Fusée (astronautique)

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Décollage de la fusée Saturn V de la mission Apollo 11

Une fusée en astronautique est un véhicule qui se déplace dans l'espace grâce à un moteur-fusée en emportant à la fois le combustible et le comburant nécessaires à son fonctionnement. Une fusée comprend plusieurs étages pour maximiser sa capacité d'emport. Les plus grosses fusées construites, comme Saturn V, permettent de placer jusqu'à 150 tonnes en orbite basse.

La science des fusées a été théorisée par le Russe Constantin Tsiolkovski à la fin du XIXe siècle et mise en pratique peu avant la Seconde Guerre mondiale par les chercheurs allemands à des fins militaires. À compter de la fin des années 1950, les fusées ont été utilisées pour mettre en orbite des satellites à des fins commerciales ou de recherche, envoyer des sondes spatiales vers les autres planètes du système solaire et envoyer des hommes dans l'espace. La technologie des fusées n'évolue pratiquement plus depuis la fin des années 1960.

Sommaire

Principes de fonctionnement[modifier | modifier le code]

Principe de la réaction[modifier | modifier le code]

Schéma de principe de la réaction

La fusée utilise le principe des actions réciproques en accélérant et éjectant derrière elle de la matière, à l'aide d'un (ou de plusieurs) moteur-fusée(s).

C'est la pression interne exercée contre la paroi située du côté opposé à celui où se trouve l'orifice de sortie (tuyère) qui, étant supérieure à la pression ambiante fait se déplacer le corps de la fusée dans le sens de la poussée la plus forte.

Fonctionnement du moteur-fusée[modifier | modifier le code]

Comme dans un moteur de voiture, la propulsion par un moteur-fusée utilise l'énergie dégagée par la combustion d'un carburant avec un comburant. Le moteur-fusée comporte deux éléments essentiels : la chambre de combustion et la tuyère. Dans les moteurs à propergol liquide, ceux-ci sont injectés en grande quantité et sous forte pression dans la chambre de combustion, grâce à des pompes surpuissantes : les turbopompes .

À la différence d'un moteur classique :

  • le comburant (par exemple l'oxygène) est stocké dans la fusée et non pas aspiré dans l'atmosphère ce qui permet à la fusée de fonctionner dans le vide ;
  • la propulsion est obtenue par l'expulsion à grande vitesse (entre 2000 et 4 500 m/s selon le mélange utilisé) des gaz résultant de la combustion sur l'arrière de la fusée qui par contrecoup accélèrent la fusée.

La combustion est une réaction chimique qui fait intervenir un réducteur (le carburant) et un oxydant (le comburant). Elle est fortement exothermique c'est-à-dire qu'elle dégage de la chaleur et porte les gaz résultant de la combustion à des températures de plusieurs milliers de degrés. L'énergie thermique est transformée en énergie cinétique avec un rendement qui est bon puisqu'il atteint 50 %[réf. souhaitée].

Conservation de la quantité de mouvement[modifier | modifier le code]

Article détaillé : Équation de Tsiolkovski.

L'accélération obtenue est régie par la loi de la conservation de mouvement : elle est proportionnelle au produit de la masse de gaz expulsée par sa vitesse et divisé par la masse de la fusée.

Plus précisément la loi s'énonce ainsi :

\Delta v = v_e \, \ln \frac{m_0}{m_1}

dans laquelle :

  • \Delta v est la variation de vitesse entre le début et la fin de la phase propulsée considérée, exprimée en m/s ;
  • v_e est la vitesse d'éjection des gaz, exprimée en m/s ;
  • m_0 est la masse totale de l'astronef au début de la phase propulsée ;
  • m_1 est la masse totale de l'astronef à l'issue de la phase propulsée, exprimée dans la même unité que m0.

Cette équation est établie en intégrant l'équation de conservation de la quantité de mouvement entre le début et la fin de la phase propulsée sous les hypothèses suivantes :

  • l'étude du mouvement est faite dans un référentiel d'inertie ;
  • l'astronef n'est soumis qu'à la force de poussée fournie par ses moteurs, aucune autre action extérieure (gravité, efforts aérodynamiques) n'est prise en compte ;
  • le débit massique d'ergol est constant pendant la phase de propulsion ;
  • la vitesse d'éjection des gaz est elle aussi constante.

Impulsion spécifique[modifier | modifier le code]

Article détaillé : Impulsion spécifique.

L'impulsion spécifique (notée généralement Isp) est le quotient de la poussée d'un propulseur, par le produit du débit massique de propergol par la valeur normale de l'accélération de la pesanteur (ou débit-poids du propergol éjecté). À poussée égale, plus l'Isp d'un propulseur est grande, moins il consomme d'ergols. L'impulsion spécifique, homogène à un temps, s'exprime en unités de temps (le plus souvent en secondes). Elle indique la durée pendant laquelle un kilogramme de propergol produit une poussée de 1 kilogramme-force, c'est-à-dire 9,81 N :

I_{sp}= \frac{F}{qg_{0}}
avec F la poussée, q le débit massique d'éjection des gaz et g0 l'accélération de la pesanteur.

Impulsions spécifiques des propergols les plus utilisés ou étudiés :

Mode de propulsion Isp (en s) Commentaires
LO2 . LH2 435 L = liquide
LO2 Kérosène 320
N2O4 - UDMH 305 UDMH (diméthyldrazine asymétrique) très toxique
Réacteur nucléaire / échangeur thermique ~800 Pas opérationnel à ce jour
Propulseur électrique 1500 à 2000 Problème de rendement énergétique (solution à long terme)

Étagement[modifier | modifier le code]

Articles détaillés : Étage de fusée et Lanceur orbital monoétage.

On démontre qu'une fusée composée d'un seul étage ne pourrait placer en orbite une charge utile même si elle utilise les ergols les plus performants et que son indice constructif est particulièrement faible.

Pour optimiser ses performances, une fusée doit donc être multiétages : chaque étage est doté de son ou de ses propres moteurs-fusées et est largué lorsque le carburant est épuisé. Le moteur de l'étage suivant est alors allumé.

Le premier étage des lanceurs modernes est souvent constitué d'un étage principal flanqué d'étages appelés accélérateurs dont le rôle est de fournir une poussée additionnelle durant les premières minutes du vol. Ces accélérateurs qui sont généralement à poudre peuvent avoir une poussée supérieure au premier étage (Ariane 5) proprement dit mais sont largués longtemps avant que le premier étage ait épuisé son carburant.

Traditionnellement les lanceurs spatiaux ont 3 étages (Ariane 1 et 4, Saturn V) ou 2 étages + accélérateurs accolés au 1er étage (Ariane 5…). Le dernier étage propulsif communique la part la plus importante de la vitesse horizontale au satellite. Pour augmenter ses performances, on choisit souvent une propulsion cryogénique. Cet étage dans les lanceurs les plus sophistiqués peut être éteint et rallumé plusieurs fois ce qui donne plus de souplesse pour mettre en place les charges utiles sur leurs orbites.

Équilibre des forces aérodynamiques[modifier | modifier le code]

La propulsion[modifier | modifier le code]

Article détaillé : Moteur-fusée.

La propulsion est utilisée par deux types d'engins :

  • les moteurs-fusées à ergols liquides très performants mais d'une technologie complexe et couteuse et qui ne peuvent être utilisés pour les poussées les plus élevées nécessaires au décollage
  • les moteurs-fusées à propergol solides moins performants mais relativement rustiques et capables de fournir des poussées très importantes. Ils sont quasiment systématiquement utilisés sur les fusées récentes sous forme de boosters associés au premier étage.

Propulsion à ergols liquides[modifier | modifier le code]

Article détaillé : Moteur-fusée à ergols liquides.
Schéma d'un moteur-fusée à propergol liquide et flux intégré
Le premier étage de la fusée Saturn V utilisait 5 moteurs F1 fournissant chacun l'équivalent de 160 millions de chevaux

Le moteur-fusée comprend :

  • le générateur de gaz qui entraîne les turbopompes
  • les turbopompes qui mettent sous pression carburant et comburant provenant des réservoirs
  • les injecteurs qui diffusent les ergols (carburant et comburant) dans la chambre de combustion
  • le système d'allumage qui initialise la combustion si les ergols ne sont pas hypergoliques
  • le circuit de refroidissement qui refroidit la chambre de combustion et une partie de la tuyère
  • la chambre de combustion dans laquelle sont brulés carburant et comburant
  • la tuyère dans laquelle se réalise la détente des gaz qui sont accélérés

Chambre de combustion[modifier | modifier le code]

La chambre de combustion est le lieu où se réalise la combustion des ergols. Pour réduire la taille et donc le poids du moteur-fusée la pression dans la chambre de combustion doit être la plus élevée possible[1]. Généralement les ergols sont pulvérisés dans des proportions qui assurent une combustion complète (mélange stœchiométrique) ce qui suppose que le mélange soit homogène. L'injecteur qui envoie carburant et comburant dans la chambre de combustion prend des formes variables selon les modèles de moteur : injecteur en pomme de douche (jets parallèles), jets concourants, etc. L'instabilité de la combustion est un des problèmes les plus graves et les plus fréquents qui affecte les fusées.

S'il n'est pas hypergolique le mélange doit être enflammé par un dispositif dont la fiabilité est un critère essentiel. L'allumage du mélange peut être déclenché par l'introduction d'un produit hypergolique avec un des deux ergols, une résistance parcourue par un courant de forte intensité, un catalyseur, une petite charge pyrotechnique, une chambre d'allumage qui communique avec la chambre de combustion[2].

Tuyère[modifier | modifier le code]

La tuyère permet d'accélérer les gaz résultant de la combustion portés à des pressions et des températures très élevés en leur imprimant une vitesse suivant l'axe de la fusée (lorsque celle-ci ne braque pas). La tuyère a la forme d'un cône convergent puis divergent qui permet aux gaz de franchir la vitesse du son : en amont du col la vitesse du gaz est subsonique et en aval supersonique[3]. En présence d'atmosphère la poussée est optimale lorsque la pression des gaz en sortie de tuyère est égale à la pression ambiante[4]. Les tuyères de premier étage sont donc plus courtes que celles des étages devant fonctionner dans le vide. Pour limiter l'encombrement, la tuyère des moteurs fusées des étages supérieurs peut être en partie déployable.

Circuit de refroidissement[modifier | modifier le code]

Les parois de la chambre de combustion ainsi que la tuyère sont portées à des températures très élevées (plusieurs milliers de degrés) et doivent être refroidies. La méthode la plus courante consiste à faire circuler un des ergols dans la paroi qui à cet effet est creuse ou constituée de tubes jointifs. Le liquide utilisé pour le refroidissement peut être réinjecté dans la chambre de combustion (refroidissement par circulation d'ergol[N 1]) ou moins performant être éjecté en extrémité de tuyère (refroidissement par fluide perdu).

Le cas particulier des moteurs à propergol solide[modifier | modifier le code]

Booster à propergol solide de la fusée Atlas V

Les moteurs à propergol solide ont des caractéristiques et un mode de fonctionnement différents des moteurs à propergol liquide. Carburant et comburant sont stockés sous forme solide intimement mélangés. Le réservoir est en même temps la chambre de combustion : celle-ci est située dans le canal percé au centre du bloc de poudre sur toute sa longueur. Au fur et à mesure de la combustion, le canal s'élargit. Le diamètre du bloc de poudre détermine la durée de la combustion. La surface exposée à la combustion détermine la poussée. En donnant une géométrie donnée au canal (souvent en forme d'étoile) on peut créer une poussée croissante, décroissante ou constante (on parle de bloc progressif, dégressif ou neutre)[5].

Le moteur est allumé par un système d'allumage placé au fond du canal. Les gaz résultant de la combustion sont chassés vers l'extrémité inférieure : au bout du réservoir, une tuyère canalise et accélère les gaz brulés. La tuyère peut-être orientée par des vérins pour modifier l'axe de la poussée. Sur certaines fusées un autre système d'orientation est utilisé reposant sur l'injection d'un jet de gaz dans la tuyère.

Le moteur à propergol solide est de conception simple car il ne comporte pas de pièces mobiles. Les ergols peuvent être conservés longtemps sans précautions particulières et mis en œuvre rapidement ce qui fait qu'il est systématiquement utilisé pour les missiles balistiques. Contrairement aux moteurs à ergols liquides il est relativement facile de concevoir un moteur doté d'une poussée très importante (accélérateurs de la Navette spatiale et d'Ariane 5). Mais les performances (ISP) sont beaucoup plus faibles : le mélange perchlorate d'ammonium/aluminium/polybutadiène (liant), qui est utilisé dans 90 %, des cas a une impulsion spécifique de 273. De plus l'enveloppe de l'étage qui subit de fortes contraintes thermiques doit être en acier ce qui accroit la masse de la structure. Le moteur à propergol solide une fois allumé ne peut plus être éteint puis rallumé. Il existe parfois un dispositif d'arrêt de poussée. La tuyère qui n'est pas refroidie doit être conçue dans des matériaux résistant à des températures élevées.

Architecture d'une fusée[modifier | modifier le code]

Les principaux éléments d'une fusée à propergol liquide sont :

  • les réservoirs de chaque étage qui contiennent d'une part le carburant d'autre part le comburant
  • le ou les moteur-fusée de chaque étage
  • la case à équipements
  • la charge utile qui est transportée par la fusée : satellite(s), vaisseau spatial, sonde, instruments, ..
  • dans le cas d'un vol spatial habité la tour de sauvetage

La structure et les réservoirs[modifier | modifier le code]

Construction du 1er étage de la fusée Falcon 9 en alliage d'aluminium

L'indice de structure d'une fusée est le rapport entre la masse à vide d'un étage de fusée (réservoirs, structure, moteur…) et sa masse au décollage. Plus cet indice est faible, plus la fusée est performante. Pour y parvenir, la fusée est construite avec des matériaux légers et la structure est optimisée en particulier par la mise en œuvre de réservoirs structuraux.

La paroi latérale des réservoirs des étages principaux constitue en même temps la structure de la fusée. Dans le cas d'étage à ergols liquides, les réservoirs sont constitués de plusieurs viroles de faible épaisseur (2 mm pour l'étage cryogénique de la fusée Ariane 5) soudés entre elles. La tenue aux efforts mécaniques est assurée en grande partie par la mise en pression des réservoirs. Les parties de la fusée non pressurisés (inter-étages, inter-réservoirs et les bâtis-moteurs) sont constitués de structures raidies donc plus lourdes[6].

Les principaux matériaux utilisés pour la construction d'une fusée sont des alliages d'aluminium qui ont de bonnes caractéristiques mécaniques, sont relativement légers, peu coûteux et assez faciles à travailler. Les alliages d'acier, malgré leur densité très pénalisante, sont utilisés principalement pour l'enveloppe des propulseurs à poudre qui subissent des fortes pressions ; le recours à l'acier entraine un indice de structure élevé (11,5 % pour les propulseurs à poudre d'Ariane 5 contre 7,3 % pour l'étage cryotechnique). Les composites (fibres de carbone, kevlar, verre), plus coûteux, ont d'excellentes caractéristiques mécaniques et sont utilisés dans la partie haute de la fusée pour la coiffe, la structure porteuse des charges utiles et pour les petits réservoirs[7].

La case à équipements[modifier | modifier le code]

Case à équipements de la fusée Saturn V

Une fusée comprend différents systèmes qui permettent son fonctionnement. Les boitiers de commande de ces systèmes sont regroupés dans la case à équipement généralement logée juste sous la charge utile sur la périphérie d'un anneau faisant la jonction avec les étages propulsifs. Les capteurs, les actuateurs, les charges pyrotechniques sont eux répartis sur l'ensemble de la fusée.

  • Le système de contrôle de vol est le chef d'orchestre de l'ensemble et repose sur un calculateur relié par un bus numérique (sur la fusée Ariane) aux autres systèmes. Un calculateur de secours peut prendre le relais en cas de défaillance. Le calculateur met en œuvre les instructions préparées au sol : arrêts de la propulsion, séquences de séparation des étages, allumages, largage de la coiffe. Il utilise accéléromètre et gyrolaser pour vérifier la conformité de la trajectoire et corrige si nécessaire celle-ci en modifiant temporairement l'axe de la poussée.
  • Le système de télémesures collecte des informations sur le fonctionnement de la fusée, de ses moteurs et qui sont transmises par voie hertzienne aux stations au sol. Sont mesurés les accélérations, chocs, vibrations, températures, niveaux acoustiques, déroulement des largages à l'aide de capteurs de plusieurs types : accéléromètre, microphone, thermocouples, thermistances, caméras)[8]. La position et le vecteur vitesse de la fusée sont transmis également en permanence. Sur Ariane 5 1200 à 1500 paramètres sont ainsi fournis en permanence durant le vol. Ces informations sont d'abord utilisées pour vérifier en temps réel que la trajectoire est conforme à ce qui était programmé puis une fois la charge utile satellisée que l'orbite est correcte et que le satellite fonctionne correctement. Par la suite les paramètres permettent d'analyser de manière détaillée le comportement de la fusée et d'identifier des dysfonctionnements à corriger éventuellement avant le vol[9]. En cas de la perte de la fusée, les télémesures permettront de déterminer l'origine de l'incident.
  • Le système électrique fournit l'énergie à tous les systèmes. Il est composé de batteries et de piles assurant une alimentation redondante.
  • Le système pyrotechnique gère la séparation des composants de la fusée (largage de l'étage après épuisement des ergols, largage de la coiffe, largage des satellites) qui s'effectue à l'aide de cordeaux détonants, cordeaux découpeurs, boulons explosifs[10].
  • Le système de sauvegarde permet la destruction commandée à distance ou automatique de la fusée en cas de dysfonctionnement majeur conduisant à une trajectoire dangereuse.

La charge utile[modifier | modifier le code]

Article détaillé : Satellite artificiel.

La charge utile est positionnée au sommet de la fusée au-dessus de tous les étages propulsifs. Elle est constituée d'un ou plusieurs satellites qui sont recouverts d'une coiffe à la forme aérodynamique qui les protège tant que la fusée traverse l'atmosphère et qui est larguée par la suite pour réduire la masse propulsée.

La tour de sauvetage[modifier | modifier le code]

Test de la tour de sauvetage d'Apollo
Article détaillé : Tour de sauvetage (fusée).

Lorsque la fusée transporte des astronautes, elle doit pouvoir préserver la vie des passagers au cas où le vol se passe mal. Si au-dessus d'une certaine altitude il suffit que la capsule qui transporte les passagers se sépare de la fusée à l'aide de charges pyrotechniques puis entame la phase de descente prévue initialement pour le retour, ce dispositif ne peut pas fonctionner au-dessous lorsque la fusée est trop basse.

La tour de sauvetage placée au sommet du lanceur est une fusée miniature qui, en cas de problème, est mise à feu et arrache la capsule du corps de la fusée en l'éloignant de la trajectoire fusée tout en lui faisant prendre une hauteur minimum pour que le parachute puisse être ouvert et dispose de suffisamment de temps pour freiner le vaisseau spatial avant qu'il atteigne le sol. Initialement, pour les premiers vols spatiaux habités (Gemini, Vostok), le sauvetage de l'équipage en cas d'explosion de la fusée était confié à un siège éjectable. Ce dispositif était lourd (la surcharge est conservée tout au long du vol) et ne permettait pas d'écarter suffisamment les cosmonautes de la zone dangereuse lorsque la fusée utilisait des carburants hypergoliques (Oxygène/Hydrogène).

Le guidage et le pilotage[modifier | modifier le code]

La fusée suit une trajectoire précise qui doit lui permettre de placer sa charge utile sur une orbite calculée adaptée à sa mission. Cette trajectoire doit répondre à plusieurs contraintes dont celle critique de la consommation de carburant. Un système de guidage et de pilotage embarqué calcule en permanence en temps réel la position et l'attitude de la fusée, corrige l'orientation et déclenche la séparation des étages.

Le guidage[modifier | modifier le code]

Sur la fusée Soyouz des moteurs-verniers (tuyères les plus petites) sont utilisées pour corriger la trajectoire

Avant l'envol de la fusée une trajectoire dite nominale est calculée pour permettre de placer la charge utile sur l'orbite désirée (vitesse horizontale, direction). Cette trajectoire optimise la consommation de carburant et répond à un certain nombre d'autres contraintes.

La trajectoire réelle diffère de la trajectoire nominale pour différentes raisons :

  • durant la traversée de l'atmosphère les conditions de vent rencontrées ne sont pas exactement celles prévues
  • la masse de la fusée et les performances des moteurs peuvent différer un peu de ce qui est prévu par le calcul fait au sol.

Le système de guidage fait en sorte que la trajectoire nominale soit respectée. Il doit corriger les déviations en réorientant la fusée et éventuellement en prolongeant le temps de combustion des étages.

Le système de guidage détermine l'écart avec la trajectoire nominale à l'aide d'accéléromètres qui mesurent les accélérations et de gyromètres qui mesurent les vitesses de rotation angulaire. Il envoie des instructions au système de pilotage.

Le pilotage[modifier | modifier le code]

Le système de pilotage corrige la trajectoire en modifiant l'orientation de la poussée du ou des moteur de quelques degrés ce qui entraine le pivotement du lanceur autour de son centre de masse. La plupart des moteurs-fusées (propergol liquide) sont orientables à l'aide de vérins électriques (petits moteurs de quelques kilogrammes) ou des vérins hydrauliques. Le pilotage est asservi c'est-à-dire que le résultat des corrections est constamment contrôlé et éventuellement corrigé à nouveau.

Le pilotage doit également prendre en compte les phénomènes suivants :

  • La fusée est généralement instable durant la traversée de l'atmosphère c'est-à-dire que les forces aérodynamiques tendent à modifier l'orientation de la fusée dans un sens qui tend à accroître encore cette force : en effet la résultante des forces aérodynamiques se situe en avant du centre de masse surtout avec les coiffes volumineuses des fusées modernes. Il faut que le système de pilotage corrige très rapidement toute modification de l'orientation sinon la fusée se met en travers de la trajectoire et les contraintes exercées sur sa structure la détruisent alors. Les fusées plus anciennes (Ariane 1, V2) étaient naturellement stables grâce à de grands empennages qui ont été abandonnés sur les lanceurs modernes car ils constituent une masse trop importante et empêchent l'installation d'accélérateurs.
  • La fusée longue et construite avec des matériaux légers est souple et a tendance à vibrer (effet pogo). Le système de guidage doit envoyer des commandes pour atténuer ces oscillations et de ne pas entrer en résonance, en évitant de les amplifier en entrant en harmonie avec elles (plusieurs fusées Vanguard furent détruites peu après leur décollage à cause d'une méconnaissance du phénomène).

La précision de la trajectoire obtenue par ce pilotage peut alors être inférieure à 1 m/s et quelques centaines de mètres en périgée sur Ariane 5 (sur 10 000 m/s précision de 10-4)

Déroulement du lancement d'une fusée[modifier | modifier le code]

Séquence de vol d'une Ariane 5 ECA (vol 183)

La campagne de lancement[modifier | modifier le code]

La campagne de lancement d'une fusée comprend les étapes suivantes :

  • l'assemblage de la fusée,
  • la préparation et l'installation de la charge utile,
  • le transfert de la fusée et de sa charge utile vers l'aire de lancement,
  • le remplissage des réservoirs de la fusée (si celle-ci comporte des moteurs à propulsion liquide),
  • le lancement.

Les phases de préparation[modifier | modifier le code]

Les conditions de lancement[modifier | modifier le code]

La latitude de la base de lancement a une incidence importante sur l'orbite qui peut être atteinte par la charge utilisée[11] :

  • une charge utile ne peut pas être directement lancée sur une orbite ayant une inclinaison inférieure à la latitude de sa base spatiale de départ. Ainsi depuis la base de Baïkonour (latitude = 45°), une charge utile ne peut pas atteindre directement l'orbite géostationnaire (inclinaison = 0°) : il est donc nécessaire après satellisation de modifier l'inclinaison du plan de l'orbite de 45°. Or, les modifications d'inclinaison de plan d'orbite sont particulièrement coûteuses en carburant car la charge utile en orbite se comporte comme un gyroscope en rotation : il faut ainsi imprimer une vitesse supplémentaire de 3 600 m/s à une charge utile pour modifier son plan d'orbite de 30° ;
  • lorsque le lancement se fait vers l'Est, la rotation de la Terre fournit un supplément de vitesse au lanceur et au satellite[N 2]. Le gain en vitesse dépend de la latitude : il est maximal au niveau de l'équateur (465 m/s) et nul aux pôles.

Pour ces deux raisons les bases de lancement situées près de l'équateur sont avantagées pour le lancement des satellites géostationnaire par rapport aux bases spatiales situées à des latitudes plus septentrionales (à l'origine de la décision de lancer de fusées Soyouz depuis la base spatiale de Kourou).

Le lanceur place la charge utile sur une orbite initiale qui dépend plusieurs paramètres[12] :

  • l'inclinaison i de l'orbite est déterminée par l'azimut Az du lanceur à la fin de sa phase propulsée et de la latitude l : cos (i) = sin (Az) × cos (l) ;
  • la longitude du nœud ascendant ☊ dépend de l'heure du lancement et de la longitude ;
  • l'argument du périgée ω qui détermine la position du périgée sur l'orbite dépend de la localisation du point d'injection et de la composante verticale de la vitesse (par rapport au sol). Le point d'injection se situe à l'arrêt de la poussée du lanceur : il correspond au début de la trajectoire du satellite sur son orbite. Si la composante verticale de la vitesse est nulle au point d'injection le périgée se confond avec le point d'injection.

L'heure de lancement est donc un facteur souvent important. Pour certains satellites héliosynchrones, la fenêtre de lancement est réduite à quelques minutes par jour. D'autres critères peuvent être pris en compte en particulier la position du soleil lorsque la charge utile entame son orbite : celle-ci a une incidence sur les capteurs pilotant le contrôle de l'orientation et sur l'éclairement des panneaux solaires[13].

Pour une sonde spatiale qui doit être mise en orbite ou survoler une autre planète, il est nécessaire de prendre en compte les positions relatives de la Terre et de la planète visée : pour des raisons de coût, ces sondes sont généralement conçues pour emporter une quantité de carburant correspondant aux configurations les plus favorables. Celles-ci peuvent n'apparaître qu'à des intervalles de temps éloignées (créneau d'environ huit mois tous les deux ans pour Mars[14]). Le calendrier de réalisation du satellite tient évidemment compte de la fenêtre de tir mais à la suite de retard dans le développement ou de problèmes avec le lanceur, il est arrivé que, la fenêtre de tir ayant été manquée, le lancement soit reporté de plusieurs mois sinon de plusieurs années.

Décollage[modifier | modifier le code]

La trajectoire d'une fusée est initialement verticale durant 10 à 20 secondes pour dégager la fusée des installations au sol.

Max Q[modifier | modifier le code]

Durant la traversée de l'atmosphère la fusée est basculée dans le plan de sa future orbite avec un angle qui doit minimiser les efforts mécaniques qui s'exercent sur sa structure en réduisant au minimum la pression aérodynamique. Durant cette phase les rafales de vent doivent être amorties. Durant cette phase la pression aérodynamique, qui est fonction de la vitesse et de la densité de l'atmosphère, passe par un maximum (la PD max ou Max Q). La structure du lanceur doit être dimensionnée pour pouvoir supporter ces forces. Pour la fusée Ariane 5, la PD max est atteinte à une altitude de 13,5 km alors que la fusée est à une vitesse relative d'environ Mach 2.

La séparation des étages[modifier | modifier le code]

La séparation des étages est effectuée à l'aide de charges pyrotechniques. Certains lanceurs comportent de petites fusées de séparation qui ralentissent l'étage largué pour éviter que celui-ci ne vienne percuter le reste de la fusée car l'extinction du moteur de l'étage largué n'est généralement pas totale (queue de poussée) tandis que l'allumage de l'étage suivant n'est pas immédiat. Après séparation, des fusées de tassement (ullage rocket en anglais) de faible puissance peuvent être allumées pour plaquer les ergols liquides au fond du réservoir et permettre une alimentation des moteurs principaux au démarrage malgré l'apesanteur.

  • Si le vol est habité, la tour de sauvetage, qui constitue un poids mort significatif, est larguée dès que l'altitude atteinte permet au vaisseau spatial d'interrompre le vol en toute autonomie.

Le rôle des étages supérieurs[modifier | modifier le code]

Au-delà de 50 km l'atmosphère est suffisamment raréfiée pour que la pression aérodynamique devienne quasi nulle : il n'y a plus de contrainte sur l'orientation de la poussée. Si le vol est un lancement de satellites, arrivé à une altitude qui se situe selon les lanceurs entre 100 et 200 km d'altitude, la coiffe, dont le poids réduit la performance du lanceur, est larguée car la charge utile ne subit plus qu'une pression aérodynamique très faible.

La mise en orbite de la charge utile[modifier | modifier le code]

Selon le type de mission, le lanceur place la charge utile immédiatement sur son orbite définitive (satellites en orbite basse) ou sur une orbite d'attente ou de transfert (satellite géostationnaire, sonde spatiale à destination d'une autre planète). Le lanceur après avoir décollé prend un azimut de manière à ce que le vecteur vitesse se rapproche le plus possible du plan d'orbite cible à l'extinction des moteurs du lanceur.

Lorsque le moteur du lanceur s'éteint la charge utile entame sa première orbite : c'est le point d'injection. Si par suite d'une défaillance partielle du lanceur, la vitesse de satellisation n'est pas atteinte, la charge utile effectue un vol balistique et retombe vers le sol. Si la composante verticale de sa vitesse par rapport au sol est nulle au point d'injection ce dernier se confond avec le périgée de l'orbite sinon le périgée se trouve à une altitude inférieure. Il subsiste toujours de petits écarts par rapport à l'orbite visée (les dispersions) qui sont corrigées dans les phases suivantes.

Avant le largage de la charge utile le lanceur modifie son orientation conformément au besoin de celle-ci. Le lanceur imprime une vitesse de rotation plus ou moins importante à la charge utile pour lui donner une certaine stabilité. Celle-ci se sépare alors du lanceur. Le lanceur peut répéter cette opération plusieurs fois s'il s'agit d'un lancement multiple. la charge utile libérée met en service ses panneaux solaires en les déployant si nécessaire (manœuvre parfois source de défaillances). Elle utilise ses senseurs pour définir son orientation dans l'espace et corrige celle-ci à l'aide de ses moteurs d'attitude de manière à pointer ses panneaux solaires et ses instruments dans la bonne direction.

La retombée et récupération éventuelle du lanceur[modifier | modifier le code]

La trajectoire est calculée de manière à ce qu'après la séparation les étages retombent dans une zone dépourvue d'habitations. Ces règles ne sont pas toujours respectées en Russie et en Chine.

Principales catégories de fusée[modifier | modifier le code]

Les fusées à usage spatial[modifier | modifier le code]

Les fusées-sondes[modifier | modifier le code]

Fusée-sonde Black Brant canadienne
Article détaillé : Fusée-sonde.

Une fusée-sonde est une fusée décrivant une trajectoire sub-orbitale permettant d'effectuer des mesures et des expériences. Lancée verticalement, une fusée-sonde peut emporter des centaines de kilogrammes d’instruments ou d’expériences scientifiques à une altitude comprise entre une centaine et un millier de kilomètres selon les modèles. Sa charge utile, abritée dans la pointe de l’engin, est récupérée avec un parachute. Les recherches effectuées avec les fusées-sondes portent essentiellement sur 2 thèmes :

Les fusées à usage militaire[modifier | modifier le code]

Article détaillé : Missile balistique.

Un missile balistique est une fusée transportant une charge militaire généralement nucléaire dont la trajectoire est balistique. La phase balistique est précédée par une phase d'accélération alimentée par un moteur-fusée donnant à l'engin l'impulsion nécessaire pour atteindre sa cible.

On distingue :

  • le missile tactique (dit aussi opérationnel ou de théâtre) est destiné à étendre la capacité offensive des forces armées au-delà de celle de l'artillerie traditionnelle. Généralement sa portée se limite à quelques centaines de kilomètres et il est doté d'une charge conventionnelle.
  • le missile stratégique destiné à un rôle dissuasif ou d'intimidation dont la portée est de plusieurs milliers de km. Il est généralement doté d'une charge non-conventionnelle, particulièrement nucléaire.

Installations au sol et lancement[modifier | modifier le code]

Article détaillé : Base de lancement.

Construction[modifier | modifier le code]

Genèse des fusées[modifier | modifier le code]

Premières utilisations[modifier | modifier le code]

Le premier usage documenté de fusées remonte à 1232. Pendant la bataille de Kaifeng, les Chinois repoussèrent les Mongols à l'aide de « flèches de feu volantes ». Les fusées utilisées à l'époque bien que n'étant pas très destructrices par elles-mêmes permettaient de désorganiser l'armée adverse en provoquant la panique de ses chevaux.

Après la bataille de Kaifeng, les Mongols produisirent leurs propres fusées, et pourraient avoir été responsables de leur introduction en Europe. Entre les XIIIe et XVe siècles, on relève des mentions éparses de fusées.

Au XIIIe siècle le livre arabe Kitâb al-furussia wal munassab al-harbiya illustre l'utilisation de fusées lors de combats. Il se peut qu'elles aient été utilisées par les arabes lors des septièmes croisades, contre les troupes du roi Saint Louis ; ces fusées comportait une charge utile explosive sous la forme d'un sac de poudre.

Elles auraient été utilisées en Normandie contre les Anglais vers 1450. En Angleterre, le moine Roger Bacon améliora la poudre augmentant la portée des fusées. En France, Jean Froissart découvrit que la précision de ces armes était améliorée, si on les lançait à partir de tubes (c'est l'ancêtre du bazooka). En Italie, Joanes de Fontana conçut une torpille de surface, propulsée par fusée, dont le but était de bouter (transmettre) le feu aux navires ennemis.

Au XVIe siècle, les fusées tombèrent en défaveur en tant qu'engins de guerre (en partie à cause de l'amélioration en puissance et en précision de l'artillerie), même si elles continuèrent à être utilisées pour les feux d'artifice.

Un artificier allemand, Johann Schmidlap, inventa la fusée gigogne, un engin à multiples étages allumés séquentiellement et permettant de faire atteindre au feu d'artifice une plus grande altitude. C'est l'ancêtre des fusées à multiples étages utilisées aujourd'hui.

Lors de la Première Guerre mondiale, elles refirent surface avec les ancêtres des roquettes, utilisées par les aviateurs pour toucher les ballons d'observation ennemis.

Premiers travaux théoriques[modifier | modifier le code]

Diagramme d'une fusée V2

Les plus grands progrès de la fin du XIXe siècle à la Seconde Guerre mondiale sont dus à Constantin Tsiolkovski à qui l'on doit la découverte de la loi fondamentale du rapport de masse impliquant le découpage en plusieurs tronçons des fusées et les calculs et dessins d'une chambre de combustion à refroidissement pour deux combustibles, devenant un véritable visionnaire de l'astronautique.

Le défrichage de l'entre-deux-guerres[modifier | modifier le code]

Les autres pionniers sont Pedro Paulet, réalisateur du premier moteur à propergols liquides, Louis Damblanc qui lança la première fusée à étages, et bien sûr, Robert Goddard.

V2 première fusée opérationnelle[modifier | modifier le code]

Même si on pensait dès le début du XXe siècle à un usage pacifique pour des voyages interplanétaires, c'est uniquement les militaires qui ont développé les fusées pour en faire des missiles à longue portée. Notamment les Allemands avec les travaux de Werner von Braun, avec le fameux V2. Après la guerre, les États-Unis et l'URSS récupérèrent le matériel et les ingénieurs allemands pour leur propre compte (voir Opération Paperclip). Le premier « V2 » américain, sur lequel travaillait von Braun, décolla le 14 mars 1946. Le « V2 » soviétique, lui, décolla le 18 octobre 1947 sous la direction de Sergueï Korolev et Valentin Glouchko. La course vers l'espace était commencée.

Performances des lanceurs existants[modifier | modifier le code]

Article détaillé : Lanceur (astronautique).

Indépendamment de sa taille deux paramètres suffisent pratiquement pour définir les performances d'une fusée :

  • L'indice structurel. Cet indice structurel dépend du poids de la structure mais également de la compacité du moteur-fusée
  • La vitesse d'éjection des gaz qui dépend essentiellement de la nature de ces gaz
Lanceur Constructeur Date
1er vol
Capacité (tonnes)
orbite basse
Capacité (tonnes)
orbite géostationnaire
Masse
(tonnes)
Hauteur Vols réussis
nbre vols
Remarques Statut
Angara A5 Drapeau de la Russie Russie 2013 24,5 4,5 759 55,4 0 En développement
Ares V Drapeau des États-Unis États-Unis 188 - ? 116 0 Développement abandonné en 2010 Développement abandonné
Ares I Drapeau des États-Unis États-Unis 2009 25 - ? 94 1 Initialement dédiée aux vols habités, son développement a été abandonné en 2010 Développement abandonné
Ariane 5 ECA Drapeau de l’Union européenne Europe 2002 21 9,6 780 56 51/53 En opération
Atlas V 400 Drapeau des États-Unis États-Unis 2002 12,5 7,6 (GTO) 546 58,3 8/8 En opération
Delta II Drapeau des États-Unis États-Unis 1989 2,7-6,1 0,9-2,17 (GTO) 152-232 39 140/142 En opération
Delta IV Heavy Drapeau des États-Unis États-Unis 2004 25,8 6,3 733 77,2 2/3 En opération
Falcon 9 Drapeau des États-Unis États-Unis 2009 9,9 4,9 (GTO) 325 54 3/3 En opération
GSLV Drapeau de l'Inde Inde 2001 5 2,5 (GTO) 402 49 4/5 En opération
H2A 204 Drapeau du Japon Japon 2006 15 6 (GTO) 445 53 1/1 La série H2A comprend d'autres modèles.
Premier lancement 2001.
14 lancements réussis sur 15.
En opération
Longue Marche 2F Drapeau de la République populaire de Chine Chine 1999 8,4 - 464 62 7/7 Dédiée aux vols habités En opération
PSLV Drapeau de l'Inde Inde 1993 3,2 1.4 (GTO) 294 44 18/20 En opération
Proton Drapeau de la Russie Russie 1965 22 6 (GTO) 694 62 294/335 En opération
Space Shuttle Drapeau des États-Unis États-Unis 1981 24,4 3,8 (GTO) 2040 56 124/125 Vols habités. Arrêtée
Saturn V Drapeau des États-Unis États-Unis 1967 118 - 3039 110 13/13 Arrêtée
Soyouz-FG Drapeau de la Russie Russie 2001 7,1 - 305 49,5 17/17 Premiers vols de la série en 1966
(plus de 1700 vols)
En opération
Titan IV B Drapeau des États-Unis États-Unis 1997 21,7 5,8 943 44 15/17 Arrêtée
Vega Drapeau de l’Union européenne Europe 2012 1,5 - 137 30 1/1 En opération
Zenit Ukraine Ukraine 1999 - 5,3 462 59,6 26/29 lancé depuis une plateforme mobile en mer En opération
Principaux lanceurs

Le développement des lanceurs spatiaux[modifier | modifier le code]

Principales caractéristiques des ergols utilisés couramment[modifier | modifier le code]

Carburant Comburant Rapport de
mélange
Densité moyenne
du mélange
Température de
combustion
Vitesse d'éjection Avantages et
inconvénients
Utilisation
Désignation Température ébullition Densité Caractéristiques Désignation Température ébullition Densité Caractéristiques
Kérosène 80 °C à 150 °C 0,8 Oxygène -183 °C 1,14 2,4 1,02 3400 °C 3 000 m/s cryogénique
UDMH 63 °C 0,8 Oxygène 1,7 0,97 3200 °C 3 200 m/s cryogénique
Hydrogène -253 °C 0,07 Oxygène 4 0,28 2700 °C 4 300 m/s cryogénique
UDMH Tétraoxyde d'azote 21 °C 1,45 2,7 1,17 2800 °C 2 900 m/s hypergolique stockable toxique
Kérosène Acide nitrique 86 °C 1,52 4,8 1,35 2950 °C 2 600 m/s non cryogénique
Hydrazine 114 °C 1,01 Fluor -188 °C 1,54 2 1,30 4300 °C 3 700 m/s cryogénique
Hydrogène Fluor 8 0,46 3700 °C 4 500 m/s hypergolique

Évolutions futures[modifier | modifier le code]

Propulseur VASIMR

Nouveaux types de propulsion[modifier | modifier le code]

Fusée réutilisable[modifier | modifier le code]

Les fusées en tant que thème dans la littérature[modifier | modifier le code]

Les fusées sont particulièrement présentes dans le domaine de la SF où elles sont associés au vol spatial. On se souviendra notamment de l'album de BD On a marché sur la Lune où l'auteur belge Hergé faisait poser le pied sur la Lune a son équipage dirigé par Tintin en 1954, soit quinze ans avant Neil Armstrong. Ils disposaient d'une fusée restée célèbre.

Annexes[modifier | modifier le code]

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Sources[modifier | modifier le code]

Principales sources utilisées pour la rédaction de l'article :

  • Daniel Marty, Systèmes spatiaux conception et technologie, Masson,‎ 1994 (ISBN 978-2-225-84460-7)
  • CNES & CILF, Dictionnaire de spatiologie, CILF,‎ 2001 (ISBN 978-2-853-19290-3)
  • Philippe Couillard, Lanceurs et satellites, Cépaduès éditions,‎ 2004 (ISBN 978-2-854-28662-5)
  • OCDE, L'espace à l'horizon 2030 quel avenir pour les applications spatiales, OCDE,‎ 2004 (ISBN 978-2-868-83808-1)
  • Patrick Maurel, L'escalade du Cosmos, Bordas,‎ 1972

Notes[modifier | modifier le code]

  1. En anglais regenerative cooling, l'expression refroidissement par régénération est déconseillée par le CILF.
  2. Toutes les bases spatiales tirent vers l'Est sauf la base israélienne de Palmahim faute de disposer de terrains appropriés.

Références[modifier | modifier le code]

Articles connexes[modifier | modifier le code]

Lien externe[modifier | modifier le code]