PROJET LANCEUR N°6

PHASE PROPULSEE DU LANCEUR ARIANE 5-ECB, EQUIPE DES MOTEURS VULCAIN 2 ET VESCO

Ariane 5ECB sera le lanceur le plus puissant de la filière Ariane 5, avec une masse utile prévue en GTO de l'ordre de 12 tonnes en lancement simple.

Il utilisera le moteur Vulcain2, avec une poussée dans le vide de 1350 kN( au lieu de 1140 pour VULCAIN) et une masse de propergols accrue de 170 tonnes (au lieu de 155 tonnes).

Le dernier étage sera lui aussi plus puissant avec le moteur VINCI, avec 150 kN de poussée au lieu de 63 pour l'HM7 de la version ECA et 25 tonnes d'ergols à la place des 14 tonnes de l'HM7.

I PRELIMINAIRES :

Le calcul de la trajectoire de vol d'un lanceur repose sur la donnée de l'attitude du lanceur au cours du temps, attitude programmée que le lanceur respecte, en utilisant les forces aérodynamiques ou en orientant ses tuyères sur commande de la centrale inertielle.

On appelle l'angle q(t) l'assiette "locale" , c'est à dire l'angle de l'axe lanceur et d'un plan horizontal de référence:

Le tir que vous étudierez est supposé équatorial, à incidence faible, le braquage des tuyères restant lui aussi très faible.

q(t) :Assiette galiléenne donnée par une courbe ou un tableau de valeurs dans les documents joints.

Vous modéliserez l'évolution de la masse, de la poussée, et enfin de la traînée, par l'intermédiaire du coefficient de traînée CX et du modèle d'atmosphère

De même vous étudierez avec précision la motorisation, notamment des EAP, les montées en poussée et les queues de poussée seront modélisées. En début de poussée pour l'étage EPC et en fin de poussée (queue de poussée) pour les EAP, on supposera une évolution linéaire de la poussée.

Ci-dessous un éclaté du lanceur de base, pris dans le MUA ( Manuel Utilisateur d'Ariane)

1°) SYSTEME DIFFERENTIEL DU MOUVEMENT :

Le nombre minimum d'inconnues est 4:

Notant Y, le vecteur de R4 de composantes VR, b, Z, X, il vient le système différentiel suivant, du premier ordre, de forme générale:

2°) CHRONOLOGIE DU TIR :

Temps en secondes

Evénements

0

Allumage du moteur central (EPC

7

Allumage des 2 boosters à poudre ( E.A.P ), suppose instantané et décollage

20

Basculement de l'axe lanceur supposé instantané

69

Pression dynamique maximum

122

Fin de pleine poussée des EAP

132 -137

Fin de poussée et queue de poussée des EAP

139

Séparation des EAP

192

Largage de la coiffe

511

Acquisition NATAL

532

Fin de combustion de l'EPC, Vulcain 2

539

Séparation de l'étage EPC ( temps estimé à vérifier)

549

Allumage du moteur VINCI ( temps estimé à vérifier)

756

Acquisition ASCENSION ( temps habituel à vérifier)

 

?

Injection en évasion

NB3: On arrêtera la poussée à l'instant convenable, lors de la combustion du VINCI, afin d'obtenir l'injection GTO, avec le bon apogée.

1299

Limite de fin de combustion du VINCI

 NB1: La mission de base projetée est une injection en GTO. A défaut d'autres informations et surtout pour ne pas alourdir le système différentiel, nous supposons que le tir initial est dans l'équateur terrestre.

3°) COEFFICIENT AERODYNAMIQUE CX:

Obtenue par recoupements d'informations, elle demande à être affinée.

Mach

Cx

0 < mach <0.8

Constante= 1.5

0.8 < mach < 0.9

Linéaire de 1.5 à 3.24

0.9 < mach < 1.1

Constante = 3.24

1.1 < mach < 1.4

Linéaire de 3.24 à 0.6

1.4 < mach < .....

Constante = 0.6

LES SURFACES DE REFERENCE :

POUR LE CORPS CENTRAL : Diamètre = 5.46 m

POUR UN BOOSTER Diamètre = 3.15 m

4°) LOI D'ASSIETTE LOCALE :

MODELISATION DE q(t)

Une étude d'optimisation qui n'a pas sa place ici permet de déterminer une loi optimale de pilotage du lanceur, notamment la loi d'assiette galiléenne q(t) .

Cette loi que vous pourriez retrouver sur des graphiques quand ils seront publiés, sort de l'imagination du concepteur du projet, la modélisation est réalisée par morceaux:

Temps

Loi

Valeur début plage

Valeur fin plage

0< t <20

constante

90°

90°

20 < t<100

linéaire

90°

55°

100 < t<137

Linéaire

55°

44°

137 < t< 200

Linéaire

44°

29°

200 < t< 550

Linéaire

29°

15

550 < t < 950

Linéaire

10°

8°

950 < t <1299-

Linéaire

8°

21°

t>1699

Terminé

terminé

Terminé

 

 5°) MODELISATION DE L'ATMOSPHERE TERRESTRE :

1 - Notations:

Z : km, altitude-----r(Z) : kg/m3, masse volumique de l'air-----p(Z) : Pa, pression----C(Z) : m/s, vitesse du son.

2 - Atmosphère standard:

Masse volumique

Altitude

Masse volumique

0 < Z < 11

r = 1.225* exp( - 0.1064 * Z )

11 < Z <34

r = 2.2 * exp(-0.15983 * Z )

34 < Z < 50

r = 1.05 * exp( -0.13807 * Z )

Z > 50

r = 0

Pression:

Altitude

Pression

0 < Z < 6

p = 1.0134 105* exp( - 0.12773 * Z )

6 < Z <25

p = 1.1772 105* exp( - 0.1537 * Z )

25 < Z < 36

p = 1.0134 105* exp( - 0.148 * Z )

36 < Z <50

p = 0.4905 105* exp( - 0.12681 * Z )

50 < Z

p = 0

Vitesse du son:

Altitude

Vitesse du son

0 < Z < 11

C(Z) = 340-4.091*Z

11 < Z <31

C(Z) = 295

31 < Z < 50

C(Z) = 169.37 + 4.0526*Z

NB : Au dessus de 50 km, il n'y a plus de traînée significative par rapport à la poussée. On la tiendra pour nulle.

6°) MODELISATION DU LANCEUR :

a) MASSE UTILE PREVUE :12200 kg en lancement GTO, simple

La masse utile comprend :

La vraie masse utile

Le système SPELTRA

Les adaptateurs éventuels

Ci-dessous un document du Manuel Utilisateur d'Ariane 5 ( MUA)

Naturellement vous pourrez faire varier très légèrement cette masse en fonction des résultats, étant entendu que l'essentiel de la mission est un tir d'évasion.

b) MASSE DE LA COIFFE :

On distingue deux tailles de coiffe : la courte et la longue.

La courte mesure - tout de même - 12,728 m de long pour 1.75 tonnes. La longue coiffe mesure 17 m de long pour 2,9 tonnes.

La coiffe est enlevée à la sortie de l'atmosphère, n'étant plus utile et pesant lourd. Elle reste 192 secondes sur le lanceur, et est larguée vers 105 km d'altitude en0viron.

c) CASE A EQUIPEMENTS : 1460 kg

d) BOOSTERS :

Objet (Par unité )

Valeur

Unité

Masse d'ergols

237.7

tonne

Masse totale

268

tonne

Temps de combustion

130(115+15)

seconde

Poussée dans le vide

5300

KN

Diamètre externe: 3 m

NB : Les boosters sont largués après 139 secondes de vol.

MODELISATION DE LA POUSSEE ET DU DEBIT:

Ci-dessous le graphe de la poussée réelle dans le vide, des boosters en fonction du temps

A défaut d'en connaître plus sur le débit en particulier, nous simplifions le problème en supposant la poussée et le débit constants jusqu'à 122 secondes et décroissants ensuite linéairement de 122 à 137 s.

Nous ne pouvons pas modéliser les boosters comme un moteur fusée classique à liquides. On adopte donc:

7 < t < 122 s poussée constante de 5100 kN ( décollage et allumage des EAP à t = 7 s)

122 < t < 137 s poussée linéaire de 5100 à 0 kN

NB1: Le largage intervient à t = 139 s

Vous êtes donc capable de calculer la loi de débit.

NB2 : Si vous réussissez à trouver des données techniques plus précise concernant le débit des EAP et la loi de poussée, transmettez moi soigneusement ces résultats.

e ) ETAGE CENTRAL CRYOGENIQUE (EPC) : VULCAIN 2:

http://www.snecma-moteurs.com/fr/produits/moteur_fusee/vulcain2_ariane5.htm

VUCAIN 2

Générales

Valeurs

Poussée totale dans le vide

1354 kN

Poussée totale au sol

986 kN

Impulsion spécifique dans le vide

431.2 s

Temps de fonctionnement

532 s

Hauteur

3.6 m

Diamètre (sortie de tuyère)

2.15 m

Masse totale

2040 kg

Débit total

320 kg/s

Masse d'ergols

170240 kg

Masse totale

182 t

 

Turbopompes

 

 

Vitesse de rotation

LOX :

126000 tr/min

 

LH2 :

35000 tr/min

Puissance des turbines

LOX :

5100 kW

 

LH2 :

14100 kW

NB :Ce moteur est allumé 7 secondes avant le décollage effectif. On considérera que le débit monte linéairement jusqu'à sa valeur nominale en 7 secondes et reste ensuite constant.

f) Moteur VINCI ou VESCO :

Objet

Valeur

Unité

Masse d'ergols (LH2+LO2)

25

tonne

Masse totale ( à confirmer ), calcul estimé avec w = 0.116, ( valeur estimée à vérifier)

27.9

tonne

Impulsion spécifique vide

466

seconde

Poussée dans le vide

152.4

kN

Temps de combustion

750

seconde

II TRAVAIL A EFFECTUER :

1°) PARTIE INFORMATIQUE :

Par une méthode d'intégration approchée de votre choix, vous intégrerez le système différentiel durant la phase propulsée du lanceur Ariane 5ECB. Vous affinerez éventuellement la masse utile qui donnera un profil de vol proche de celui qui est fourni dans les documents et qui naturellement conduit à une orbite de transfert vers le niveau géostationnaire, avec tout de même une marge de sécurité d'au moins 20 secondes de fonctionnement sur le moteur Vinci.

Vous ne serez pas étonnés de trouver quelques petites divergences avec le tir réel dans la mesure où de nombreux paramètres ne sont connus que par des courbes ou des modélisations réalistes mais nécessairement moins fines que celles des concepteurs.

2°) COMPTE RENDU DES RESULTATS :

Le rapport devra conduire à la représentation graphique des paramètres de vol, soit en fonction du temps, soit pour certains en fonction de l'altitude, vous êtes guidés par les présentations du CNES.

a) PARAMETRES : Vitesse relative VR, pente relative beta, altitude Z, portée horizontale X, accélération statique, poussée, masse, traînée, pression dynamique, vitesse absolue au cours du temps, assiette q(pour confirmation).

b) INJECTION : Instant de l'injection, vitesse absolue d'injection, pente absolue d'injection, altitude d'injection, périgée final et apogée final.

Vous mettrez bien en évidence la nécessité d'un arrêt commandé du moteur de l'étage 3, lorsque la constante C3 est atteinte. Vous indiquerez alors la réserve de carburant.

Vous pourriez également mettre en évidence :

c) INFORMATIONS SUR LES PERTES DE VITESSE :

Vous mettrez en évidence les pertes de vitesse :

Par pesanteur

Par pilotage

Par la traînée

Vous donnerez l'incrément de vitesse propulsif : DVprop.

d) INFORMATIONS SUR LES PERFORMANCES DES MOTEURS :

Vous indiquerez les incréments de vitesse depuis le décollage jusqu'à l'injection, entre les instants importants du vol( arrêts des moteurs...) et retrouverez donc la valeur de DVprop.

e) PERFORMANCES C3=F(Mu)

Vous évaluerez les performances du lanceur en mission interplanétaire, en fournissant le graphe de C3 en fonction de Mu, pour des masses significatives supérieures à 2800 kg.

f) PERFORMANCES SUIVANT L'APOGEE VISE :

Vous donnerez un graphe analogue à celui ci-dessous( donné pour ARIANE 5-ECA dans le MUA), des performances du lanceur en fonction de l'altitude de l'apogée.

3°) REDACTION :

Vous éviterez les listings de résultats, resterez concis et penserez que votre rapport doit être compris par un scientifique non spécialiste. Un exposé rapide sur la filière Ariane depuis ses débuts serait le bienvenu et notamment une présentation des différentes versions existantes ou futures de notre lanceur ARIANE 5.

Vous ferez un bref rappel sur l'avancement du développement des moteurs Vulcain 2 et Vinci (ou Vesco )

Voir http://www.snecma-moteurs.com/fr/produits/moteur_fusee/hm7.swf

Si vous traitez la mission interplanétaire, quelques explications sur la constante C3 et plus particulièrement les missions martiennes pourrait intéresser l'auditoire, lors de la soutenance.

NOTE PARTICULIERE AUX UTILISATEURS DU LOGICIEL MATLAB :

Allez lire le fichier texte MATLAB2.HTM pour apprendre à activer la simulation de vol du lanceur ARIANE 5 ECB

VI RENSEIGNEMENTS TECHNIQUES :

Une adresse bibliographique du Net, pour vos recherches: http://vulcain5.multimania.com/biblio.htm

D'autres adresses

http://aeroshow2.free.fr/Lanceurs/ARIANE5/dossier2.htm

http://www.toutelaerospatiale.com/a5coiffe.htm

http://perso.wanadoo.fr/merlay/fusees/ariane5/index2.html

EAP:

Les Étages d'Accélération à Poudre - EAP - d'Ariane 5 sont ses boosters ou ses fusées d'appoint. On peut les comparer à un énorme pétard qui contient 237,7 tonnes de poudre. En fait, on canalise sa combustion pour propulser Ariane 5 et lui permettre de s'arracher du sol. Les EAP fournissent en effet la grande majorité de la poussée au décollage, pas loin de 90 % de la poussée totale lors du décollage.

Comparé au moteur Vulcain de l'EPC, les deux EAP ne peuvent être éteints une fois allumés, d'où leur danger en cas de défaillance. Leur allumage est irréversible. C'est d'ailleurs ce qui a coûté la vie aux 7 astronautes de la navette spatiale américaine Challenger en 1986. En effet, les joints ont fuit dès l'allumage des boosters et finalement, les flammes ont attaqué le réservoir de la navette qui a donc explosé. Il était impossible de stopper le vol une fois les boosters allumés. C'est pareil pour Ariane. Il faut donc faire très attention.

Segments des EAP contenant de la poudre

L'EAP est constitué de trois segments sur lesquels sont fixés la poudre. Ces segments et la tuyère d'éjection des gaz en bas mesure au total 27,343 m pour 3,05 m de diamètre. Chaque segment est en acier (8 mm d'épaisseur) et contient une protection thermique à base de caoutchouc. Ils sont séparés par des lignes intersegments d'isolation. Ces joints sont placés entre les segments. A titre d'information, un tel joint avait fuit dû au froid lors du vol de Challenger en 1986. Une flamme finit par y passer et alla lécher le réservoir de la navette, d'où son explosion après 79 secondes de vol.

Les segments sont chargés en poudre de manière cylindrique. Vu de dessus, on verrait à l'extérieur la coque, puis à l'intérieur, un long cylindre creux de poudre solide. Au milieu, c'est troué pour faire sortir les gaz par le bas.

Au sommet de l'EAP, l'allumeur de l'EAP, mesurant 1,25 m de long pour 47 cm de diamètre, d'une masse de 315 kg et 65 kg de poudre. Il va permettre d'allumer l'EAP en amorçant la combustion de la poudre qui va générer la combustion de toute la poudre progressivement.

Ensuite, vient le premier segment, S1, de 3,5 m de long pour 23,4 tonnes de poudre.

Après cela, vient le segment central, S2, de 10,17 m de long pour 107,4 tonnes de poudre.

Enfin, le segment arrière, S3, de 11,1 m de long pour 106,7 tonnes de poudre.

A la base de l'EAP, une tuyère mobile pouvant s'orienter à 6° (7,3° maxi) mesurant 3,78 m de long, 2,99 m de diamètre pesant 6,4 tonnes. Elle est conçu dans un alliage métallique et composite (avec de la silice) pour résister à la très haute température dégagée. La pression de combustion dans l'EAP est de 61,34 bars.

Sans la poudre, ces segments ne pèsent que 31,2 tonnes pour 269 tonnes une fois chargés en poudre. La poussée maximale est de 6709 kN (soit l'équivalent de 684 tonnes au sol), alors que la poussée moyenne durant le vol est de 4984 kN (soit 508 tonnes de poussée). Il fonctionnera 129 secondes mais sera en fait largué après 90 s de vol.

PRINCIPE DE FONCTIONNEMENT DU VULCAIN 2

Le développement du moteur Vulcain 2 dérivé de l'actuel moteur Vulcain d'Ariane 5, est un des moyens d'accroître la charge utile de ce lanceur, qui doit s'adapter à l'évolution prévisible du marché dans les années qui viennent. Pour augmenter la performance de l'étage principal cryogénique dont il assure la propulsion, le moteur Vulcain 2 est optimisé en maximisant trois paramètres : la masse d'ergols chargée est accrue de 10 %, sans changement de la longueur de l'étage ; ceci est obtenu en augmentant le rapport de mélange oxygène liquide / hydrogène liquide (LOX/LH2) de 5,3 à 6,2 pour jouer sur l'écart de densité entre ces deux ergols,la poussée est portée de 1140 kN à 1350 kN,l'impulsion spécifique bénéficie d'un gain de 3 s.

En même temps, pour limiter les coûts de développement, de nombreux éléments du moteur Vulcain sont conservés ou peu modifiés : turbopompe hydrogène, générateur de gaz, ainsi que la plupart des équipements. En outre, les interfaces avec l'étage sont inchangées et les principaux choix technologiques maintenus.

En revanche, la turbopompe oxygène est nouvelle, avec une puissance augmentée de 40 %, grâce à une turbine à deux étages. Le débit d'oxygène est augmenté de 23%. La chambre de combustion est également redimensionnée, tant au plan de l'injection que du refroidissement, et le diamètre du col de chambre est plus grand.

Enfin, le divergent, dont le rapport de section est augmenté, voit sa partie inférieure refroidie par un film résultant de la réintroduction périphérique des gaz issus des échappements de turbines. Ainsi l'actuel circuit de "dump cooling" est-il simplifié et sa consommation en hydrogène réduite.

ETAT DU PROGRAMME

Les premières études de conception de la version Vulcain 2, commencées début 1991, ont été conduites par Snecma Moteurs avec la collaboration des sociétés Astrium (Allemagne), Fiat Avio (Italie) et Volvo Aero Corp. (Suède) et avec le soutien des agences française et suédoise de l'espace : CNES et SNSB. Elles ont permis en particulier la démonstration expérimentale de faisabilité du nouveau divergent.

Le programme de développement, décidé par l'Agence Spatiale Européenne (ESA) le 4 avril 1995, a permis, au terme d'une période d'un an et demi, de lancer la réalisation des premiers exemplaires du moteur, sur la base des dossiers présentés fin 1996 par les Revues de Définition Préliminaire.

Le premier moteur a été livré en avril 1999, et le premier essai a eu lieu en juin de la même année. Fin 2000, 60 essais du programme de développement avaient déjà eu lieu, totalisant plus de 20 330 secondes de fonctionnement. Le premier vol du moteur Vulcain 2 est prévu en 2002.

Le moteur Vulcain 2, 20% plus puissant que le Vulcain, est produit à des prix inférieurs.

Guiziou Robert novembre 2004

Ci-dessous 2 graphiques en provenance du MUA D'Ariane 5, mais concernant la version ARIANE 5-ECA