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Aerial Regional-scale Environmental Survey , plus communement designe par son acronyme ARES , est un projet de mission spatiale de type aerobot developpe au debut de la decennie 2000 par l'agence spatiale americaine, la NASA . Figurant en 2007 parmi les quatre finalistes du programme Mars Scout , sa candidature est ecartee au profit de la mission mission Phoenix . ARES est un avion d'environ 125 kilogrammes (masse a sec de 66,5  kg ) et d'une envergure de 6,2 metres. Circulant a une altitude de 1 500 metres durant environ 1 heure (distance parcourue environ 500 kilometres ), il devait recueillir des donnees sur le champ magnetique et l'atmosphere de Mars a basse altitude. ARES emportait un magnetometre , un spectrometre de masse , un spectrometre a neutrons, un detecteur de radiations ionisantes , une station meteorologique et plusieurs cameras. L'avion, propulse par un moteur-fusee , devait suivre de maniere autonome une trajectoire pre-planifiee.

Contexte : apport de l'avion pour l'exploration planetaire [ modifier | modifier le code ]

Un avion survolant de maniere autonome la surface de Mars a une altitude de quelques kilometres peut fournir des donnees scientifiques inedites sur l'atmosphere, la surface et l'interieur de la planete. Celles-ci combleront l'ecart en matiere d'echelle et de resolution spatiale entre les observations effectuees depuis l'orbite, qui fournissent des observations globales mais avec une resolution reduite, et les mesures in-situ realisees par les engins se deplacant a la surface de Mars (astromobiles) qui effectuent des mesures locales avec une resolution tres elevee. En survolant des regions entieres, les observations effectuees par un avion peuvent deboucher sur des decouvertes scientifiques. Un avion permet egalement d'observer des terrains trop accidentes pour un engin se deplacant sur le sol ^{[ 1 ]} .

Historique [ modifier | modifier le code ]

Premiere etude d'un avion propulse martien (DSI - 1978) [ modifier | modifier le code ]

L'utilisation de l'avion pour l'exploration d'une autre planete, necessite la mise au point de technologies nouvelles. Au sein de l' agence spatiale americaine , la NASA , le premier projet d'avion martien est mene a la fin des annees 1970 par la societe DSI mandatee par le Jet Propulsion Laboratory . Cette etude s'appuie, en ce qui concerne la propulsion, sur l'architecture des petits avions pilotes a distance developpes par le centre de recherche Dryden . Ces mini-avions, utilises pour l'etude de l' atmosphere terrestre a tres haute altitude, etaient propulses par un moteur-fusee brulant de l' hydrazine . Plusieurs concepts sont analyses et le scenario choisi implique le lancement de trois engins spatiaux distincts emportant chacun quatre avions martiens replies dans un bouclier thermique du meme type que ceux protegeant les sondes spatiales Viking (diametre 3,8 metres). L'avion, d'une masse de 300 kilogrammes , a une envergure de 21 metres et une surface alaire de 20  m ² . Pour tenir dans un volume tres reduit, l'avion etait replie sur lui-meme selon un schema tres complexe : les ailes etaient repliees sur elles-memes 6 fois , le fuselage trois fois et c'etait egalement le cas des helices. L'etude est arretee en 1978 par la NASA qui decide a l'epoque de porter ses efforts sur d'autres projets martiens ^{[ 2 ] , [ 3 ]} .

Projet MAP (1998-1999) [ modifier | modifier le code ]

Le projet Mars Maicromission Airplane (MAP), mene en 1998-1999, est beaucoup moins ambitieux que l'etude precedente. Le projet est lance par l' administrateur de la NASA Daniel Goldin dans le but de celebrer le 100 ^e anniversaire du premier vol d'un avion par les freres Wright (2003), en realisant la meme premiere sur la planete Mars . L'avion martien devait tenir dans l'espace tres restreint disponible pour la charge utile secondaire d'une fusee Ariane 5 . Cette contrainte imposait un diametre maximal de 80 centimetres au bouclier thermique dans lequel etait enferme l'avion. Le principal defi etait de concevoir un avion pouvant tenir avec tous les systemes annexes dans un volume aussi reduit. Les autres defis decoulaient du nombre de Reynolds extremement faible et du regime de vol subsonique tres eleve. L'avion propulse par un moteur-fusee avait une masse de 19 kilogrammes et pouvait emporter une charge utile de 2,6 kilogrammes. L'envergure des ailes etait de 1,73 metre et la superficie alaire etait de 0,67  m ² . La quantite d' ergols emportee (3,2 kilogrammes) permettait de propulser l'avion durant 20 minutes ce qui lui permettait de franchir 200 kilometres . Le projet, qui s'apparentait plus a un demonstrateur technologie qu'a une mission scientifique, fut annule en novembre 1999. Malgre la difference de taille, les travaux menes dans le cadre du projet MAP ont fourni des bases solides pour la conception du projet ARES qui lui succede en 2001 ^{[ 4 ]} .

Developpement de la mission ARES (2001-2002) [ modifier | modifier le code ]

Le programme Mars Scout est cree en 2007 par l'agence spatiale americaine, la NASA, dans le but de developper des missions de reconnaissance de la planete Mars a faible cout utilisant des supports varies (atterrisseur, ballon, avion). Le projet d'avion martien ARES ( acronyme de Aerial Regional-scale Environmental Survey ) est concu en 2001 et 2002 par le centre de recherche Langley de la NASA dans le but de concourir a la selection de ce programme. Contrairement a MAP qui etait surtout un demonstrateur technologique, ARES est une veritable mission scientifique qui a pour objectif de recueillir des donnees permettant d'ameliorer notre connaissance de la nature et de l'evolution de l'atmosphere, de la surface et de la structure interne de Mars. Le deploiement d'une maquette a l'echelle 1/2 est teste avec succes dans la haute atmosphere terrestre (altitude 35 kilometres ) dont la densite est proche de celle de Mars. ARES fait partie des quatre projets qui passe la premiere phase de selection du programme Scout en decembre 2002. Mais, six mois plus tard, c'est l'atterrisseur Phoenix qui est finalement retenu. Il se posera en mai 2008 a proximite de la calotte polaire nord ^{[ 5 ] , [ 6 ]} .

Architecture [ modifier | modifier le code ]

Cahier des charges [ modifier | modifier le code ]

La robustesse, la simplicite, la reduction des risques sont les principes a la base de l'architecture retenue ainsi que la necessite de convaincre les evaluateurs charges de la selection du programme Mars Scout. Le cahier des charges du projet repose sur l'utilisation d'un bouclier thermique de 2,65 metres de diametre (diametre interieur de 2,48 metres) derive de celui developpe pour les sondes spatiales Viking. Durant la mission scientifique l'avion spatial doit pouvoir suivre un trajet pre-programme de maniere autonome long de 500 kilometres a une altitude comprise entre 1 et 2 kilometres en fournissant une plateforme d'observation stable pour les instruments. Les donnees scientifiques sont transmises durant le vol ce qui impose une limitation des manœuvres effectuees pour maintenir la liaison utilisee pour la transmission des donnees ^{[ 7 ]} .

Un volume de donnees scientifiques contraint [ modifier | modifier le code ]

Comme toutes les sondes spatiales a destination de la surface, ARES comprend deux sous-ensembles : un module charge du transit entre la Terre et Mars et la charge utile (avion) encapsulee dans le bouclier thermique avec des dispositifs de freinage (parachute,...) qui est larguee a l'approche de Mars. Cette planete ne disposant pas d'un reseau de satellites de telecommunications permettant une couverture continue pour relayer les donnees transmises par l'avion martien, cette tache est prise en charge par le module gerant le transit : a cet effet cette derniere, apres avoir largue l'avion martien, effectue une manœuvre pour eviter de penetrer dans l'atmosphere de Mars et afin de survoler la planete en maintenant une liaison telecom a la fois avec la Terre et l'avion martien. Mais le volume de donnees pouvant etre transmis durant la mission est limite a la fois par les trajectoires respectives de l'avion martien et de la partie de la sonde spatiale assurant le relais et par l'energie disponible a bord de l'avion martien pour les telecommunications. Cette contrainte a conduit a limiter en retour les performances de l'avion (distance parcourue) afin de ne pas produire de donnees qui ne seraient de toute facon jamais recuperees ^{[ 7 ]} .

Aerodynamisme [ modifier | modifier le code ]

L'atmosphere de Mars presente des caracteristiques tres differentes de celles de la Terre. Les formes aerodynamiques et les caracteristiques des structures chargees de controler le vol ont ete mises au point dans le cadre d'une collaboration entre les centres de recherche de la NASA (Langley, Ames, Glenn), de l'industrie (Aurora) et des universites (Stanford, MIT) en utilisant des programmes de simulation 3D et 2D. L'avion est stocke a l'interieur du bouclier thermique dont les dimensions limitees et la geometrie interne impose que celui-ci soit replie pour ne pas limiter l'envergure aux 2,65 metres disponible. Le choix d'une aile gonflable, qui permettait de s'affranchir des contraintes imposee par les dimensions du bouclier, a ete ecarte parce qu'il presentait des risques superieurs a ceux d'une aile fixe notamment du fait de l'exposition du materiau utilise pour la structure gonflable aux conditions thermiques rigoureuses (froid) durant le transit entre la Terre et Mars. Pour le deploiement de l'avion un systeme reposant sur des ressorts a ete prefere a un systeme telescopique solution qui comportait un historique emaille d'incidents. Les concepteurs ont souhaite limiter au maximum le nombre d'operations de deploiement, sources de risque. Le deploiement comporte trois etapes : deux pour deplier les ailes et une pour deplier la queue de l'avion. La geometrie de la queue de l'avion a ete choisie de maniere a eviter les interactions avec les jets de gaz expulse par les moteurs-fusees assurant la propulsion ^{[ 8 ]} .

La surface de l'aile de l'avion est fixee a une valeur de 7 m² pour lui permettre de remplir les objectifs de la mission. La cellule de l'avion comprend quatre sous-ensembles : le fuselage central (avec l'amorce des ailes), deux ailes identiques et l'empennage de la queue. La structure et la surface de ces pieces sont realisees en sandwich composite. Le fuselage central comprend deux cloisons longitudinales pour rigidifier l'ensemble. L'empennage arriere en V inverse est rattache au fuselage par deux poutres jumelles. Les mecanismes utilises pour deployer l'avion, verrouiller les pieces articulees et absorbees l'energie produites durant le deploiement sont realises en titane. L'avion dispose de quatre gouvernes : deux flaperons permettent de controler les mouvements de tangage et de roulis et deux grands gouvernails de direction permettant de controler les mouvements de tangage et de lacet. Chaque gouverne est actionnee par un moteur a courant continu ^{[ 9 ]} .

Propulsion [ modifier | modifier le code ]

Plusieurs types de propulsion ont ete etudies pour l'avion ARES : d'une part le recours a une helice mise en mouvement soit par des moteurs electriques alimentes par des batteries ou des piles a combustible soit par des moteurs a combustion interne ; d'autre part des moteurs-fusees a ergols liquides soit monoergols soit biergols. Deux criteres ont ete utilises pour evaluer ces differents systemes : la capacite a effectuer un vol de 480 kilometres et la maturite de la technologie dans le contexte martien (cad finalement le degre de risque). La masse allouee au systeme propulsif (combustible et moteurs) etait de 63 kilogrammes ^{[ 10 ]} .

Dans l'environnement martien peu dense, le comportement d'une helice, problematique, necessitait des recherches approfondies que ne permettait pas le budget alloue a une mission de type Mars Scout. Par ailleurs l'helice, pour tenir dans le volume du bouclier thermique, devait etre stockee en position repliee ajoutant un risque au moment du deploiement. Le choix de moteurs-fusees biergols s'est donc impose, le monoergol ne permettant pas d'atteindre les performances attendues. Pour reduire a la fois les risques, le cout et tenir le planning, l'avion ARES utilise trois petits moteurs-fusees developpes par AMPA deja utilise a des milliers d'exemplaires. Brulant un melange de methylhydrazine et de MON -3, chaque moteur a une poussee de 22 newtons de poussee et une impulsion specifique de 293 secondes . Les ergols sont mis sous pression par de l' helium . L'helium et les deux ergols sont stockes dans des reservoirs situes pres du centre de masse de l'avion ^{[ 12 ]} .

• Systeme de propulsion d'ARES
• 
  Position des trois moteurs-fusees d'ARES.
• 
  Schema des differents composants du systeme de propulsion d'ARES.

Objectifs scientifiques de la mission [ modifier | modifier le code ]

La mission ARES devait contribuer a reduire les risques encourus par des astronautes en mission a la surface de Mars ainsi que contribuer a repondre a des questions scientifiques sur l'evolution et les caracteristiques actuelles de la planete ^{[ 13 ]}  :

• L'absence d'un champ magnetique global entraine un niveau de radiations eleve a la surface de Mars qui limite son habitabilite pour les humains. Neanmoins certaines regions pourraient beneficier d'un champ magnetique local suffisamment puissant pour assurer une certaine protection. ARES doit effectuer un releve detaille du champ magnetique genere par la croute planetaire des regions qu'il survolera avec une precision superieure de deux ordres de magnitude a celle de l'orbiteur MGS a l'origine de la detection des champs magnetiques regionaux. Les detecteurs de rayonnement d'ARES doivent mesurer le flux de particules solaires energetiques qui atteignent la surface de Mars et determiner si les mini magnetospheres generees par le magnetisme regional assure une certaine protection la surface contre ces particules.
• La mission doit mesurer le champ electrique atmospherique qui represente un danger potentiel en cas de decharge electrique atmospherique durant la descente vers le sol d'un engin spatial robotique de grande taille ou durant les operations des astronautes a la surface de Mars. La poussiere qui circule a la surface et qui est chargee electriquement peut generer d'importants champs electriques. La mesure simultanee in situ de la quantite de poussiere presente et du champ electrique doivent permettre d'evaluer cette hypothese.
• ARES doit etudier la couche atmospherique proche du sol en mesurant les principales caracteristiques de celle-ci durant son survol : pression, temperature, densite, direction et force du vent. A l'epoque de l'etude d'ARES les seules informations disponibles sur cette partie de l'atmosphere etaient issues des mesures des atterrisseurs Viking et de la mission Mars Pathfinder .
• ARES doit etudier et mesurer le taux de deposition de gaz actifs sur le plan chimique (par exemple peroxyde d'hydrogene , ozone ) qui se caracterisent par leur toxicite et leur action corrosive. Le spectrometre de masse d'ARES doit mesurer les concentrations de ces gaz a l'etat de trace. Couplees avec les mesures tri-dimensionnelles du vent, ces donnees doivent permettre de calculer les flux et les depots de ces gaz a la surface de Mars.

Caracteristiques techniques [ modifier | modifier le code ]

ARES est un avion d'environ 125 kilogrammes (masse a sec de 66,5  kg ) et d'une envergure de 6,2 metres. Circulant a une altitude de 1 500 metres durant environ 1 heure 30, il devait recueillir des donnees sur le champ magnetique et l'atmosphere de Mars a basse altitude. L'avion, propulse par un moteur-fusee , devait suivre de maniere autonome une trajectoire pre-planifiee ^{[ 14 ]} .

L'avion martien ARES devait emporter plusieurs instruments representant une masse totale de 10,1 kilogrammes et consommant 30 watts ^{[ 15 ]} :

• un magnetometre avec deux capteurs montes en bout d'aile
• un spectrometre de masse situe dans le nez de l'appareil.
• une camera dont l'objectif pointe vers le sol pour fournir le contexte.
• une camera situee dans la queue de l'appareil.
• un spectrometre tourne vers le nadir (surface de Mars)

La stabilite necessaire pour obtenir une nettete inferieure au pixel dans les mesures effectuees par le spectrometre et de la camera de contexte determinent le degre de stabilite de l'avion. Cette stabilite est elle-meme fonction de l'aerodynamique de l'avion, des turbulences atmospheriques et du temps d'integration des mesures effectuees par les instruments. La reconstruction de la region du sol visee est affectee par les debits asynchrones des instruments scientifiques et la frequence de la centrale a inertie (50 Herz). Les tests effectues dans la haute atmosphere terrestre ont valide les performances attendues en matiere de stabilite et de pointage ^{[ 15 ]} .

Deroulement de la mission [ modifier | modifier le code ]

Lancement et transit vers Mars [ modifier | modifier le code ]

La mission ARES devait etre lancee par une fusee Delta II de type 2925 qui fournissait une marge de 30% sur la masse satellisable par rapport au devis de poids prevus. Le lancement devait avoir lieu en septembre 2007 pour une arrivee a la surface de Mars en septembre 2008. L'arrivee a la surface de Mars etait prevue 2h30 de l'apres midi pour que Mars Reconnaissance Orbiter puisse servir de relais de telecommunications de secours en cas de defaillance du sous-ensemble de la sonde spatiale devant normalement assumer ce role ^{[ 16 ]} .

Rentree atmospherique et deploiement de l'avion [ modifier | modifier le code ]

La sonde spatiale comporte deux sous-ensembles : le module de descente contenant l'avion ARES qui penetre dans l'atmosphere de Mars et le module charge du transit Terre-Mars qui doit survoler Mars en jouant le role de relais de telecommunications entre l'avion ARES et la Terre. Ce dernier module de 225 kilogrammes, derive de celui de la mission Genesis peut fonctionner de maniere autonome. Le scenario retenu est que le module de descente penetre directement dans l'atmosphere de Mars sans mise en orbite prealable autour de Mars. Cette derniere solution a ete ecartee car elle necessite un lanceur plus puissant (surcout de 15 a 20 millions US$) et parce que l'orbiteur ne permettrait pas de relayer aussi longtemps les communications entre l'avion et la Terre. Neuf heures avant l'arrivee sur Mars le module de descente contenant l'avion ARES se detache de la sonde spatiale. Cinquante minutes plus tard le module charge du transit modifie a la fois son orientation et sa trajectoire de maniere a survoler la planete Mars de maniere a permettre d'acquerir les signaux de l'avion ARES sur toute la duree de sa mission ^{[ 17 ]} .

L'entree dans l'atmosphere de Mars et la descente vers la surface se deroule de la meme maniere que pour les missions Mars Pathfinder et Mars Exploration Rover . L'angle de rentree dans l'atmosphere est de -13° (a -10° la sonde spatiale rebondirait dans l'espace) et l'ensemble du processus de rentree dure 5 minutes. Le parachute est deploye trois minutes apres la rentree atmospherique alors que la vitesse de descente est encore supersonique. Le module de descente contenant l'avion largue le bouclier thermique avant puis sept secondes plus tard l'avion lui-meme avec son systeme de deploiement : ce delai evite que l'avion vienne heurter le bouclier avant). Une fois libere un parachute fixe a l'arriere de l'avion s'ouvre ce qui permet d'orienter correctement celui-ci et facilite le deploiement des ailes et de la queue de l'aeronef. Le deploiement est effectue par sectionnement des attaches maintenant ces parties repliees et par l'action de ressorts. L'avion utilise alors ses gouvernes pour entamer une ressource (reduire sa vitesse de descente). Une minute plus tard le parachute est largue et 30 secondes plus tard l'avion a completement redresse sa trajectoire et se trouve a l'altitude a laquelle doit se derouler la mission scientifique. L'ensemble des telemesures realisees durant cette phase ainsi que les images du deploiement enregistrees durant le deploiement sont stockees avant d'etre retransmises par la suite vers la Terre pour analyse. L'ordinateur embarque calcule la position de l'avion (altitude, position, direction et vitesse) afin de determiner la route a suivre pour atteindre la prochaine etape du parcours pre-programme ^{[ 18 ]} .

Deroulement de la mission scientifique [ modifier | modifier le code ]

La mission scientifique debute alors. L'avion suit une trajectoire pre-programmee en utilisant les informations fournies par la centrale a inertie et l'altitude determinee a l'aide des donnees du barometre correlees avec celles de l'altimetre radar. La mission dure 60 minutes durant lesquelles l'avion parcourt 500 kilometres en transmettant de maniere continue des donnees scientifiques et des telemesures . Celles-ci sont relayees vers la Terre par la partie de la sonde spatiale qui poursuit son vol en survolant Mars. Les donnees sont eventuellement stockees de maniere a les retransmettre lorsque le debit est maximum (distance entre l'avion et la sonde spatiale la plus faible). Le relais peut etre assure, en plan de secours, par l'orbiteur de la NASA Mars Reconnaissance Orbiter . Pour maintenir un debit des transmissions maximum en maintenant un gain d'antenne au-dessus d'un certain seuil, les manœuvres programmees limitent l'inclinaison des ailes a 30° ce qui impose des virages avec un rayon minimum de 9 kilometres . La vitesse de descente et de montee est reduite pour limiter les besoins de propulsion. La vitesse est pratiquement constante pour simplifier la collecte des donnees scientifiques. Une fois sa mission achevee, l'avion entame sa descente vers la surface de Mars. L'atterrissage se fait en douceur pour tenter d'eviter sa destruction. La liaison entre l'avion et la sonde spatiale qui survole Mars est maintenue apres l'impact. Pour repondre a des contraintes de protection planetaire , il est necessaire de connaitre avec precision le site de l'atterrissage (il est prevu que sa position soit connue avec une precision de 100 metres ). Les donnees collectees par la sonde qui survole Mars sont retransmises vers la Terre en bande X au cours des 24 heures suivantes ^{[ 19 ]} .

Sur Terre la trajectoire de l'avion est reconstruite en utilisation les donnees des capteurs embarquees avec les images fournies par la camera de contexte et la camera video. La position au debut de la mission scientifique est determinee en utilisant les donnees de la centrale a inertie produites durant la phase de rentree atmospherique et de descente vers le sol. La position de l'avion durant la phase suivante est determinee toutes les 10 secondes a l'aide de la camera de contexte et sa progression entre ces intervalles est reconstruite a l'aide des donnees de la centrale a inertie. L'altitude est calculee en utilisant les donnees de la centrale a inertie, du radar altimetre et du barometre qui sont rapprochees de la carte topographique de la surface de Mars realisee grace aux donnees collectees par les missions martiennes precedentes de la NASA. La trajectoire peut etre reconstruite avec une precision de 10 metres sur le plan horizontal et de 50 metres sur le plan vertical ^{[ 20 ]} .

Notes et references [ modifier | modifier le code ]

Bibliographie [ modifier | modifier le code ]

• (en) Robert D. Braun, Henry S. Wright, Mark A. Croom, Joel S. Levine et David A. Spencer, ≪  Design of the ARES Mars Airplane and Mission Architecture  ≫, x ,‎ janvier 2006 , p.  22 ( lire en ligne )
  Conception et architecture de la mission ARES)
• (en) Mark D. Guynn, Mark A. Croom, Stephen C. Smith, Robert W. Parks et Paul A. Gelhausen ≪ Evolution of a Mars Airplane Concept for the ARES Mars Scout Mission ≫ ( lire en ligne ) [PDF]
  ? 2nd AIAA "Unmanned Unlimited" Systems, Technologies, and Operations ? Aerospac ( septembre 2003 )
• (en) Christopher A. Kuhl, ≪  Design of a Mars Airplane Propulsion System for the Aerial Regional-Scale Environmental Survey (ARES) Mission Concept  ≫, x ,‎ 2009 , p.  38 ( lire en ligne )
  Conception du systeme de propulsion de la mission ARES
• (en) Christopher A. Kuhl, Henry S. Wright, Craig A. Hunter, Carl S. Guernsey et Anthony J. Colozza ≪ Liquid Rocket Propulsion for Atmospheric Flight in the Proposed ARES Mars Scout Mission ≫ ( janvier 2004 ) ( lire en ligne ) [PDF]
  ? AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit
• (en) Henry S. Wright1, Joel S. Levine, Mark A. Croom1, William C. Edwards1, Garry D. Qualls1 et Joseph F. Gasbarre1 ≪ Measurements from an Aerial Vehicle: A New Tool for Planetary Exploration ≫ ( janvier 2003 ) (Measurements from an Aerial Vehicle: A New Tool for Planetary Exploration) [PDF]
  ? SPIE's 4th International Asia-Pacific Symposium on Remote Sensing of the Atmosphere, Ocean, Environment, and Space
• (en) Henry Wright, Mark Croom, Robert Braun, Garry Qualls, Patrick Cosgrove et J. Levine ≪ ARES Mission Overview - Capabilities and Requirements of the Robotic Aerial Platform ≫ ( septembre 2003 ) ( DOI   10.2514/6.2003-6577 , lire en ligne ) [PDF]
  ? 2nd AIAA "Unmanned Unlimited" Conf. and Workshop & Exhibit
• (en) Development Science Inc, A concept study of a remotely piloted vehicle for Mars exploration , NASA, 1978 , 140  p. ( lire en ligne ) ? Premiere etude portant sur un avion propulse pour l'exploration de Mars realisee par la societe DSI en 1978.

Voir aussi [ modifier | modifier le code ]

• Aerobot
• Exploration du systeme martien
• Programme Mars Scout
• Ingenuity Aerobot experimental de type helicoptere faisant partie de la mission Mars 2020.

Liens externes [ modifier | modifier le code ]

• (en) J.S. Levine, ≪  The AeriaL Regional-scale Environmental Survey to Mars  ≫, NASA, 2005
• (en) Animation reproduisant la phase de deploiement de l'avion spatial}
• (en) Video sur la mise au point et les objectifs scientifiques de ARES.

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