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
Drapeau de la France CNES,Drapeau de l'Allemagne DLR
Constructeur Drapeau des États-UnisLockheed Martin
Programme Discovery
Domaine Étude de la structure interne de Mars
Type de mission atterrisseur
Statut en transit vers Mars
Autres noms GEMS
Lancement 5 mai 2018
Lanceur Atlas V 401
Durée 2 années terrestres (mission primaire)
Identifiant COSPAR 2018-042A
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)
Atterrissage 26 novembre 2018
Localisation Elysium Planitia
4,5°N 135,9°E
Site http://insight.jpl.nasa.gov/
Principaux instruments
SEIS Sismomètre passif
HP3 Capteur de flux de chaleur
APSS Station météorologique

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 de la NASA vers Mars dont le lancement a eu lieu le 5 mai 2018. Cet atterrisseur, qui doit se poser à la surface de Mars, est la première mission martienne qui étudiera la structure interne de cette planète. Pour y parvenir, elle emporte deux instruments scientifiques : un sismomètre SEIS et HP3, un instrument de mesure des flux de chaleur en provenance du cœur de la planète. L'objectif scientifique principal de la mission est de préciser la structure interne de la planète, dont les caractéristiques sont mal connues, et d'utiliser ces données pour préciser l'histoire de Mars. Les données fournies par ces observations permettront également d'améliorer la modélisation du processus 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, elle constitue l'aboutissement de plusieurs projets proposés sans succès au cours des deux décennies qui l'ont précédé. Le programme Discovery regroupe des projets spatiaux américains caractérisés par un cout modéré et un cycle de développement court. Pour rentrer dans cette contrainte budgétaire, la mission repose sur l'envoi d'une unique station au sol, contrairement aux projets qui l'avaient précédé. La sonde spatiale, qui réutilise l'architecture de la mission Phoenix qui s'était posé en 2007 dans la région polaire de Mars, 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 conçu par l'Institut de physique du globe de Paris, est 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. Après son décollage de la Terre qui a lieu le 5 mai 2018, Insight doit se poser à la surface de Mars le 26 novembre dans une région de plaine baptisée Elysium Planitia située près de l'équateur. La phase d'étude scientifique à la surface de la planète doit durer 2 années terrestres.

Contexte[modifier | modifier le code]

Le module d'InSight qui doit se poser sur Mars en cours d'assemblage avec ses panneaux solaires déployés.

L'importance du sismomètre pour l'étude in situ des planètes est perçue dès le début de l'ère spatiale : les Ranger 3 à 5, 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 installent des sismomètres très performants à la surface de la Lune. En ce qui concerne 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 ceux-ci, par ailleurs peu sophistiqués, ne fournissent aucune donnée exploitable pour des raisons variées. Depuis cette date, aucun sismomètre n'a été installé sur Mars bien que de nombreuses missions aient été proposées dans ce but[1].

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 et 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 cout élevé du projet et la priorité accordée à la recherche des formes de vie sur Mars aboutissent en 1996 à l'annulation de la mission. A 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 de son lancement (novembre 1996). L'agence spatiale française, le 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 couteux 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[1].

Jusque-là, l'installation de plusieurs stations largement espacées était jugée nécessaire pour pouvoir collecter des données pertinentes. Face au cout 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 avec une seule station de mesure de déterminer la structure interne de la planète 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[1].

Historique du projet[modifier | modifier le code]

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

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

InSight est à l'origine une proposition de mission spatiale pour le programme New Frontiers de l'agence spatiale civile américaine, la NASA, regroupant des projets d'environ 1 milliard US$. Ce projet prévoit 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[2].

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 [3]:

  • Titan Mare Explorer (TiME) 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) 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 au périgée de son orbite.

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 cout de lancement[4] ,[5]. 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[6].

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[7]. La fourniture du sismomètre SEIS par une équipe pilotée par l'agence spatiale française, le CNES, est formalisée le 10 février 2014[8]. 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 cout 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 soient américains[9]. Le 16 mai 2014, le projet passe avec succès la «Revue Critique de Définition»[10]. La construction de la sonde spatiale débute chez les différents participants du projet[11]. Dès novembre 2014, débute la phase d'assemblage à Denver chez le constructeur Lockheed Martin[12]. En mai 2015, débute la phase de tests de l'atterrisseur qui doit s'étaler sur sept mois[13].

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. La fuite est très faible mais ne permet pas de respecter les contraintes nécessaires pour la précision des mesures[14]. Le lancement planifié en mars 2016 doit être reporté[15]. Le cout 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 cout 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 utiliser la fenêtre suivante de lancement vers Mars qui s'ouvre le 5 mai 2018[16],[17]. 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 oeuvre 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[18].

Cout de la mission[modifier | modifier le code]

Le cout de la mission pour la NASA est de 814 millions US$ dont 160 millions de dollars 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 US$ au développement des instruments SEIS et HP3. Enfin, le JPL et la NASA ont investi environ 18,5 millions US$ dans le développement des deux nano-satellites Mars Cube One[19].

Objectifs scientifiques[modifier | modifier le code]

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 d'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 certaine taille, d'un échauffement interne entretenu par la chaleur dégagée par 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 conserve donc 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 que la vitesse à laquelle la chaleur s'échappe de l'intérieur de la planète, InSight fournira un aperçu des processus évolutifs de toutes les planètes rocheuses qui se sont déroulés il y a plus de quatre milliards d'années[20].

L'objectif secondaire de la mission est de mener une étude approfondie de l'activité tectonique et des impacts de météorites sur Mars, ce qui pourrait accroître nos connaissances sur les processus similaires sur Terre[20].

Pour remplir sa mission, InSight doit collecter des données qui permettront d'effectuer six types de mesure[20] :

  • 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 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[21]
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° 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 seules 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 de nombreux 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 à son refroidissement progressif. La source principale de l'activité sismique est la contraction progressive de la planète liée au refroidissement de son noyau (séisme tectonique). Le moment de l'énergie libérée chaque année aurait une valeur comprise entre 1017 N.m. et 1019 N.m. qui se situe entre celle de la Terre 1022 N.m. et celle de la Lune 1015 N.m.. Une large incertitude existe également sur le nombre de séismes car il n'y a pas de modélisation unique de la 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 supérieur à 1013 N.m. et un épicentre situé à moins de 60° d'écart. Une source secondaire de séismes est l'impact de météorites. Ce type d'événement présente un grand intérêt scientifique car, contrairement aux séismes tectoniques, leur épicentre peut être localisé par les engins spatiaux en orbite autour de Mars. Cette localisation précise réduit l'incertitude concernant les déductions faites concernant la structure interne de Mars. Le nombre d'impacts détectables chaque année présente de grandes incertitudes. Le responsable scientifique de l'instrument SEIS propose le chiffre à 10 événements détectables par an[22].

Site d'atterrissage[modifier | modifier le code]

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 %[23] :

  • latitude comprise entre 15°S et 5°N pour que les panneaux solaires puissent fournir suffisamment d'énergie ;
  • altitude du site d'atterrissage inférieure à -2,5 kilomètres (par rapport au niveau moyen de la surface martienne) pour que la sonde spatiale parvienne à se ralentir suffisamment avant l'arrivée sur le sol compte tenu de sa capacité de freinage (puissance et carburant disponible pour les rétrofusées, forces de trainée) ;
  • zone d'atterrissage suffisamment étendue compte tenu de la précision que peut attendre InSight des incertitudes sur la densité de l'atmosphère et des vents. L'ellipse retenue dégagée d'incidents de terrain (listés ci-dessous) doit faire au minimum 110 sur 25 kilomètres ;
  • inertie thermique du sol mesurée depuis l'orbite supérieure à 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 devraient pas représenter plus de 10 % de la surface pour que l'atterrissage et le déploiement des panneaux solaires puissent s'effectuer ;
  • zone d'atterrissage dépourvue de relief de grande taille et comportant des pentes systématiquement inférieures à 15 % ;
  • l'opération de déploiement des instruments exige également les proportions retenues de roche et la limitation à 15 % sur les pentes rencontrées ;
  • le régolite doit avoir au moins cinq mètres d'épaisseur pour faciliter la pénétration de la sonde d'une longueur de 5 mètres.

La sélection du site est effectuée en utilisant les mesures des caractéristiques thermiques du sol réalisées par l'instrument THEMIS de l'orbiteur Mars Odyssey ainsi que les images prises par la caméra HiRISE de Mars Reconnaissance Orbiter suffisamment détaillées pour permettre d'apercevoir des gros rochers. 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 dans un premier temps identifiées. 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 %[24]. Début mars 2015, le site d'atterrissage est sélectionné[25]. 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%[26].

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

Insight reprend l'architecture de la sonde spatiale Phoenix qui s'était posée sur Mars en mai 2008. Ce choix a permis de limiter les couts et apporte dans une certaine mesure une garantie de bon fonctionnement. La sonde spatiale est fabriquée par le même constructeur Lockheed Martin Space Systems dont l'établissement se situe à Denver dans le Colorado. La sonde spatiale utilise une avionique reflétant l'état de l'art développée pour les sondes Mars Reconnaissance Orbiter et GRAIL[19].

La sonde spatiale a une masse au lancement de 694 kg. Après le décollage et 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 dans cette phase portent son envergure à 3,40 mètres. La sonde spatiale comprend trois sous-ensembles[19] :

  • 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 (189 kg) qui protège l'atterrisseur durant la descente vers le sol de Mars (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. Ce dernier emporte 55 kg d'ergols utilisés durant le transit et durant 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 : 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 deux panneaux solaires de part et d'autre. 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 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[27],[28].

Le bouclier thermique[modifier | modifier le code]

Le bouclier thermique est composé de deux sous-ensembles bien visibles sur cette photo. La parte 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 portent la température de la face avant à 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 ablatif de type SLA-561 qui recouvre sa surface en couches plus épaisses sur le bouclier avant, plus exposé. Il inclut les parachutes qui réduisent la vitesse de descente une fois le bouclier thermique largué[27].

L'atterrisseur[modifier | modifier le code]

L'atterrisseur emporte la charge utile de la sonde spatiale et 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 en ne comptant pas 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 1] 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[27].

Les équipements installés sur le plateau supérieur comprennent une antenne UHF hélicoïdale 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 préhensible 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 qui sont 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. Deux puces sont également fixées sur le pont contenant les noms de 2,4 millions de personnes, recueillies sur internet dans le cadre d'une campagne intitulée envoyez votre nom sur Mars[27].

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 dont le transit vers Mars et la descente sur le sol martien. Cet équipement qui existe à deux exemplaires 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++ et tournent dans un système d'exploitation VxWorks[27].

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 : 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 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, d'un boitier électronique pour l'acquisition des données, d'un système de déploiement et d'un logiciel pour 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 dédié 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 microns. 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 dépourvu 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 microns mais la flexibilité du pivot n'autorise que 50 microns. 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[29].

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. A 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[30],[14].

Capteurs courte période[modifier | modifier le code]

SEIS comprend également trois capteurs sismiques 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 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[31].

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

L'enceinte thermique interne RWEB.
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, sont traitées en modifiant la position de l'instrument à l'aide du bras télécommandé[32]. 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 forme 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[33]. L'ensemble de l'instrument pèse environ 3 kg et consomme environ 1 watt[34].

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 telles 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 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)[35].

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 dédiées respectivement à l'alimentation électrique et à la gestion et au contrôle des données, trois dédiées à la gestion des capteurs VLB. Une carte gère les capteurs courte période et une autre le système de mise à niveau du sismomètre[36].

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 jusqu'à présent pas abouti : NetLander, ExoMars (dans l'ensemble instrumental Humboldt), International Lunar Network, SELENE-2[37].

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

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.
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 par le noyau de Mars et fournir ainsi des indices sur l'histoire thermique de la planète [38].

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 et permet 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)[39].

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 deuxième cordon. 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[39]

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 par l'absence d'homogénéité à l'intérieur de la planète. Leurs mesures doivent permettre de mieux comprendre la structure interne de Mars[40].

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) par le Centro de Astrobiología espagnol. Celui-ci comprend 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 intégrés par le centre JPL[41].

Système de déploiement IDS[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. La caméra IDC (Instrument Deployment Camera), semblable aux NavCam des rovers MER, est montée sur le bras : son rôle est immédiatement, après l'atterrissage, de prendre des images en noir et blanc 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 optique de 45 degrés, la caméra fournira également une vue panoramique de l'environnement immédiat du site d'atterrissage. Une deuxième caméra ICC (Instrument Context Camera), analogue aux Hazcam des MER et dotée d'un objectif grand angle de 120 degrés, sera montée sous le bord de la plateforme de la sonde et fournira une vue complémentaire sur la zone de déploiement de l'instrument[40].

Déroulement de la mission[modifier | modifier le code]

L'Atlas V emportant InSight peu avant son décollage.
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.
Déroulement des opérations d'atterrissage sur Mars.

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 2]. 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[42].

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 de 185 kilomètres. 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 séparé du lanceur, les deux nano-satellites MarCO sont largués à leur tour et entament de manière autonome leur propre transit vers Mars[43].

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 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 sa 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, 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[44], [27].

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 le bouclier thermique avant, le mieux protégé contre la chaleur, vers l'avant. 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 néanmoins un décalage de 8 minutes du fait de la distance que le signal doit parcourir[27].

InsSight pénètre dans l'atmosphère martienne à une vitesse de 5,6 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 culmine à 1500°C 90 secondes après le début de la rentrée. 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 provoqués 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. 10 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. A 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)[27].

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

Déploiement des instruments[modifier | modifier le code]

Les opérations à la surface de Mars démarrent une minute après l'atterrissage. Le premier objectif est de déployer les deux instruments principaux sur le sol. Il est prévu que cette phase dure environ 10 semaines. Il faut ensuite 7 semaines supplémentaires pour que la sonde thermique soit enfoncée jusqu'à la profondeur souhaitée de 3 à 5 mètres[27].

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. Une image panoramique est ensuite prise en direction du sud, puis InSight est mise en sommeil pour la durée de la nuit. Les opérations du premier jour sont exécutées automatiquement sans intervention du contrôle au sol. Le déploiement des instruments est planifié sur 67 jours avec une marge de 20 jours. 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. 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 dans la portion de terrain à portée du bras de l'atterrisseur. Les deux semaines suivantes, des photos complémentaires de la région à portée de 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[27],[45].

Le sismomètre est le premier instrument installé. Le transfert est réalisé en plusieurs jours pour s'assurer que l'instrument a été bien accroché et vérifier le bon fonctionnent du bras. 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 sur le plateau supérieur avec le bras et installée au dessus de l'instrument. Enfin, l'instrument HP3 est à son tour mis en place. Le forage débute et va durer plusieurs semaines avec des poses de 2 à 3 jours durant lesquelles on laisse la chaleur produite par le processus se dissiper puis on mesure la conductivité thermique[46],[47].

Phase opérationnelle[modifier | modifier le code]

La phase opérationnelle peut alors commencer. Il est prévu que la sonde spatiale collecte durant deux ans des données sur les processus internes de la planète et sur sa sismologie. Cette mission primaire pourra être prolongée. Tout au long de ces opérations, les données recueillies sont régulièrement transmises en bande UHF vers la Terre par l'intermédiaire des orbiteurs martiens Mars Reconnaissance Orbiter et Mars Odyssey qui survolent quotidiennement le site d'atterrissage. Ceux-ci relaient ensuite ces données aux stations de réception sur Terre. InSight transmet également directement certaines données en bande X à ces stations mais avec un débit beaucoup plus faible. Hors période d'opposition, la Terre est visible chaque jour depuis Mars par une des trois grandes stations de réception du Deep Space Network, équipées d'antennes paraboliques de 70 et 34 mètres de diamètre[48].


Les CubeSats MarcO[modifier | modifier le code]

Article détaillé : Mars Cube One.
Un des deux CubeSats MarCO qui accompagnent la sonde InSight.

Deux gros CubeSats expérimentaux baptisés MarCO (pour “Mars Cube One[49]) sont lancés avec InSight. Ils doivent effectuer un transit autonome vers Mars mais ne disposent pas de capacité de mise en orbite. Durant leur survol de Mars, ils assureront à titre expérimental le rôle de relais entre InSight et la Terre pour la phase d'atterrissage de la sonde spatiale. Le transfert des données sera assuré en parallèle par l'orbiteur martien MRO. 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[50].

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[51] 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[52], 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[53]. 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[54], est le responsable de l'instrument RISE. Le projet est piloté par le centre JPL représenté par Tom Hoffman assisté par Henry Stone[55].

Références[modifier | modifier le code]

Notes[modifier | modifier le code]

  1. Sur une orbite terrestre plus proche du Soleil ils fourniraient 1800 Watts.
  2. 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]

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  2. Robotic exploration of the solar system - Part 4 : the Modern Era 2004-2013, p. 333
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  6. JPL changes name of Mars mission proposal - Glendale NewsPress
  7. (en) NASA, « NASA Awards Launch Services Contract for InSight Mission »,
  8. CNES, « Le CNES et la NASA iront ensemble sur Mars - Le sismomètre SEIS au cœur de la mission InSight »,
  9. Stefan Barensky, « InSight : une coopération comme on n’en verra plus », sur Aerospatium,
  10. CNES, « Feu vert pour InSight, le prochain atterrisseur martien de la NASA ! »,
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  14. a et b (en) Philippe Lognonné, « From Moon seismology to Mars with the SEIS Instrument on the NASA InSight mission », sur European Geosciences Union, Université Paris Diderot, , p. 26
  15. (en) Casey Dreier, « NASA's Next Mars Mission Delayed for Two Years - One of its main scientific instruments could not maintain a vacuum », The Planetary Society,
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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
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]

Articles connexes[modifier | modifier le code]

Liens externes[modifier | modifier le code]

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Autres sites
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