CEINTURES DE VAN ALLEN ET RAYONNEMENTS COSMIQUES : ÉTUDES, PROBLÈMES, COMPROMIS ET SOLUTIONS
(Petit rappel)... Qu'est ce qu'un rayonnement ?
Le rayonnement peut être défini comme l'énergie en transit sous forme de particules à grande vitesse et d'ondes électromagnétiques. Le rayonnement électromagnétique est très courant dans notre vie de tous les jours sous forme de lumière visible, d'ondes radio, de télévision et de micro-ondes. Le rayonnement est divisé en deux catégories : les rayonnements ionisants et les rayonnements non ionisants.
A) Les rayonnements ionisants sont des rayonnements dont l'énergie est suffisante pour éliminer les électrons des orbites des atomes, ce qui produit des particules chargées, et c'est ce type de rayonnement qui est évalué à des fins de radioprotection.
Des exemples de rayonnement ionisant comprennent les rayons gamma, les électrons, les protons et les neutrons.
Toute fois, le rayonnement ionisant est différent de la formation d'ions qui se produit dans les réactions chimiques ordinaires, telles que la génération de sel de table à partir du sodium et du chlore.
Dans une telle réaction, seul l'électron le plus à l'extérieur est retiré pour former un ion chargé positivement.
Avec le rayonnement ionisant, si l'énergie est suffisante, des électrons autres que ceux des orbites les plus à l'extérieur peuvent être libérés ; ce processus rend l'atome très instable et ces ions sont très réactifs chimiquement.
(B) Le rayonnement non ionisant est un rayonnement sans énergie suffisante pour éliminer les électrons de leurs orbites. Les exemples sont les micro-ondes, les ondes radio et la lumière visible.
- Le rayonnement spatial consiste principalement en un rayonnement ionisant qui existe sous la forme de particules chargées de haute énergie; principalement des électrons, des protons et certains noyaux atomiques plus lourds, communément appelés radiations particulaires. Il existe trois sources naturelles de rayonnement spatial : le rayonnement piégé, le rayonnement cosmique galactique et les événements de particules solaires.
Ces particules, lorsqu'elles se déplacent à grande vitesse (c'est-à-dire lorsqu'elles sont de haute énergie) peuvent traverser la matière.
La profondeur de pénétration dépend de leur vitesse et de leur charge : plus la charge est élevée, plus la pénétration est faible.
LE RAYONNEMENT COSMIQUE
En 1908, le physicien autrichien Victor Franz Hess découvre l'existence de radiations dont l'intensité augmente avec l'altitude (constatation lors de vols en ballon). Il en conclut à l'origine cosmique de ce rayonnement. Le rayonnement cosmique a deux composants :
le rayonnement cosmique solaire et le rayonnement cosmique galactique.
Le rayonnement cosmique solaire
C'est un flux continu d'énergie radiante comprenant différentes sortes de rayonnements électromagnétiques et corpusculaires.
Les rayonnements électromagnétiques solaires :
Il comprend outre la bande optique, un rayonnement dans la bande radio avec des longueurs d'onde allant de 100 m à quelques mm, un rayonnement X et un rayonnement gamma.
Le rayonnement corpusculaire solaire :
Il consiste en particules diverses se déplaçant à grande vitesse, parfois proche de celle de la lumière. Il a deux sources, soit la couronne solaire (il constitue alors le vent solaire, celui-ci composé de proton [95%], d'électrons et de particules alpha en petite quantité) ou bien la région des taches (rayonnement accompagnant les éruptions solaires).
Le vent solaire : C’est un plasma (flux de gaz et de particules ionisées) dont la composition, semblable à celle de la couronne solaire (73 % d'hydrogène et 25 % d'hélium), est constituée essentiellement d'ions et d'électrons, de noyaux d’hélium avec des traces infimes d’ions d’éléments plus lourds, tels que l’oxygène ou le carbone. Il s’échappe continuellement dans toutes les directions de la surface du Soleil, baigne l’ensemble du système solaire et se déplace à une vitesse comprise entre 350 km/s et 800 km/s. Néanmoins, ce flux varie en vitesse et en température au cours du temps en fonction de l'activité solaire.
Les éruptions solaires : Ce sont des phénomènes de libération soudaine d'énergie par la surface du Soleil pouvant durer de quelques minutes à quelques heures. Cette énergie est libérée sous forme d’ondes radioélectriques sur un large spectre et de particules relativistes : 90 % de protons et 10 % de particules alpha.
La variation du nombre de ces éruptions permet de définir un cycle solaire.
Les CME (Coronal Mass Ejection ou éjection de masse coronale) : Ce sont des perturbations du vent solaire (probablement dues à des phénomènes de magnétisme) souvent associées aux éruptions solaires. Elles modifient les caractéristiques du vent solaire, se déplacent à très grande vitesse et peuvent parcourir la distance Terre-Soleil en quelques jours (en général trois jours). Il est toutefois possible d’anticiper l’arrivée de ce mauvais temps solaire, mais aussi grâce à un signal radio qui peut détecter depuis la Terre. En effet, les CME s’accompagnent d’une émission radio particulière, ce signal est produit par l’accélération des électrons du vent solaire. Ce signal électromgnétique dans les fréquences radio voyageant plus vite que les particules, les astronautes ou les opérateurs de satellites ont alors entre quelques dizaines de minutes et quelques heures pour se préparer après la détection de ce signal.
Le rayonnement galactique
Ces rayonnements, provenant de l'extérieur du système solaire, ne sont pas des ondes électromagnétiques mais des flots de particules arrivant de l’espace lointain et se déplaçant parfois à des vitesses relativistes, constitué surtout de noyau atomiques dépouillés de leur électrons. Il se compose à 87 % de protons (noyaux d'hydrogène), 12 % de particules alpha (noyaux d'hélium), 1 % de particules lourdes (noyaux de carbone, d'oxygène, azote, bore, lithium, phosphore fer, nickel et béryllium). D’après des données obtenues via les sondes soviétiques au début des années 1960, leur densité varie de 2 à 4,5 particules/cm²/s. L’équipage est certes exposé à de très petites doses, mais de manière continue pendant toute la durée du vol. Dans l'espace interplanétaire l'équivalent d'intensité de dose du rayonnement cosmique galactique est comprise entre 0,2 et 0,5 mSv/jour (0,02 et 0,05 rem/jour).
La dose reçue dépend aussi de l’activité de notre étoile. Comme nous l’avons vu plus haut, l’atmosphère du Soleil laisse échapper en permanence un flux de particules qui remplit tout le milieu interplanétaire, que l’on appelle le vent solaire. Ses caractéristiques, notamment magnétiques, varient avec l’activité de notre étoile et induisent un champ qui écarte le rayonnement cosmique du système solaire. Par exemple, le rayonnement cosmique galactique atteignant la Terre est plus faible lorsque l’activité solaire est forte. La variation de la quantité de rayons cosmiques reçue par notre planète est approximativement de 20 % entre les maximum et minimum de l’activité solaire qui suit un cycle d’environ onze ans. Il est donc possible de prévoir sur plusieurs années l’exposition au rayonnement cosmique galactique.
En atteignant l'atmosphère terrestre, les particules du rayonnement cosmique (primaire), entrent en collision les atomes des gaz atmosphérique, les détruisent et donnent naissance à des rayons cosmiques "dit" secondaires. Il comprend des protons et des neutrons secondaires, des mésons, des électrons et des photons. L'intensité de ce rayonnement décroît à mesure que l'on se rapproche du niveau de la mer.
A savoir : Les rayons cosmiques participent à la formation des ceintures de Van Allen.
LES CEINTURES DE VAN ALLEN
Les ceintures de Van Allen (ou CVA) sont au nombre de deux et intéressent le voisinage immédiat de la Terre. CE NE SONT PAS des ceintures de radiations à proprement parler, C'est une zone de la magnétosphère de notre planète qui piège, le long des lignes du champ magnétique, des particules à haute énergie (ou rayonnement particulaire) dont la majorité sont issues du vent solaire et d'autres des rayons cosmiques. Au nombre de deux pour les principales, elles furent découvertes en 1958 par le satellite américain Explorer 1. Une troisième intermittente a été récemment mise en évidence par les Van Allen Probes de la NASA. Ces deux ceintures (intérieure et extérieure ) ont des origines différentes. Les ceintures se trouvent dans la région intérieure du champ magnétique terrestre qui les maintient en place, elles ont la forme d'un tore (donut) entourant notre planète autour de son équateur magnétique. Les ceintures piègent les électrons et les protons énergétiques. On y trouve d'autres noyaux, tels que les particules alpha, mais ceux-ci sont moins répandus.
La ceinture intérieure se compose de protons à haute énergie à des débits de fluence (mesure de l’intensité du déplacement des particules) compris entre 2x104 à 105 particules/cm²/s pour les protons et de 109 particules/cm²/s pour les électrons d’une énergie supérieure à 40 (KeV : Kiloelectron Volt). Sa limite inférieure passe entre 500 et 600 km (0,2 rayon terrestre) d'altitude dans l'hémisphère tourné vers le Soleil et aux environs de 1600 km de l'autre côté. En raison des particularités du champ magnétique terrestre, il existe une discontinuité importante de ce champ dans l'hémisphère Sud, connue sous le nom d'anomalie de l'Atlantique Sud. Dans cette région, qui s'étend à peu prés de 0 à 60° de longitude Ouest, et de 20 à 50° de latitude Sud, l'intensité des protons piégés ayant des énergie supérieures à 30 MeV est, entre 160 et 320 km d'altitude, équivalente à l'intensité rencontrée ailleurs à 1300 km d'altitude.
La limite extérieure de la ceinture intérieure se trouve entre 7000 et 10 000 km de la Terre (environ 2 rayons terrestres). L'intensité maximum du rayonnement se situe entre 7000 et 8000 km et atteint jusqu'à 0,05 Gy/h (5 rad/h). On a pu calculer que dans cette ceinture intérieure, le débit d’équivalent de dose à l’intérieur du vaisseau spatial (1 g/cm²) serait de 50 mSv /h (5 rem/h).
La ceinture extérieure est principalement composée d'électrons provenant des injections des plasmas solaires. Contraitement à la ceinture interne, ses caractéristiques sont fortement influencées par les périodes d’activité solaire. Leur l’énergie varie de 20 keV à quelques meV (millielectron Volt), à des débits de fluence de plusieurs particules au cm² et par seconde. Elle est située entre 13 000 et 75 000 km d'altitude (d'environ 3 à 10 rayons terrestres). L'intensité maximum du flux d'électrons se situe dans le plan équatorial, à une distance de 15 000 à 20 000 km. La dose est d'environ 0,1 Gy/h (10 rad/h). Le passage des véhicules spatiaux habités dans les ceintures de Van Allen est heureusement court grâce à leur vitesse. On estime que derrière une protection de 2 g/cm² la contribution de ces électrons serait de 200 mSv (20 rad) par jour (données de 1968).
Pour comprendre la signification de ces chiffres, il suffit de savoir qu’un astronaute se trouvant dans les parties les plus intenses des ceintures, SANS AUCUNE PROTECTION NI TRAJECTOIRE ADÉQUATE, recevrait une dose létale en très peu de temps.
Prenons l’exemple des équipages d’Apollo, seuls êtres humains à s’être rendu en orbite lunaire (et accessoirement à sa surface pour certains d’entre eux). Des missions qui exigeaient de passer par les ceintures de Van Allen... Mais alors comment ont-ils survécu ?
Il faut savoir que ces ceintures s’étendent sur environ 40° de latitude terrestre, 20° au-dessus et en-dessous de l’équateur magnétique. Toute l’astuce consiste dans le fait que les trajectoires translunaires d’Apollo se déroulent dans un environnement forcément tridimensionnel (en 3D). Une réalité "occultée" par les communiqués de presse de l’époque qui, par souci de simplification, ne montrent qu’une version en deux dimensions ("plate") du plan de vol.
Mais avant toute chose, quelques notions de base sur l'envoi d'un vaisseau Apollo vers la Lune...
Traduction de l'article original du blog "The Oikofuge" écrit par le Dr
Grant Hutchison, médecin à la retraite. With my warmest thanks to Mr Grant "The Oikofuge" Hutchison.
Pour aller de la Terre à la Lune, le vaisseau Apollo doit être accéléré sur une longue orbite elliptique. Le point bas de cette orbite est proche de la surface terrestre (pour Apollo 11, l'altitude de 190 kilomètres de son orbite d'attente initiale) ; le point haut de l'ellipse doit atteindre la distance de la Lune (380 000 kilomètres), voire plus loin encore. De manière très schématique, ça ressemblait à ça :
Afin d'optimiser l'utilisation du carburant, l'accélération nécessaire pour convertir l'orbite d'attente basse et circulaire en une longue orbite de transfert elliptique doit être appliquée au point le plus bas de l'ellipse, c'est-à-dire sur la face de la Terre exactement opposée à la destination prévue. Étant donné que la Lune se déplace continuellement sur son orbite, la trajectoire translunaire doit en fait "guider" la Lune et viser l'endroit où elle se trouvera lorsque le vaisseau spatial arrivera en orbite lunaire, environ trois jours après avoir quitté la Terre.
(Pour des raisons sur lesquelles nous allons revenir, la NASA a donné au vaisseau spatial Apollo un peu plus d'accélération, allongeant son ellipse de transfert translunaire pour qu'elle culmine bien au-delà de l'orbite de la Lune).
Avec la proximité de la Lune à ce moment-là, la gravité lunaire a en fait éloigné le vaisseau spatial Apollo de l'ellipse simple qui est tracée, déformant sa trajectoire pour l'amener à contourner la Lune : un point sur lequel nous reviendrons.
En attendant, revenons au fait que la NASA avait besoin de manœuvrer le vaisseau spatial Apollo vers une position très précise, sur le côté opposé de la Terre par rapport à la position qu'occuperait la Lune trois jours plus tard, puis accélérer sur la longue orbite elliptique que vous pouvez voir dans mes diagrammes. Le processus d'accélération de l'orbite d'attente à l'orbite de transfert est appelé injection translunaire ou TLI.
Le point de la surface de la Terre opposé à la Lune à un moment donné est appelé l'antipode lunaire.
L'injection translunaire doit donc se produire à cet antipode, et la NASA doit donc lancer le vaisseau spatial lunaire Apollo sur une orbite terrestre qui, à un moment donné, passe par l'antipode. En outre, elle doit le faire en utilisant un minimum de carburant, et doit amener le vaisseau spatial à l'antipode assez rapidement, afin d'économiser les consommables tels que l'air et la nourriture, et de maintenir ainsi la masse au lancement du vaisseau spatial aussi bas que possible.
Maintenant, la Lune orbite autour de la Terre à peu près dans le même plan que l'orbite de la Terre autour du Soleil : le plan de l' écliptique. Mais la Lune peut s'écarter de 5,1° au-dessus ou au-dessous de l'écliptique. Et l'écliptique est inclinée d'environ 23,4° par rapport au plan de l'équateur terrestre. Ainsi, le plan orbital de la Lune peut être incliné par rapport à l'équateur terrestre à n'importe quel angle compris entre 18,3° et 28,5°. Cela signifie que la Lune ne peut jamais être à la verticale dans le ciel n'importe où en dehors d'une bande comprise entre 28,5° au Nord et au Sud de l'équateur, et que son antipode est donc confiné de la même manière : dérivant toujours autour de la Terre quelque part à l'intérieur ou juste à l'extérieur des tropiques.
Le complexe de lancement de Cap Kennedy (aujourd'hui Cap Canaveral) se situe à 28,6°N. Le moyen le plus économe en énergie afin de mettre un vaisseau spatial en orbite terrestre est de le lancer plein Est, en profitant de la rotation de la Terre pour augmenter sa vitesse. Une telle trajectoire place l'engin spatial sur une orbite inclinée à 28,6° par rapport à l'équateur. Ainsi, un lancement depuis Kennedy a mis un vaisseau spatial sur une orbite inclinée par rapport au plan de l'orbite de la Lune. L'inclinaison peut être d'une fraction de degré, si l'orbite de la Lune est inclinée favorablement près de Kennedy ; mais en général, elle est nettement supérieure à cela, l'orbite du vaisseau spatial passant par le plan de l'orbite de la lune en deux points seulement.
Il se trouve que la situation au moment de la mission Apollo 11 montre assez clairement tous ces angles entre l'équateur, l'écliptique, l'orbite de la Lune et l'orbite d'attente d'Apollo, car toutes les inclinaisons sont à peu près alignées les unes avec les autres. Voici une vue du dessus du Pacifique Est au moment du lancement d'Apollo 11 : 13h32 GMT, le 16 juillet 1969.
Mais cela n'a pas toujours été le cas. Voici la situation au moment du lancement d'Apollo 14 : 21 h 03 GMT, le 31 janvier 1971. C'est l'été austral, et le plan de l'orbite de la Lune traverse l'Australie, de sorte que l'orbite d'attente d'Apollo 14 passe par le plan de l'orbite de la Lune à un angle assez prononcé (voir image ci-dessous).
Quel que soit l'angle de croisement, la NASA doit lancer les missions lunaires Apollo de manière à ce que l'orbite du vaisseau spatial le fasse traverser le plan orbital de la Lune au même moment où l'antipode dérive par ce point de croisement. Et pour économiser les consommables, cela doit se faire dans le temps nécessaire pour effectuer deux ou trois orbites au vaisseau spatial, chacune durant une heure et demie. Cette exigence impose qu'il y ait toujours une fenêtre de lancement pour chaque mission lunaire : tout lancement qui n'a pas lieu dans un délai très précis n'a aucune chance de réunir le vaisseau spatial et l'antipode pour permettre une injection translunaire réussie.
À première vue, il semble que la fenêtre de lancement devrait être extrêmement étroite, étant donné que l'orbite d'attente ne croise le plan orbital de la Lune qu'en deux points, dont un seul peut convenir à une TLI à un moment donné. En fait, en faisant varier la direction dans laquelle le lanceur Saturn V a été lancé, la NASA a pu atteindre un secteur assez large du plan orbital lunaire. Un lancement dans n'importe quelle direction à l'exception de l'Est était moins efficace sur le plan énergétique, mais avec un supplément de carburant, le vaisseau spatial Apollo pouvait encore être mis en orbite en utilisant des directions de lancement à 18° de part et d'autre de l'Est. Le nom technique de la direction de lancement, mesurée dans le plan horizontal, est l'azimut de lancement. Apollo pouvait donc être lancé sur des azimuts compris entre 72° et 108° au Nord-Est.
Vous pouvez voir cette gamme d'options orbitales dessinées en sinusoïdes sur la carte de l'orbite terrestre d'Apollo 11 ci-dessous.
Cap Kennedy se trouve à l'extrême gauche de la carte et toutes les options d'azimuts de lancement entre 72º et 108º sont marquées. Voici un détail de cette limite.
Remarquez comment les lancements dirigés vers le Nord ou le Sud-Est emmènent le vaisseau spatial à une latitude plus élevée que celle du cap Kennedy, et donc sur une orbite plus inclinée : aux extrêmes, les orbites d'Apollo étaient inclinées à près de 33°.
Ainsi, la NASA pourrait viser l'antipode en ajustant la direction du lancement. En lançant au Nord-Est, elle pouvait atteindre un antipode plus à l'Est; en lançant au Sud-Est, elle pouvait atteindre un antipode plus occidental. Cette gamme d'options permettait une fenêtre de lancement d'environ quatre heures. Un lancement au début de la fenêtre de lancement impliquerait un azimut proche de 72°, car le lanceur visait l'antipode dans sa position orientale accessible la plus extrême. Au cours de la fenêtre de quatre heures, alors que la Lune se déplaçait dans le ciel d'Est en Ouest, l'antipode se déplaçait sur la surface de la Terre dans la même direction, et l'azimut de lancement requis augmentait progressivement, jusqu'à la fermeture de la fenêtre de lancement lorsqu'un azimut de 108° était atteint. La NASA prévoyait d'avoir son lanceur prêt à partir juste au moment de l'ouverture de la fenêtre de lancement, afin de se donner une marge maximale pour les retards. Apollo 11 a été lancé à temps et a donc décollé selon un azimut très proche de 72°.
L'énorme étage S-IC (le premier étage de Saturn V) s'est éteint et s'est détaché, son carburant épuisé, après seulement 2½ minutes, tombant dans l'Atlantique Ouest. Le deuxième étage S-II a ensuite brûlé pendant 6½ minutes avant de tomber à son tour, suivant une longue trajectoire qui s'est terminée au milieu de l'Atlantique. Pendant ce temps, le troisième étage S-IVB a brûlé pendant deux minutes supplémentaires, mettant le vaisseau spatial Apollo sur orbite terrestre avant de s'éteindre à un moment que la NASA appelle Insertion en Orbite Terrestre (Earth Orbit Insertion ou EOI voir image ci-dessus). Les astronautes disposaient alors d'environ deux heures et demie en orbite (effectuant environ un tour et trois quarts de la Terre) avant leur rendez-vous prévu avec l'antipode lunaire au-dessus du Pacifique. Ils ont ainsi eu le temps de vérifier les systèmes du vaisseau spatial et de s'assurer que tout fonctionnait correctement avant de s'engager dans la longue trajectoire translunaire.
Après deux heures et quarante-quatre minutes de mission, le moteur S-IVB a été redémarré et a fonctionné en continu pendant six minutes alors qu'Apollo 11 traversait le Pacifique de nuit. Voici cette trajectoire avec l'allumage et l'extinction du S-IVB (TLI proprement dit) marqués, ainsi que le plan de l'orbite de la Lune et la ou les positions des antipodes. A cette occasion, j'ai marqué le véritable antipode lunaire comme "Antipode", et l'antipode de la position de la Lune dans 3 jours comme "Antipode+3" (voir ci-dessous).
Voyez comment Apollo 11 a accéléré en continu dans le plan orbital lunaire, dépassant parfaitement l'antipode +3. Le changement de vitesse au cours de ces six minutes a fait passer le vaisseau spatial de 7,8 kilomètres par seconde (la vitesse orbitale de l'orbite d'attente) aux 10,8 kilomètres par seconde nécessaires pour la trajectoire translunaire prévue.
J'ai promis de revenir sur la raison pour laquelle la NASA a utilisé de l'énergie supplémentaire pour propulser le vaisseau spatial sur une orbite qui le mènerait bien au-delà de la Lune, s'il n'était pas capturé par la gravité de cette dernière. En partie, parce que cela a accéléré le voyage : Apollo a mis trois jours pour atteindre sa destination, au lieu de cinq. Mais la raison principale était de placer Apollo sur une trajectoire de retour libre. Il a frôler le limbe oriental de la Lune, puis (retenu par la gravité de la lune) a fait une boucle derrière lui. S'il n'avait pas allumé son moteur pour ralentir en orbite lunaire à ce moment-là, il serait réapparu de derrière le limbe Ouest de la Lune et serait revenu directement sur Terre. Il y avait donc un dispositif de sécurité intégré, au cas où les astronautes rencontraient un problème avec le moteur principal de leur vaisseau spatial. Toute autre vitesse d'arrivée aurait entraîné une orbite de retour libre qui aurait raté la Terre.
C'est bien beau tout cela.. Mais qu'en est-il du passage des ceintures de Van Allen ??
Justement, une autre caractéristique de sécurité des orbites d'Apollo était leur inclinaison d'environ 30° par rapport à l'équateur, qui était maintenue lorsque le vaisseau spatial entrait dans son orbite de transfert. Cela signifiait que le vaisseau spatial évitait la plupart des radiations dangereuses piégées dans les ceintures de Van Allen de la Terre.
Les ceintures de Van Allen sont piégées dans le champ magnétique terrestre, qui est incliné d'environ 10° par rapport à l'axe de rotation de la Terre et l'inclinaison est presque directement vers le cap Kennedy, avec le pôle géomagnétique Nord se trouvant juste à l'Est de l'île d'Ellesmere dans l'Arctique canadien.
Cela signifie qu'un vaisseau spatial lancé depuis le cap Kennedy, avec une inclinaison orbitale de 30° par rapport à l'équateur terrestre, a une inclinaison d'environ 40° par rapport à l'équateur géomagnétique. Une orbite de départ avec cette inclinaison monte et passe au-dessus des ceintures de Van Allen, passant par leurs franges plutôt que par leur milieu. Bien sûr, comme la Terre tourne alors que le plan orbital de l'engin spatial reste plus ou moins fixe dans l'espace, il doit partir dans les heures qui suivent, sinon il perdra l'inclinaison avantageuse des ceintures de radiation : mais Apollo avait déjà une bonne raison de se mettre en route pour ne pas gaspiller de précieux consommables.
Pour finir, voici quelques diagrammes préparés avec Celestia, en utilisant une extension de logiciel créée par l'utilisateur Cham. Ce module complémentaire montre les lignes du champ magnétique terrestre et la trajectoire calculée de quelques particules chargées piégées dans la ceinture de radiation. J'ai utilisé un sous-ensemble des trajectoires de particules de Cham, afin de pouvoir montrer clairement la position de la ceinture de Van Allen intérieure - c'est celle qui contient les protons à haute énergie qui représentaient le plus grand danger pour les astronautes.
Ci-dessous, l'orbite de départ d'Apollo 11 (ligne rouge) vue du dessus du Pacifique ; le plan de l'orbite de la lune est également représenté, en bleu. Le tracé correspond au moment de l'injection translunaire.
Et voici une vue de côté :
Vous pouvez ignorer la partie inférieure de l'orbite, qui n'est là que pour montrer la forme elliptique complète. Apollo 11 a suivi la trajectoire supérieure, Nord, en partant du voisinage de l'équateur.
NDLR : La trajectoire idéale pour Apollo aurait été de passer par les pôles magnétiques Nord ou Sud, car c'est là qu'il n'y a pas de ceintures. Cependant, cela aurait nécessité de brûler beaucoup plus de carburant pour atteindre le plan orbital lunaire.
Bon a savoir :
l'électronvolt (symbole : eV) est une unité de mesure d'énergie. Sa valeur est définie comme étant l'énergie cinétique d'un électron accéléré depuis le repos par une différence de potentiel d'un volt. Ses multiples sont: 1 000 eV = 1 keV; 1000 keV = 1 MeV.
Un électron-volt correspond à 1,60 × 10-19 joules.
Le rad (symbole : rd) est une ancienne unité d'énergie massique ou de dose de radiation absorbée.
1 rad = 10-2 Gy.
Le gray (symbole : Gy) est l'unité dérivée d'énergie massique ou de dose de radiation absorbée du Système international (SI). Un Gray est la dose d'énergie absorbée par un milieu homogène d'une masse de 1 kg lorsqu'il est exposé à un rayonnement ionisant apportant une énergie de 1 joule, 1 Gy = 1 J/kg.
Le gray est cent fois plus grand que l'ancienne unité, le rad, qu'il a remplacé en 1986.
LES DANGERS DES RAYONNEMENTS
Voir tableau ci dessous :
Il faut savoir qu'un rayonnement ionisant est un rayonnement qui produit des ionisations dans la matière qu'il traverse (il arrache des électrons aux atomes qu'il rencontre sur son passage). Ces rayons ionisants ont de nombreux usages pratiques, mais ils sont également dangereux pour la santé humaine.
Les radiations ionisantes correspondent à des rayonnements électromagnétiques ou particulaires possédant une énergie associée supérieure à 10 électronvolts (eV). Le danger réside dans le fait que ce rayonnement émet suffisamment d’énergie pour modifier ou briser les molécules d’ADN, ce qui peut endommager ou tuer une cellule. Il peut en résulter de graves problèmes de santé à long terme :
- Soit par interaction avec la molécule d’ADN, modifiant sa structure par ionisation (effet direct).
- Soit par ionisation des molécules d’eau (H₂O) contenues dans notre corps, qui absorbent une grande quantité de radiation et produisent des radicaux libres. Ces molécules particulièrement réactives peuvent interagir avec les éléments de nos cellules, détruire des cellules saines et provoquer des modifications structurelles des molécules d’ADN (effet indirect). Une cellule ainsi endommagée peut devenir cancéreuse ou non fonctionnelle. Le système immunitaire tente alors de réparer ces dommages, ce qui est généralement efficace si un seul des deux brins d’ADN est touché. En revanche, si les deux brins sont endommagés, la réparation devient impossible, entraînant la mort cellulaire. En cas de modification chimique ou de mutation, toute réparation devient également impossible, ce qui peut provoquer le développement d’un cancer ou la transmission d’une mutation génétique.
Les vols spatiaux en orbite basse ainsi que les missions lunaires Apollo n’ont pas fourni suffisamment de données pour appréhender pleinement ces phénomènes.
Les particules émises (ions lourds) lors des éruptions solaires peuvent traverser sans difficulté les parois des vaisseaux spatiaux ainsi que les corps des astronautes. Ces derniers ne ressentent rien, sauf si elles frappent leurs rétines, provoquant alors des éclairs (initialement attribués à l’effet Tcherenkov), comme un flash traversant le champ de vision ou une petite tache si la particule frappe de face. Ce phénomène a été observé pour la première fois lors des vols Apollo vers la Lune, au-delà de la protection des ceintures de Van Allen, mais aussi lors du survol de l’anomalie de l’Atlantique Sud, où le bouclier magnétique est affaibli. Il peut donc y avoir interaction entre les rayons cosmiques et les cellules humaines.
Effets biologiques des radiations ionisantes suite à exposition prolongée (plusieurs mois voir années)
a) à long terme :
Mutations au niveau des cellules pouvant causer le cancer ou des dommages génétiques transmissibles aux descendants. Chez la personne exposée, on peut observer une diminution de l’espérance de vie. Toutes les radiations subies s’additionnent et se cumulent tout au long de la vie.
b) à court terme : (Effets produits par une dose aiguë, >100 mSv au corps entier ou >1 000 mSv à un seul organe) : perte de cheveux, vomissements, rougeurs sur la peau irradiée.
Effets biologiques des radiations ionisantes suite à une exposition courte sur la durée (environs 7 à 8 jours)
Exemple : Les astronautes ayant connu la plus forte exposition aux rayonnements cosmiques, ceux des missions Apollo vers la Lune, ont développé des cataractes environ 7 ans plus tôt en moyenne que les autres astronautes. La cataracte est un signe courant de vieillissement.
Au moins 39 anciens astronautes ont souffert d'une forme de cataracte après être allés dans l'espace, selon une étude de 2001 réalisée par Francis Cucinotta du centre spatial Johnson de la NASA. Parmi ces 39 astronautes, 36 avaient participé à des missions avec un taux de radiation élevé, notamment les atterrissages lunaires du programme Apollo. Certaines cataractes sont apparues 4 ou 5 ans après la mission, d’autres plus de 10 ans après.
Au cours des missions Apollo, les doses enregistrées ont été inférieures aux estimations figurant dans le tableau ci-dessous. Les doses reçues ont varié de 1,5 mGy (150 mrad, Apollo VII et VIII) à 11,4 mGy (1 140 mrad, Apollo XIV). Il s'agit de moyennes des doses mesurées par les différents dosimètres portés par les trois membres de l'équipage.
Le danger principal lors de ces vols était constitué par une éruption solaire susceptible de provoquer une irradiation importante. La conduite à tenir prévue par la NASA dans ce cas est résumée dans le tableau ci-dessous.
Pour permettre une détermination précise de l’exposition de l’astronaute aux rayonnements, chaque membre d’équipage emporte un dosimètre individuel de rayonnement (Personal Radiation Dosimeter, PRD) ainsi que trois dosimètres passifs (Apollo Experience Report – Protection Against Radiation).
Le PRD fournit une lecture visuelle de la dose de rayonnement cumulée reçue par chaque astronaute au fur et à mesure du déroulement de la mission. Le PRD a approximativement la taille d’un paquet de cigarettes, et des poches sont prévues dans les combinaisons de vol, ainsi que dans la combinaison spatiale, pour permettre son port.
Les dosimètres passifs sont placés dans les vêtements portés pendant toute la durée de la mission. Les dosimètres passifs contiennent de la poudre de fluorure de lithium utilisée pour la dosimétrie thermoluminescente, des émulsions nucléaires, des feuilles de dosimétrie neutronique et des feuilles destinées à la détection des particules cosmiques de haute masse atomique.
Ces matériaux détecteurs sont analysés après chaque mission, ce qui permet une détermination précise de la dose de rayonnement reçue par différentes parties du corps (cheville, cuisse et poitrine). En outre, le dosimètre passif fournit des informations détaillées sur les types de rayonnements auxquels chaque astronaute a été exposé.
Bon à savoir : Toutes les missions habitées (65 soviétiques et 60 américaines à la date du 1er juillet 1989) se sont déroulées sans que les éruptions solaires n’aient directement affecté l’équipage.
Prenons l’exemple de la tempête solaire d’août 1972, survenue entre deux missions lunaires : l’équipage d’Apollo 16 était revenu sur Terre en avril et celui d’Apollo 17 se préparait pour un alunissage en décembre. Selon Francis Cucinotta, un astronaute pris dans cette tempête aurait pu absorber jusqu'à 4 000 mSv. Une dose mortelle ? « Pas nécessairement », juge-t-il. Un retour sur Terre pour soins médicaux appropriés aurait pu sauver l’astronaute. Aucun astronaute ne s’aventurerait sur la Lune (une combinaison spatiale ayant une densité de 0,25 g/cm² offrant très peu de protection) si une tache solaire géante menaçait. « Ils resteraient à l’intérieur de leur vaisseau spatial », précise Cucinotta.
Un module de commande Apollo (CM) avec sa coque en aluminium aurait atténué les effets de la tempête de 1972, réduisant la dose de 4 000 mSv à moins de 350 mSv au niveau des organes hématopoïétiques de l’astronaute.
Sievert, unité de dose biologique : L’unité de dose d’irradiation significative pour un être vivant est le sievert (Sv). Comme cette unité est relativement grande, les doses biologiques sont souvent exprimées en millisieverts (mSv). En Europe, la dose annuelle moyenne à laquelle la population est exposée est d’environ 4 mSv par personne.
La dose biologique se calcule théoriquement ainsi : la dose d’énergie (en gray, Gy) absorbée par chaque organe ou tissu, pendant un laps de temps donné, est multipliée par un facteur de « pondération radiologique » pour obtenir une « dose équivalente » tenant compte de la nocivité du rayonnement. Ce facteur varie de 1 pour les rayons gamma, X et les électrons, à 10 pour les neutrons, et à 20 pour les particules alpha. La faible valeur pour les gamma, X et électrons reflète le fait que ce sont les particules les moins ionisantes.
LES SOLUTIONS APPLIQUÉES AU PROGRAMME APOLLO
Selon la publication NASA SP-71 de 1964 et les études compilées dans ce document sur les effets des radiations et le transport de particules dans l’espace, des travaux intensifs ont été menés pour développer une protection efficace du vaisseau spatial et des astronautes.
Des modèles informatiques ont été utilisés pour calculer la dose de radiation dans le Command Module (CM) en fonction de la géométrie et des matériaux de sa structure. Ces simulations ont permis de définir les paramètres de construction finaux pour le CSM et d’optimiser sa configuration avant fabrication. La NASA et la NAA ont sélectionné un programme qui subdivise le vaisseau spatial en environ 370 régions et 15 matériaux, permettant de simuler la distribution de dose à tout point dans le CM et d’évaluer les doses secondaires. Les astronautes sont représentés par des phantoms standards.
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Ces simulations ont également permis d’estimer la dose reçue par différentes parties du corps des astronautes (cheville, cuisse, poitrine) et de mesurer les doses secondaires dans le CM.
Afin de vérifier expérimentalement l’efficacité du blindage, la NASA a, en autres, mis en œuvre une technique de sonde gamma. Celle-ci consiste à mesurer l’atténuation des rayons gamma le long de nombreux trajets allant de l’extérieur du blindage aux points d’intérêt à l’intérieur du CM. La densité électronique ainsi déterminée permet de calculer l’atténuation des protons le long de ces trajets et d’estimer la dose reçue à chaque point pour un environnement protonique donné. Un système semi-automatique a été conçu pour obtenir simultanément des données jusqu’à dix points de dose à l’intérieur du module. L’utilisation d’équipements automatisés, avec enregistrement direct des lectures pour traitement informatique, rend cette vérification expérimentale tout à fait gérable. Cette technique est également applicable aux particules alpha, qui s’atténuent par ionisation.
La protection physique reposait principalement sur la masse structurelle et la géométrie du vaisseau, ainsi que sur l’optimisation de l’agencement des équipements et des réserves à bord, permettant d’atténuer l’exposition dans les zones les plus fines du véhicule. La conception et le choix des matériaux ont été étudiés pour réduire la dose de radiation.
La protection n’était pas parfaitement uniforme à l’intérieur du CM, certaines zones étant plus exposées que d’autres. À titre d’illustration, lors des premières vingt-quatre heures du vol Apollo 8, Borman et Anders absorbèrent des doses différentes : 0,0004 Gy et 0,002 Gy. Les doses cumulées pendant les missions lunaires restaient toutefois faibles, typiquement de 25 à 35 mSv, sans effets biologiques détectables.
L’attitude du CM pouvait théoriquement influencer le blindage effectif en utilisant le système de contrôle par réaction (RCS) afin de placer les masses les plus denses du module de service entre la source de radiation et les astronautes, réduisant ainsi l’exposition dans les zones les plus fines. Toutefois, les bénéfices de cette configuration restent limités, car la plupart des événements solaires ne présentent pas d'anisotropie des particules, et ceux qui en présentent ne le font que pendant les premières heures de l'événement. De même, les propositions de blindage ponctuel, telles que l’utilisation de sacs d’eau en mylar ou le placement stratégique d’équipements à cet endroit, sont restées des solutions théoriques et n’ont jamais été mises en œuvre en vol Apollo.
Un réseau de surveillance et d'alerte solaire (SPAN, Solar Particle Alert Network) basé sur sept stations d’observation terrestres était utilisé pour alerter les équipes de mission d’éventuels événements solaires, permettant d’anticiper des risques potentiels liés aux flux de protons énergétiques. Aucun événement critique de ce type n’a affecté les missions Apollo.
À titre informatif, des recherches en laboratoire sur des animaux ont étudié des produits pharmacologiques susceptibles de protéger contre les effets des radiations ionisantes (Colin, 1990). Ces mesures n’ont toutefois jamais été mises en œuvre sur les missions Apollo.
Enfin, il est important de noter que les organes hématopoïétiques (moelle osseuse, thymus, rate et autres tissus lymphoïdes) sont particulièrement sensibles aux rayonnements ionisants, et la conception de la protection a pris en compte la réduction de la dose absorbée par ces organes critiques.
Il convient également de noter qu'en raison de la forme de l'engin spatial, le chemin que la plupart des particules doivent emprunter pour atteindre les astronautes les oblige à heurter la coque à un angle incident, ce qui augmente efficacement l'épaisseur du blindage.
Anisotropie : fait d'avoir des propriétés qui dépendent de la direction, de l'orientation.
Sources : (Informations en partie tirées du..) livre "Médecine Aérospatiale" ouvrage collectif sous la direction de J. COLIN, Expansion Scientifique Française, 1990, ISBN:2-70461333-8, PDF : "Second symposium on protection against radiations in space" ou NASA SP-71, traduction de l'article du Dr Grant Hutchison. Texte de Paul Cultrera, tous droits réservés.