PROJET LANCEUR N°7

ARIANE 5G EN MISSION HELIOSYNCHRONE

Ce projet plus ambitieux que la plupart des autres devrait être réalisé par un groupe de 3 étudiants disposant de 1 mois de travail. Naturellement, il peut être mené à terme par un étudiant isolé, mais sur une durée plus grande.

Il consiste à simuler le vol du lanceur Ariane 5G ( voir le MUA = Manuel Utilisateur d'Ariane ), pour un vol en mission héliosynchrone, destinée à la mise en ORBITE CIRCULAIRE typiquement à 822 km du sol ( famille SPOT ), d'un satellite d'imagerie spatiale à usage civil ou militaire.

Cette orbite doit être héliosynchrone et phasée. Une conséquence est une relation a = f(i) entre le demi-grand axe a et l'inclinaison orbitale i. Voir cours.

TRAVAIL A REALISER

RUBRIQUE DEDIEE

Les particularités de ce projet sont :

 

Calculer les conditions de tir, absolues puis relatives.

PRELIMINAIRE I

D'utiliser les équations exactes du vol, comportant l'évolution notamment de l'azimut, et des coordonnées géographiques L longitude et l la latitude.

EQUATIONS

De mettre en place, pour une incidence donnée, un contrôle éventuel de l'azimut par rotation du lanceur autour de la vitesse relative VR, afin de créer une force sensiblement Est-Ouest.

CONTROLE DE L'AZIMUT

( facultatif )

De définir avec grande précision, l'heure de décollage, pour obtenir une heure locale de survol de l'équateur de 10 h 30 mn au nœud descendant, afin de se donner les conditions optimales pour la prises de vues.

HEURE D'INJECTION

HEURE DE TIR

D'utiliser les données sur le lanceur

Et la loi d'assiette q(t)

ASSIETTE

LANCEUR

 

PRELIMINAIRE I :

Le tir débute à KOUROU: latitude 5° 14' et longitude - 52° 46'.5 Est.

L'orbite visée est héliosynchrone circulaire à 822 km du sol, ce qui donne a=7200 km. En consultant le MUA ARIANE 5 pour les orbites SSO ( Sun Synchronous Orbit ), on trouve sur le schéma au dessus, une injection vers lo = 72° et une longitude vers Lo = - 80°.

1°) Avec l'héliosynchronisme, vous calculez l'inclinaison orbitale et vous trouvez i = 98°.7 et trouvez donc l'azimut absolu b = -29°.31

2°) Vous calculez Va en absolu pour trouver Va = 7440 m/s.

3°) Avec la composition des vitesses, vous calculez les conditions relatives VR, bR.

Confirmez-vous VR=7521 m/s et bR = -30°.39 ?

CONDITIONS INITIALES DU TIR :

VR = 0.1 m/s

Ceci pour éviter une division par 0, au départ. Ou alors vous programmez 2 phases, la verticale jusqu'à 20 s et le vol normal après. Vous pouvez alors démarrer à 0.

go = p/2 - 0.01 rd

go = p/2 rd

Pente relative quasi nulle, pour éviter une division par 0, si vous utilisez les équations du contrôle en azimut;

Pour un tir sans contrôle en azimut.

bo = - 0.05 rd

Azimut relatif de 2°.865, tir légèrement vers l'Ouest, c'est ensuite la rotation terrestre qui réalisera l'azimut cherché.

Zo = 0 ou ro = 0

Altitude de départ ou rayon vecteur

Lo = - 52° 46'.5

Longitude Ouest du pas de tir de KOUROU

lo = 5°.14'

Latitude du pas de tir de KOUROU

 

PRELIMINAIRE II : COMPTE RENDU DE TIRS

A) Ariane 5 place le satellite Hélios 2A sur orbite

KOUROU, Guyane française - Ariane 5 a placé sur orbite samedi le satellite militaire Hélios 2A, qui permettra de fournir en un jour des images très haute définition de n'importe quel point du globe.

Le lanceur européen a largué Hélios 2A une heure après avoir décollé à 17h26 (heure de Paris) du Centre spatial guyanais, à Kourou, laissant un panache blanc dans le ciel, avant de disparaître dans une épaisse couche nuageuse.

Hélios 2A a été placé sur orbite héliosynchrone polaire, à 670 km d'altitude.

Au total, Hélios 2A pourra fournir près de cent images par jour, d'une précision de quelques dizaines de centimètres, prises de jour comme de nuit, grâce à un système infrarouge.

Ariane 5 devait ensuite larguer le microsatellite espagnol Nanosat, puis quatre microsatellites du projet Essaim et le microsatellite français Parasol.

D'un poids au décollage de 4,2 tonnes, fabriqué par l'industriel européen EADS-Astrium, sous maîtrise d'ouvrage déléguée du Centre National d'Etudes Spatiales (CNES), le satellite Hélios 2A est le premier d'une nouvelle génération de satellites espion français.

La première génération de satellites Hélios - 1A et 1B - a été lancée par Ariane en 1995 et 1999. Le 21 octobre 2004, Hélios 1B a été retiré de son orbite suite à une panne de son système d'alimentation.

"Ce satellite Hélios 2A est plus précis, avec une résolution de quelques dizaines de centimètres", a expliqué à Reuters, à Kourou, le lieutenant-colonel Inaky Garcia-Broton, chef de projet utilisateur du programme Hélios 2.

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B) 28/2/02 : Arianespace Vol 145 : Coup double pour l'Europe

Dans la nuit du 28 février au 1er mars, Arianespace a mis sur une orbite héliosynchrone le plus gros satellite jamais construit en Europe : Envisat, le satellite d'observation de la Terre de l'Agence Spatiale Européenne (ESA).

Le lanceur Ariane 511 était équipé d'une coiffe longue (17m) et cette mission a battu tous les records de masse (8 200 kg) et de hauteur (10m) d'un passager installé sous coiffe à Kourou.

Le satellite ENVISAT est le 24ème satellite confié par l'Agence Spatiale Européenne au lanceur Ariane. Par ailleurs, le carnet de commandes d'Arianespace compte pour l'ESA 9 missions ATV pour la desserte de la Station Spatiale Internationale et une nouvelle mission scientifique majeure : Rosetta, satellite d'exploration du système solaire.

Fiche technique du Vol 145

Le lancement a été effectué par une ARIANE 5 depuis le Port Spatial de l'Europe à Kourou en Guyane française :

à 22h.07mn 59sec, le 28 février, heure de Kourou , soit : 01h.07mn.59sec, en temps universel le 1er mars 02h. 07mn.59sec., heure de Paris, le 1er mars. 20h. 07mn.59sec., heure de Washington, DC, le 28 février.

Premier lancement Ariane 5 héliosynchrone déjà réalisé :

Les paramètres calculés à l'injection de l'étage à propergols stockables (EPS) sont :

Altitude : 7 152.4 km pour 7 152,4 (±7,5) km visés (demi-grand axe)

Position orbitale : 69,8° pour 70,3° (± 1,9)° visés

Inclinaison : 98,5° pour 98,5° (± 1,1)° visés.

 I RAPPELS THEORIQUES :

Le calcul de la trajectoire de vol du lanceur repose sur la donnée de l'attitude du lanceur au cours du temps, attitude programmée que le lanceur respecte, en utilisant éventuellement les forces aérodynamiques ou et surtout 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 se déroule, à incidence faible du moins dans la phase atmosphérique, car le lanceur est fragile en flexion, le braquage des tuyères restant lui aussi faible lors des commandes.

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 de densité atmosphèrique fourni ( bien sûr vous pouvez en utiliser un autre )

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, pris dans le MUA ( Manuel Utilisateur d'Ariane)

1°) SYSTEME DIFFERENTIEL DU MOUVEMENT :

A ) Vous vous inspirez des équations établies dans le cours sur la rentrée atmosphérique, concernant l'arc atmosphérique. Voir cours

Vous adopterez impérativement les notations suivantes :

VR : vitesse relative, g la pente relative, b l'azimut relatif, Z l'altitude ou r le rayon vecteur, L la longitude et l la latitude

B ) Vous introduisez dans les équations, en plus la force de poussée F, qui n'est pas portée en général par la vitesse relative, sauf en phase atmosphérique où l'incidence est quasi nulle.

L'axe lanceur est incliné sur l'horizontale locale d'un angle appelée assiette locale, notée q(t), donnée optimisée que vous trouverez plus loin.

Vous obtenez ainsi les équations du vol du lanceur, sans pilotage en azimut.

NB : Ces équations sont donc applicables à un tir ARIANE 5 équatorial pour une mission GTO, avec une excellente approximation si on suppose Kourou sur l'équateur.

Le nombre minimum d'inconnues peut se ramener à 4 et vous retrouver les équations données dans le cours lanceur:

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

 

Ce sera une vérification. Ces équations s'appliquent à un vol équatorial GTO par exemple.

C ) MISE EN PLACE EVENTUELLE D'UN CONTROLE EN AZIMUT ( Pour info ):

a) EQUATIONS :

I = q - g désigne l'incidence de vol. Conservant les mêmes notations que pour la rentrée, on a les figures suivantes:

avec

La poussée possède une composante Fcosi sur l'axe X, comme l'opposé de Rx et une composante transverse Fsini exactement comme Rz . Donc si on fait tourner le lanceur d'un angle commandé m autour de X, on obtient avec la composante transversale de la poussée une commande du même type que celle de Rz sur les 2 axes Y et W. On agit ainsi sur l'azimut b, avec également un effet parasite sur la latitude l .

Vous justifierez qu'on obtient bien les équations :

b) EQUATIONS A UTILISER :

 Pour le cas sans contrôle en azimut, vous adoptez les équations ci-dessus dans lesquelles vous faites m=0.

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 du lanceur

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

589

Fin de combustion de l'EPC

592

Séparation de l'étage EPC

599

Allumage du moteur EPS

755

Acquisition ASCENSION

 

?

Injection en GTO ou en héliosynchrone

NB3: On arrêtera la poussée à l'instant convenable, lors de la combustion de l'EPS, afin d'obtenir, l'orbite nominale.

1699

Limite de fin de combustion de EPS

 

NB1: Si l'orbite visée est un transfert de type GTO, qui doit amener la charge utile à 42164 km du centre de la Terre, l'apogée doit donc être à cette altitude.  

NB2: Pour le tir héliosynchrone, on donnera plus loin la condition d'arrêt programmé des moteurs.

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 ou de la documentation est modélisée par morceaux.

Voici un exemple de loi d'assiette:

Temps

Loi

Valeur début plage

Valeur fin plage

0< t <20

constante

90°

90°

20 < t<68

linéaire

90°

60°

68 < t<120

Constante

60°

60°

120< t< 200

Constante

41°

41°

200< t< 500

Constante

32°

32°

500< t <800

Constante

27°

27°

800< t<1100

Constante

25°.5

25°.5

1100< t <1400

Constante

4°.

4°.

1400 < t

Constante

- 4°

-4°

 

5°) MODELISATION DE L'ATMOSPHERE TERRESTRE :

1 - Notations:

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

2 - Atmosphère standard: Rien n'empêche d'utiliser une autre modélisation.

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

La masse utile comprend :

La vraie masse utile du satellite

Le système SPELTRA ou SYLDA ou le (ou) les adaptateurs éventuels suivant le lancement simple ou multiple.

Pour un lancement simple un adaptateur de 160 kg environ.

POUR UNE MISSION GTO : 6640 kg environ

POUR UNE MISSION HELIOSYNCHRONE CIRCULAIRE 822 km : 9800 kg

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 soit une injection en GTO, soit une injection héliosynchrone.

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 environ.

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) :

Générales

 

Poussée totale dans le vide

1 100 kN

Poussée totale au sol

840 kN

Impulsion spécifique dans le vide

414.25 s

Temps de fonctionnement

589 s

Hauteur

3 m

Diamètre (sortie de tuyère)

1,76 m

Masse totale

1 70 tonnes

 

Débit d'ergols

 

Total

271 kg/s

Chambre

262,2 kg/s

Générateur

8,8 kg/s

Rapport de mélange moteur

5,3

 

Turbopompes

 

 

Vitesse de rotation

LOX :

13 400 tr/min

 

LH2 :

33 200 tr/min

Puissance des turbines

LOX :

3 700 kW

 

LH2 :

11 900 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.

Objet

Valeur

Unité

Masse d'ergols

158400

kg

Masse totale

171000

kg

Impulsion spécifique (vide)

414.25

seconde

Impulsion spécifique (sol)

321

seconde

Diamètre sortie tuyère

1.76

mètre

Temps de combustion

589

seconde

Poussée dans le vide

1100

kN

f) EPS :

Objet

Valeur

Unité

Masse d'ergols (MMH+N2O4)

9.7

tonne

Masse totale

10.94

tonne

Impulsion spécifique vide

321

seconde

Poussée dans le vide

27.8

kN

Temps de combustion

1100

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 5G. Vous rechercherez éventuellement la masse utile qui donnera un profil de vol identique à celui qui est fourni dans les documents, avec tout de même une marge de sécurité au moins de 20 secondes de fonctionnement sur l'EPS.

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 g, altitude Z, coordonnées géographiques, azimuts de tir absolu et relatif, portée horizontale X, accélération statique, poussée, masse, traînée, pression dynamique, vitesse absolue au cours du temps, assiette q.

c) ARRET COMMANDE DE l'EPS :

Vous mettrez bien en évidence la nécessité d'un arrêt commandé du moteur de l'étage 3. Vous indiquerez alors la réserve de carburant.

Dans un tir héliosynchrone, il est capital d'obtenir l'inclinaison orbitale avec précision, or celle-ci est liée à l'altitude. Donc un critère raisonnable pourrait être du type :

ARRET < ====>

1- Le demi grand axe a doit être de 7200 km à 50 km près au plus ( 7150<a<7250)

2- L'apogée Ra doit être supérieur à 7200 km

Ra>7200

3- L'inclinaison orbitale i ne s'écarte pas de 98°.7 de plus de 0°.2

98°.5<i<98°.9

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

Vous pourriez également mettre en évidence :

e) CAPITAL ET ESSENTIEL POUR UN SATELLITE D'IMAGERIE :

Une fois la trajectoire parfaitement déterminée, vous calculerez , connaissant Ho HEURE TU de décollage, l'HEURE LOCALE H1 de premier survol du nœud descendant de la première orbite.

Donner avec précision l'heure Ho TU pour que H1 = 10 h 30 mn.

NB : vous aurez bien vu la différence entre les heures TU et locale.

f) INFORMATIONS SUR LES PERTES DE VITESSE :

Vous calculerez les performances propulsives DVprop

Vous mettrez en évidence les pertes de vitesse :

Par pesanteur

Par pilotage

Par la traînée

g) 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...)

h) En cas de perdition ???? allez vous ressourcer en consultant une galerie de résultats sous forme de dessins *.gif. Voir résultats indicatifs

3°) REDACTION :

Vous éviterez les listings de résultats, resterez concis et penserez que votre rapport doit être compris par un scientifique non spécialiste. Un court exposé sur la famille Ariane 5 depuis ses débuts serait le bienvenu.

Vraisemblablement un rappel sur l'orbite géostationnaire ou l'héliosynchronisme et ses applications pourrait intéresser l'auditoire, lors de la soutenance.

NOTE PARTICULIERE AUX UTILISATEURS DU LOGICIEL MATLAB :

En GTO ou en HELIOSYNCHRONE --> Allez lire le fichier texte MATLAB.HTM pour apprendre à activer la simulation de vol du lanceur ARIANE5G

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.

 EPC :

Ariane 5 est composée de deux étages et disposent de deux boosters (ou fusées d'appoint). On peut qualifier l'Étage Principal Cryotechnique - EPC - d'être une énorme thermos de 30 m de haut contenant 158 tonnes d'hydrogène et oxygène liquides refroidis.

Vous avez dit Thermos ?

On refroidit les deux éléments afin qu'ils occupent moins de volume. En effet, le volume d'un élément liquide est moins important qu'en étant à l'état de gaz. Les 132.370 kg d'oxygène sont maintenus à -183°C et les 25.840 kg d'hydrogène sont maintenus à -253°C. A ces températures, les deux éléments sont passés à l'état liquide pour être mis dans les réservoirs.

Oxygène et Hydrogène ?

Un avion par exemple se propulse avec du kérosène. Ce kérosène brûle avec l'oxygène de l'air. Certaines fusées fonctionnent d'ailleurs au kérosène.

Mais, dans l'espace, il n'y a pas d'oxygène. Il faut donc l'emporter à bord. Ceci est valable pour toutes les fusées qui utilisent de l'hydrogène ou du kérosène.

Donc, Ariane 5 utilise l'hydrogène brûlant dans l'oxygène. La Navette Américaine fonctionne de même. La réaction chimique produite est la synthèse de l'eau. Il s'agit en fait de mettre un atome d'oxygène avec deux atomes d'hydrogène et boum, cela se transforme en H2O, c'est-à-dire de l'eau. Cette réaction est très explosive et peut donc propulser une fusée.

La fiabilité de l'étage est de 99,26 %. Au total, ce sont 270 kg/s d'ergols qui sont consommés. La propulsion cryogénique est très performante mais demande un démarrage spécifique, des moteurs très évolués et des pompes puissantes.

La structure de l'étage

Le premier étage d'Ariane 5, appelé EPC, est une pièce maîtresse. A vide, cet étage pèse 12,3 tonnes. Il va recevoir dans ses réservoirs, 132,5 tonnes d'oxygène et 25,8 tonnes d'hydrogène. Sur le pas de tir, juste avant le décollage, l'étage pèsera alors près de 170 tonnes. Les dimensions de l'étage sont les suivantes : 30,525 m de haut pour 5,458 m de diamètre. Toutefois, si on compare à la navette, Ariane 5 emporte bien moins de combustibles car sa masse est plus de trois fois moins importante.

Le moteur Vulcain

Cet imposant étage dispose d'un seul et unique moteur, appelé Vulcain. Conçu par la Snecma, ce moteur a une poussée moyenne de 1125 kN soit au niveau du sol, une poussée de 115 tonnes (il peut soulever 115 tonnes). On voit donc en fait que ce moteur n'est pas le principal lors du lancement, car Ariane 5 pèse pas loin de 790 tonnes au décollage.

Le moteur va donc fournir cette poussée en éjectant 1250 kg/s de gaz chaud à 3300°C. Ces gaz chauds sont en fait de la vapeur d'eau. La pression de combustion est de 110 bars, ce qui est assez élevé comparé à d'autres moteurs de fusée. Il y a dans le moteur 516 injecteurs qui injecte sous haute pression, l'hydrogène et l'oxygène. La chambre de combustion est elle-même refroidie par de l'hydrogène liquide prélevé dans le circuit.

Le divergent ou tuyère du moteur permet d'orienter les gaz qui sortent à quelques 4 km/s (14400 km/h). Il s'agit en fait d'un enroulement en hélice de 456 tubes dans lequel circule de l'hydrogène liquide. Cela permet de refroidir cette tuyère et éviter qu'elle fonde.

L'alimentation du moteur se fait grâce à deux turbopompes (pompes à haute vitesse) :

- la pompe à hydrogène, qui tourne à 33000 tr/min. Elle développe une puissance de 15 MW soit 21000 chevaux. C'est l'équivalent de la puissance de deux rames de TGV ! Cette turbopompe est le fruit de longues études menées sur les roulements et les matériaux car la pompe atteint, par paliers, des vitesses critiques où le rotor de la pompe (partie mobile) doit être parfaitement équilibré.

- la pompe à oxygène tourne à 13000 tr/min. Elle développe une puissance de 3,7 MW. Toutefois, elle n'atteint pas de vitesse critique. Il s'agit surtout d'étudier des matériaux qui n'entrent pas en combustion avec l'oxygène véhiculé.

Ces deux pompes sont alimentées par une turbine dite générateur de gaz chauds. Cette turbine est comme une seconde chambre de combustion qui prélève environ 3% du combustible. Cette pompe permet de fournir l'énergie à la propulsion des deux pompes. Les gaz produits entraînent les pompes et sont ensuite rejetés par deux petits tubes situés de par et d'autre de la tuyère principale du moteur.

Le moteur est démarré au sol afin que l'on puisse contrôlé son fonctionnement avant l'allumage irréversible des deux boosters EAP. Le moteur est allumé par un démarreur à poudre qui lance les turbopompes et de petits explosifs qui allument la combustion dans les chambres de combustion.

Le moteur et sa tuyère mesure 3 m de haut et 1,76 m de diamètre pour 1685 kg. Il va fonctionner durant un vol normal, a peu près 10 minutes. Le moteur est testé pendant environ 7 secondes. En cas d'anomalie, on le coupe et le lancement est reporté. Mais, si tous les systèmes répondent, on allume les EAP et Ariane 5 décolle instantanément.

Les réservoirs

L'oxygène et l'hydrogène liquides sont maintenus à basse température pour les garder liquides. Il y a donc, un réservoir inférieur de 391 m3, renfermant 26 tonnes d'hydrogène. Au dessus, on trouve un deuxième réservoir à fond commun avec le premier de 123 m3, renfermant 132,5 tonnes d'oxygène.

Il est normal de noter qu'on emporte une masse plus importante d'oxygène dans un volume plus petit car l'oxygène liquide est beaucoup plus lourd pour un même volume que l'hydrogène liquide. L'épaisseur des réservoirs est de l'ordre de 4 mm sur les parois avec une protection thermique en polyuréthane expansé de 2 cm d'épaisseur. Les deux réservoirs sont pressurisés (mis sous pression) quelques 4 h 30 min avant le décollage avec de l'hélium. Cet hélium provient d'une sphère situé à côté du moteur Vulcain. Cette sphère est isolé thermiquement par une poche d'air. Ces 145 kg d'hélium sont pressurisés à 19 bars au décollage puis 17 au cours du vol. Cet hélium va pressuriser les réservoirs à 3,5 bars pour l'oxygène et 2,15 pour l'hydrogène.

Au cours du vol, l'oxygène sera pressurisé à 3,7 puis 3,45 bars toujours avec de l'hélium. Le débit moyen d'hélium dans le réservoir est de l'ordre de 0,2 kg/s. L'hydrogène liquide sera maintenu sous pression par de l'hydrogène gazeux. Cet hydrogène gazeux est prélevé en bas de l'étage avant le moteur, puis réchauffé et transformé en gaz (à environ -170°C), est réinjecté dans le réservoir d'hydrogène liquide. En moyenne, cela représente un débit de 0,4 kg/s. Il y a donc tout un jeu de valves et de vannes pour commander les différentes pressions.

Un système spécial prélève le combustible dans le réservoirs. Il fournit au moteur, quelques 200 litres d'oxygène et 600 litres d'hydrogène par seconde.

Un autre système d'hélium permet de pressuriser des canalisations servant à l'alimentation des pistons pneumatiques pour contrôler l'inclinaison le moteur. Les deux réservoirs de 300 litres sont mis sous la pression de 390 bars. Ils sont construits en un composite carboné et en titane.

Guiziou Robert janvier 2005

Ci-dessous 2 graphiques en provenance du MUA d'Ariane 5, relatifs à un tir GTO