Module lunaire Apollo

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Module lunaire du programme Apollo
Dimensions
Hauteur	7 m
Diamètre	4,27 m
Empattement	9,45 m
Masse totale	15 094 kg / 16 437 kg¹
Volume habitable	6,65 m³
Etage de descente
Masse à vide	2 033 kg / 2 792 kg¹
Poussée moteur de descente :	4 477 kg
Propergol :	7 899 kg / 8 355 kg¹
Etage de remontée
Masse à vide	2 132 kg
Masse totale²	4 889 kg / 4 967 kg¹
Poussée moteur d'ascension  :	1 460 kg
Propergol :	2 376 kg
Moteurs de contrôle d'attitude x 16:	45 kg
Propergol :	274 kg
Performances
Eau	137 litres / 225 l. (39 l. dans étage de remontée)¹
Energie électrique	2280 A-h / 2667 A-h (592 A-h dans étage de remontée)¹
Autonomie	35 hrs / 67 hrs¹
Delta v	4 690 m/s
¹ A partir d'Apollo 15 ²Au décollage de la Lune Source : Apollo by the numbers NASA ref SP-2000-4029

Le module lunaire ou LEM (pour Lunar Excursion Module) ou LM (pour Lunar Module)^{[N 1]} est le véhicule spatial utilisé dans le cadre du programme spatial américain Apollo lancé en 1962 pour débarquer des hommes sur la Lune. Ce véhicule, est utilisé pour débarquer 2 des 3 membres d'équipage des missions Apollo sur la Lune qui après y avoir séjourner 36 à 64 heures (à partir d'Apollo 15) rejoignent le Module de Commande et Service resté en orbite. Composé d'un étage de descente qui reste sur la Lune et d'un étage de remontée, tous deux dotés d'un moteur-fusée, il pèse environ 15 tonnes. La création d'un module spatial dédié au débarquement sur la Lune découle du choix du scénario du rendez-vous orbital lunaire (LOR). Cette solution, en allégeant la masse à satelliser, a permis à la NASA de tenir l'objectif fixé par le président Kennedy en 1961, d'envoyer un homme sur la Lune avant la fin de la décennie.

La conception et la construction du module lunaire a été réalisée sous la maitrise d'oeuvre de la société aérospatiale Grumman entre 1962 et 1969. Elles ont permis de mettre au point de nombreuses solutions permettant avec une contrainte de poids très sévère de débarquer et faire séjourner 2 hommes dans un environnement particulièrement hostile. Ces solutions sont d'ailleurs en grande partie reprises dans le cadre du projet Constellation qui doit permettre de débarquer des hommes sur la Lune à l'horizon 2020.

Quinze modules lunaires ont été construits dont 10 ont volé et 5 atterri sur la sol lunaire au cours de la période 1969-1973. Le module lunaire de la mission Apollo 13 a permis de sauver l'équipage en remplaçant le module de commande défaillant.

Sommaire 1 Contexte : le choix du rendez-vous orbital lunaire 2 Une phase de conception laborieuse (1963-1964) 2.1 Un étage de remontée profondément remanié 2.2 Le sol lunaire cet inconnu 2.3 Des moteurs à créer 2.4 Une électronique complexe 2.5 La validation de la conception 2.6 Un problème de surpoids 3 Fabrication et tests (1965-1967) 3.1 Dépassements budgétaires 3.2 Un planning tendu 3.3 Des problèmes de qualité 3.4 La préparation au vol lunaire : les programmes Ranger, Gemini et Surveyor 3.5 L'entrainement des pilotes : les simulateurs 4 Les caractéristiques du module lunaire 4.1 L'étage de descente 4.1.1 Le train d'atterrissage 4.2 L'étage de remontée 4.2.1 Les moteurs 4.2.2 La cabine pressurisée 4.2.3 Système de navigation principal 4.2.4 Les aides à la navigation 4.2.5 L'AGS : le système de navigation de secours 4.2.6 Système de contrôle environnemental 4.2.7 L'énergie électrique à bord 4.2.8 Télécommunications 4.3 Le Lem des missions J 5 Déroulement d'une mission Apollo 5.1 Mise en orbite terrestre, injection translunaire, manoeuvre de retournement et mise en orbite autour de la Lune 5.2 Descente et atterrissage sur la Lune 5.2.1 Le rôle du système de navigation embarqué 5.2.2 L'abaissement de l'orbite 5.2.3 La descente propulsée 5.2.3.1 La phase de freinage 5.2.3.2 La phase d'approche 5.2.3.3 La phase d'atterrissage 5.3 Le séjour sur la Lune 5.4 La remontée et le rendez-vous avec le module de commande 6 La qualification en vol du module lunaire(1968-1969) 6.1 Apollo 5 6.2 Apollo 9 6.3 Apollo 10 7 Les missions lunaires : Apollo 11 à 17 (1969-1972) 7.1 Apollo 11 : l'épreuve du feu 7.2 Apollo 13 : le LEM radeau de sauvetage 7.3 Apollo 15 : la version lourde des missions J 8 Conclusion (1973-...) 8.1 Les développements abandonnés 8.2 La descendance du LEM : le vaisseau Altair 8.3 Les modules lunaires dans les musées 9 Vidéos 10 Voir aussi 10.1 Liens internes 10.2 Liens externes 11 Annexes 11.1 Sources 11.2 Notes 11.3 Références

[modifier] Contexte : le choix du rendez-vous orbital lunaire

A compter de 1959 des études sont lancées au sein de l'agence spatiale américaine dans une perspective à long terme, sur la manière de faire atterrir des hommes sur la lune. Trois scénarios principaux se dégagent ^[1] :

• L'envoi direct d'un vaisseau sur la Lune (Direct Ascent) : une fusée de forte puissante, de type Nova, propulse le vaisseau complet (alunisseur et vaisseau utilisé pour le retour sur Terre) vers la Lune; l'ensemble atterrit sur la Lune puis en redécolle avant de retourner sur la Terre.
• Le rendez-vous orbital autour de la Terre (EOR Earth-Orbit Rendezvous)  : pour limiter les risques et le coût de développement de la fusée Nova, les composants du vaisseau sont envoyés en orbite terrestre par 2 fusées ou plus moins puissantes. Ces différents éléments sont assemblés en orbite par des astronautes qui utilisent éventuellement une station spatiale comme base logistique. Le déroulement du vol du vaisseau, par la suite, est similaire à celui du premier scénario
• Le rendez-vous orbital autour de la Lune (LOR pour Lunar Orbital Rendez vous) : une seule fusée est requise mais le vaisseau spatial comporte 2 sous-ensembles qui se séparent une fois que l'orbite de la Lune est atteinte : un module dit lunaire atterrit avec 2 des 3 astronautes sur la Lune et en redécolle pour ramener les astronautes jusqu'au module dit de commande, resté en orbite autour de la lune, qui prend en charge le retour des astronautes à Terre. Cette solution permet d'économiser du poids par rapport aux 2 autres scénarios (beaucoup moins de combustible est nécessaire pour faire atterrir puis redécoller les hommes sur la lune) et permet de concevoir un vaisseau dédié à sa mission proprement lunaire. La fusée à développer est moins puissante que celle requise par le premier scénario.

Lorsque le président américain John Kennedy donne à la NASA le 25 mai 1961 l'objectif de faire atterrir des hommes sur la Lune avant la fin de la décennie, l'évaluation de ces 3 méthodes, est encore peu avancée. La NASA manque d'éléments : elle n'a pas encore réalisée un seul véritable vol spatial habité (le premier vol orbital de la capsule Mercury n'a lieu qu'en septembre 1961) ^{[N 2]}. L'agence spatiale ne peut évaluer l'ampleur des difficultés soulevées par les rendez-vous entre engins spatiaux et elle ne maitrise pas l'aptitude des astronautes à supporter de longs séjours dans l'espace et à y travailler; ses lanceurs ont essuyés une série d'échecs qui l'incite à la prudence dans ses choix techniques.

Aussi, bien que le choix de la méthode conditionne les caractéristiques des véhicules spatiaux et des lanceurs à développer et que tout retard prix dans cette décision pèse sur l'échéance, la NASA va mettre plus d'un an, passé en études et en débats, avant que le scénario du LOR soit finalement retenu.

Au début de cette phase d'étude, le LOR est la solution qui a le moins de partisans malgré les arguments détaillés avancés par John C. Houbolt du Centre de Recherche de Langley son plus ardent défenseur. Aux yeux de beaucoup de spécialistes et responsables de la NASA, le rendez-vous autour de la lune entre module lunaire et module de commande paraît instinctivement trop risqué : si le rendez-vous échoue, les astronautes occupant le module lunaire n'ont pas le recours de freiner leur engin pour se laisser redescendre sur la Terre : ils sont condamnés à tourner indéfiniment autour de la Lune. Les avantages de ce scénario, en particulier le gain sur la masse à satelliser (70 tonnes en vol direct contre 45 tonnes avec le LOR), ne sont pas appréciés à leur juste mesure. Toutefois au fur et à mesure que les autres scénarios sont approfondis le LOR gagne en crédibilité : les partisans du vol direct - Max Faget et ses hommes du Centre des Vols Habités - se rendent compte de la difficulté de faire atterrir un vaisseau complet sur le sol irrégulier et aux caractéristiques incertaines de la Lune ^[2]. Wernher von Braun et l'équipe qu'il dirige au Centre de vol spatial Marshall, partisan d'un rendez vous orbital terrestre finit lui-même par être convaincu que le LOR est le seul scénario qui permettra de tenir l'échéance fixée par le président Kennedy^[3].

Au début de l'été 1962, alors que les principaux responsables de la NASA se sont tous convertis au LOR, ce scénario se heurte au véto de Jerome B. Wiesner conseiller scientifique du président Kennedy. Le choix du LOR est finalement entériné le 7 novembre 1962^[4] Dès le 25 juillet 11 sociétés aérospatiales américaines sont sollicitées pour la construction du module lunaire sur la base d'un cahier des charges établi par la Nasa. Celui-ci énonce dans ses grandes lignes les caractéristiques du module lunaire à fabriquer - type de propergol, durée de la mission (2 jours), taille de l'équipage (2 personnes), nombre d'écoutilles, présence d'un système de guidage - ainsi que le déroulement d'une mission type. Une partie des fournitures relève directement de la Nasa (l'ordinateur de navigation, les scaphandres, les expériences scientifiques). La sécurité de l'équipage doit être assurée avec un taux de 99,9 %tandis que le taux de fiabilité du LEM est fixé à 99,5% ^[5].

[modifier] Une phase de conception laborieuse (1963-1964)

Après dépouillement des réponses à l'appel d'offres, le 7 novembre 1962, la société Grumman ^{[N 3]} implantée à Bethpage, Long Island (Etat de New York) est sélectionnée : ce constructeur américain de chasseurs embarqués réputés, comme le Hellcat et par la suite le F14, avait soumissionné auparavant sans succès à plusieurs appels d'offres de la NASA. Le Centre des Vols Habités de la NASA (Manned Spacecraft Center ou MSC) qui vient d'emménager au Centre Spatial de Houston (aujourd'hui Centre Spatial Lyndon B. Johnson ou JSC) doit assister Grumman dans la phase de spécifications et a en charge la qualification du module lunaire. Après un round de négociations, destiné à figer la distribution des taches et les procédures, la rémunération de Grumman est fixée à 387,9 millions $, bien que les contractants n'aient, à l'époque, qu'une idée très vague de l'engin à construire^[6].

Début 1963, les ingénieurs de Grumman commencent à détailler l'architecture ansi que la forme extérieure du module lunaire. Dans le cadre des premiers échanges avec la NASA, on évoque un vaisseau spatial de 3 mètres de diamètre et de 4,5 mètres de haut le tout pesant environ 11 tonnes avec une partie habitable qui serait de la taille et de la forme d'une cabine d'hélicoptère.^[7]. Au fur et à mesure de l'avancement des études beaucoup de ces caractéristiques vont être remises en questions.

[modifier] Un étage de remontée profondément remanié

les hublots qui reprenaient, dans la proposition de départ, la disposition bombée d'une cabine d'hélicoptère pour procurer la vision la plus complète au pilote (ce qui était jugé essentiel pour les manoeuvres délicates d'atterrissage et de rendez-vous) sont réduits pour des raisons de rigidité structurelle et de contrôle thermique à 2 petits triangles de verre inclinés vers le bas représentant 10% de la surface prévue initialement.

Deux écoutilles différentes étaient initialement prévues pour s'arrimer et passer dans le module de commande : celle placée au sommet de l'étage de remontée était utilisée durant le trajet aller tandis que l'écoutille située située sur la face avant était utilisée au retour lors du rendez vous orbital lunaire pour permettre au pilote de contrôler visuellement son approche par les hublots : finalement pour alléger le poids de l'écoutille (qui nécessitait un tunnel), un petit hublot est ajouté dans la partie supérieure de l'étage de remontée permettant d'utiliser l'écoutille supérieure au retour ^[8].

Il est décidé de ne stocker chaque propergol que dans un seul réservoir : leur masse étant différente on aboutit à une silhouette fortement dyssymétrique^{[N 4]}. La cabine a désormais des formes si torturées que dans certains cas les ingénieurs de Grumman choisissent d'assembler les éléments de la structure par rivetage (au lieu de la soudure) au grand mécontentement des représentants de la NASA qui émettront longtemps des doutes sur l'étanchéité de la cabine pressurisée^[9].

Dans un souci d'économie de poids et de volume, les sièges des astronautes sont remplacés par de simples harnais qui maintiennent les astronautes dans les phases d'apesanteur ou de forte accélération : cette solution permet au pilote, plus proche du hublot (dans une position de conducteur de tramway dit l'astronaute Conrad) d'avoir une meilleure visibilité sur l'extérieur et permet de réduire le volume de la cabine ^[10].

Après des essais peu concluants simulant en gravité lunaire une sortie sur la Lune, on décide de donner une forme carrée l'écoutille avant (ronde initialement)jugée trop étroite pour que les astronautes puissent passer sans encombre. Une plateforme est ajoutée devant l'écoutille et une échelle à son aplomb sur une des jambes du train d'atterrissage remplace la corde prévue pour descendre jusqu'à terre^[11].

Deux solutions sont étudiées pour le positionnement des équipements : à l'intérieur à portée de main des astronautes avec un impact sur la taille de la cabine pressurisée ou à l'extérieur. La solution retenue est un compromis : une partie des équipements est logée à l'extérieur de la cabine pressurisée (essentiellement sur la face arrière). Le vaisseau ne doit voler que dans le vide : les ingénieurs en tirent les conséquences et éliminent dans la forme extérieure tout ce qui relève d'une recherche d'aérodynamisme et accroit le volume pressurisé lui donnant son esthétique peu attractive qui lui vaut son surnom de "punaise" (bug) et "araignée" (spider). Début mai 1963 de plusieurs caractéristiques importantes ne sont toujours pas définies : la masse du module lunaire n'est pas figée même si l'évolution prévisible de la puissance de la fusée Saturn V donne de la marge puisqu'elle elle devrait permettre d'emporter un module lunaire de 13 tonnes (contre 9 tonnes prévu au lancement de l'appel d'offres).

[modifier] Le sol lunaire cet inconnu

La forme à donner au train d'atterrissage est l'objet de nombreux débats car les ingénieurs ne disposent, jusqu'en 1966, d'aucune donnée précise sur la consistance du sol lunaire ref group="N">La première sonde Surveyor se pose en douceur sur le sol lunaire le 2 juin 1966 : elle permettra de répondre à de nombreuses interrogations en montrant que le sol lunaire est plutôt plus ferme que ce qui était prévu</ref>. Dans le doute La NASA revient sur ses spécifications initiales en demandant à Grumman de faire passer la taille des semelles de 22 à 91 cm de diamètre. Avec ces caractéristiques le Lem ne rentre plus dans le carénage qui doit l'accueuillir au sommet de la fusée Saturn 5 : il faut donc prévoir un train d'atterissage articulé qui sera déplié une fois extrait du carénage de la fusée. Pour des raisons d'encombrement également le nombre de jambes passe de 5 à 4 après avoir envisagé de réduire à 3 jambes. Cette dernière solution fut rejetée car en cas de rupture d'une jambe à l'atterrissage, elle condamnait à mort les astronautes^[12].

[modifier] Des moteurs à créer

Le module lunaire doit disposer de 2 moteurs-fusée de conception nouvelle (1 par étage) et de 16 petits moteurs de contrôle d'attitude regroupés par grappe de 4 et situés sur l'étage de remontée.

Le moteur de l'étage de descente a des caractéristiques qui constituent sans doute la plus grand innovation technique du projet Apollo dans le domaine des moteurs : pour pouvoir poser le LEM sur la Lune la poussée du moteur doit être à la fois orientable (de 6° maximum ^[13] par rapport à l'axe vertical) et surtout sa poussée doit être modulable entre 4,7 et 43,9 kN^{[N 5][14]}). Pour limiter le risque, Grumman demande à 2 constructeurs de moteur de construire un prototype pour à terme sélectionner le modèle le plus abouti : Rocketdyne propose de moduler la poussée grâce à l'injection d'un flux d'hélium tandis que Space Technology Laboratories (STL) choisit de faire varier le débit de carburant grâce à des vannes et un injecteur à superficie variable. Début 1965 les deux fabricants ont obtenu des résultats sensiblement identiques : Grumman sélectionne Rocketdyne mais la NASA intervient et impose le choix de STL pour que Rocketdyne puisse se concentrer sur des développements en cours dans le cadre du programme Gemini^[15].

[modifier] Une électronique complexe

Le LEM dispose de deux radars l'un utilisé pour l'atterrissage l'autre pour le rendez-vous avec le module lunaire. Bien que ne soulevant pas de problèmes techniques, la conception se heurta à des problèmes d'interface avec le système de navigation, de poids et de performance (pour le radar de rendez-vous) au point qu'il est envisagé de remplacer le radar de rendez-vous par un système purement optique^[16].

Le module lunaire dispose d'une système de navigation complexe centré sur un ordinateur qui prend en charge à la fois la navigation et peut dans certaines phases assurer le pilotage automatique. Il utilise les données fournies par les radars, un système inertiel (gyroscope), contrôle la direction et la poussée des moteurs en fonction de programmes de navigation établit pour chaque segment du vol et restitue les informations de navigation aux astronautes. Ceux-ci entrent et récupèrent les données à l'aide d'une console située sur la face avant. Ce système fourni par la société MIT était, à la demande de la NASA, en grande partie repris de ce qui existait dans le Module de Commande malgré une évaluation négative de Grumman. La mise au point du système de Navigation et de Pilotage fortement interfacé avec tous les autres systèmes du LEM fut longue et difficile : il fallut que la NASA s'implique fortement dans les relations entre le fabricant du LEM et son sous-traitant MIT pour que les principaux problèmes soient aplanis dans les délais impartis ^[17].

[modifier] La validation de la conception

Pas moins de 5 maquettes plus ou moins complètes sont réalisées par Grumman entre 1963 et 1964 (la dernière M5 en octobre 1964) pour mettre au point et faire valider par la NASA les spécifications du Module Lunaire^[18].

[modifier] Un problème de surpoids

En 1965 les concepteurs du module lunaire n'ont encore qu'une idée imprécise du poids final de l'engin mais la limite des 13,3 tonnes imposée par les capacités de la fusée Saturn V est rapidement dépassée. Des mesures ponctuelles comme l'abandon du radar de rendez-vous au profit d'un système optique (solution envisagée mais abandonnée à terme devant un veto des astronautes), n'étaient pas suffisantes. Thomas J. Kelly, chef du projet chez Grumman, conscient que le LEM est menacé par le problème du surpoids, lance cours de l'été 1965 un programme transverse de chasse au poids. L'allègement des structures ne va permettre de gagner que 50 kg, mais dans d'autres domaines 1,1 tonne sont gagnées dont une grande partie en remplaçant les boucliers thermiques situés près des moteurs rigides par un millefeuille constitué de couches alternées d'aluminium et de mylar. Ces allègements, en fragilisant la structure, rendirent la construction et la manipulation du LEM très délicate^[19].

[modifier] Fabrication et tests (1965-1967)

La fabrication démarre en 1965. Quinze modules lunaires vont être construits. Sur ce nombre 2 d'entre eux ne volerons pas (les LM-2 et LM-9), les trois derniers resteront inachevés à la suite de l'interruption du programme Apollo (les LM-13, LM-14 et LM-15), trois ne réaliseront que des tests en vol (les LM-1, LM-3 et LM-4), enfin le LM-7 ne s'est jamais posé sur la lune à la suite de l'interruption de la mission Apollo 13. Par ailleurs 6 LEM seront construits pour les tests au sol (LTA : Lunar Module Article) : le LTA-2 pour les tests de vibration, le LTA-10 utilisé pour les tests de comptabilité avec la fusée Saturne, le LTA-1 à usage interne, le LTA-8 pour les tests thermiques et d'exposition au vide et enfin les LTA-3 et LTA-5 sur lesquels sont effectués les tests structuraux combinés de vibrations, accélérations et essais moteurs.^[20]. Deux simulateurs statiques sont également fabriqués par Grumman^[21].

[modifier] Dépassements budgétaires

En 1965 les principales interrogations concernant la conception sont levées. La fabrication de sous-ensembles du LEM et les tests sont lancés. Mais le projet se heurte à des problèmes de dépassement budgétaire, de management et de méthodologie de test. En 1965 le programme Apollo dans son ensemble doit faire face à une décrue budgétaire programmée. Or les coûts des différents modules sont en train d'exploser. La NASA renégocie avec Grumman un contrat comportant des clauses incitant le fabricant à rester dans l'enveloppe budgétaire dédiée au module lunaire qui est désormais tous intervenants confondus fixée à 1,42 milliards de $ ^[22].

[modifier] Un planning tendu

Durant cette période, les problèmes de fabrication se multiplient chez Grumman : le suivi des nombreux sous-traitants n'est pas assez serré, les tests réalisés se révèlent insuffisant compte tenu de la complexité du véhicule. La mise au point du moteur de descente rencontre des problèmes aigus (érosion du divergent), qui ne sont pas expliqués. Fin 1966 les LM 1 et 2 sont en cours de test chez le constructeurs tandis que les LM3 à LM7 à différents stades de fabrication ^[23].

[modifier] Des problèmes de qualité

En 1967 et jusqu'à juin 1968 le moteur de l'étage de remontée conçu par Bell a des problèmes d'instabilité qui incitent la Nasa à faire développer un nouvel injecteur par Rocketdyne. ^[24].

Des traces de corrosion sous contrainte sont découverts dans la structure en alliage d'aluminium des Lem qui entraînent début 1968 par des renforcements et un changement d'alliage pour les Lem restant à construire ^[25]. Toujours en 1968 le cablage électrique s'avère trop fragile et est sujet à des ruptures ^[26].

[modifier] La préparation au vol lunaire : les programmes Ranger, Gemini et Surveyor

Tandis que la fabrication du Lem se poursuit, la technique du rendez-vous spatial, à la base du choix du module lunaire, est testée en vol avec succès avec un étage Agena par l'équipage de Gemini VIII le 16 mars 1966. Le 2 juin de la même année la sonde Surveyor effectue le premier atterrissage en douceur sur la Lune fournissant des informations précieuses sur la consistance du sol lunaire.

L'incendie de la capsule Apollo 1 provoqué par un court-circuit en atmosphère d'oxygène pur n'entraine pas de révision de la composition de l'air respiré par les astronautes (oxygène pur). ^[27].

[modifier] L'entrainement des pilotes : les simulateurs

La phase finale de l'atterrissage sur la Lune est un exercice difficile : pour des raisons de poids, la marge de carburant disponible est très faible (sur l'ensemble des missions Apollo, il restera entre 3 et 6% de carburant dans les réservoirs du LEM à l'atterrissage soit 2 minutes de vol au maximum^[28]) et il faut trouver sur un sol lunaire constellé de cratères un terrain suffisemment plat pour que le LEM ne bascule pas au moment du posé et qu'il puisse par la suite redécoller (nécessite moins de 20% de pente). Les vitesses verticale et horizontale à l'atterrissage doivent être limitées pour ne pas entrainer une rupture du train d'atterrissage ou un basculement du Lem qui aurait condamné les pilotes. De plus on demande au pilote d'effectuer un atterrissage précis : chaque mission a pour objectif de poser le LEM à un endroit bien précis de la Lune sélectionnés à l'avance pour ses caractéristiques géologiques. Certaines des missions seront confrontées à deux autres problèmes : une luminosité gênant la reconnaissance des reliefs et en phase finale (à compter de 30 mètres d'altitude pour Apollo 15) la poussière soulevée par le jet du moteur-fusée qui empêche de distinguer les reliefs et de connaître sa vitesse horizontale résiduelle à ce moment critique. Poser un tel engin du premier coup sans faire d'erreurs et en ne l'ayant jamais réellement piloté nécessitait un entrainement intensif sur Terre.

Aussi trois types de simulateurs sont mis à la disposition des astronautes pour qu'ils puissent s'entrainer à manoeuvrer le module lunaire dans des conditions s'approchant de celles rencontrées sur la Lune ^[29] :

• Un simulateur fixe qui permet aux astronautes de maitriser les procédures normales et d'urgence ainsi que de s'entraîner à repérer et atterrir sur le site choisi pour la mission : à cet effet le pilote dispose d'une vue filmée par une caméra qui survole une maquette en 3 dimensions de la région du site.
• Une maquette de module lunaire suspendue à un portique au-dessus d'un terrain configuré comme la surface de la Lune.
• Un engin volant complètement libre, le LLRV, dont le comportement reproduit celui du module lunaire, grâce à la poussée d'un réacteur monté sur cardan et piloté par un ordinateur à l'aide de commandes de vol électriques qui annule en permanence 5/6 de la gravité terrestre. Trois des cinq exemplaires du LLRV, seront détruits en vol au cours des vols de formation et de test, sans faire de victimes.

[modifier] Les caractéristiques du module lunaire

Le module lunaire comporte 2 étages : un étage de descente qui permet d'atterrir sur la lune. Cet étage sert de plateforme de lancement à l'étage de remontée qui ramène les astronautes au vaisseau Apollo en orbite à la fin de leur séjour sur la Lune. La structure du module lunaire est pour l'essentiel construit en alliage d'aluminium choisi pour sa légèreté. Les pièces sont généralement soudées entre elles mais parfois également rivetées.

[modifier] L'étage de descente

Le corps de l'étage de descente qui pèse plus de 10 tonnes a la forme d'une boite octogonale d'un diamètre de 4,12 mètres et d'une hauteur de 1,65 mètres. Il est construit autour de 2 paires de panneaux parallèles assemblés en croix et délimitant ainsi 5 compartiments carrés (dont un central) et 4 compartiments triangulaires. Le corps de l'étage est enveloppé dans plusieurs pellicules de matériaux réfléchissant le soleil mais également protégeant la structure située près du moteur de la chaleur générée.

La fonction principale de l'étage de descente est d'amener le LEM sur la Lune. Ce rôle est pris en charge par un moteur à la fois orientable et à poussée variable (une première dans le domaine des moteurs de fusée). La poussée variable permet d'optimiser la trajectoire de descente mais surtour permet de gérer la phase finale d'atterrissage qui demande à moduler la poussée. Le carburant - du péroxyde d'azote (5 tonnes) - et le comburant - de l'aérozine 50 (3 tonnes) - sont stockés dans 4 réservoirs placés dans les compartiments carrés situés aux 4 coins de la structure. Le moteur se trouve dans le compartiment carré central.

Le deuxième rôle de l'étage de descente est de transporter tous les équipements et consommables qu'il n'est pas nécessaire de remonter à la fin du séjour sur la Lune (pour limiter le poids de l'étage de remontée). Les 4 compartiments triangulaires délimités par la structure octogonale reçoivent :

• Les équipements scientifiques
• Les outils
• Les véhicules : brouette (Apollo 14) puis rover lunaire à partir d'Apollo 15
• Les consommables utilisés durant la phase de descente et le séjour sur la Lune (oxygène, eau, batteries électriques)

[modifier] Le train d'atterrissage

Pour se poser sur un sol lunaire, dont la consistance est mal connue au moment de la conception du LEM, celui-ci dispose d'un train d'atterrissage^{[N 6]} comportant 4 jambes largement écartés qui dépassent du corps de l'étage. Chaque jambe se termine par une semelle d'un diamètre de 94 cm qui doit limiter l'enfoncement du LEM même dans un sol très meuble. Des structures en nid d'abeille, situées au niveau des jambes et des semelles, s'écrasent au moment de la prise de contact avec le sol et jouent ainsi le rôle d'amortisseur : le train d'atterrissage est conçu pour supporter une vitesse horizontale de 1,22 m/s et une vitesse verticale de 2.43 m /s (3 m/s si la vitesse horizontale est nulle). La semelle de chaque pied est prolongée vers le bas par une tige longue de 1 m,50 m qui au moment du contact avec le sol allume un voyant sur le tableau de bord et permet au pilote d'éteindre le moteur avant le contact avec le sol. Le train d'atterrissage stocké en position repliée au départ est déployé lorsque le LEM est en orbite autour de la Lune ^[30].

[modifier] L'étage de remontée

L'étage de remontée pèse environ 4,5 tonnes. Sa forme complexe, qui résulte d'une optimisation de l'espace occupé, lui donne l'allure d'une tête d'insecte. Il est essentiellement composé de la cabine pressurisée qui héberge 2 astronautes dans un volume de 4,5 m³ et du moteur de remontée avec ses réservoirs de propergol.

[modifier] Les moteurs

La trajectoire de retour vers le module de commande est beaucoup plus simple aussi la poussée du moteur est fixe. Les propergols (910 kg de péroxyde d'azote et 1,4 tonnes d'aérozine 50) sont stockés chacun dans un unique réservoir mis sous pression par de l'hélium. L'architecture générale de l'étage est conçue de manière à ce que le centre de masse et le centre de poussée du moteur soient très proches (moins d'un mètre) : Le moteur est placé très haut (le sommet dépasse dans la cabine) et les réservoirs sont placés de part et d'autre de la cabine. Cette disposition limite le couple à exercer pour maintenir l'étage dans la direction voulue durant la phase propulsée. Le moteur n'est pas orientable et les corrections sont réalisées par des moteurs d'attitude (RCS Reaction Control System) de 45 kg de poussée regroupés en 4 grappes de 4 moteurs situés à chaque angle de l'étage et dont les actions combinées permettent d'agir selon les 3 axes sur les mouvements de lacet, de tangage et de roulis. Pour maximiser leur effet ils sont écartés au maximum de l'axe de la poussée du moteur principal^[31]

[modifier] La cabine pressurisée

La partie avant de la cabine pressurisée occupe la plus grande partie d'un cylindre de 2,34 mètres de diamètre et de 1,07 mètres de profondeur. C'est là que se tient l'équipage lorsqu'il n'est pas en excursion sur la Lune. Le pilote, situé à gauche et le commandant de bord sont debout, tenus par des harnais qui les maintiennent en place en apesanteur et dans les phases d'accélération : ils font face à la cloison avant : chaque astronaute a devant lui un petit hublot triangulaire (0,18 m²)^{[N 7]} incliné vers le bas qui lui permet d'observer le sol lunaire avec un bon angle de vision ainsi que les principales commandes de vol et cadrans de contrôles. Les contrôles et commandes sont regroupés par panneaux généralement dédiés à un sous-système. Les commandes et contrôles communs sont placés entre les deux astronautes (telle que la console d'accès à l'ordinateur de navigation), certaines commandes sont doublées (commandes pilotant l'orientation et la poussée des moteurs), les autres sont réparties en fonction des tâches assignées à chaque astronaute. Les panneaux de commandes et coupe-circuits se prolongent sur les parois latérales situées de part et d'autre des astronautes. Le pilote a au-dessus de sa tête un petit hublot (0,07 m²) qui lui permet de contrôler la manoeuvre de rendez-vous avec le module de commande. En haut du panneau central situé face aux astronautes se trouve le télescope utilisé pour faire le point avec les astres, et au raz du planchez l'écoutille (96 x 96 cm) qui est utilisée pour descendre sur le sol lunaire^[32].

L'arrière de la cabine est beaucoup plus exigu (1,37 x 1,42 m pour 1,52 m. de haut) : son plancher est plus haut de 48 cm et de plus encombré par un capot recouvrant le sommet du moteur de remontée. Les parois latérales sont occupées par les rangements et à gauche par une partie du système de contrôle environnemental. Dans cette niche les astronautes rangent le 2ème système de survie portable (le 1er se trouve couché sur le plancher de la cabine avant entre les 2 astronautes), la nourriture, les scaphandres de sortie avec les bottes et les casques, les sacs de déchets corporels,... Au plafond de cet espace se trouve l'écoutille utilisée pour passer dans le Module de Commande : derrière cette porte on trouve un tunnel court (80 cm de diamètre pour 46 cm de long) comportant un système de verrouillage utilisé pour solidariser les deux vaisseaux. Les forces qui pourraient au moment de l'accostage déformer le tunnel sont amorties par des poutres qui répercutent les efforts sur toute la structure. Derrière la cloison arrière se situe un compartiment non pressurisé dans lequel est logé une grande partie des composants électriques et électroniques.^[33].

Les panneaux de commande comportent environ 170 interrupteurs en majorité à 2 ou 3 positions répartis entre n panneaux de contrôle et plus de 80 afficheurs dont plus de 20 fournissant des informations quantifiées (4 afficheurs numériques, 18 indicateurs à aiguille, ...) ^[34]. L'électroluminescence, une technologie alors balbutiante^{[N 8]}, est utilisée pour éclairer les tableaux de commande et de contrôle : les voyants sont plus lisibles et la consommation électrique est diminuée^[35].

Le LEM ne dispose pas de sas pour réduire le poids. Pour descendre sur sol lunaire, les astronautes font le vide dans la cabine et à leur retour ils repressurisent la cabine avec les réserves d'oxygène. Sous le tableau de bord, au ras du plancher, se trouve l'écoutille de forme carré qui permet aux astronautes de descendre sur le sol lunaire. Celle-ci donne sur une petite plate-forme horizontale qui débouche sur l'échelle dont les barreaux sont situés de part et d'autres d'une des jambes de l'étage de descente.

[modifier] Système de navigation principal

Le Module Lunaire utilise 2 ordinateurs : l'Apollo Guidance Computer (AGC) et l'Abort Guidance System (AGS). Ce dernier est mis en oeuvre en cas de défaillance de l'AGC et d'interruption de la phase d'atterrissage sur la Lune.

A l'origine du projet la NASA estime nécessaire que les équipages puissent calculer les paramètres complexes du vol sans être dépendant des moyens de calcul situés sur Terre : en orbite autour de la Lune il faudra en effet composer avec le temps de latence entre 2 échanges terrre-lune (3 secondes pour l'aller retour), la nécessité de réagir rapidement dans la phase de descente vers le sol lunaire, les problèmes de communication qui pourraient survenir, etc... En pratique durant les vols Apollo, dans les moments importants (à chaque allumage des moteurs), la position du LEM ainsi que les paramètres de la poussée sont actualisés à partir des éléments fournis par le contrôle au sol à Houston. Celui-ci dispose de moyens de calcul plus puissants et grâce à la télémétrie connait parfaitement la positions des vaisseaux. Une fois une phase de vol engagée, c'est toutefois à l'ordinateur de bord d'appliquer les corrections nécessaires en se basant sur ses capteurs et ses capacités de calcul. Par ailleurs l'ordinateur joue un rôle essentiel pour le contrôle des moteurs (fonction autopilote) et gère nombreuses sous-système du bord ce qui lui vaut le surnom de quatrième homme de l'équipage. ^[36].

Ces ordinateurs doivent permettre d'analyser et de calculer rapidement les données nécessaires au pilotage et à la navigation. La responsabilité de la fabrication de l'AGC (matériel et logiciel) est confiée au Massachusetts Institute of Technology ( MIT) qui avait l'expérience d'ordinateurs embarqués à bord de sondes spatiales et plus récemment du missile Polaris.^[37]. La première version de l'AGC fabriquée en 1963 est une extrapolation de celui utilisé dans les missiles Polaris. Pour diminuer le poids et accélerer le temps de traitement MIT choisit de remplacer les transistors par des circuits intégrés. La fabrication des circuits intégrés à l'époque vient tout juste d'être lancée (1961) et leur fiabilité est jugée douteuse par beaucoup^{[N 9]} le MIT achète à cette époque 60% de la production mondiale pour les besoins de l'ordinateur d'Apollo^[38]

L'AGC, d'un poids d'environ 35 kg est un ordinateur dédié au traitement temps réel multi taches (jusqu'à 8 taches) utilisait des mots de 16 bits : la mémoire fixe qui contenait tous les programmes était de 64 ko (32 ko mots) et la mémoire vive (effaçable) était de 4 ko (2 ko mots). Dans les 2 cas la mémoire est composée de tore magnétiques ce qui implique que les programmes sont implantés dans l'ordinateur à la fabrication. Le processeur constitué de plus de 5000 portes NOR tournae à la fréquence de ^[39].

[modifier] Les aides à la navigation

Pour recalculer leur position, les astronautes disposent d'un instrument - le télescope optique d'alignement (Alignment Optical Telescop AOT) - qui permet de déterminer le relèvement des étoiles et qui est interfacé avec l'ordinateur embarqué. Deux méthodes peuvent être utilisées. Lorsque le Lem navigue seul, l'astronaute rentre une référence d'étoile dans l'ordinateur : celui fait alors pivoter avec ses moteurs d'orientation le vaisseau de manière à ce que l'étoile passe devant l'optique du télescope ^{[N 10]}). L'étoile va successivement couper l'abcisse et l'ordonnée d'un réticule qui s'affiche dans l'optique. L'astronaute signale à l'ordinateur au moyen de deux boutons situés près du télescope le moment ou les 2 lignes sont coupées. En relevant la position de 2 étoiles, l'ordinateur peut recalculer sa position et si besoin recaler la centrale inertielle. Lorsque le Lem ne peut pas pivoter librement (sur la Lune ou en tandem avec le module de commande), l'astronaute fait pivoter le réticule de manière à recouper les deux lignes d'un réticule dédié. Il relève à chaque fois l'angle que fait le réticule puis saisit les informations dans l'ordinateur.^[40][41].

Le module lunaire dispose de deux radars :

• Le radar de rendez-vous (Rendezvous Radar) est utilisé lorsque le module lunaire après sa remontée depuis la Lune et sa mise en orbite basse doit rejoindre le module de commande pour la manoeuvre de rendez-vous. Un transpondeur radar embarqué à bord du module de commande envoie un signal en réponse à l'émission du radar qui est analysé et fournit la distance, la vitesse et l'angle que forme le vaisseau cible avec l'axe du LEM. Le radar a une porté nominale de 75 km. L'antenne du radar peut être pointée manuellement vers la cible par un astronaute. Elle peut être également maintenue pointée vers la cible par un système automatique dédié autonome (qui comprend un gyroscope) ou par l'ordinateur de bord. A partir du moment où le radar a accroché le transpondeur, la distance, la vitesse relative et le gisement (angle en abcisse et ordonnée) du module de commande sont affichés sur le tableau de bord ^[42].
• Le radar d'altimétrie lunaire (Lunar Radar) détermine l'altitude au dessus du sol lunaire et la vitesse de défilement du Lem par rapport au sol. Il est installé sur l'étage de descente. Le radar est activé à partir du moment où le vaisseau est à moins de 15 km d'altitude mais ses données ne sont utilisées par l'ordinateur de navigation qu'à partir de l'altitude de 12 km. L'antenne du radar a 2 positions pour pouvoir fonctionner lorsque le LEM est en phase de freinage (l'axe vertical du Lem est alors parrallèle au sol lunaire) et en phase d'approche finale (axe vertical du LEM plus ou moins perpendiculaire au sol lunaire). A l'atterrissage, lorsque le sol est à moins de 15 mètres, en l'absence de vitesse horizontale, il ne peut plus fournir d'information valable : l'ordinateur utilise alors les données fournies par le gyroscope. Les données du radar sont affichées sur le tableau de bord ^[43].

Au cours des 2 manoeuvres de rendez-vous, au moment de l'approche finale, le pilote doit aligner exactement le module lunaire selon les 3 axes avec le module de Commande. A cet effet il dispose d'un système de visée optique (le COAS Crewman Optical Alignment Sight). Cet instrument est monté sur le hublot supérieur destiné la manoeuvre. Il projete un réticule que le pilote doit superposer avec la cible située sur le module de Commande ^[44].

Pour se signaler durant les manoeuvres de rendez-vous avec le module de Commande, le Lem a des feux de position visibles à plus de 300 mètres : les conventions terrestres sont reprises : un feu rouge signale le coté babord et un vert le tribord et un feu blanc l'arrière; par ailleurs 2 feux, l'un blanc l'autre jaune matérialise sur la face avant l'axe horizontal^[45]. Pour faciliter le repérage à grande distance par le module de commande, un feu scintillant (50 éclats par seconde) émet une lumière visible à près de 700 km (400 nautiques) ^[46].

[modifier] L'AGS : le système de navigation de secours

L'AGS (Abort Guidance System) est un système de navigation de secours qui est destiné à remplacer le système de navigation principal en cas de défaillance de celui-ci durant les phases de descente sur la Lune ou de remontée. L'activation de l'AGS entraîne l'interruption de la mission et le largage de l'étage de descente si le LEM est en cours d'alunissage. L'AGD est donc uniquement conçu pour ramener le LEM jusqu'au module de Commande. L'AGS est fabriqué par la société TRW^{[N 11]}. Il est composé de :

• un ordinateur (AEA pour Abort Electronics Assembly) doté d'une mémoire vive de 4 ko et d'une mémoire morte de 4 ko dédiée aux programmes (mot de 18 bits). La mémoire utilise la même technologie que l'AGS.
• un système inertiel(ASA pour Abort Sensor Assembly) très compact (4 kg) composé de 3 accéléromètres.
• d'une console d'affichage et de saisie (DSE pour Data Sensor Assembly) : plus rudimentaire que celle de l'AGC, permet d'afficher et de saisir des données dans l'AGC.

L'ensemble pèse 28 kg et consomme une centaine de Watts quand il est utilisé. Pour son fonctionnement l'AGC exploite les données des radars et de son système inertiel. Plusieurs options de navigation sont disponibles : ramener le vaisseau en orbite basse, effectuer les manoeuvres pour placer le Lem en orbite de transfert, corriger l'orbite, effectuer la manoeuvre de rendez-vous avec le module de Commande.

Les caractéristiques de la position et de la trajectoire en cours sont initialisées soit par transfert depuis l'ordinateur de navigation principal soit par saisie à l'aide de la console dédiée. Il agit sur la poussée du moteur principal et les moteurs d'altitude conformément au programme sélectionné et restitue au pilote certaines informations (altitude, vitesse) sur le tableau de bord. L'AGS est également utilisé pour vérifier les calculs de l'ordinateur de navigation principal, lorsque celui-ci fonctionne. Il fournit des informations télémétriques périodiques au Contrôle au sol^[47].

[modifier] Système de contrôle environnemental

Le système de contrôle environnemental a en charge de fournir des conditions vivables pour les deux astronautes (oxygène, température), de maintenir l'électronique dans une fourchette de températures acceptable, de dépressuriser et représsuriser la cabine, de fournir l'eau pour l'alimentation (hydratation des aliments solides et boisson), l'extinction d'un éventuel incendie, le système de contrôle thermique et enfin d'alimenter en eau et oxygène le Système de Survie Portable (PLSS) utilisé par les astronates durant les sorties extra-véhiculaires (EVA) ^[48].

Les réserves d'eau et d'oxygène sont majoritairement situés dans l'étage de descente pour ne pas alourdir l'étage de remontée. (186 litres d'eau sur 225 en tout) Le module lunaire dispose d'un système d'alimentation en oxygène en circuit fermé comportant des filtres pour absorber le CO2 .

Le contrôle thermique est à la fois passif et actif :

• Pour assurer un contrôle thermique passif, l'ensemble de l'étage est recouvert de plusieurs pellicules de matériau réverbérant la chaleur et faisant également office de bouclier contre les micro-météorites. La protection principale est constituée de 25 couches de mylar sur un support d'aluminium maintenue par des petits plots en nylons à environ 4 cm de la structure^{[N 12]}. Dans les endroits exposés aux flammes des moteurs, un film-H plus résistant à la chaleur est appliqué.
• Le contrôle thermique repose sur un circuit dans lequel circule du glycol qui traverse les équipements situés à l'intérieur à l'extérieur de la cabine pressurisée pour maintenir à température dans une fourchette permettant leur fonctionnement. La chaleur est évauée en partie dans des radiateurs puis, si nécessaire, est refroidi par sublimation de la glace d'eau dans un deuxième dispositif. Le circuit est doublé pour prévenir une panne du circuit principal^[49].

Grumman après avoir dans un premier temps étudié l'utilisation de piles à combustible pour fournir l'électricité opte pour des batteries classiques plus simples à mettre oeuvre afin de tenir l'échéance.^[50]

[modifier] L'énergie électrique à bord

L'énergie électrique est fournie par 4 batteries (5 à partir d'Apollo 15) situées dans l'étage de descente et 2 batteries situées dans l'étage de remontée. Ces batteries non rechargeables fournissent en tout 2280 A-h (2667 A-h à partir de Apollo 15) sous 28 volts par le biais de 2 circuits indépendants redondants. Les anodes en zinc et argent sont plongées dans un électrolyte d'hydroxyde de potassium. Le poids total des batteries est de 358 kg (420 kg à partir d'Appolo 15. Le courant est transformé en 110 V 400herz pour alimenter les différents sous-systèmes. Il existe par ailleurs des batteries indépendantes pour déclencher les systèmes pyrotechniques (séparation d'étage, déploiement du train d'atterrissage, percussion des réservoirs,...) ainsi que dans les systèmes de survie portables (PLSS) ^[51].

[modifier] Télécommunications

Le LEM dispose de 2 systèmes de télécommunications  :

• Un émetteur-récepteur qui fonctionne en bande S sur la fréquence de 2,2 Ghz (cette bande est utilisée parce qu'elle n'est que faiblement affectée par l'atmosphère terrestre) pour les communications longue distance avec la Terre. La Nasa a développé des appareils (Unified S-band System USB)

qui permettent de transmettre à l'aide d'une même antenne des paquets de données, émissions télévisuelles ou vocales ainsi que de localiser l'émetteur. Le débit est variable selon la nature des données transmises (

• Un émetteur-récepteur VHF avec deux canaux pour les communications locales : entre les deux vaisseaux, entre les astronautes durant les sorties extra-véhiculaires. Le système VHF a une portée de 1400 km.

Ces systèmes de communication sont utilisés pour converser avec le Module de Commande et le Centre de Controle en Vol sur Terre. Ils permettent également au Centre de Contrôle de récupérer des données télémétriques sur l'état des différents sous-systèmes du vaisseau, de télécharger des données dans l'ordinateur de navigation et de contrôler les données présentes, de disposer des données biométriques des astronautes, de connaître par trigonométrie (en utilisant plusieurs stations de réception sur Terre) la position et de la trajectoire du Lem. L'équipage du LEM peut transmettre des images vidéo (télévision).

Plusieurs antennes sont utilisées : une antenne parabolique orientable de 66 cm de diamètre en bande S, deux petites antennes coniques fixes omnidirectionnelles couvrant chacune 180° en bande S qui servent de secours, deux antennes VHF couvrant chacune 180° utilisées en vol, une antenne omnidirectionnelle VHF utilisée sur le sol lunaire pour les sorties extra-véhiculaires. Le maintien de l'orientation de l'antenne parabolique est réalisée automatiquement à partir du moment où l'émetteur terrestre a été accroché. Une deuxième antenne parabolique de 61 cm de diamètre en bande-S est déployée sur le sol lunaire (elle est montée sur le rover lunaire à partir de la mission Apollo 15). Pour communiquer, les astronautes disposent d'un casque audio qu'ils peuvent porter sous leur tenue de sortie extra-véhiculaire^[52].

[modifier] Le Lem des missions J

Début 1969 des études sont entreprises pour vérifier que la fusée Saturne 5 peut placer en orbite une charge supplémentaire, et que le module lunaire peut effectuer des missions plus longues sur la Lune. Les conclusions positives (Saturn 5 après évolution peut satelliser 2 tonnes supplémentaires) donnent le coup d'envoi au développement d'une version un peu plus lourde de l'étage de remontée^[53].

Utilisé à compter de la mission Apollo 15 (première mission dite J), ce nouveau modèle est équipé de manière à pouvoir rester plus longtemps sur la Lune (67 heures au lieu de 35 h) et transporter plus d'équipements scientifiques ainsi que le rover lunaire. Les principales modifications sont :

• Une cinquième batterie dans l'étage de descente et un accroissement de la capactité par batterie de 400 à 425 A-h
• 500 kg de propergol supplémentaires dans l'étage de descente pour prendre en compte de l'alourdissement du Lem et donner plus de marge au pilote pour se poser. Les réservoirs sont allongés vers le bas de 10 cm.
• Les réserves d'oxygène et d'eau sont accrues pour faire face à la consommation supplémentaire des astronautes.
• La protection thermique est améliorée pour prendre en compte une durée d'exposition plus longue
• Le poids du matériel scientifique et d'exploration qui peut être embarqué augmente de 180 kg ce qui permet d'embarquer le rover lunaire.
• La tuyère du moteur de descente est allongée de 25 cm pour fournir une poussée plus importante
• Le revêtement de la chambre de combustion du moteur de descente est modifiée pour réduire l'ablation du revêtement intérieur.

^[54]

[modifier] Déroulement d'une mission Apollo

La fenêtre de tir de la fusée Saturn est réduite à 3 jours par mois : les missions sont programmées de manière à ce que le module lunaire arrive sur le sol lunaire au tout début du jour lunaire de manière à bénéficier d'une lumière rasante à l'atterrissage et de températures relativement modérées^{[N 13]} durant son séjour sur la Lune(rappel le jour lunaire dure environ 28 jours terrestres). La mission comprend les phases suivantes :

• La mise en orbite basse
• L'injection en orbite de transfert vers la lune
• La mise en orbite autour de la Lune
• La descente du module lunaire sur la Lune
• Le sejour sur la Lune
• La remontée du module lunaire
• L'injection en orbite de transfert vers la terre
• La rentrée dans l'atmosphère terrestre

[modifier] Mise en orbite terrestre, injection translunaire, manoeuvre de retournement et mise en orbite autour de la Lune

Jusqu'à la mise en orbite des vaisseaux spatiaux, le module lunaire est stocké en position repliée dans un carénage - le SLA (Spacecraft Lunar Module Adapter) - situé entre le 3ème étage de la fusée Saturn et les modules de Commande et de Service.

Une fois placé en orbite basse, les vaisseaux Apollo (LEM et modules de Commande et de Service) ainsi que le troisième étage de la fusée effectuent un tour et demi autour de la Terre puis le moteur du troisième étage est rallumé pour injecter l'ensemble sur une orbite de transfert vers la Lune (Translunar Injection - TLI). L'injection se traduit par une augmentation de la vitesse de 3 040 m/s 10 000 km/h).

Peu après la fin de la poussée le Module de Commande et de Service (CSM) se détache du reste du train spatial puis pivote de 180° pour venir repêcher le LEM dans son carénage. Après voir vérifié l'arrimage des deux vaisseaux et pressurisé le LEM, les astronautes déclenchent par pyrotechnie la détente de ressorts situés au niveau des articulations des jambes du train d'atterrissage du LEM : ceux-ci écartent le Lem et le CSM du troisième étage de la fusée Saturn à une vitesse d'environ 30 cm/seconde. Le troisième étage va alors entamer une trajectoire divergente^{[N 14]} qui selon les missions le place en orbite autour du Soleil ou l'envoie s'écraser sur la Lune.

Durant le long trajet vers la Lune des corrections peuvent être apportées à la trajectoire du CSM et du LEM pour optimiser la consommation finale de propergols. A l'origine une quantité relativement importante de carburant était prévue pour ces manoeuvres^{[N 15]}. A l'usage à peine 5% de cette quantité sera consommée grâce à la précision de la navigation. Le train spatial est mis en rotation lente pour limiter l'échauffement des vaisseaux en réduisant la durée de l'exposition continue au soleil.

Une fois arrivé à proximité de la Lune, le moteur du module de commande est allumé pour placer les vaisseaux en orbite en les freinant^{[N 16]}. Si ce freinage n'est pas réalisé la trajectoire choisie permet aux vaisseaux de revenir se placer en orbite terrestre après avoir fait le tour de la Lune sans utiliser leurs moteurs. Cette sécurité permettra de sauver la mission Apollo 13.^[55].

[modifier] Descente et atterrissage sur la Lune

Deux des trois astronautes de l'équipage prennent place dans le Module Lunaire et initialisent le système de navigation pour entamer la descente vers la Lune La trajectoire de la descente est décomposée en 2 phases : l'abaissement de l'orbite (Descent Orbit Insertion - DOI) et la descente propulsée (Powered Descent).

[modifier] Le rôle du système de navigation embarqué

La descente sur la Lune repose fortement sur le système de guidage, navigation et controle (PGNCS Primary Guidance, and Control System) piloté par l'ordinateur embarqué (AGC). La trajectoire cible est calculée par l'ordinateur à l'aide de plusieurs programmes de navigation qui sont executés successivement pour chaque segment de la trajectoire. Le gyroscope qui mesure les accélérations dans les 3 axes ainsi que le radar lunaire qui, sous une certaine altitude, fournit la distance et la vitesse de défilement du sol lunaire permettent à l'ordinateur de reconstituer la trajectoire réelle. L'ordinateur pilote, en fonction de tous ces éléments, l'action du moteur de descente (puissance, angle) et des moteurs d'altitude^{[N 17]}. A la demande il restitue les informations de navigation aux astronautes. Ceux ci peuvent également interagir en corrigeant les données calculées par l'ordinateur ou reprendre la main sur l'orientation et la poussée des différents moteurs ^[56].

[modifier] L'abaissement de l'orbite

L'objectif de cette phase est d'abaisser l'altitude du Lem de 110 km à 15 km au-dessus du sol lunaire. A cet effet son orbite circulaire est transformée en une orbite elliptique de 15 km sur 110 km. L'intérêt de cette manoeuvre est d'être peu couteuse en propergols (elle ne nécessite qu'une brève impulsion du moteur) mais elle permet pas de descendre au-dessous de 15 km sous peine de rendre la trajectoire finale d'atterrissage trop périlleuse (proximité du relief).

La phase démarre lorsque le vaisseau spatial se situe aux antipodes (à une demi orbite) du point où démarrera la phase de descente propulsée (Powered Descent Initiation PDI)^{[N 18]}. Elle commence par la séparation entre le LEM et le module du commande qui est obtenue par .... . Une fois que la distance entre le Lem et le module de commande est suffisante (une centaine de mètres), le moteur est allumé brièvement pour freiner d'environ 25 mètres/seconde (90 km/h) le Lem. Séquence ullage à détailler ^[57].

[modifier] La descente propulsée

Cette phase est caractérisée par une action continue du moteur-fusée. Elle démarre lorsque le PDI est atteint. Le LEM est alors à une altitude d'environ 15 km et a une vitesse d'environ 6 000 km/h par rapport au sol lunaire. Il se situe à environ 480 km du point d'atterrissage. Elle se décompose elle-même en 3 phasess : la phase de freinage, la phase d'approche et la phase d'atterissage

[modifier] La phase de freinage

La phase de freinage vise à réduire la vitesse du vaisseau de la manière la plus économique possible : celle-ci va passer de 6 000 km/h à 550 km/h. de phase d'atterrissage proprement dite (désignée sous le terme de porte haute "high gate" expression empruntée à l'aéronautique). Avant de rallumer le moteur de descente une petite accélération est imprimée par les moteurs d'altitude pour plaquer le carburant du moteur de descente contre les vannes de distribution. Le moteur est allumé à 10% de sa puissance durant 26 secondes le temps que le moteur s'aligne grace à son cardan sur le centre de gravité du vaisseau ensuite le moteur est poussé au maximum de sa puissance le module lunaire est pratiquement à l'horizontale durant toute cette phase. A la fin de cette phase la vitesse verticale est d'environ 160 km/h. ^[58].

[modifier] La phase d'approche

La phase d'approche doit permettre au pilote de repérer lieu d'atterrissage. Son point de départ est désigné comme la "porte haute" (high gate) expression empruntée à l'aéronautique. Le module lunaire est progressivement redressé en position verticale fournissant au pilote une meilleure vision du terrain. Sur le hublot est gravé une échelle verticale graduée en degrés qui permet de désigner le point d'atterrissage (Landing Point Designator LPD) : l'ordinateur fournit à la demande l'angle sous lequel l'astronaute peut voir le lieu d'atterrissage auquel aboutit la trajectoire en cours. S'il juge que le point visé ne correspond pas au lieu prévu ou s'il constate que le terrain n'est pas propice à un atterrissage, le pilote peut alors corriger l'angle d'approche en agissant sur les commandes de vol par incrément de 0,5° dans le sens vertical ou 2° en latéral. A l'issue de cette phase l'altitude a été ramenée de 2 km à 150 mètres. La distance au point d'atterrissage est passée de 7 km à 700 mètres. Les vitesses verticale et horizontale sont respectivement de ^[59].

[modifier] La phase d'atterrissage

Lorsque la phase d'atterrissage démarre (le point de départ de cette phase est désigné sous le terme de "low gate"), le module lunaire se situe à une altitude de 150 mètres et à une distance de 700 mètres du lieu visé. Sa vitesse horizontale est alors de 66 km/h et sa vitesse verticale de 18 km/h. La procédure prévoit que le pilote prenne la main pour amener le module lunaire au sol mais il peut, s'il le souhaite, laisser faire l'ordinateur de bord qui dispose d'un programme de pilotage pour cette dernière phase^{[N 19]}. En prenant en compte les différents aléas (phase de repérage allongée de 2 minutes, modification de la cible de dernière minute de 500 mètres pour éviter un relief, mauvaise combustion finale, jauge de propergol pessimiste), le pilote dispose d'une marge de 32 secondes pour poser le LEM avant l'épuisement des propergols. ^[60].

[modifier] Le séjour sur la Lune

[modifier] La remontée et le rendez-vous avec le module de commande

La phase de remontée a pour objectif de rejoindre le module de commande resté en orbite. Cet objectif est atteint en 2 temps : le vaisseau décolle du sol lunaire pour se mettre en orbite basse puis ensuite à l'aide de poussées ponctuelles du moteur-fusée il rejoint le module de commande

Les données précises sur la position du Lem sont entrées dans l'ordinateur de bord avant le lancement pour déterminer la trajectoire optimale. L'instant du départ est calculé pour optimiser le rendez vous avec le module de de Commande. Au décollage, l'étage de descente, reste au sol et sert de plate-forme de lancement. La séparation des 2 étages est déclenchée avant le décollage par de petites charges pyrotechniques qui sectionnent les 4 points solidarisant les 2 étages ainsi que les cables et tuyauteries.

Le Module Lunaire suit d'abord une trajectoire verticale jusqu'à une altitude d'environ 75 mètres pour se dégager du relief lunaire puis s'incline progressivement pour rejoindre finalement à l'horizontale le périlune (point bas) d'une orbite elliptique de 15 km sur 67 km.

Un rendez-vous est alors effectué entre le CSM (piloté par le troisième membre d'équipage, le seul de la mission à ne pas aller sur la Lune) et le LEM en orbite lunaire. Le LEM est éjecté peu après. Reste alors le module de commande et de service pour faire le retour vers la Terre.

[modifier] La qualification en vol du module lunaire(1968-1969)

[modifier] Apollo 5

Le 22 janvier 1968 un premier test dans le cadre de la mission Apollo 5 non habite avec un Lem dépourvu de train d'atterrissage : test de mise à feu des moteurs ^[61].

[modifier] Apollo 9