermique assure la protection thermique de l'atterrisseur durant la rentrée atmosphérique, lorsque l'étage pénètre à grande vitesse (environ 6 kilomètres par seconde) dans les couches plus épaisses de l'atmosphère martienne et que la température de la face avant atteint environ 1 500 °C. Le bouclier thermique est composé de deux éléments, tous deux de forme conique et d'un diamètre de 2,64 mètres : le bouclier avant, plus aplati, est haut d'environ 60 centimètres, tandis que le bouclier arrière fait environ 1 mètre de haut. Cette coque, qui enveloppe l'atterrisseur, le protège de la chaleur grâce à un revêtement de type SLA-561, qui recouvre sa surface en couches plus épaisses sur le bouclier avant, plus exposé. Il inclut les parachutes destinés à réduire la vitesse de descente une fois le bouclier thermique largué[1]. Le SLA-561 est un matériau ablatif mis au point dans les années 1970 pour les sondes spatiales du programme Viking et utilisé sur les véhicules spatiaux soumis durant une rentrée atmosphérique à des flux thermiques modérés. Il est constitué d'une structure nid d'abeilles en fibres de verre remplie principalement avec des granulés de liège. Ce dernier est caractérisé par son pouvoir isolant du à sa structure constituée de petites cellules remplies d'air aux parois non conductrices[38],[39].

L'atterrisseur[modifier | modifier le code]

L'atterrisseur emporte la charge utile de la sonde spatiale et c'est le seul élément de la sonde spatiale à se poser sur le sol. Il se présente sous la forme d'une plateforme de 1,5 mètre de diamètre, posée sur 3 pieds comportant un système d’absorption de choc. Sa masse est de 360 kg, dont 50 kg pour les instruments scientifiques, sans compter les 67 kg d'ergols. Sa hauteur, entre la base de ses pieds et le plateau supérieur, est comprise entre 83 et 108 centimètres, en fonction du degré d'écrasement des jambes résultant de l'impact de l'atterrissage. Son envergure, une fois les panneaux solaires déployés, est de 6 mètres. Les deux panneaux solaires, en forme de décagones réguliers, fournissent entre 600 et 700 watts[Note 4] lorsque la luminosité est bonne et au minimum 200 à 300 watts un jour chargé de poussière, alors que les panneaux sont eux-mêmes recouverts de poussière. Ils alimentent deux batteries lithium-ion, d'une capacité unitaire de 25 ampères-heures[1].

Main gantée abritant une puce.
Une des puces d'InSight contenant les noms des personnes ayant participé à la campagne envoyez votre nom sur Mars.

Les équipements installés sur le plateau supérieur comprennent une antenne hélicoïdale UHF, pour transmettre des données aux orbiteurs martiens, qui les relaient vers la Terre, deux antennes moyen gain en bande X pour communiquer directement avec la Terre. Un bras préhensile est également fixé sur le plateau : il est chargé d'installer sur le sol le sismomètre, sa protection thermique et l'instrument de mesure des flux thermiques, fixés sur le plateau jusqu'à l'arrivée sur Mars. Sur le plateau supérieur se trouvent également des capteurs faisant partie de la suite APSS (Auxiliary Payload Sensor Subsystem), mesurant le champ magnétique local, la température, la pression ainsi que la vitesse et la direction du vent. On trouve également deux puces électroniques contenant les noms de 2,4 millions de personnes, recueillies sur internet dans le cadre d'une campagne intitulée envoyez votre nom sur Mars[1],[40].

L'avionique est enfermée dans une enceinte isolée thermiquement, située sous le plateau. Elle comprend notamment l'ordinateur embarqué, qui contrôle les opérations durant l'ensemble de la mission, du transit vers Mars jusqu'à l'achèvement de la mission. Cet équipement, qui est présent en deux exemplaires pour assurer une redondance, repose sur un microprocesseur RAD 750 version radiodurcie du PowerPC 750, cadencée à 115,5 mégahertz. Les données scientifiques sont stockées dans une mémoire de masse de type mémoire flash, d'une capacité de 64 gigaoctets. Les programmes sont écrits en C et C++ , ils tournent sous un système d'exploitation VxWorks[1].

Les instruments scientifiques[modifier | modifier le code]

La charge utile d'InSight a une masse totale de 50 kilogrammes. Les deux instruments scientifiques contribuant aux principaux objectifs de la mission et qui seront déposés sur le sol de Mars à l'aide d'un bras télécommandé, sont : le sismomètre SEIS et le capteur de flux de chaleur HP3. Cette charge utile est complétée par une station météorologique et un magnétomètre, contribuant à affiner les mesures effectuées par les deux instruments principaux.

Sismomètre SEIS[modifier | modifier le code]

Les composants du sismomètre SEIS.
Les composants du sismomètre SEIS : de gauche à droite un des capteurs très large bande (VLB), le berceau permettant de compenser les irrégularités du terrain et la sphère contenant les capteurs VLB.

Le Seismic Experiment for Interior Structure (SEIS, expérience sismique pour la structure intérieure) est un sismomètre à trois axes qui prendra des mesures précises des séismes et autres activités internes sur Mars, afin de mieux comprendre l'histoire de la planète et la conformation de sa structure. L'instrument, qui a une masse totale de 29,5 kg, est composé des capteurs sismiques, associés à des capteurs de température, un boitier électronique pour l'acquisition des données, un système de déploiement et un logiciel chargé de faire fonctionner l'ensemble.

Capteurs très large bande[modifier | modifier le code]

Le cœur de l'instrument est constitué par des capteurs très large bande VBB (Very Broad Band), capable de percevoir des ondes sismiques dont la fréquence est comprise entre 0,001 et 10 hertz (3 dans le schéma 5). Ce sont trois pendules d'une très grande sensibilité, chacun destiné à la mesure des mouvements du sol dans un des trois axes. Le pendule est constitué par une masselotte de 120 grammes reliée par un ressort à un pivot (52 x 1,8 cm) comprenant une partie fixe et une partie mobile. Le rôle du pivot est de fournir une articulation complètement libre, sans frottement. Les deux parties du pivot sont reliées entre elles par 20 petites lamelles flexibles, réalisées en cuivre et en béryllium, d'une épaisseur de 20 microns. Le mouvement du sol est transmis à la masselotte puis via le ressort à la partie mobile du pivot dont le débattement maximum, limité par des butées, est de 50 micromètres. Le ressort joue un rôle central dans la fonction du pendule. Il ramène celui-ci à sa position de départ après chaque vibration. Il est réalisé dans un matériau très spécifique (Thermelast), qui présente la particularité de conserver de manière quasi inchangée ses dimensions en cas de variation de la température. Par contre, celle-ci induit une modification de son magnétisme qui, s'il a peu d'influence sur Mars — pratiquement dépourvue de champ magnétique — nécessite toutefois l'emport d'un magnétomètre par la sonde spatiale pour corriger les mesures. A l'autre extrémité du ressort, la masselotte se déplace entre deux parties fixes. Le débattement de la masselotte est très limité : en théorie 150 micromètres, mais la flexibilité du pivot n'autorise que 50 micromètres. La distance entre la masselotte et la partie fixe qui l'encadre est mesurée à l'aide d'un capteur baptisé DCS (Differential Capacity Sensor). Celui-ci est constitué d'électrodes qui enregistrent les variations de capacité électrique entre les deux parties. Ces capteurs peuvent enregistrer des déplacements de l'ordre de 50 picomètres (soit un dixième du rayon de l'atome d'hydrogène). Les informations fournies par le DCS sont transmises à un mécanisme de contre-réaction, constitué de bobines dans lesquelles circule un courant proportionnel au déplacement mesuré. Ces bobines génèrent un champ magnétique, qui va créer une force de rappel qui neutralise le déplacement de la masselotte. Ce sont les courants générés par ce dernier dispositif qui est exploité pour mesurer les mouvements sismiques. Plusieurs dispositifs sont utilisés pour régler de manière fine le pendule. La partie mobile du pivot est centrée grâce à un dispositif électromécanique afin de tenir compte de la force de gravité sur le site d'atterrissage (sur Mars elle est en moyenne de 3,71 m/s², mais elle n'est pas complètement uniforme). Des capteurs thermiques mesurent les variations de température. Un mécanisme, baptisé TDCM (dispositif de contrôle thermique), reposant sur des métaux ayant des coefficients de dilatation différents, compense les changements de température qui, malgré les multiples barrières thermiques isolant les pendules de l'extérieur, pourront faire varier la température interne de 10 °C[41].

Enceinte sous vide[modifier | modifier le code]

Les capteurs très large bande sont enfermés dans une enceinte sphérique, de la taille approximative d'un melon, réalisée en titane (4 dans le schéma 5). Un vide très poussé est maintenu dans la sphère. La sphère remplit plusieurs objectifs. A la surface de Mars, la température connait de grandes amplitudes avec des différences de température quotidiennes qui peuvent atteindre 70 °C. Or, la présence de gaz génère des ponts thermiques entre l'extérieur et les capteurs, qui accroissent le bruit et affectent la précision des mesures. D'autre part, l'impact des molécules de gaz sur le pendule servant de capteur affecte également son mouvement. Enfin, en faisant le vide, on écarte les poussières qui pourraient affecter les parties mobiles. À l'atterrissage sur Mars, la pression à l'intérieur de la sphère est de 0,01 millibar et ne devrait pas excéder 0,1 millibar à la fin de la mission primaire, au bout de 2 ans[42],[24].

Capteurs courte période[modifier | modifier le code]

SEIS comprend également trois capteurs sismiques de courte période (6 dans le schéma 5) SP (Short Period) fixés sur la paroi extérieure de la sphère. Ceux-ci sont optimisés pour mesurer les ondes sismiques dont la fréquence est supérieure au hertz. Leur bande passante, comprise entre 0,1 et 40 Hz, recouvre en partie celle des capteurs à large bande et permet d'assurer une redondance partielle en cas de défaillance de ceux-ci. Moins sensibles que les capteurs large bande, ils sont placés à l'extérieur de la sphère, sous vide. Ce sont des capteurs beaucoup plus compacts (taille proche de celle d'une pièce d'un euro) et la masselotte dont les déplacements sont mesurés à l'aide d'électrodes, a une masse d'un gramme. Ils sont usinés dans une galette de silicium, par gravure ionique. Ils sont associés à des capteurs de température, utilisés pour corriger les mesures effectuées[43].

Berceau réglable et enveloppe thermique[modifier | modifier le code]

L'enceinte thermique interne RWEB.
L'enceinte thermique interne RWEB.
La cloche externe chargée d'isoler l'instrument des phénomènes météorologiques notamment le vent.
En haut de cette photo, la cloche externe chargée d'isoler l'instrument des phénomènes météorologiques notamment le vent.

Pour pouvoir être utilisé, l'instrument SEIS doit être posé sur le sol. Le terrain sur Mars ne peut être aplani, or l'instrument SEIS, pour fonctionner de manière optimale, doit être posé sur la surface la plus plate possible et la plus proche de l'horizontale. Pour remplir cet objectif, la sphère est posée sur un berceau comportant trois pieds (5 dans le schéma 5) dont la hauteur peut être modifiée à l'aide de moteurs électriques. Le débattement maximal de 6 centimètres permet de compenser un dénivelé de 15° avec une précision de 0,1°. Les irrégularités locales (caillou, creux), si elles ne sont pas détectées avant la dépose de l'instrument sur la surface, seront traitées en modifiant la position de l'instrument, à l'aide du bras télécommandé[44]. L'ensemble formé par la sphère et le berceau est enfermé dans une structure hexagonale, baptisée RWEB (Remote Warm Enclosure Box). qui forme une barrière thermique par rapport à l'extérieur. Celle-ci comporte deux couches d'isolant de type mylar, séparées par un espace de moins de deux centimètres, dans lequel on laisse s'insinuer volontairement le dioxyde de carbone, qui est le constituant principal de l'atmosphère de la planète. Celui-ci, qui a tendance à stagner dans les espaces confinés, contribue à renforcer l'isolation thermique. Au sommet de l'enveloppe thermique émerge une tige terminée par une petite sphère (2 dans le schéma 5), qui permet au bras télécommandé de InSight de déplacer l'instrument. Un cadran solaire, dessiné autour de cette poignée, permet de déterminer avec précision l'angle du sismomètre par rapport au Nord avant que l'instrument ne soit placé sous la coiffe de protection décrite ci-dessous[45]. L'ensemble de l'instrument pèse environ 3 kg et consomme environ 1 watt[46].

La cloche éolienne et thermique WTS[modifier | modifier le code]

Sur Terre, les sismomètres sont placés dans des sites très calmes, loin des perturbations atmosphériques et caractérisés par des variations thermiques faibles, tels que des caves ou des puits de mine. Pour approcher ces conditions sur Mars, il n'est pas possible d'enterrer l'instrument. Le JPL a conçu une cloche (1 et 7 dans le schéma 5), dont le rôle est de bloquer le vent et la poussière et d'atténuer et filtrer les changements de température. Cette cloche est composée d'une partie supérieure, de forme hémisphérique et réalisée en nid d'abeilles d'aluminium, posée sur trois pieds et d'une jupe extensible, qui permet d'englober l'instrument, en épousant les irrégularités du terrain. Cette jupe est réalisée en cotte de maille métallique, qui allie la souplesse et la masse nécessaires pour remplir son office. La cloche a un diamètre de 69 centimètres et une hauteur de 35 centimètres. Sa masse de 12 kilogrammes devrait lui permettre de résister à la poussée de vents de 60 à 100 mètres par seconde (jusqu'à 360 km/h)[47].

Électronique[modifier | modifier le code]

Hormis l'électronique chargée d'amplifier les signaux, l'électronique permettant à l'instrument de fonctionner se trouve pratiquement dans sa totalité dans un boitier (l'eBOX) installé avec l'avionique sous le pont principal de la sonde spatiale. L'électronique permet à l'instrument de fonctionner en continu de manière autonome, même lorsque l'atterrisseur est en sommeil. Le boitier contient neuf cartes, dont deux destinées respectivement à l'alimentation électrique et à la gestion et au contrôle des données, trois destinées à la gestion des capteurs VLB. Une carte gère les capteurs courte période et une autre le système de mise à niveau du sismomètre[48].

Les contributeurs[modifier | modifier le code]

La réalisation de SEIS est supervisée par le CNES, avec la participation de l'Institut de physique du globe de Paris (IPGP), concepteur général de l'instrument, de la SODERN, fabricant des capteurs très large bande, l'École polytechnique fédérale de Zurich (ETH), qui fournit l'électronique, l'Institut Max-Planck de recherche sur le Système solaire (MPS) qui fournit le berceau, l'Imperial College London, qui fournit les capteurs courte période, l'Institut supérieur de l'aéronautique et de l'espace (ISAE) et le Jet Propulsion Laboratory (cloche et sphère). La première version de SEIS a été embarquée sur la sonde spatiale soviétique Mars 96, détruite au cours de son lancement, puis a été successivement proposé sur plusieurs projets de mission qui n'ont pas abouti : NetLander, ExoMars (dans l'ensemble instrumental Humboldt), International Lunar Network, SELENE-2[49].

Capteur de flux de chaleur HP3[modifier | modifier le code]

Schéma 7 : Le capteur de flux de chaleur HP3 :
Schéma 7 : Capteur de flux de chaleur HP3 : 1 : Point d'accroche - 2 : Système de contrôle du câble - 3 : Compartiment de stockage du câble - 4 : Câble relié à l'atterrisseur - 5 : Pieds - 6 : Boitier de connexion - 7 : Câble avec capteurs de température passif - 8 : "Taupe" équipée avec mécanismes de percussion et capteurs thermiques.
L'instrument HP3.
Instrument HP3.

L'instrument Heat Flow and Physical Properties Package (HP3, ensemble instrumental flux de chaleur et propriétés physiques), fourni par l'agence spatiale allemande (DLR), est un capteur de flux de chaleur, qui s'enfoncera jusqu'à une profondeur de 5 mètres dans le sous-sol martien, plus profondément que tous les instruments utilisés jusque-là sur Mars : pelles, foreuses et sondes. C'est la première fois qu'un instrument de ce type est utilisé sur le sol d'une planète autre que la Terre. HP3 doit mesurer la quantité de chaleur dégagée depuis le noyau de Mars et fournir ainsi des indices sur l'histoire thermique de la planète[50].

La profondeur visée (5 mètres) a été choisie pour que les mesures ne soient pas perturbées par les variations quotidiennes et saisonnières de la température de la surface. Cette profondeur est suffisante, car contrairement à la Terre, il n'y a pas de nappes d'eau souterraines pouvant perturber la circulation de la chaleur interne. L'instrument comprend un équipement de forage, constitué par un tube de 2,7 cm de diamètre et de 40 centimètres de long à l'intérieur duquel se trouve un bloc de tungstène mobile. Celui-ci est fixé entre deux ressorts. Pour enfoncer le tube, un dispositif animé par un moteur électrique relève le bloc en compressant le ressort supérieur, puis le laisse retomber. Ce mouvement est répété toutes les 3,6 secondes afin d'enfoncer progressivement le tube. Il doit permettre d'atteindre la profondeur voulue en moins de 30 jours, après 5 000 à 20 000 frappes (en fonction de la nature du sol)[51].

Le tube entraine un câble jouant plusieurs rôles et relié à un support fixe posé en surface. Ce dernier est lui-même relié à l'atterrisseur par un second câblage. Le support contient un magasin d'où émerge le câble, au fur et à mesure de la descente du tube foreur. Ce câble transporte l'énergie électrique nécessaire au fonctionnement du système de forage, ainsi que les données recueillies par les capteurs du tube. Il comporte également 14 capteurs de température, espacés régulièrement (ceux situés sur la portion proche du tube sont les plus rapprochés : 23 centimètres). Ces capteurs permettent de mesurer le gradient thermique sous la surface, une fois que le tube foreur a atteint la profondeur désirée[51]

Radio science[modifier | modifier le code]

La mission comprend une expérience de radio-science, baptisée Rotation and Interior Structure Experiment (RISE, expérience rotation et structure intérieure). Le système de télécommunications d'InSight sera mis à contribution pour identifier les oscillations de l'axe de rotation de Mars, en mesurant l'effet Doppler induit sur les transmissions radio. Ces variations touchant l'axe de rotation sont liées à l'absence d'homogénéité à l'intérieur de la planète. Leurs mesures doivent permettre de mieux comprendre la structure interne de Mars[52].

Station météorologique APSS[modifier | modifier le code]

InSight embarque la suite d'instruments APSS (Auxiliary Payload Sensor Suite), qui doit fournir le contexte environnemental permettant l'interprétation des données du sismomètre. Cette suite comprend un magnétomètre fluxgate et la mini-station météorologique TWINS (Temperature and Winds for InSight) fournie par le Centro de Astrobiología espagnol. Les capteurs de cette station comprennent un baromètre, un anémomètre et un thermomètre. Le magnétomètre est fourni par l'UCLA et mesure le champ magnétique avec une précision de 0,1 nT. Le baromètre est capable de détecter des fluctuations de 6 millipascals. Tous les instruments sont installés sur la sonde spatiale par le Jet Propulsion Laboratory[53].

Système de déploiement IDS et les caméras IDC/ICC[modifier | modifier le code]

InSight doit déployer ses instruments, une fois arrivé au sol. Ceci est effectué par l'IDS (Instrument Deployment System), qui comprend un bras articulé, assisté de deux caméras dont les caractéristiques ne diffèrent que par l'optique utilisée. Le bras, qui est fixé sur le plateau supérieur, est long de 1,8 mètres et comprend trois articulations (épaule, coude, poignet) actionnés par 4 moteurs. Au bout du bras se trouve un grappin formé de 5 "doigts" qui est utilisé pour attraper les trois éléments qui seront déposés sur le sol de Mars[54]. La caméra IDC (Instrument Deployment Camera), semblable aux NavCam des rovers MER, est montée sur le bras. Son rôle est de prendre des images en couleur immédiatement après l'atterrissage des instruments installés sur la plateforme de l'atterrisseur et de fournir une vue stéréoscopique de la portion de sol où le sismomètre et le capteur de flux de chaleur seront installés. Elle est ensuite utilisée pour aider les ingénieurs et les scientifiques à déployer les instruments au sol avec le bras. Avec un champ de vue de 45 degrés et une profondeur de champ allant de 50 centimètres à l'infini, la caméra permet également d'obtenir des vues panoramiques de l'environnement immédiat du site d'atterrissage. Le temps d'exposition peut être réglé entre 0 et 406 secondes par pas de 6,2 millisecondes. Une deuxième caméra ICC (Instrument Context Camera), analogue aux Hazcam des MER et dotée d'un objectif fisheye de 120 degrés, est montée sous le bord du plateau supérieure de la sonde spatile et fournit une vue complémentaire sur la zone de déploiement de l'instrument. Les deux caméras utilisent un détecteur CCD de 1025 x 1024 pixels. Toutes deux sont des pièces de rechange de la sonde spatiale Mars Science Laboratory[55],[52].

Déroulement de la mission : lancement, transit et atterrissage sur Mars[modifier | modifier le code]

Le lanceur Atlas V emportant InSight peu avant son décollage.
Le lanceur Atlas V emportant InSight peu avant son décollage.
Schéma 8 : Trajectoire suivie par la sonde depuis son lancement jusqu'à son arrivée sur Mars.
Schéma 8 : Trajectoire suivie par la sonde depuis son lancement jusqu'à son arrivée sur Mars : D : Lancement - A : Arrivée sur Mars - M : Position de Mars au moment du lancement - T : Position de la Terre à l'arrivée de InSight sur Mars - TCM-1,... : Corrections programmées de la trajectoire de la sonde spatiale à l'aide de sa propulsion.
Séparation de l'étage de croisière (à gauche) et du reste de la sonde qui descend vers le sol de Mars (vue d'artiste).

Lancement (5 mai 2018)[modifier | modifier le code]

Le lancement d'un engin spatial vers Mars ne peut avoir lieu de manière optimale que tous les 26 mois, lorsque les planètes sont positionnées l'une par rapport à l'autre d'une manière favorable. En 2018, la fenêtre de lancement vers Mars s'ouvre le 5 mai et se referme le 8 juin. Durant cette période, le créneau possible pour un décollage est de 2 heures environ. InSight est la première sonde spatiale lancée depuis la base de lancement de Vandenberg. Depuis ce site, le lancement, qui doit obligatoirement se faire vers l'ouest, ne bénéficie pas comme à Cape Canaveral en Floride de la vitesse de rotation de la Terre. Ce choix étonnant fait par la NASA résulte du fait que le lanceur dispose d'une réserve de puissance suffisante pour compenser ce handicap (la sonde spatiale est relativement légère) et que par ailleurs le nombre élevé de lancements en Floride aurait créé des contraintes sur le déroulement du lancement. Quel que soit le jour de lancement, l'atterrissage aura lieu le 26 novembre 2018, du fait des lois de la mécanique spatiale. Le lanceur est l'Atlas V 401, version la moins puissante de cette famille de fusées[Note 5]. La sonde spatiale est placée sous une coiffe de 3,7 mètres de diamètre, dont le gabarit est donc suffisant pour que les panneaux solaires de l'étage de croisière puissent être en position déployée dès le lancement[56].

Le lancement d'InSight a lieu dès l'ouverture de la fenêtre le 5 mai 2018 (11h5 UTC). Le premier étage fonctionne durant 244 secondes puis 16 secondes après son extinction, l'étage Centaur prend le relais. Celui-ci place la sonde spatiale sur une orbite de parking quasi circulaire, à 185 kilomètres d'altitude. Après une phase de navigation inertielle (sans propulsion) d'environ 60 minutes, l'étage Centaur est rallumé pendant environ 5 minutes, pour donner à la sonde spatiale une vitesse suffisante pour entamer son transit vers Mars. Une fois que InSight s'est séparée du lanceur, les deux nano-satellites MarCO sont largués à leur tour et entament de manière autonome leur propre transit vers Mars[57].

Transit vers Mars (mai-novembre 2018)[modifier | modifier le code]

Le transit vers Mars est de type 1, c'est-à-dire que la sonde spatiale effectue moins d'une demi-orbite autour du Soleil. Le trajet doit durer 205 jours. La sonde spatiale suit une orbite de Hohmann, qui lui fait parcourir 485 millions de kilomètres, alors que Mars se trouve à 121 millions de kilomètres de distance au moment du lancement. Durant son vol, la sonde spatiale est stabilisée 3 axes (son orientation est fixe). Six manœuvres de correction de trajectoire sont prévues durant le transit, pour permettre à la sonde spatiale d'arriver précisément à destination. Celles-ci sont réalisées à l'aide de quatre moteurs-fusées fixés sur l'atterrisseur, mais dont la tuyère émerge par des orifices dans le bouclier arrière. Quatre autres petits moteurs-fusées, couplés aux propulseurs précédents, sont utilisés pour corriger l'orientation lorsque les gyroscopes embarqués et les viseurs d'étoiles installés sur l'étage de croisière détectent une déviation par rapport à l'orientation souhaitée. Les deux premières corrections de trajectoire sont programmées le 15 mai et le 28 juillet. Leur objectif est de corriger l'erreur introduite volontairement dans la direction initiale prise par la sonde spatiale afin d'éviter que l'étage Centaur, qui suit la même trajectoire, ne s'écrase sur le sol de Mars et ne vienne la contaminer avec des micro-organismes terrestres. Les trois autres corrections de trajectoire, programmées 45 jours, 15 jours et 22 heures avant l'arrivée sur Mars doivent permettre d'affiner celle-ci pour poser InSight précisément dans la région de Mars visée[58], [1].

Rentrée atmosphérique et atterrissage (26 novembre 2018)[modifier | modifier le code]

47 minutes avant le début de la rentrée atmosphérique, des résistances sont mises en marche pour réchauffer les catalyseurs utilisés par le système de propulsion. 40 minutes plus tard, l'étage de croisière, qui a achevé sa mission, est largué. La sonde spatiale est désormais constituée de l'atterrisseur, enfermé dans son bouclier thermique. 30 secondes plus tard, InSight modifie son orientation, de manière à présenter vers l'avant de sa trajectoire en direction de la planète le bouclier thermique avant, le mieux protégé contre la chaleur. L'émetteur radio commence à transmettre des données sur son fonctionnement en UHF (avec un débit de 8 kilobits par seconde), par le biais d'une antenne patch fixée sur son bouclier arrière. Ces données doivent permettre de vérifier le déroulement de la phase critique de la descente et, si un incident se produit, fournir les paramètres susceptibles de l'expliquer. Ces signaux sont captés à la fois par l'orbiteur martien Mars Reconnaissance Orbiter, déjà en poste et les nano-satellites MarCO, qui font partie de la mission. Ces derniers retransmettent en temps réel, tandis que MRO les transmettra par la suite. Sur Terre, trois radiotélescopes seront en position de pouvoir recevoir des informations relativement rudimentaires sur le déroulement de la descente sur le sol martien, avec un décalage de 8 minutes, du fait de la distance que le signal doit parcourir[1],[59].

InSight pénètre dans l'atmosphère martienne à une vitesse de 5,5 kilomètres par seconde. La chaleur générée par la friction de l'atmosphère de Mars, pourtant très peu épaisse, porte le bouclier thermique avant à une température qui, 90 secondes après le début de la rentrée, culmine à 1500 °C. 17 secondes plus tard, la décélération atteint son pic à 9 g. Le signal radio est éventuellement interrompu un court moment, à cause de l'ionisation des gaz provoquée par l'échauffement. L'ouverture du parachute s'effectue environ 3,5 minutes après le début de la rentrée atmosphérique alors que InSight ne se situe plus qu'à 13 kilomètres au-dessus du sol et que sa vitesse a chuté à 446 mètres par seconde. La vitesse de la rentrée a déjà été réduite de 9/10ème. Le déploiement du parachute entraine une brutale décélération. Dix secondes plus tard, l'ordinateur embarqué déclenche la phase finale de la descente : le radar et une batterie auxiliaire destinée à renforcer la batterie principale durant la phase critique de l'atterrissage sont mis en marche. InSight va descendre sous son parachute durant 3 minutes. Au cours des 25 premières secondes, il éjecte son bouclier thermique avant, puis déplie son train d'atterrissage, qui était jusque-là en position repliée. Le radar est ensuite utilisé pour déterminer la distance au sol. Lorsque la vitesse de descente n'est plus que de 60 mètres par seconde, la sonde spatiale largue à la fois son parachute et le bouclier thermique arrière. Elle ne se trouve plus qu'à 1 200 mètres du sol et sa vitesse de descente a chuté à 60 mètres par seconde (200 km/h). Les communications passent désormais par l'antenne UHF installée sur le pont supérieur de l'atterrisseur. Les 12 moteurs-fusées sont mis en marche, pour poser en douceur l'atterrisseur. À une altitude de 50 mètres au-dessus du sol, la vitesse de descente est stabilisée à 2,4 mètres par seconde et une trentaine de secondes plus tard, l'atterrisseur touche le sol à cette vitesse (8,6 km/h)[1],[59].

Déroulement de la descente vers le sol martien[60]
Phase Heure Événement Altitude Vitesse
Déroulement des opérations d'atterrissage sur Mars. Préparation de la
rentrée atmosphérique
E-3 h. Mise à jour des paramètres de rentrée
E-10 min. Initialisation de la phase de rentrée
E-7 min. Largage de l'étage de croisière
E-6,5 min. Orientation de rentrée
Phase hypersonique E Début de la rentrée
atmosphérique
143 km 5,5 km/s
E+218 s. Déploiement du parachute 13 km Mach 1,66
Phase sous parachute E+233 s. Largage du bouclier thermique 11 km 485 km/h
E+243 s. Déploiement du train d'atterrissage
E+276 s., T-119 s. Activation du radar 7 km
T-60 s. Premier écho radar 2,7 km
Phase terminale de la
descente
T-41 s. Largage du parachute 1,3 km 250 km/h
T-38 s. Changement d'orientation 1,1 km
T-16 s. Descente à vitesse constante 52 m. 31 km/h
Atterrissage T Atterrissage 0 m. verticale = 10 km/h
horizontale < 5,7 km/h
< T +15min Poussière s'est reposée
T+5 min. Détermination de la position
T+32 min. Déploiement des panneaux solaires
E = heure début rentrée atmosphérique - T = heure atterrissage . Remarque : les conditions atmosphériques martiennes peuvent modifier la durée de la descente.

La retransmission des données par les CubeSats MarcO[modifier | modifier le code]

Vue d'artiste montrant la position des CubeSats MarCO au moment de leur retransmission de la descente d'InSight vers le sol martien.
Vue d'artiste montrant la position des CubeSats MarCO au moment de leur retransmission de la descente d'InSight vers le sol martien.
Article détaillé : Mars Cube One.
Atterrissage d'InSight à la surface de Mars (vue d'artiste).
Atterrissage d'InSight à la surface de Mars (vue d'artiste).

Deux gros CubeSats expérimentaux baptisés MarCO (pour “Mars Cube One[61]) ont été lancés avec InSight. Ils ont effectué un transit autonome vers Mars mais ne disposent pas de capacité de mise en orbite. Durant leur survol de Mars, ils ont assuré à titre expérimental le rôle de relais entre InSight et la Terre pour la phase d'atterrissage de la sonde spatiale permettant de disposer en quasi temps réel (compte tenu du délai imposé par la distance de la Terre et de Mars) du statut de la sonde spatiale aux moments clés de la descente ainsi que d'une première photo prise immédiatement après l'arrivée sur le sol martien. Le transfert des données est assuré en parallèle par l'orbiteur martien MRO mais avec un décalage de plusieurs heures. Les deux nano-satellites doivent par la suite poursuivre leur vol autour du Soleil. Chaque CubeSat a la forme d'un parallélépipède de 36,6 cm × 24,3 cm × 11,8 cm. Ils disposent de deux panneaux solaires et de deux antennes, qui sont déployés en orbite. La charge utile est constituée par un émetteur/récepteur fonctionnant en UHF (réception) et en bande X (émission et réception). L'antenne utilisée pour les émissions en bande X est une antenne plate, qui permet de diriger les émissions, comme une antenne parabolique[62].

Équipe scientifique[modifier | modifier le code]

L'équipe scientifique chargée de la conception de la mission et des instruments d'InSight comprend des scientifiques de plusieurs pays : États-Unis , France, Allemagne, Autriche, Belgique, Canada, Japon, Suisse et Royaume-Uni. Bruce Banerdt[63] est le responsable scientifique (“Principal Investigator” ou PI) du projet. Ce géophysicien planétaire a une longue carrière consacrée à l'étude des processus qui modifient la surface des planètes. Suzanne Smrekar[64], dont les recherches portent sur l'évolution thermique des planètes et qui a contribué au développement et au test de nombreux instruments conçus pour mesurer les propriétés thermiques et les flux de chaleur sur d'autres planètes, est la responsable scientifique adjointe. Philippe Lognonné, de l'Institut de physique du globe de Paris et de l'Université Paris Diderot, spécialiste en sismologie planétaire, est le responsable scientifique du sismomètre SEIS[65]. Tlman Spohn, spécialiste en géodynamique planétaire, est le responsable scientifique de l'expérience de flux de chaleur HP3. Sami Asmar, un spécialiste des ondes radio[66], est le responsable de l'instrument RISE. Le projet est piloté par le centre JPL, représenté par Tom Hoffman, assisté par Henry Stone[67].

Galerie[modifier | modifier le code]

Références[modifier | modifier le code]

Notes[modifier | modifier le code]

  1. Plusieurs missions ont emporté un microphone sur Mars, mais celui-ci n'a jamais pu être utilisé : Mars Polar Lander s'est écrasé durant sa descente sur le sol martien, la mission Netlander qui devait emporter un microphone a été annulée, le microphone embarqué à bord de l'atterrisseur Phoenix n'a jamais été activé par crainte d'une panne électrique. La prochaine mission à emporter un microphone est le rover Mars 2020 : celui-ci enregistrera notamment l'atterrissage sur Mars et les sons produits par le laser de l'instrument ChemCam.
  2. L'atmosphère de Mars étant très ténue, il faudrait que le vent souffle à plus de 100 km/h pour qu'il puisse être entendu. Par contre les infrasons enregistrés par le capteur de pression sont transportés de manière identique sur Mars et sur Terre
  3. En l'absence de tectonique des plaques et d'activité volcanique comme c'est le cas pour Mars ou la Lune, ces mouvements sont provoqués principalement par la contraction de la planète liée au refroidissement de son noyau et de manière secondaire aux impacts de météorites plus fréquents que sur Terre en raison de l'atmosphère hyper fine (1 % de celle de la Terre).
  4. Sur une orbite terrestre plus proche du Soleil ils fourniraient 1800 watts.
  5. Cette version ne comporte aucun propulseur d'appoint alors que la version la plus puissante en comporte 5 et permet de placer 20 tonnes en orbite basse contre 12 tonnes.

Références[modifier | modifier le code]

  1. a b c d e f g h i et j (en) « Mission / Spacecraft », sur JPL InSight Press kit, NASA/Jet Propulsion Laboratory (consulté le 9 avril 2017).
  2. (en) « Mars New Home 'a Large Sandbox' », NASA/JPL,
  3. (en) « NASA's Mars InSight Flexes Its Arm », sur Site officiel InSight, NASA/JPL,
  4. (en) « NASA InSight Lander 'Hears' Martian Winds », sur Site officiel InSight, NASA/JPL,
  5. (es) Daniel Marin, « El sonido de los vientos de marcianos de Elysium Planitia (más o menos) », sur Blog Eureka,
  6. Version pdf du dossier de presse de la mission, p. 28-29.
  7. (en) « InSight : mission overview », NASA/JPL (consulté le 21 aout 2012).
  8. (en) Matt Golombek & Bruce Banerdt (JPL), « InSight Project Status and Landing Site Selection », , p. 4.
  9. Version pdf du dossier de presse de la mission, p. 29
  10. a b et c (en) W.B. Banerdt et C.T. Russell, « Editorial on: Topical Collection on InSight Mission to Mars », Springer, .
  11. P. Labrot, « Viking fut la première (et la seule) mission à déposer un sismomètre sur Mars », Institut de physique du globe de Paris (consulté le 23 novembre 2018).
  12. Robotic exploration of the solar system - Part 4 : the Modern Era 2004-2013, p. 333.
  13. (en) « NASA Selects Investigations For Future Key Planetary Mission », NASA (consulté le 6 mai 2011).
  14. (en) Kate Taylor, « NASA picks project shortlist for next Discovery mission », sur TG Daily, (consulté le 20 mai 2011).
  15. (en) « New NASA Mission to Take First Look Deep Inside Mars », NASA, .
  16. JPL changes name of Mars mission proposal - Glendale NewsPress.
  17. (en) NASA, « NASA Awards Launch Services Contract for InSight Mission », .
  18. CNES, « Le CNES et la NASA iront ensemble sur Mars - Le sismomètre SEIS au cœur de la mission InSight », .
  19. Stefan Barensky, « InSight : une coopération comme on n’en verra plus », sur Aerospatium, .
  20. CNES, « Feu vert pour InSight, le prochain atterrisseur martien de la NASA ! », .
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  26. (en) Emily Lakdawalla, « InSight has a new launch date: May 5, 2018 », The Planetary Society, .
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  66. (en) « JPL Science and Technology: Sami Asmar » [archive du ], Website, NASA's Jet Propulsion Laboratory.
  67. (en) « INSIGHT NASA Fact sheet », Website, NASA's Jet Propulsion Laboratory (consulté le 7 juillet 2013).

Documents de référence[modifier | modifier le code]

Documents de la NASA
  • (en) NASA, Mars InSight Launch Press Kit, NASA, , 67 p. (lire en ligne)
    Dossier de présentation à la presse de la mission InSight
  • (en) NASA, Mars InSight Landing Press Kit, NASA, , 68 p. (lire en ligne)
    Dossier de présentation à la presse de l'atterrissage sur Mars d'InSight
Articles scientifiques
Ouvrages généraux
  • (en) Paolo Ulivi et David M. Harland, Robotic exploration of the solar system : Part 4 : the Modern Era 2004-2013, Springer Praxis, , 567 p. (ISBN 978-1-4614-4811-2), p. 352
Conférence filmée
Autre
  • (en) Lindy Elkins-Tanton et Lisa May, Mission Concept Study : Planetary Science Decadal Survey Mars Geophysical Network, NASA, , 67 p. (lire en ligne)
    Évaluation d'un projet de 2010 (Mars Geophysical Network) reposant sur l'envoi de deux stations. Etude réalisée dans le cadre du Planetary Science Decadal Survey

Voir aussi[modifier | modifier le code]

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Articles connexes[modifier | modifier le code]

Liens externes[modifier | modifier le code]

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