Ariane 5

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Ariane 5
Ariane 5 au Bourget
Ariane 5 au Bourget
Données générales
Pays d’origine Drapeau de l’Union européenne Union européenne
Constructeur Airbus Defence and Space
Premier vol 4 juin 1996
Dernier vol Toujours en service
Lancements réussis 73, dont 63 d'affilée[1]
Lancements ratés 4, dont 2 partiels
Hauteur 55 m
Diamètre 5,4 m
Poids au décollage 750 t
Nombre d’étage(s) 2
Charge utile en LEO G : 18 t
ES : 21 t
ECA : 21 t
Charge utile en GTO G : 6,9 t
ES : 8 t
ECA : 10,3 t
Poussée au décollage 1 200 t
Poussée maximum 14 400 kN
Site de lancement Kourou
Motorisation
Propulseurs d'appoint 2 EAP
1er étage EPC : 1 moteur Vulcain
160 tonnes d'ergols cryogéniques LOX/LH2
2e étage ESC : 1 moteur HM-7B, 14,4 tonnes d'ergols cryogéniques LOX/LH2 (Ariane 5 ECA)

EPS : 1 moteur Aestus, 9,7 tonnes d'ergols liquides N2O4/UDMH (Ariane 5G et ES)

Missions
Satellites commerciaux géostationnaires
Satellites institutionnels héliosynchrone
Ravitailleur ATV en orbite basse

Ariane 5 est un lanceur de l'Agence spatiale européenne (ESA), développé pour placer des satellites sur orbite géostationnaire et des charges lourdes en orbite basse. Il fait partie de la famille des lanceurs Ariane et a été développé à compter de 1995 pour remplacer Ariane 4, dont les capacités limitées ne permettaient plus de lancer de manière concurrentielle les satellites de télécommunications de masses croissantes, alors que ce secteur était auparavant le point fort du lanceur européen[2].

Historique et développement[modifier | modifier le code]

Article détaillé : Ariane (fusée).

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 français. Environ 1 100 industriels participent au projet.

Le premier lancement a eu lieu le 4 juin 1996 et s'est soldé par un échec. Le lanceur a souffert de débuts difficiles, avec deux échecs totaux et deux échecs partiels sur les quatorze premiers lancements.

En 2009, Ariane 5 a permis à Arianespace de détenir plus de 60 % du marché mondial des satellites commerciaux en orbite géostationnaire.

Caractéristiques et performances générales[modifier | modifier le code]

Commercialisée par la société Arianespace, la fusée effectue de cinq à sept lancements par an, en général doubles (deux satellites), depuis le centre de lancement de Kourou, en Guyane. Par rapport à Ariane 4, Ariane 5 est capable d’emporter des charges particulièrement lourdes en orbite basse : la version ECA, la plus récente, peut placer jusqu'à 10,317 tonnes[3] de charge utile en orbite de transfert géostationnaire et 20 tonnes en orbite terrestre basse. Ariane 5 est construite par un consortium d'entreprises européennes, placées sous la maîtrise d’œuvre d'Airbus Defence and Space[4].

Ariane 5 a été développée pour franchir un saut qualitatif par rapport à Ariane 4. Il était prévu au début de sa conception qu'elle puisse mettre en orbite la navette européenne Hermès et assurer des lancements tous les quinze jours. C'est un lanceur complètement nouveau dans sa conception, à l'architecture simplifiée, et conçu pour constituer la base d'une famille évolutive, dont les performances pourront être augmentées progressivement de façon à ce que le lanceur reste pleinement opérationnel, au moins jusqu'en 2020[5] :

  • Ariane 5 G : (Générique) Plus puissante qu'Ariane 4, elle peut placer jusqu'à 6 tonnes de charge utile en orbite de transfert géostationnaire. Entre le moteur Viking d'Ariane 4 et le moteur Vulcain d'Ariane 5, la poussée dans le vide est passée de 80 à 110 tonnes ;
  • Ariane 5 ECA : Peut placer 10 tonnes en orbite de transfert géostationnaire. Elle est équipée avec le moteur Vulcain 2 et un nouvel « étage supérieur cryotechnique A » ;
  • Ariane 5 G+ ;
  • Ariane 5 ES : Ariane 5 générique équipée d'un étage supérieur réallumable à propergol stockable (EPS).

Suivant les modèles, la capacité d’emport d’Ariane 5 se décide entre Arianespace et ses clients (en général des grands opérateurs satellites).

Caractéristiques détaillées du lanceur[modifier | modifier le code]

Moteur Vulcain 2
  • Hauteur : de 47 à 52 mètres[6] ;
  • Diamètre : environ 5,40 m ;
  • Poids : environ 750 tonnes au moment du décollage, soit un dixième de la Tour Eiffel ;
  • Carburant :
    • Propulseurs d'appoint (EAP) : 480 tonnes de poudre (propergol solide), répartis dans les deux étages d'accélération à poudre mis en place dans le bâtiment d'intégration lanceur. Les EAP consomment chacun 2 tonnes de poudre par seconde pendant environ 2 minutes.
    • Étage principal cryogénique (EPC) : 220 tonnes d'ergols liquides (hydrogène et oxygène). Il est rempli juste avant le décollage ;
  • Vitesse : supérieure à 8 000 km/h deux minutes après le décollage ;
  • Vitesse à la séparation de la charge utile GTO (finale) : 10 km/s ;
  • Vitesse maximale à la séparation de l'EPS (ESC) : 17,3 km/s (ECA).

Composants du lanceur[modifier | modifier le code]

Selon la terminologie de son constructeur, Ariane 5 comprend :

  • le composite inférieur, partie du lanceur mise à feu avant le décollage,
  • le composite supérieur, qui regroupe la case à équipements et le deuxième étage,
  • et enfin la charge utile avec sa coiffe.

Composite inférieur[modifier | modifier le code]

EAP[modifier | modifier le code]

Les « étages d'accélération à poudre » (EAP, ou P230) sont composés d'un tube métallique contenant le propergol solide (la poudre), réalisé dans l'usine Guyanaise REGULUS, et d'une tuyère. Les deux EAP sont identiques, ils entourent l'EPC (« étage principal cryotechnique »). Ces propulseurs mesurent chacun 31 m de haut pour 3 m de diamètre. D'une masse à vide de 38 tonnes, ils embarquent 237 tonnes de poudre et délivrent 92 % de la poussée totale du lanceur au décollage (poussée moyenne : 5 060 kN, poussée maximale : 7 080 kN).

Comparés au moteur Vulcain de l'EPC, les deux EAP ne peuvent être éteints une fois allumés, d'où leur danger en cas de défaillance. Ils assurent le support du lanceur au sol, leur séparation du lanceur, la transmission des mesures pendant le vol et leur neutralisation, sur séparation intempestive provoquée par l' EAP ou l' EPC. Chaque EAP est équipé d'un moteur MPS, qui assure la propulsion du booster en délivrant au sol une poussée de 540 tonnes. La courbe de poussée est calculée pour minimiser les efforts aérodynamiques et optimiser les performances : elle est maximale durant les vingt premières secondes avec un long palier de 80 secondes[7].

L' EAP est composé de trois segments. Le segment avant S1 est fabriqué en Italie, tandis que les deux autres, S2 et S3, sont directement fabriqués en Guyane dans l'usine UPG (Usine de Propergol de Guyane)[8]. Ils sont ensuite acheminés par la route sur le fardier (une remorque à roues multiples conçue pour cet usage), depuis l'usine jusqu'au Bâtiment d'Intégration Propulseurs (BIP). Ils y sont préparés, assemblés en position verticale sur leurs palettes (dont ils resteront solidaires pendant toute la phase de préparation jusqu'au décollage), et tirés par un transbordeur (table mobile de 180 tonnes)[7]. Ces opérations de préparation sont réalisées par la société franco-italienne Europropulsion. Le segment S1, le plus haut, mesure 3,5 m de long et contient 23,4 tonnes de poudre. Le segment central, S2, mesure 10,17 m de long et contient 107,4 tonnes de poudre. Le dernier segment, S3, mesure 11,1 m de long et contient 106,7 tonnes de poudre. Il donne directement sur la tuyère, par l'intermédiaire du moteur MPS.

L'enveloppe des segments est en acier de 8 mm d'épaisseur, dont l'intérieur est recouvert d'une protection thermique à base de caoutchouc. Ils sont séparés par des lignes inter-segments d'isolation. Ces joints sont placés entre les segments[7]. Ces segments sont chargés en poudre de manières différentes, avec un creux en forme d'étoile sur le segment supérieur (S1) et une empreinte quasi cylindrique sur les deux autres segments[9]. Le chargement des segments en propergol est réalisé sous vide. La poudre contenue est composée de :

La tuyère, à la base du propulseur, est chargée d'évacuer les gaz de propulsion à raison de deux tonnes par seconde. Fixée sur le segment no 3, elle peut s'orienter à 6 ° et au maximum 7,3 °. Elle mesure 3,78 m de long pour un diamètre de 2,99 m et une masse de 6,4 tonnes. Elle est conçue 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[7]. Au sommet des segments de poudre se trouve l'allumeur, mesurant 1,25 m de long pour un diamètre de 47 cm et une masse de 315 kg, dont 65 kg de poudre. Il va permettre d'allumer le booster en amorçant la combustion de la poudre, qui va générer la combustion de tous les segments de manière progressive[7]. L'allumeur constitue, en lui-même, un petit propulseur. Initié par une charge pyrotechnique, il comporte comme une charge relais qui allume la charge principale[9]. C'est un bloc étoilé qui donne un débit important de gaz chauds pendant une demi-seconde.

Après épuisement de la poudre, 129 à 132 s après leur allumage, ils sont séparés du lanceur à environ 70 kilomètres d'altitude pour retomber dans l'Océan Atlantique. Pour cela, on amorce 8 fusées d'éloignement réparties ainsi : 4 à l'avant (en haut) et 4 à l'arrière (en bas). Ces fusées contiennent chacune 18,9 kg de poudre et fournissent entre 66 et 73 kN de poussée pendant une demi-seconde[7],[Note 1]. Si ces propulseurs sont parfois récupérés, ils ne sont toutefois jamais réutilisés, contrairement à ce qui se faisait avec les SRB de la navette spatiale.

Une version améliorée des EAP est en cours de préparation. Le 30 mai 2012, un tir d'essai sur banc de test a montré une poussée moyenne de 7 000 kN (700 t) durant 135 secondes[10].

EPC[modifier | modifier le code]

L'« étage principal cryotechnique » (EPC) est composé principalement des deux réservoirs d'ergols liquides et du moteur cryogénique Vulcain (Vulcain II pour Ariane 5 évolution (ECA)). Cet étage est mis à feu dès le décollage et assure seul la propulsion du lanceur durant la deuxième phase de vol du lanceur, après le largage des étages d'accélération à poudre. Il fonctionne en tout durant neuf minutes, pendant lesquelles il fournit une poussée de 1 350 kN pour un poids total de 188,3 t.

D'une hauteur de 30,525 m pour un diamètre de 5,458 m et une masse à vide de 12,3 t, il contient 158,5 tonnes d'ergols, répartis entre l'hydrogène liquide (LH2 - 26 tonnes) et l'oxygène liquide (LOX - 132,5 tonnes). Ces réservoirs sont respectivement d'une capacité de 391 m3 et 123 m3. Ils stockent les ergols refroidis respectivement à -253 °C et -183 °C. L'épaisseur de leur enveloppe est de l'ordre de 4 mm, avec une protection thermique en polyuréthane expansé de 2 cm d'épaisseur[7].

Les deux réservoirs sont mis sous pression environ 4 h 30 min avant le décollage avec de l'hélium. Cet hélium provient d'une sphère situé à côté du moteur Vulcain. Elle est isolée thermiquement par une poche d'air. Elle contient 145 kg d'hélium, pressurisé à 19 bars au décollage puis 17 au cours du vol[7]. Cet hélium va pressuriser les réservoirs à 3,5 bars pour l'oxygène et 2,15 bars pour l'hydrogène. Au cours du vol, l'oxygène sera pressurisé à 3,7 puis 3,45 bars. 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), pour être finalement réinjecté dans le réservoir d'hydrogène liquide[7]. 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.

La turbopompe à hydrogène du moteur cryogénique Vulcain tourne à 33 000 tr/min, développant une puissance de 15 MW, soit 21 000 ch (la puissance de deux rames de TGV)[11]. Elle fait l'objet d'études très poussées sur la résistance des matériaux, et la conception des roulements et le centrage des masses en mouvement se doivent d'être les plus proches possible de la perfection. La turbopompe à oxygène tourne à 13 000 tr/min et développe une puissance de 3,7 MW. Sa conception est essentiellement axée sur l'emploi de matériaux qui n'entreront pas en combustion avec l'oxygène qu'elle brasse[11]. Le moteur Vulcain reçoit de ces pompes 200 l d'oxygène et 600 l d'hydrogène par seconde.

Composite supérieur[modifier | modifier le code]

Le composite supérieur comprend la case à équipements et, en fonction de la charge utile emportée, 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).

Le composite supérieur assure la propulsion du lanceur après l'extinction et le largage de l'étage EPC. Il fonctionne durant la troisième phase de vol, qui dure environ 25 minutes.

Case à équipements[modifier | modifier le code]

La case à équipements accueille le système de contrôle et de guidage du lanceur. Elle est située directement au-dessus de l'EPC dans le cas d'une Ariane 5 Générique ou en version A5E/S et entoure alors le moteur Aestus de l'EPS. Dans le cas d'une Ariane 5E/CA, la case à équipements est située au-dessus de l'ESC. La case à équipements 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.

La Case à équipements mesure 5,43 m de diamètre à sa base et 5,46 m au sommet, pour permettre d'y fixer soit la structure SPELTRA (Structure Porteuse Externe pour Lancements Multiples), soit la coiffe. Sa hauteur est 1,56 m, pour une masse de 1 500 kg. L'interface avec l'EPS qui va se glisser dans l'anneau mesure au sommet 3,97 m de diamètre. L'anneau porteur sur lequel reposent les instruments mesure alors 33,4 cm de large. Voici les principaux instruments qu'il contient[7] :

  • Correcteur d'attitude ;
  • Systèmes de Référence Inertielle (SRI) : Ce sont des pièces maîtresses du contrôle du vol d’Ariane 5. Elles intègrent deux centrales inertielles, qui donnent la position du lanceur dans l'espace, ainsi que quatre accéléromètres, qui donnent l'accélération que subit le lanceur ;
  • Calculateurs OBC (On Board Computer) : En utilisant les informations des SRI, ils commandent les moteurs du lanceur pour qu’il atteigne son objectif. Ils calculent la trajectoire de vol ;
  • Unité de centrale télémesure : Unité qui traite les infos reçues et à envoyer du/au sol ;
  • Antennes émettrice et réceptrice de télémesure avec les radars au sol ;
  • Boîtier de commande de sauvegarde : Il commande la destruction du lanceur en cas de défaillance grave, ou sur commande de la salle de contrôle au sol ;
  • Connexion électrique SPELTRA / Coiffe : interface électrique vers la coiffe ou via la SPELTRA ;
  • Interface électrique avec l'EPS ;
  • Électronique séquentielle : Elle permet de bien exécuter les opérations de tir dans le bon ordre et en respectant les intervalles de temps prévus ;
  • Passage ligne MMH : Trou permettant de faire passer la canalisation alimentant l'EPS en monométhylhydrazine (MMH), qui est un des combustibles utilisés ;
  • Centrale de commutation : Système qui permet au calculateur de bord de basculer sur l'autre système en cas de défaillance du premier ;
  • Pile et batteries ;
  • Trous pour le passage de câbles vers l'EPC, la charge utile, la ventilation ;
  • Système de conditionnement d'air : Permet de maintenir l'électronique de bord à une température correcte de fonctionnement ;
  • Électronique de pilotage électrique ;
  • Vannes d'isolement SCA : Permettent de contrôler les moteurs du système SCA ;
  • Réservoirs sphériques en titane, contenant l'hydrazine pour le SCA.

La case à équipements abrite également le Système (propulsif) de Contrôle d'Attitude, plus fréquemment désigné par ses initiales SCA, qui comprend deux blocs de tuyères alimentées en hydrazine (N2H4)[7]. Elles permettent notamment le contrôle en roulis du lanceur, pendant les phases propulsées, et le contrôle d'attitude du composite supérieur, pendant la phase de largage des charges utiles[Note 2]. La durée de fonctionnement maximale spécifiée de la case est de l'ordre de 6 900 secondes, cette durée d'utilisation maximale étant généralement observée lors des missions en orbite basse. Le SCA permet également de pallier les irrégularités du moteur Vulcain, tandis qu'il permet de positionner des satellites en 3D. Il intègre deux réservoirs sphériques en titane, contenant chacun au décollage 38 litres d'hydrazine, pressurisée à 26 bars par de l'azote. Le système inclut également deux modules à trois propulseurs de 460 N de poussée (au niveau de la mer)[7].

Durant la première phase du vol, le roulis du lanceur est géré par les deux EAP, dont les tuyères orientables permettent de diriger la fusée sur tous les axes. Le lanceur ne doit pas se mettre en rotation, car il perdrait alors de l'énergie et cela entraînerait un « plaquage » des ergols de l'EPC sur leurs parois, conséquence de la force centrifuge qui ferait alors apparition. Comme les canalisations et les sondes qui mesurent la quantité d'ergols restants sont placées au milieu du réservoir, cela pourrait occasionner un arrêt prématuré des moteurs, suite à un désamorçage des turbopompes. Ce cas de figure s'est déjà produit sur le deuxième vol de qualification de la fusée (vol 502)[7].

Une fois les EAP largués, il ne reste plus qu'un seul moteur, le Vulcain, et il n'est donc alors plus possible de jouer sur l'inclinaison des tuyères pour stopper le roulis de la fusée. C'est là que le SCA trouve toute son utilité, car avec ses trois propulseurs il va pouvoir stopper cette rotation. Ces trois moteurs sont braqués de la manière suivante : un vers la droite, un vers la gauche, et le dernier vers le bas. Suite à l'échec du vol 502, il fut déterminé que le nombre de propulseurs n'était pas suffisant pour contrer le phénomène et les responsables ont préféré prendre leurs précautions en renforçant le système : Dorénavant, le système contient six sphères et dix propulseurs, ce qui porte par-ailleurs la masse totale de la case à équipements à 1 730 kg[7].

EPS[modifier | modifier le code]

Schéma de lancement d'une Ariane 5 ECA, ici le vol no 183. On distingue bien la phase de vol balistique.

Réalisé sous la responsabilité d'Astrium EADS, l'« étage à propergols stockables » (EPS, appelé plus rarement L9) à pour mission d'ajuster la satellisation des charges utiles selon l'orbite visée et d'assurer leur orientation et leur séparation. Situé à l'intérieur du lanceur, il ne subit pas les contraintes de l'environnement extérieur. Sa conception est très basique, se limitant à de simples réservoirs pressurisés dépourvus de turbopompes. Il est constitué d'une structure en nid d'abeilles, du moteur, des réservoirs, des équipements, de raidisseurs disposés en croix et de dix biellettes supportant les réservoirs d'hélium de mise en pression des réservoirs principaux.

De forme tronconique, il s'intercale entre la case à équipements et l'adaptateur de charge utile et mesure 3,356 m de haut (avec la tuyère) pour un diamètre de 3,963 m au niveau de la case à équipements. Au niveau de l'adaptateur de la charge utile, son diamètre est de 2,624 m. D'une masse à vide de 1 200 kg, il est doté de quatre réservoirs en aluminium contenant au total 9,7 tonnes d'ergols, répartis entre 3 200 kg de monométhylhydrazine (MMH) et 6 500 kg de peroxyde d'azote (N2O4).

Pressurisés par deux bouteilles en fibre de carbone gonflées à 400 bars et contenant 34 kg d'hélium, ces réservoirs alimentent un moteur Aestus (Daimler-Benz Aerospace) qui développe une poussée de 29 kN pendant 1 100 s (18 min 30 s). Sa particularité est d'être ré-allumable en vol deux fois, afin d'optimiser certaines charges utiles[7]. Sa tuyère est articulée sur deux axes (9.5°). Dans le cas de missions en orbite basse, l'allumage de l'EPS est précédé d'une phase de vol balistique, qui permet également de libérer l'orbite d'une charge utile après sa séparation.

ESC[modifier | modifier le code]

L’« étage supérieur cryotechnique » (ESC) utilise, comme son nom l’indique, un moteur cryotechnique : le HM-7B ou, dans le futur, le moteur Vinci. Il fournit actuellement une poussée de 65 kN pendant 970 s, pour un poids de 15 t (4,5 t à vide) et une hauteur de 4,71 m.

Charge(s) utile(s)[modifier | modifier le code]

La charge utile est constituée des satellites qui doivent être placés sur orbite. Pour permettre les lancements de plusieurs satellites, ceux-ci sont disposés sous la coiffe dans un module SPELTRA (Structure Porteuse Externe pour Lancements Multiples) ou SYLDA (SYstème de Lancement Double Ariane). Fonctionnant un peu comme une étagère, ces modules permettent de placer en orbite deux 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 faits immédiatement ou plusieurs dizaines de minutes après le début de cette phase. Les actions effectuées sont des mises en rotation, des éloignements, etc.

Dans le cas d'un lancement simple, le satellite est directement placé sur l'EPS, mais lorsqu'il s'agit d'un lancement double, le satellite du bas est installé sous la cloche formée par la SPELTRA ou le SYLDA et le deuxième satellite vient ensuite prendre appui sur la structure porteuse. Toutes les interfaces de charge utile utilisent un diamètre de 2,624 m, qu'elles soient sur l'EPC ou les modules de lancement multiples. Les installations de satellites peuvent donc parfois nécessiter l'emploi d'adaptateurs de charge utile, s'ils ne peuvent pas utiliser directement ce diamètre pour être installés dans la coiffe. Afin d'améliorer l'offre commerciale proposée par le lanceur, trois adaptateurs seront développés, contenant des interfaces d'un diamètre compris entre 93,7 cm et 1,666 m, et supportant des charges utiles d'un masse allant de 2 à 4,5 tonnes. Ils incluront les boulons de fixation, les ressorts du système de séparation et un système d'alimentation électrique pour le satellite concerné[7].

SPELTRA[modifier | modifier le code]

Représentation en coupe de la partie supérieure d'une fusée Ariane 5. En bas, sous les deux satellites, l'étage supérieur cryotechnique (ESC) et son moteur Aestus (en vert). La partie noire en forme de cloche qui sépare les deux satellites est la structure SYLDA.

La SPELTRA est une structure en nid d'abeilles de forme cylindrique avec une partie supérieure tronconique (6 panneaux). Construite en composite de type « carbone-résine » d'une épaisseur de 3 cm, elle comporte de une à six portes d'accès et une prise ombilicale pour relier la charge utile au mât de lancement. Elle est utilisée depuis le premier vol d'Ariane 5.

Contrairement au SYLDA, qui est logé dans la coiffe, la SPELTRA se place entre la case à équipements et la coiffe, comme c'était déjà le cas pour la SPELTRA d'Ariane 4. Elle a donc un diamètre extérieur de 5,435 m, pour un diamètre intérieur de 5,375 m. La partie inférieure se pose sur la case à équipements, tandis que la partie supérieure cylindrique sert de cadre de liaison pour la coiffe. La partir tronconique sert d'adaptateur pour les charges utiles.

Elle existe en deux versions[7] : une courte et une longue. La première mesure 4,16 m, auxquels s'ajoutent les 1,34 m de la partie conique coupée en haut, ce qui donne une hauteur totale de 5,50 m, pour une masse de 704 kg. De la même manière, la grande version mesure 7 m de haut pour une masse de 820 kg.

SYLDA[modifier | modifier le code]

De sa vraie désignation SYLDA 5, cette structure est interne à la coiffe, et ne la soutient pas, contrairement à la SPELTRA. Conçue par le groupe industriel Daimler-Benz Aerospace, elle mesure 4,903 m de haut pour une masse de 440 kg.

Le cône du bas mesure 59,2 cm d'épaisseur pour un diamètre à la base de 5,435 m. Il est surmonté par la structure cylindrique, d'un diamètre de 4,561 m pour une hauteur de 3,244 m, qui est elle-même surmonté par un cône de 1,067 m avec un diamètre final de 2,624 m au niveau de la zone d'interface avec la charge utile.

Le SYLDA 5 a été utilisé pour la première fois lors du 5e vol d'Ariane 5 (vol V128) en mai 2000 (satellites Insat 3B et AsiaStar)[7],[12].

Coiffe[modifier | modifier le code]

Fabriquée en Suisse par Contraves Space, la coiffe protège les charges utiles durant le vol dans l'atmosphère et est larguée dès qu'elle n'est plus utile, afin d'alléger le lanceur. Ce largage est effectué peu après le largage des EAP, à une altitude d'environ 106 km, après être restée 202,5 s sur la fusée[7].

C'est une structure d'un diamètre extérieur de 5,425 m pour un diamètre intérieur utile de 4,57 m. Elle existe en deux longueurs : la « courte », mesurant 12,728 m de haut pour une masse de 2 027 kg, et la « longue », mesurant 17 m de haut pour une masse de 2 900 kg[7]. Elle est équipée d'une prise ombilicale pour le satellite, d'une porte d'accès de 60 cm de diamètre et d'une protection acoustique, constituée d'un assemblage de boudins en plastique absorbant les vibrations. 1200 résonateurs, installés sur 74 panneaux à base de mousse polyamide, recouvrent la paroi interne sur 9,3 m. Le bruit présent à l'intérieur reste toutefois d'un niveau très élevé, atteignant plus de 140 décibels, ce qui est au-delà du maximum supportable par une oreille humaine. Ce bruit se manifeste essentiellement dans les basses fréquences.

la coiffe courte a été utilisé depuis le 1er vol et la longue à partir du 11e, en mars 2002 (vol V145).

Versions du lanceur fabriquées[modifier | modifier le code]

Plusieurs versions du lanceur ont été fabriquées, dont certaines ne sont plus produites.

Ariane 5 G[modifier | modifier le code]

Coupe verticale de la fusée Ariane 5 GS.

Treize lanceurs Ariane 5 G (pour « Générique ») ont été lancés entre le 10 décembre 1999 et le 27 septembre 2003. Cette version n'est plus commercialisée.

Ariane 5 G+[modifier | modifier le code]

Cette version d'Ariane 5 G a un second étage amélioré, avec une charge possible de 6 950 kg. Trois lanceurs de ce type ont été tirés, entre le 2 mars et le 18 décembre 2004. Cette version n'est plus commercialisée.

Ariane 5 GS[modifier | modifier le code]

Cette version dispose des mêmes EAP que l'Ariane 5 ECA et d'un premier étage modifié avec un moteur Vulcain 1B. Charge possible de 6 100 kg en orbite de transfert géostationnaire (GTO). Six tirs ont eu lieu entre le 11 août 2005 et le 18 décembre 2009. Cette version n'est plus commercialisée.

Ariane 5 ES ATV[modifier | modifier le code]

Cette version est conçue pour placer en orbite basse le vaisseau cargo automatique ATV, ravitaillant la Station spatiale internationale. Elle peut lancer jusqu'à 21 tonnes de charge utile sur cette orbite.

Ariane 5 ES assure trois allumages de l'étage supérieur, pour répondre aux besoins très spécifiques de la mission[13]. Par ailleurs, ses structures ont été renforcées pour soutenir la masse imposante de l'ATV (20 tonnes)[14].

Son premier lancement a eu lieu le 9 mars 2008.

Afin d'accélérer le déploiement de la constellation Galileo, Arianespace annonce, le 20 août 2014, le lancement de 12 satellites par un lanceur Ariane 5 ES. Ils seront lancés par quatre à partir de 2015[20],[21].

Ariane 5 ECA[modifier | modifier le code]

Coupe verticale de la fusée Ariane 5 ECA.

Ariane 5 ECA, aussi appelée Ariane 5 « 10 tonnes », en référence à sa capacité proche de 10 tonnes de mise en orbite de transfert géostationnaire. Son premier étage EPC est motorisé par le Vulcain 2, plus puissant que le Vulcain 1, et son second étage ESC utilise le moteur cryotechnique HM-7B, déjà utilisé pour le troisième étage d'Ariane 4.

Depuis fin 2009, c'est la seule version utilisée pour lancer des satellites commerciaux. Elle a été tirée 46 fois entre le 11 décembre 2002 et le 11 septembre 2014 et n'a connu qu'un échec, lors du vol V157 (1er tir)[22],[23].

Les évolutions du lanceur à l'étude[modifier | modifier le code]

Les limites de la version ECA[modifier | modifier le code]

  • Ariane 5 peut rester concurrentielle tant qu'elle peut lancer deux satellites commerciaux en orbite géostationnaire. Malheureusement, la croissance du poids des satellites géostationnaires pourrait remettre en question la position bien établie du lanceur sur ce segment. Le satellite TerreStar-1 (6,7 tonnes au lancement), a établi un nouveau record de masse, mais le lanceur Ariane 5 chargé de le placer en orbite n'a pu effectuer de lancement double, et le prix du lancement a dû être acquitté par le seul opérateur de TerreStar-1. Si cette situation se généralisait, les lanceurs aux capacités plus faibles et optimisés pour un lancement simple, comme Proton-M, d'ILS, et Zenit-3 pourraient devenir plus concurrentiels qu'ils ne le sont actuellement[24].
  • Le deuxième étage d'Ariane 5 ne peut pas être ré-allumé, contrairement à ceux des lanceurs russes Zenit et Proton, qui utilisent cette technologie depuis plusieurs décennies. Les orbites de certains satellites nécessitent cette capacité. C'est ainsi que le lancement, le 20 avril 2009, d'un satellite militaire italien (Sicral-1B) a été confiée au lanceur russo-ukrainien Zenit-3, et non à une fusée européenne.

Les caractéristiques de la version ME (Midlife Evolution)[modifier | modifier le code]

Pour pallier ces limitations, il est prévu de développer une version ME, initialement appelée Ariane 5 ECB. Celle-ci comporte un nouvel étage supérieur cryotechnique et réallumable, qui utilise le nouveau moteur Vinci plus puissant, en cours de développement chez Snecma (Safran). Grâce à cet étage, Ariane 5 ME serait alors capable de lancer jusqu'à 12 tonnes de charge utile en orbite de transfert géostationnaire (GTO)[25]. Le premier vol est prévu en 2017 ou 2019[26].

Le développement de cette version est en cours, avec un financement pour 2 ans jusqu'en 2014, décidé lors de la session ministérielle du Conseil de l'ESA en novembre 2012[27].

Charge utile des principales versions en fonction de la destination[28]
Version Ariane 5G Ariane 5ECA Ariane 5ME
Station spatiale internationale (t) 19,7 18,3 23,2
Orbite de transfert géostationnaire (t) 6,6 10,3 12
Injection vers la Lune (t) 5 7,8 10,2
Orbite lunaire (t) 3,6 5,65 7,45
Sol lunaire à l'équateur (masse charge utile) (t) 1,8 (0,9) 2,8 (1,4) 3,7 (1,8)
Sol lunaire au pôle (masse charge utile) (t) 0,9 (0,4) 1,4 (0,7) 1,85 (0,9)
Injection vers orbite martienne (t) 3,25 5,15 8
Orbite martienne (t) 2,25 3,6 5,6

Caractéristiques techniques détaillées des différentes versions de la fusée Ariane 5[modifier | modifier le code]


Les installations d'assemblage et de lancement[modifier | modifier le code]

Article détaillé : Centre spatial guyanais.
Aire de lancement d'Ariane 5 à Kourou.
Ariane 5 quitte le batiment d'assemblage.
Ariane 5 ES en cours de transfert vers le pas de tir.
Centre de contrôle.
Décollage d'une Ariane 5 ES avec l'ATV 4.

La fusée Ariane 5 est lancée depuis le Centre spatial guyanais, construit par le CNES en Guyane française (Amérique du Sud) près de la ville de Kourou. Des installations adaptées à Ariane 5 ont été construites sur cette base qui a lancé les versions précédentes du lanceur Ariane.

L'ensemble de lancement de la fusée Ariane 5 (ELA-3, acronyme d'Ensemble de Lancement Ariane 3), qui occupe une superficie de 21 km2, est utilisé pour lancer les fusées Ariane 5 et a été de 2003 jusqu'en 2009 le seul site actif après l'arrêt des lancements d'Ariane 4. Il comprend :

  • Un bâtiment (S5) dans lequel sont préparés les satellites (vérification et chargement en ergols) ;
  • Le Bâtiment d'Intégration Lanceur (BIL), dans lequel sont assemblés verticalement sur la table de lancement les éléments des lanceurs Ariane 5 (propulseurs à poudre (EAP), étage principal cryogénique (EPC), Étage supérieur (EPS ou ESC) ainsi que la case à équipements). Cette dernière se déplace sur une double voie ferrée, pour aller d'un site d'assemblage à un autre, et est équipée d'un mat qui la connecte à la fusée et maintient la fusée durant ses déplacements. Les propulseurs à poudre proviennent du Bâtiment d'Intégration des Propulseurs (BIP), dans lequel ils ont été assemblés ;
  • le Bâtiment d'Assemblage Final (BAF), de 90 mètres de haut, dans lequel sont assemblés les satellites, l'adaptateur, la coiffe et la fusée ;
  • la Zone de Lancement (ZL), qui est éloignée des bâtiments précédents pour limiter l'impact d'une explosion du lanceur durant la phase de décollage ;
  • Le Centre De Lancement (CDL 3), en partie blindé (en particulier sur le toit) :

Les bâtiments d'assemblage (BIL, BAF) ainsi que la zone de lancement sont reliés par une double voie ferrée sur laquelle circule la table de lancement mobile portant la fusée. L'aménagement permet huit lancements par an[29].

Une partie du lanceur Ariane 5 est fabriquée sur place. Une unité de production fabrique et coule le propergol solide de deux des trois segments de chaque propulseur à poudre (EAP) de la fusée (le troisième est coulé en Italie). Le site dispose d'un banc d'essai pour les EAP[8].

Le centre Jupiter est le centre de contrôle qui permet de piloter l'ensemble des opérations de préparation et de lancement.

Déroulement d'un lancement[30][modifier | modifier le code]

  • Les différents étages de la fusée sont assemblés dans le Bâtiment d'Intégration Lanceur (BIL).
  • A J-2, après une vérification complète des systèmes et une réunion de préparation du transfert la RAL (Revue d'Aptitude au Lancement), la fusée est acheminée en position verticale sur la zone de lancement no 3, à 2,8 km de distance. Le lanceur, posé sur une grande « table », est tracté par un véhicule spécialement conçu, à une vitesse variant entre 3 et 4 km/h.
  • Arrivé sur site, le lanceur est connecté à la tour de lancement, alimentation en hydrogène, oxygène, électrique,...
  • La chronologie finale débute 9 heures avant le H0 prévu.
  • H0 - 7h30 : Contrôle de l'alimentation électrique, des appareils de mesures et de commande. Vérification de la connexion entre la salle de contrôle et le lanceur. Nettoyage des réservoirs pour les ergols et début du refroidissement. (le réservoir doit être à la même température que celui du pas de tir)
  • H0 - 6h : La zone de lancement passe en configuration finale. Les portes sont fermées et verrouillées (la salle de contrôle est un bunker isolé). Contrôle des circuits de remplissage. La partie communication fusée / sol est testée et le programme de vol est chargé dans les deux calculateurs de bord.
  • H0 - 5h : Afin de commencer le remplissage, tout le personnel quitte la zone de lancement. Le remplissage se constitue de 4 étapes ;
    1. Pressurisation du véhicule de stockage transportant les ergols
    2. Mise en froid du circuit véhicule / lanceur
    3. Remplissage
    4. Contrôle : les ergols étant volatiles, la pression est constamment contrôlée et régulée.

Durant cette phase on met aussi les système hydrauliques sous pression, afin de tester le circuit.

  • H0 - 3h20 : Mise en froid du moteur Vulcain.
  • H0 - 30 minutes : Contrôle automatique puis manuel des installations, depuis le centre de contrôle.
  • H0 - 6 min 30 s : Début de la séquence synchronisée. Cette séquence est automatique mais peut être stoppée à tout moment par le directeur de vol. On arrête le remplissage complémentaire des réservoirs et les vannes de sécurité d'arrosage du pas de tir sont ouvertes, provoquant un déluge d'eau sur le pas de tir afin de le refroidir et d'amortir les vibrations. Enfin, on arme le système d'auto-destruction de la fusée.
  • H0 - 4 min 30 s : Pressurisation des réservoirs, en y injectant de l'hélium à haute pression afin de permettre un écoulement optimal du combustible. Purge du circuit de remplissage du pas de tir et déconnexion fusée / sol.
  • H0 - 3 min 30 s : Envoi de l'heure du lancement (H0) dans les calculateurs de bord, le second calculateur passe en veille active. Ainsi, si le 1er système présentait une anomalie, le basculement sur le second serait quasiment instantané.
  • H0 - 2 min : Alimentation du moteur Vulcain en combustible, la mise en froid s'arrête. Le combustible maintient naturellement la température dans le réacteur.
  • H0 - 1 min : L'alimentation électrique de l'EPC passe sur les batteries de bord.
  • H0 - 50 s : L'alimentation de tout le lanceur passe sur les batteries, on coupe l'alimentation depuis le sol. La fusée est maintenant en autonomie complète.
  • H0 - 37 s : Démarrage des enregistreurs de vol (boîtes noires de la fusée). Armement du système d'auto-destruction de la fusée et mise en attente de celui-ci.
  • H0 - 30 s : Contrôle des vannes sol / fusée et inondation du pas de tir depuis le château d'eau du pas de tir, afin de le refroidir et d'atténuer les vibrations.
  • H0 - 22 s : Activation du système de pilotage et début de la procédure de correction de trajectoire, la fusée s'auto-contrôle totalement.
  • H0 - 12 s : Contrôle de la pression dans les réservoirs.
  • H0 - 10 s : Début de la séquence irréversible. Dorénavant, le directeur de vol ne peux plus annuler la mise à feu.
  • H0 - 6 s : Mise à feu des charges d'allumage du moteur vulcain.
  • H0 - 5.5 s : Le système de communication Lanceur / sol direct est déconnecté, passage en mode radio.
  • H0 - 3 s : Programme de vol activé, centrales inertielles en mode « vol ». Les calculateurs contrôlent l'intégralité des actionneurs du lanceurs et de ses paramètres de vols.
  • H0 - 2 s : Allumage moteur Vulcain.
  • H0 + 6.9 s : Contrôle d'anomalies du moteur Vulcain. Si des anomalies sont détectées, les EAP ne seront pas allumés, car une fois que cette action est entreprise elle est irréversible.
  • H0 + 7.05 s : Allumage des 2 EAP.
  • Décollage.
  • Les EAP vont fournir une poussée pendant 1 minute 30 à 2 minutes, permettant de mettre la fusée hors atmosphère terrestre. Ils vont ensuite se détacher du corps principal grâce à des systèmes pyrotechniques.
  • La coiffe (protection de la tête) de la fusée se détache une fois sortie de l'atmosphère. Elle est maintenant inutile mais pèse 2 à 3 tonnes. Il est donc utile d'alléger le lanceur.
  • Le moteur Vulcain 2 continue sa poussée pendant encore 6 minutes, puis va être détaché à son tour ainsi que ses réservoirs, laissant le rôle au deuxième étage.
  • La propulsion s'effectue pendant une quinzaine de minutes avant de s'éteindre. La fusée, ou plutôt la charge utile, continue son vol balistique et déploie alors les satellites en orbite géostationnaire.

Sur le modèle Ariane 5ES ATV la dernière phase comporte trois réallumages successifs.

Cette méthode de propulsion successive des étages a été mise au point par le programme spatial américain, dirigé par Wernher von Braun à la fin des années 1950. Elle a permis une avancée majeure dans la conquête spatiale, plus efficace que la seule propulsion par des moteurs définitifs (certes plus puissants mais aussi plus lourds) utilisée par le programme soviétique dirigé par Sergueï Korolev.

La mise au point du lanceur Ariane 5[modifier | modifier le code]

Les débuts d'Ariane 5 furent caractérisées par plusieurs échecs. La fiabilisation du lanceur nécessita un important effort financier, réalisé au détriment du développement de versions plus puissantes.

Premier vol (vol 88 / L501)[modifier | modifier le code]

Article détaillé : Vol 501 d'Ariane 5.

Le premier tir eût lieu le 4 juin 1996 à Kourou, mais le lanceur fut détruit après 37 secondes de vol. L'échec était dû à une erreur informatique, intervenue dans un programme de gestion de gyroscopes conçu pour la fusée Ariane 4, et qui n'avait pas été testé dans la configuration d'Ariane 5[31]. Le défaut informatique avait pris sa source dans une erreur de transcription de spécifications. Lors des échanges entre l'ESA et le fabricant de la centrale inertielle (dite également IRS), les spécifications fonctionnelles ont été recopiées plusieurs fois et c'est lors de ces recopies qu'une erreur fut introduite. Les spécifications initiales définissaient une durée maximum admissible de 60 secondes pour l'alignement du gyroscope. La durée d'alignement est le temps qu'il faut pour qu'un gyroscope atteigne sa vitesse de rotation opérationnelle, et permette ainsi de situer l'objet et son orientation dans l'espace. Lors des recopies successives cette durée de 60 secondes est passée à 80 secondes,[réf. nécessaire] valeur erronée provoquant un dysfonctionnement du programme chargée de gérer les données gyroscopiques.

Il existait une méthode de gestion de cette erreur, mais cette dernière avait été désactivée pour améliorer les performances du système sur Ariane 4, considérant que sur ce modèle on pouvait prouver que l'occurrence du dépassement qui allait être produit par le programme était nulle compte tenu des trajectoires de vol possibles. Or les spécifications d'Ariane 5, notamment en phase de décollage, diffèrent notablement de celles d’Ariane 4. Le programme de la centrale inertielle, bien que redondant, produisit deux dépassements de trajectoire et finit par signaler la défaillance des systèmes gyroscopiques. Le calculateur de pilotage de la fusée (spécifiquement mis au point pour Ariane 5), en interprétant les valeurs d'erreurs (probablement négatives) fournies par le second gyroscope, déduisit que la fusée s'était mise à pointer vers le bas. La réaction du calculateur de pilotage fut de braquer les tuyères au maximum pour redresser la fusée, ce qui augmenta considérablement l'incidence du lanceur et provoqua des efforts aérodynamiques qui le détruisirent[32]. Il s'agit certainement là de l'une des erreurs informatiques les plus coûteuses de l'histoire (500 millions de Dollars)[33],[34].

Il a été souligné que le programme de gestion d'alignement gyroscopique, source de l'accident, était totalement inutile. Il était en effet conçu pour réajuster rapidement le calibrage des gyroscopes dans le cas d'un court retard de tir (de l'ordre de quelques minutes), afin de permettre une reprise rapide du compte à rebours – par exemple en raison de variations rapides des conditions météo du site de lancement à Kourou. Or ce cas de figure, envisagé initialement pour Ariane 3, était depuis longtemps exclu des procédures de tir.

Deuxième vol (vol 101 / 502)[modifier | modifier le code]

Le second vol eût lieu le 30 octobre 1997.

La mission parvint à son terme mais 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 légèrement 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-estimée. 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 efficaces – 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, lorsque le liquide se plaque contre les parois). 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.

Le couple en roulis généré par le moteur Vulcain 1 fut maîtrisé dès le vol suivant par la mise en place, en extrémité, de divergents d'échappement légèrement inclinés corrigeant le roulis naturel engendré par le moteur. Les responsables de la conception d'Ariane 5 ont tout-de-même préféré prendre leurs précautions en renforçant le système SCA : il contient désormais six sphères de propergol et dix propulseurs de contrôle, au lieu des trois propulseurs du début.

Ce problème a touché d'autres lanceurs, dont le H-IIA japonais.

Troisième vol (vol 112 / 503)[modifier | modifier le code]

Le troisième essai eut lieu le 21 octobre 1998. Ce fut une réussite totale.

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

Échecs[modifier | modifier le code]

Aux deux premiers échecs de début de carrière s'ajoutent ceux survenus sur des vols commerciaux, en 2001 et 2002.

Dixième vol (vol 142 / 510)[modifier | modifier le code]

Sur ce vol, effectué le 12 juillet 2001, pas de panne franche ni d'erreur de pilotage. Le problème vient du moteur du dernier étage qui a fonctionné moins longtemps (1 minute et 20 secondes de moins) et avec une puissance inférieure de 20 % à celle qui avait été prévue[35], ne permettant pas d'atteindre la vitesse nécessaire à l'injection visée (apogée à 18 000 km au lieu de 36 000 km). Ce vol est un demi-échec, car la satellisation a été réussie, mais avec des paramètres d'injection qui n'étaient pas optimaux.

La cause semble être la présence d'eau résiduelle dans l'infrastructure du moteur, provenant de tests réalisés au sol[35]. Mélangée au carburant, elle aurait entraîné une baisse notable de la puissance et une surconsommation de l'un des ergols, ce qui pourrait expliquer la perte de puissance et l'arrêt prématuré.

Pour combler ces différences, le satellite Artemis a utilisé sa propre propulsion afin d’atteindre son orbite géostationnaire cible. Il a été reconfiguré à distance pour atteindre sa position souhaitée, par le biais d'une nouvelle procédure. D'abord par une série de mises à feu, utilisant la plus grande partie de son carburant, pour le mettre sur une orbite circulaire plus élevée. Puis par ses moteurs ioniques, prévus initialement seulement pour corriger son orbite, grâce à une trajectoire en spirale, qui lui a fait gagner 15 km par jour et atteindre, en 18 mois, son altitude de 36 000 km[36]. Le second satellite, BSAT 2B a, lui, été définitivement perdu car il ne possédait pas les ressources suffisantes pour combler cette différence d'orbite.

Dix-septième vol (vol 157 /517)[modifier | modifier le code]

Article détaillé : Vol 517 d'Ariane 5.

Le 11 décembre 2002, ce vol inaugural de la version ECA d'Ariane 5 s'est terminé dans l'Océan Atlantique, suite à une défaillance du moteur Vulcain 2, équipant l'étage principal de la fusée[23].

Une fuite dans le système de refroidissement a entraîné une déformation de la tuyère, ce qui a créé un déséquilibre dans la poussée du moteur et rendu le lanceur impossible à piloter. Face à une perte de contrôle insurmontable par la fusée, le contrôle au sol a pris ses précautions et commandé la destruction de la fusée en vol. Les deux satellites français de télécommunications présents à bord, Hot Bird 7 et Stentor, ont été détruits. L'échec de ce lancement a causé la perte de deux satellites d'une valeur totale de 640 millions d'Euros.

Utilisation commerciale[modifier | modifier le code]

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 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 prévue pour cet usage. Ceci nécessita une modification complète du programme de bord depuis le sol et raccourcit la durée de vie du satellite.

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 km.

Au cours des années suivantes, Ariane 5 a pu conserver la position acquise par la version Ariane 4 (part de marché supérieure à 50 %) sur le segment du lancement des satellites commerciaux en orbite géostationnaire, qui représente entre 20 et 25 satellites par an (sur une centaine de satellites lancés annuellement). La concurrence est représentée par les lanceurs à la capacité beaucoup moins importante, mais qui bénéficient d'un prix au kilogramme de charge utile nettement inférieur. Les deux principaux concurrents actuels sont :

Nombre de lancements par année et type de lanceur[37].
(lanceurs moyens et lourds seulement)
Année 2006 2007 2008 2009 2010 2011 2012 2013 Coût lancement[38]
Millions $
Coût/kg
Lanceur tirs satellites tirs satellites tirs satellites tirs satellites tirs satellites tirs satellites tirs satellites tirs satellites
Ariane 5 Drapeau de l’Union européenne 5 10 6 12 6 11 7 12 6 12 5 9 7 13 4 7 220 M$ (ECA) 22 917 $
Atlas V Drapeau des États-Unis 2 2 3 5 2 2 5 6 4 4 5 5 6 6 8 8 125 M$ (501) 25 000 $
Delta II Drapeau des États-Unis 6 8 8 8 5 5 8 9 1 1 3 3 - - - - 65 M$ (7920) 36 011 $
Delta IV Drapeau des États-Unis 3 3 1 1 - - 3 3 3 3 3 3 4 4 3 3 170 M$ (Medium) 40 380 $
Falcon 9 Drapeau des États-Unis - - - - - - - - 2 2 - - 2 2 3 3 56,5 M$ 11 770 $
H-IIA Drapeau du Japon 4 4 2 3 1 1 3 3 2 2 2 2 1 1 1 2
Longue Marche 3 Drapeau de la République populaire de Chine 3 3 6 6 4 4 2 2 8 8 9 9 9 9 2 2 60 M$ (3A) 23 177 $
Proton Drapeau de la Russie 6 6 7 7 10 10 8 10 9 9 7 9 9 10 9 9 100 M$ (M) 18 182 $
Zenit Drapeau de l'Ukraine 5 5 1 1 6 6 4 4 - - 4 4 2 2 1 1 60 M$ (SLB) 16 666 $


Historique des lancements[modifier | modifier le code]

Le lancement du 5 octobre 2007

Au 8 décembre 2014, 77 tirs d'Ariane 5 ont été effectués, toutes versions confondues, et les 63 derniers lancements ont été réussis[39] (dont 46 d'affilée pour la version ECA). Le taux de fiabilité s'établit à 96 % (deux échecs complets et deux échecs partiels, considérés dans le calcul comme des demi-échecs). Ce taux de fiabilité se décline en fonction des versions de la manière suivante :

  • Version G, G+ et GS : 92 % (1 échec complet et 2 échecs partiels, considérés dans le calcul comme des demi-échecs, pour 25 tirs) au 18 décembre 2009.
  • Version ECA : 97,9 % (1 échec complet pour 47 tirs) au 6 décembre 2014.
  • Version ES : 100 % (Aucun échec pour 5 tirs) au 29 juillet 2014.

Ariane 5 est souvent utilisée pour placer en orbite géostationnaire des satellites de télécommunications lourds : le record est détenu par TerreStar-1 (6,9 tonnes) lancé le 1er juillet 2009 ; la charge utile la plus importante placée en orbite géostationnaire est constituée par les deux satellites AMAZONAS 3 et AZERSPACE/AFRICASAT-1a, lancés le 6 février 2013 par le vol VA212 et qui représentaient une masse totale de 9 540 kg au lancement. En orbite basse, la charge la plus lourde mise en orbite par Ariane 5 est le cargo spatial européen ATV Georges Lemaître de 20 060 kg, destiné à ravitailler la station spatiale internationale (orbite de 250 - 300 km) et lancé le 30 juillet 2014 par le vol VA219. Le satellite d'observation de la Terre ENVISAT de 8 200 kg, placé sur une orbite héliosynchrone (800 km d’altitude) le 1er mars 2002 par le vol 145, est le plus gros satellite d'observation placé en orbite basse par Ariane 5.

Notes et références[modifier | modifier le code]

Notes[modifier | modifier le code]

  1. Visible à 2min 27s sur cette vidéo ((en) On board camera : ATV "Albert Einstein", Ariane 5ES).
  2. L'action de ce système est très nettement visible sur cette vidéo, à partir de 5min 14s et durant la minute qui suit ((en) On board camera : ATV "Albert Einstein", Ariane 5ES).

Références[modifier | modifier le code]

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  2. Mark Wade, « Ariane 5 », sur Astronautix.com,‎ 2008 (consulté le 27 août 2008)
  3. « Nouveau record pour Ariane 5 », Sciences & Avenir,‎ 8 février 2013 (consulté le 11 septembre 2014)
  4. « Ariane 5 » (ArchiveWikiwixArchive.isGoogleQue faire ?), Astrium
  5. Laurent Simon, « Trois succès majeurs de l’Europe spatiale : Ariane 5 ES, amarrage de l’ATV et de Colombus à la station spatiale internationale (ISS) »,‎ 4 avril 2008 (consulté le 11 septembre 2014)
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  8. a et b « Les zones de production des étages Ariane », CNES (consulté le 11 septembre 2014)
  9. a et b « Le moteur MPS », CapCom Espace (consulté le 11 septembre 2014)
  10. « Annonce d'un tir d'essai d'un EAP », sur Futura-Sciences,‎ 2012 (consulté le 30 mai 2012)
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  12. Nicolas Rosseels, « Ariane 5 - Vol 128 », Astrocosmos.net,‎ 18 août 2003 (consulté le 11 septembre 2014)
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  14. « Trois succès majeurs de l'Europe spatiale : Ariane 5 ES, amarrage de l'ATV et de Colombus à la station spatiale internationale (ISS) », Europe Agenda 2010,‎ 4 avril 2008 (consulté le 11 septembre 2014)
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Annexes[modifier | modifier le code]

Bibliographie[modifier | modifier le code]

Articles connexes[modifier | modifier le code]

Liens externes[modifier | modifier le code]

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