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Lanceur Ariane 5

Ariane 5 est un puissant lanceur européen, conçu pour placer des satellites sur orbite géostationnaire et de très importantes charges en orbite basse.

C'est le successeur d'Ariane 4 et était notamment destiné à l'origine comme lanceur de la navette européenne Hermès.

Histoire

Le programme Ariane 5 a été initié en 1987 par les ministres européens des affaires spatiales réunis à La Haye. Il est dirigé par l'ESA, mais sa réalisation est assurée par le CNES.

Environ 1 100 industriels participent au projet.

Par rapport à Ariane 4 et à ses concurrents, elle est capable d'emmener des charges particulièrement lourdes en orbite (jusqu'à 10 tonnes en orbite de transfert géostationnaire pour la version ECA).

De conception entièrement nouvelle, elle était initialement destinée à lancer la navette européenne Hermès. Lorsque l'ESA abandonna ce projet, Ariane 5 devint un simple lanceur commercial. Ce projet a cependant influé sur la conception du lanceur, qui doit allier puissance, simplicité, et surtout fiabilité afin de pouvoir embarquer des passagers.

Suivant les modèles, la capacité d'emport d'Ariane 5 en orbite GTO va de 5 à 10 tonnes.

Structure

Le composite inférieur

EAP

Les Étages d'Accélérations à Poudre (EAP ou P230) sont composés d'un tube métallique contenant le propergol solide (la poudre) et d'une tuyère. Les deux EAP sont identiques. Ils entourent l'EPC. Ces propulseurs mesurent chacun 31 mètres de haut, 3 mètres de diamètre. Embarquant 237 tonnes de poudre, ils délivrent 92 % de la poussée totale du lanceur au décollage. Leur durée de fonctionnement n'est que de 2 minutes. Après épuisement de la poudre, ils sont largués à 60 kilomètres d'altitude, au-dessus de l'océan Atlantique.

Batiment d'Integration des Propulseurs (BIP)

EPC

L'Étage Principal Cryogénique (EPC) est composé principalement de deux réservoirs (hydrogène liquide et oxygène liquide) et du moteur Vulcain (Vulcain II pour Ariane 5 évolution). Ce moteur cryogénique (le Vulcain), utilise 160 tonnes d'hydrogène et d'oxygène liquides refroidis à -253°C. Cet étage assure la propulsion du lanceur durant la deuxième phase de vol du lanceur (une dizaine de minutes).

Le composite supérieur

Le composite supérieur est composé de la case à équipement et, suivant le cas, d'un étage supérieur à moteur à ergols stockables (dans le cas d'une Ariane 5 avec étage supérieur EPS) ou à ergols cryotechniques (dans le cas d'une Ariane 5 avec étage supérieur ESC). Cet étage assure la propulsion du lanceur durant la troisième phase de vol. Celle-ci dure environ 25 minutes. Ce troisème étage est donc modulable selon la performance demandée.

La case à équipement

La case à équipement accueille le système de contrôle et de guidage du lanceur. Elle est située au dessus de l’EPC (ou de l'ESC). Elle entoure le moteur du troisième étage (EPS) ; c’est le véritable poste de pilotage du lanceur. Il orchestre l’ensemble des contrôles et des commandes de vol, les ordres de pilotage étant donnés par les calculateurs de bord via des équipements électroniques, à partir des informations fournies par les centrales de guidage. Ces calculateurs envoient également au lanceur tous les ordres nécessaires à son fonctionnement, tels que l’allumage des moteurs, la séparation des étages et le largage des satellites embarqués. Tous les équipements sont doublés (redondance), pour qu’en cas de défaillance de l’un des deux systèmes, la mission puisse se poursuivre.

Un des principaux systèmes de la case à équipement est le correcteur d'attitude. L'architecture du Système de Contrôle d'Attitude (SCA) comprend deux réservoirs sphériques en titane contenant chacun 38 litres d'hydrazine (un composé organique azoté) et de petits propulseurs assurant la réalisation des corrections.

Voici quelques uns des autres instruments que contient la case à équipement :

  • Les Systèmes de Référence Inertielle (SRI) qui sont des pièces maîtresses du contrôle du vol d'Ariane 5. Elles intègrent 2 centrales inertielles qui donnent la position du lanceur dans l'espace ainsi que 4 accéléromètres qui donnent l'accélération que subit le lanceur ;
  • Le calculateur OBC (On Board Computer) qui, en utilisant les informations des SRI, commande les moteurs du lanceur pour qu'il atteigne son objectif. Il calcule la trajectoire de vol ;
  • L'antenne émettrice et réceptrice de télémesure avec les radars au sol ;
  • Le boîtier de commande de sauvegarde qui commande la destruction du lanceur.

EPS

L'Étage à Propergol Stockables (EPS) est composé du moteur Aestus et de ses réservoirs d'ergols (monométhyl Hydrazine (MMH) et tétra-oxyde d'azote (N2O4)).

La ou les charges utiles

Au-dessus de la case à équipements, le composite supérieur du lanceur peut être équipé des modules SPELTRA (Structure Porteuse Externe pour Lancements Multiples) ou SYLDA (SYstème de Lancement Double Ariane), utilisés en cas de lancement double. Ils permettent de placer en orbite 2 satellites distincts, l'un après l'autre : un des satellites est positionné sur le module SPELTRA/SYLDA, l'autre à l'intérieur. Les charges utiles et le séparateur sont largués durant la quatrième phase de vol : la phase balistique. Selon les caractéristiques de la mission les largages peuvent être fait immédiatement ou plusieurs dizaines de minutes après le début de cette phase. Les actions effectuées sont des mises en rotation, des éloignements, etc.

La coiffe

La coiffe protège les charges utiles durant le vol dans l'atmosphère. Elle est larguée dès qu'il n'y a plus de frottements. Ce largage est effectué peu après le largage des EAP.

Essais

Premier vol (vol 89 / 501)

Le premier tir eut lieu le 4 juin 1996 à Kourou, mais le lanceur fut détruit après approximativement 40 secondes de vol. L'échec était dû à une erreur informatique (bogue), un programme d'un composant (un gyroscope) provenant d'Ariane 4 n'ayant pas été re-testé.

L'erreur 

La conversion d'un nombre flottant de 64 bits vers un nombre entier de 16 bits dans un logiciel en Ada provoqua un dépassement de mantisse. La routine de gestion de cette erreur avait également été supprimée pour des raisons de temps d'exécution ; sur Ariane 4 on pouvait prouver que l'occurrence d'un tel dépassement était impossible compte tenu des trajectoires de vol possibles. Toutefois les trajectoires de vol envisageables avec Ariane 5, notamment en phase de décollage, diffèrent notablement de celles d'Ariane 4. Le programme du composant concerné, pourtant lui-même redondant (deux gyroscopes sont présents dans la cellule de la fusée), déclencha donc successivement deux dépassements pour finir par signaler sur les sorties du système la défaillance des systèmes gyroscopiques. De toute façon, le gyroscope étant un système critique, le calculateur de pilotage de la fusée (lui conçu spécifiquement pour Ariane 5) ne tenait pas compte de ce signal d'erreur ! Il interpréta donc les valeurs d'erreurs (probablement négatives) du deuxième gyroscope comme une information d'altitude (indiquant probablement que, brutalement, la fusée s'était mise à pointer vers le bas). Bien entendu, la réaction du calculateur de pilotage (braquer les tuyères au maximum pour « redresser ») obligea le responsable des opérations à détruire la fusée en vol pour éviter une explosion « incontrôlée »... Il s'agit certainement là d'une des erreurs informatiques les plus coûteuses de l'histoire [1].

Le dernier point à noter dans ce malheureux enchaînement c'est que le programme mentionné initialement était destiné à recalibrer les gyroscopes dans le cas d'un court retard de tir (quelques minutes) pour permettre une reprise rapide du compte à rebours - par exemple en raison de variations rapides des conditions météo du site de lancement à Kourou. Ce cas de figure, envisagé initialement pour Ariane 3, était depuis longtemps exclu des procédures de tir. L'erreur en question a donc aussi été provoquée par un programme qui ne servait à rien.

Deuxième vol (vol 101 / 502)

Le second vol eut lieu le 30 octobre 1997.

La mission parvint à son terme, mais malheureusement, l'orbite désirée ne fut pas atteinte, par suite d'un mouvement de rotation du lanceur sur lui-même (mouvement de roulis, comme une toupie) qui a conduit à un arrêt prématuré de la propulsion du premier étage EPC. Après cette fin de propulsion du premier étage, et malgré la mise en route correcte de l'étage supérieur EPS, celui-ci n'a pas pu rattraper l'intégralité du déficit de poussée de la première phase du vol, conduisant donc la mission sur une orbite légérement dégradée.

Ce mouvement en roulis était dû à un couple généré par l'écoulement des gaz dans la tuyère du moteur Vulcain 1, couple dont l'intensité avait été sous-estimé. Dès lors, et malgré la mise en œuvre du système de pilotage en roulis SCA, le lanceur a subi durant tout le vol du premier étage une mise en rotation excessive. Cette mise en rotation aurait pu n'avoir que peu de conséquences, les algorithmes de vol — relativement robustes — contrôlant malgré tout la trajectoire. Cependant, en fin de propulsion, et sous l'effet de la vitesse en roulis atteinte, la surface des ergols (oxygène et hydrogène liquides) dans les réservoirs s'est incurvée en son centre (à la manière d'un siphon). Ce phénomène a été interprété par les capteurs de niveau (« jauges » des réservoirs) comme l'indication de l'imminence d'une « panne sèche », ce qui a conduit l'ordinateur de bord à commander l'arrêt de propulsion de l'EPC prématurément.

Par la suite, le couple en roulis généré par le moteur Vulcain 1 fut maîtrisé dès le vol suivant par la mise en place en extrémité de divergent d'échappements légèrement inclinés, corrigeant le roulis naturel engendré par le moteur.

Il est à noter que ce problème a touché d'autres lanceurs, dont le H2A japonais.

Troisième vol (vol 112 / 503)

Le troisième essai fut une réussite totale.

La mission emportait la capsule de démonstration de rentrée atmosphérique ARD (capsule européenne de type Apollo), qui effectua une rentrée atmosphérique parfaite, et la maquette technologique MAQSAT.

Utilisation commerciale

Le premier vol commercial eut lieu le 10 décembre 1999, avec la mise en orbite du satellite d'observation en rayons X XMM-Newton.

Un autre échec partiel eut lieu le 12 juillet 2001. À nouveau, deux satellites ne purent être placés sur l'orbite désirée. Artémis, le satellite de communication de l'ESA, atteignit son orbite définitive par ses propres moyens, en utilisant son combustible destiné aux corrections d'orbite, ainsi qu'une unité de propulsion ionique qui n'avait pas été conçue à cet effet. Ceci nécessita une reprogrammation complète du programme de bord depuis le sol.

Le vol suivant n'eut lieu que le 1er mars 2002, avec la mise en orbite réussie du satellite environnemental de 8,5 tonnes Envisat, à une altitude de 800 kilomètres.

A l'issue de son 29e lancement, le 13 octobre 2006 (Vol 173), Ariane 5 affiche un bilan de 24 vols commerciaux réussis et 4 échecs (V501, V502, V510, V514).

Les différents modèles

Une des contraintes des lanceurs modernes est qu'ils peuvent avoir à lancer aussi bien des petits satellites que des gros. C'est pour cette raison qu'Arianespace a dès le début conçu Ariane 5 pour être un lanceur modulable. Il existe ainsi en plusieurs modèles :

  • Ariane 5 G
  • Ariane 5 G+
  • Ariane 5 GS
  •  Ariane 5 ES
  • Ariane 5 ECA
  • Ariane 5 ECB

Records

Plus gros satellites de télécommunications du monde :

  • Thaicom-4 Ipstar : 6,5 tonnes, lancé le jeudi 11 août 2005 à 8:20 GMT lors du vol 166 ;
  • Anik-F2 : 5 950 kilogrammes, lancé dans la nuit du 17 au 18 juillet 2004 (vol 163), ce record fut battu en avril 2005 par Sea Launch Spaceway-1 : 6,1 tonnes ;
  • Le satellite européen Envisat de 8 200 kg a été placé sur orbite polaire (à 800 km d'altitude) le 1er mars 2002 lors du vol 145 par Ariane 5.

Image lancement et pas de tir

Video

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