Soyouz (fusée)

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Soyouz
Lanceur Soyouz utilisé pour la mission Soyouz 19 le 15 juillet 1975.
Lanceur Soyouz utilisé pour la mission Soyouz 19 le 15 juillet 1975.
Données générales
Pays d’origine Drapeau de l'URSS Union soviétique, Drapeau de la Russie Russie
Constructeur TsSKB Progress
Premier vol 26 novembre 1966
Dernier vol Toujours en service
Lancements réussis plus de 1 700
Hauteur 46 à 51 m (46 m Soyouz-2)
Diamètre 10.3 m
Poids au décollage 305 à 313 tonnes (306 tonnes Soyouz-2)
Nombre d’étage(s) 4 (0 à 3)
Charge utile en LEO 9 000 kg (STB)
Charge utile en GTO 3 200 kg (STB)
Poussée au décollage 4 148,6 kN soit 408 kgf (kilogramme-force)
Site de lancement Baïkonour / Plesetsk / Centre spatial guyanais
Motorisation
1er étage 4 RD-107/RD-117/RD-107A RP-1/LOX
2e étage 1 RD-108/RD-118/RD-108A RP-1/LOX
3e étage 1 RD-0110 ou RD-0124 RP-1/LOX
4e étage Fregat : 1 S5.92 N2O4/UDMH

La fusée Soyouz (du russe Союз signifiant « union ») est un lanceur russe dont la conception remonte aux années 1960 et qui a été utilisé initialement pour lancer les vaisseaux avec équipage du programme Soyouz. Cette fusée d'un peu plus de 310 tonnes et 46 mètres de haut peut placer une charge utile de plus de 7 tonnes en orbite basse depuis les cosmodromes russes. Il est utilisé aujourd'hui, entre autres, pour mettre en orbite les équipages de la Station spatiale internationale, lancer les capsules Progress qui ravitaillent la Station spatiale internationale et pour mettre sur orbite des satellites commerciaux. Grâce à sa fiabilité et son faible coût de production il est toujours apprécié malgré la rusticité des techniques employées. Début 2007, plus de 1 700 fusées Soyouz avaient été tirées avec un taux de réussite proche de 98 %.

Toutes les fusées Soyouz sont construites depuis le début dans l'usine Progress située à Samara dans le sud-est de la Russie. Il se fabriquait dans ce centre jusqu'à soixante fusées Soyouz par an au début des années 1980. Dans le cadre d'accords commerciaux avec Arianespace le lanceur Soyouz peut être lancé depuis fin 2011 au Centre spatial guyanais (CSG), où des installations d'assemblage et de lancement servies par des équipes russes ont été construites à Sinnamary près de Kourou.

Les différentes versions de Soyouz[modifier | modifier le code]

Fusée R-7 Vostok à deux étages (comme pour la version Soyouz) dérivée du missile intercontinental Semiorka.

Le lanceur Soyouz a été mis en service en 1966. Il s'agissait d'une évolution du lanceur Voskhod lui-même dérivé du missile balistique intercontinental Semiorka par adjonction d'un troisième étage. Le lanceur comporte dans sa version standard 3 étages. La fusée Molnya dotée d'un quatrième étage, développée par la suite, peut atteindre des orbites elliptiques hautes. Une nouvelle variante plus puissante, la Soyouz-U, a été lancée pour la première fois en 1973. Version la plus tirée elle doit être remplacée dans les années qui viennent par les Soyouz-FG et Soyouz-2. La Soyouz-U comportait une variante, la U2, qui utilisait un carburant appelé syntin (1,2-dicyclopropyl-1-méthylcyclopropane) à la place du kérosène.

Les différences entre versions portent sur les moteurs, la coiffe et le carburant utilisé. Toutes les versions comportent 3 étages et sont optimisées pour l'injection d'une charge utile en orbite basse. Depuis la fin des années 1990, un quatrième étage peut être ajouté pour atteindre les orbites les plus hautes, tâche qui était jusqu'à présent réservée aux fusées Molnya qui n'étaient pas d'un emploi assez souple (le quatrième étage ne pouvait être allumé qu'une seule fois).

Premières versions[modifier | modifier le code]

  • Soyouz - (11A511) - Il s'agit de la version initiale qui a été lancée pour la première fois en mai 1966. Le vaisseau spatial Soyouz 1 a été mis en orbite en avril 1967 par cette version. La fusée comporte des moteurs RD-107 au premier étage, un moteur RD-108 au second étage et un RD-0110 au troisième. La masse au décollage est de 308 tonnes et la hauteur de 50,67 mètres. Ce modèle a été utilisé pour lancer des vaisseaux spatiaux habités mais également un très grand nombre de satellites militaires de la série Cosmos. Le dernier exemplaire de cette version a effectué le lancement du vaisseau spatial Soyouz 18.
  • Soyouz-L - (11A511L, russe 11A511Л, Л pour Лунный - en français « lunaire ») - Cette version a été utilisée pour tester les lancements de prototypes des sondes lunaires. Les différences avec le modèle précédent portent sur la coiffe et le renforcement de la structure du second étage. La masse au décollage est de 305 tonnes et la hauteur de 44 mètres. Cette version ne fut lancée que 3 fois, la première fois le 24 novembre 1970. Une esquisse de la Soyouz-L est visible ici.
  • Soyouz-M - (11A511M, russe 11A511М, М pour Модифицированный - en français : modifié) - On ne connait pas précisément le détail des différences entre cette version et la version originelle. La Soyouz M pèse 310 tonnes et est haute de 50,67 mètres. Cette version a été lancée en tout 8 fois pour mettre en orbite des satellites d'observation militaires de la série Zenit-4MT. Le premier vol a eu lieu le 27 décembre 1971.

Versions ultérieures[modifier | modifier le code]

Soyouz-U prête à lancer le vaisseau de ravitaillement Progress-M59 (Baïkonour, janvier 2007).
  • Soyouz-U - (11A511U, russe 11A511У, У pour Унифицированный - en français : unifié) - La Soyouz-U, qui a volé pour la première fois le 18 mai 1973 intègre toutes les évolutions des 8 années précédentes en les standardisant. Ces modifications portent sur les moteurs ainsi que les installations de lancement. Les moteurs modifiés reçoivent une nouvelle désignation : RD-117 pour le premier étage et RD-118 pour le second étage. La Soyouz-U est la version qui a été le plus souvent utilisée. Elle pèse 313 tonnes et est haute de 51,1 mètres. Elle peut placer une charge utile de 6 950 kg sur une orbite de 200 km depuis Baïkonour ; depuis le cosmodrome de Plesetsk une charge de 6 700 kg peut être envoyée sur une orbite de 220 km. Cette version est encore utilisée en 2007, mais elle doit être prochainement remplacée par les Soyouz-2 et -FG.
  • Soyouz-U2 - (11A511U2, russe 11A511У2) - La version Soyouz-U2 a été lancée pour la première fois le 28 décembre 1982. Elle utilise en guise de carburant un kérosène synthétique (le syntin) qui lui permet d'emporter une charge utile supplémentaire de 200 kg. 80 lanceurs du modèle U2 ont été lancés essentiellement pour mettre en orbite des vaisseaux avec équipage. Mais, au milieu des années 90, il était devenu nécessaire de modifier l'installation de fabrication de ce carburant avec une incidence importante sur son prix de revient. En conséquence cette version fut abandonnée et la dernière Soyouz-U2 a lancé le 3 septembre 1995 le vaisseau spatial Soyouz TM-22.
  • Soyouz-FG - (11A511FG, russe 11A511ФГ) - La Soyouz-FG est un lanceur de transition entre la Soyouz-U et la nouvelle Soyouz-2. La puissance des moteurs des deux premiers étages est optimisée. Ces moteurs sont renommés RD-107A et RD-108A. La Soyouz-FG plus puissante que la Soyouz-U est utilisée pour mettre en orbite le vaisseau spatial Soyouz-TMA chargé de ravitailler la station spatiale internationale. Elle peut placer une charge utile de 7 130 kg sur une orbite de 200 km depuis Baïkonour. Son premier lancement a eu lieu le 21 mai 2001.

Soyouz-2/ST[modifier | modifier le code]

Décollage d'une Soyouz-FG pour la mission TMA-9.

À compter de 1992, la Russie lance le développement d'une nouvelle version de la version Soyouz-U surnommée Rus (russe Русь) qui doit permettre de placer en orbite basse une charge utile de 7,5 tonnes. La Russie devait disposer d'un système de commandes de vol numérique destiné à remplacer le vieux système analogique des années 1960. Cette modification devait permettre d'apporter plus de souplesse au plan de lancement et d'optimiser l'utilisation du carburant ce qui devait augmenter la capacité d'emport. Un nouveau moteur devait être installé sur le troisième étage (RD-0124 avec une poussée de 30 kN, une impulsion spécifique de 3 522 N.s/kg et une durée de combustion de 359 secondes) et les moteurs des premier et second étage devaient être remplacés par des RD-107A et de RD-108A plus puissants. La Rus fut renommée par la suite Soyouz-2. Mais l'aéronautique russe disposait à l'époque de moyens réduits et le développement de la Soyouz-2 se faisait au ralenti.

La création d'une structure commune avec Arianespace - la société Starsem - chargée de commercialiser le lancement de satellites commerciaux occidentaux par la fusée Soyouz permit de lever les contraintes financières. L'argent des premiers contrats permit de relancer le développement de la nouvelle version de la Soyouz. À l'origine Starsem prévoyait de mettre sur le marché à compter de 2002 une Soyouz-U avec un système de commandes de vol numérique et les moteurs RD-107A et RD-108A sous l'appellation Soyouz-ST. Le nouveau modèle devait disposer d'une nouvelle coiffe (type ST) d'une taille équivalente à celle de la fusée Ariane 4. Une variante équipée au niveau du troisième étage d'un moteur RD-0124 recevait l'appellation Soyouz-ST+.

Finalement une version Soyouz-FG, moins ambitieuse, est développée en 2001, qui ne se distingue de la version U que par ses moteurs RD-107A et RD-108A. Elle est initialement utilisée pour lancer les vaisseaux spatiaux habités ou de ravitaillement. Parallèlement l'étage Fregat est développé et utilisé avec succès sur la Soyouz-U puis la Soyouz-FG. Par la suite une nouvelle coiffe (de type S) est mise au point et utilisée par exemple sur les lanceurs des sondes spatiales Mars Express et Venus Express.

Le 8 novembre 2004[1] une Soyouz-2.1a, modèle intermédiaire, est lancée avec succès. Cette version dispose d'un système de commande de vol numérique et son troisième étage, bien que toujours propulsé par l'antique RD-0110, est modifié pour recevoir un moteur RD-0124. Un second lancement intervient le 19 octobre 2006 pour placer en orbite le satellite météorologique européen MetOp pour lequel sont utilisés le quatrième étage Fregat et une coiffe de type ST. La Soyouz-2.1b, qui reprend les spécifications initiales de la Soyouz-2, est lancée pour la première fois à Baïkonour le 27 décembre 2006 : il place en orbite polaire le télescope spatial Corot.

La Soyouz-2.1a peut placer une charge utile de 7 020 kg sur une orbite de 200 km depuis Baïkonour; depuis le cosmodrome de Plesetsk une charge de 6 830 kg peut être envoyée sur une orbite de 220 km. La Soyouz-2.1b peut placer une charge utile de 8 250 kg sur une orbite de 200 km depuis Baïkonour ; depuis le cosmodrome de Plesetsk une charge de 7 020 kg peut être envoyée sur une orbite de 220 km.

La capacité d'une Soyouz-STK (versions 2.1a et 2.1b, "ST" pour "Spéciale Tropiques") utilisée depuis la Guyane est encore bien supérieure. Depuis le CSG, la version Soyouz-STK peut placer une charge de 9 000 kg en orbite basse. À 450 km d'altitude, la capacité est portée de 4 900 kg à 5 500 kg avec l'ajout de l'étage Soyouz Fregat[2]. Les deux premiers lancements depuis le CSG ont réussi :

  • le 21 octobre 2011 : STB, pour les deux premiers satellites Galileo IOV
  • le 17 décembre 2011 : STA, pour les satellites Pleiades, SSOT et Elisa.

En 2006 un nouveau développement est envisagé sous la dénomination Soyouz 2-3. Cette version comporte un étage central propulsé par un moteur Kouznetzov NK-33 (le moteur de la fusée N1). Ce modèle pourrait mettre en orbite basse une charge utile de 11 tonnes depuis Baïkonour et de 12,7 tonnes depuis le CSG.

Quatrième étage[modifier | modifier le code]

Pour que la fusée Soyouz puisse mettre en orbite des satellites commerciaux et des sondes spatiales, un quatrième étage a été développé. Cet étage est enveloppé par la coiffe avec la charge utile.

L'étage Soyouz-Ikar[modifier | modifier le code]

L'étage Ikar a été développé à partir du système de propulsion du satellite d'observation Komet et a été utilisé sur une Soyouz-U pour mettre en orbite des satellites Globalstar. Vingt-quatre satellites Globalstar ont été ainsi mis en orbite en 1999 par six lanceurs à raison de quatre satellites par vol. L'ensemble SoyouzU/Ikar pèse 308 tonnes et fait 47.285 mètres de haut. À compter de l'année 2000, Ikar a été remplacé par l'étage Fregat.

L'étage Fregat[modifier | modifier le code]

Article détaillé : Fregat.

L'étage Fregat a été développé à partir du système de propulsion des sondes spatiales Phobos et Mars 96 ; il est équipé d'un système de commandes de vol numérique moderne et d'un propulseur qui peut être rallumé jusqu'à vingt fois. Il a été développé par la société russe Lavotchkine.

Ses caractéristiques sont optimales pour le lancement de plusieurs satellites qui doivent être placées sur des orbites différentes. Le premier vol a permis de placer les satellites de l'ESA de la mission Cluster. Deux autres vols ont permis de valider les capacités de l'étage Fregat. Depuis, cet étage a été utilisé pour le lancement de sondes spatiales (Mars Express) et de satellites commerciaux.

Depuis 2006 l'étage Fregat est utilisé conjointement avec la nouvelle version Soyouz-2 et donc la version Soyouz ST pour les lancements depuis le CSG, dont le premier a eu lieu le 21 octobre 2011.

L'ensemble Soyouz/Fregat pèse 306 tonnes et est haut de 46,645 mètres ; il peut placer en orbite de transfert géostationnaire depuis Baïkonour une charge utile de 2 100 kg et en orbite de transfert pour Mars 1 260 kg.

Caractéristiques techniques[modifier | modifier le code]

Les lancements des Soyouz se font depuis les cosmodromes de Baïkonour et Plesetsk, ainsi que depuis le CSG. Pour les vols habités, le lancement se fait toujours depuis Baïkonour qui, situé plus au sud, permet l'emport de charges plus importantes[3].

Premier étage[modifier | modifier le code]

Tuyères des moteurs du premier et second étage (en position centrale). Les tuyères des moteurs-verniers sont plus petites.

Le premier étage de Soyouz est constitué de quatre propulseurs coniques identiques disposés en fagot attaché autour du second étage. Chaque propulseur comporte un moteur unique RD-107 avec un jeu de turbopompes qui alimente quatre chambres de combustion ainsi que deux moteurs verniers. Les moteurs fonctionnent avec un mélange de kérosène (carburant) / LOX c'est-à-dire de l'oxygène stocké à l'état liquide (comburant).

Caractéristiques (pour chacun des 4 propulseurs)

  • Poids total: 44,5 tonnes
  • Carburant: 39,2 tonnes
  • Masse à vide: 3 784 kg
  • Diamètre: 2,68 mètres
  • Longueur: 19,6 mètres
  • Durée de la combustion : 118 secondes
  • Moteurs :
    • Modèles Soyouz et Soyouz-U
    • Modèle Soyouz-ST
      • RD-117 (11D511)
        • Poussée 838 kN au décollage
        • Poussée 1021 kN dans le vide
        • Impulsion spécifique 245 kgf·s/kg (2.40 kN·s/kg) au décollage
        • Impulsion spécifique 310 kgf·s/kg (3.04 kN·s/kg) dans le vide (est)
        • Pression dans la chambre à combustion 5,85 MPa
    • Modèle Soyouz-FG
      • RD-107A (14D22)
        • Poussée 775 kN au décollage
        • Impulsion spécifique 320.2 kgf·s/kg (3.14 kN·s/kg) dans le vide
    • Modèle Soyouz-FG (pour la version lancée au CSG)[4],[5]
      • RD-107A
        • Poussée 813 kN au décollage
        • Poussée 1023 kN dans le vide
        • Impulsion spécifique 262 s au décollage
        • Impulsion spécifique 319 s dans le vide
        • Temps de combustion 118s

Second étage[modifier | modifier le code]

Assemblage d'une fusée Soyouz-FG pour la mission TMA-5 (2004). Le troisième étage (à gauche) n'est pas encore assemblé, la coiffe, la tour de sauvetage et la capsule sont à droite.

Le deuxième étage de Soyouz est un étage simple presque entièrement cylindrique dont la configuration est proche des propulseurs du premier étage. Le moteur est un RD-108, variante du RD-107 et les réservoirs de carburant sont allongés pour emporter plus de combustible. Comme chacun des propulseurs du premier étage, il dispose de quatre chambres à combustion et 1 jeu de turbopompes mais compte par contre quatre moteurs-verniers au lieu de deux. Le deuxième étage est allumé dès le décollage (une conception qui permettait d'interrompre le lancement en cas de problème d'allumage car au début de l'ère spatiale il s'agissait d'un point faible des propulseurs) et il continue à fonctionner près de trois minutes après la séparation du premier étage. Cet étage est désigné par la lettre A tandis que les quatre propulseurs du premier étage sont désignés par les lettres B, W, G et D (correspondant aux cinq premières lettre de l'alphabet cyrillique : А, Б, В, Г, Д).

  • Poids total : 105,4 tonnes
  • Carburant : 95,4 tonnes
  • Carburant (Soyouz-U2 avec carburant de type syntin) : 96,4 tonnes
  • Poids à vide : 6 875 kg
  • Longueur : 28 mètres
  • Diamètre: 2,95 mètres
  • Durée de fonctionnement : 290 secondes
  • Moteur :
    • modèles Soyouz et Soyouz-U
      • RD-108
        • Poussée 779 kN au décollage
        • Poussée 997 kN dans le vide
        • Impulsion spécifique 264 kgf·s/kg (2.59 kN·s/kg) au décollage
        • Impulsion spécifique 311 kgf·s/kg (3.05 kN·s/kg) dans le vide
        • Pression dans la chambre à combustion 5,1 MPa (740 psi)
    • modèle Soyouz-U2 avec carburant syntin
      • RD-108
        • Poussée 811 kN au décollage
        • Poussée 1009 kN dans le vide
        • Impulsion spécifique 264 kgf·s/kg (2.59 kN·s/kg) au décollage
        • Impulsion spécifique 311 kgf·s/kg (3.05 kN·s/kg) dans le vide
        • Pression dans la chambre à combustion 5,1 MPa (740 psi)
    • modèle Soyouz-ST
      • RD-118 (11D512)
        • Poussée 792 kN au décollage
        • Poussée 990 kN dans le vide
        • Impulsion spécifique 264 kgf·s/kg (2.59 kN·s/kg) au décollage(env.)
        • Impulsion spécifique 311 kgf·s/kg (3.05 kN·s/kg) dans le vide (env.)
        • Pression dans la chambre à combustion 5,85 MPa (848 psi)
    • Modèle Soyouz-FG (pour la version lancée au CSG)[4],[5]
      • RD-108A
        • Poussée 792 kN au décollage
        • Poussée 990 kN dans le vide
        • Impulsion spécifique 255 s au décollage
        • Impulsion spécifique 319 s dans le vide
        • Temps de combustion 286 s

Troisième étage[modifier | modifier le code]

Le troisième étage utilise un moteur RD-0110 qui fonctionne également avec du kérosène et du LOX. Il est allumé deux secondes avant l'extinction du second étage. Il existe aujourd'hui deux variantes du troisième étage : le bloc I (russe И) et sa version améliorée utilisée pour le Soyouz 2-1-b

  • Poids total : 25,2 tonnes
  • Carburant : 21,4-22,9 tonnes
  • Poids à vide : 2 355 kg
  • Longueur : 6,7 mètres
  • Diamètre : 2,66 mètres
  • Durée de fonctionnement : 240 secondes
  • Moteur :
    • Block I
      • RD-0110
      • Poussée 298 kN
      • Impulsion spécifique 330 kgf·s/kg (3.24 kN·s/kg)
      • Pression dans la chambre à combustion 6,8 MPa (986 psi)
    • Block I amélioré
      • RD-0124 (11D451)
      • Poussée 320 kN (66 klbf)
      • Impulsion spécifique 359 kgf·s/kg (3.52 kN·s/kg)
      • Pression dans la chambre à combustion 16,2 MPa (2350 psi)

Quatrième étage Fregat[modifier | modifier le code]

Le quatrième étage Fregat[5]:

  • Poids total :6 300 kg
  • Carburant : 5 350 kg
  • Poids à vide : 950 kg
  • Hauteur : 1,5 mètre
  • Diamètre : 3,35 mètres
  • Durée de fonctionnement : 900 secondes ré-allumable 20 fois
  • Moteur :
    • Principale
      • S5.92
        • carburant/comburant 5 350 kg de N2O4/UDMH
        • Poussée (deux modes) 19.85 ou 14.00 kN dans le vide
      • Impulsion spécifique 331 ou 316 s - Vac
    • Secondaire pour le contrôle d'altitude en sus du moteur principale
      • 8 moteurs à hydrazine de 50 N

Tour de sauvetage[modifier | modifier le code]

La tour de sauvetage est bien visible à l'extrémité de cette fusée Soyouz-U à Baïkonour (2000).

Lorsque la fusée Soyouz doit lancer une capsule avec équipage, une tour de sauvetage (russe САС c'est-à-dire система аварийного спасения) vient coiffer la fusée. Le système de sauvetage comprend plusieurs fusées à carburant solide. En cas de lancement avorté, les fusées de la tour de sauvetage sont allumées et propulsent la capsule contenant les cosmonautes en dehors de la zone dangereuse. Une fois en altitude, la tour de sauvetage est larguée et des parachutes sont déployés pour permettre un atterrissage en douceur de la capsule. Le 27 septembre 1983, une fusée Soyouz-U explosa sur la table de lancement : la tour de sauvetage permit de sauver le vaisseau spatial Soyouz T-10-1 quelques secondes avant l'explosion. Le dispositif de sauvetage comprend également quatre grands panneaux rectangulaires attachés à la coiffe qui, en cas d'activation de la tour de sauvetage, sont déployés pour stabiliser la capsule dans la phase ascensionnelle. De petites fusées à carburant solide séparent ensuite la coiffe de la capsule.

Le pas de tir Soyouz[modifier | modifier le code]

Sur son pas de tir, la fusée Soyouz est, pour l'essentiel, suspendue à quatre bras qui la maintiennent dressée à la verticale. Lorsque la fusée commence à s'élever des contrepoids écartent les bras. Le fait de maintenir suspendue la fusée est un concept introduit par les fusées R-7/Soyouz. La fusée entière est ainsi tenue par ses propulseurs latéraux. Ceux-ci maintiennent à leur tour l'étage central. Cette conception reproduit les conditions de vol durant lequel les propulseurs latéraux poussent la partie centrale.

À l'allumage, les propulseurs latéraux sont allumés en premier, ensuite le second étage placé au centre. Lorsque les propulseurs du premier étage s'éteignent, ceux-ci se détachent simplement. Il n'y a pas de système mécanique, électrique ou hydraulique complexe pour séparer les propulseurs latéraux du reste de la fusée.

Les développements avortés[modifier | modifier le code]

Plusieurs projets de fusées plus puissantes développées à partir de la fusée Soyouz ont été étudiés. Ces projets n'ont jusqu'à présent pas pu être réalisés faute de moyens financiers ou d'applications. Les plus connus sont décrits ci-dessous.

Yamal[modifier | modifier le code]

Yamal (russe Ямал) est une fusée proposée en 1996 par RKK Energia qui repose largement sur la fusée Soyouz existante. L'objectif des concepteurs est d'augmenter fortement la capacité d'emport sans pour autant modifier les caractéristiques de la fusée de manière à pouvoir utiliser les installations de Soyouz sans modification. En outre la construction de la fusée Iamal doit utiliser au maximum les installations existantes. Le nom de la nouvelle fusée reprend celui du satellite de communication du conglomérat russe Gazprom qui devait être lancé par la nouvelle fusée (finalement le satellite fut lancé en 1999 avec une fusée Proton).

Le premier étage de la fusée Yamal reprend sans changement celui de la Soyouz-U. Le deuxième étage doit recevoir un moteur NK-33. Le NK-33 est le moteur développé pour la fusée lunaire N1, qui en utilisait plusieurs. Le NK-33 n'est plus utilisé mais une trentaine d'exemplaires étaient conservés. Ces moteurs devaient être vérifiés et légèrement modifiés : par exemple il était prévu que la pression dans la chambre de combustion soit augmentée et qu'il puisse être orientable. Par ailleurs pour permettre d'installer le moteur, le diamètre du deuxième étage devait être porté à 3,44 mètres (dans la Soyouz 2,66 m) et la masse du réservoir de carburant portée à 144 tonnes (50 tonnes de plus que dans la Soyouz). Le diamètre du troisième étage devait être augmenté, ce qui permettait d'emporter 30 tonnes de carburant en plus. L'étage devait recevoir un RD-0124 qui est également installé sur la Soyouz-2. De plus la fusée devait recevoir un quatrième étage dénommé Taïmyr (russe Таймыр) qui était dérivé du bloc « D » de la Proton. Une nouvelle coiffe plus volumineuse était également prévue.

La masse de la nouvelle fusée était limitée à 374 tonnes, ce qui lui permettait d'utiliser les installations de Soyouz à Baïkonour et Plesetsk prévues pour des fusées d'une masse maximale de 400 tonnes. La fusée pouvait placer 11,8 tonnes sur une orbite de 200 km depuis Baïkonour, la charge utile depuis Plesetsk étant limitée à 11,3 tonnes et 1,36 tonne en orbite géostationnaire.

Bien que la fusée pouvait être développée en réalisant des modifications réduites et à partir d'éléments de la N1 déjà disponibles, l'argent fit défaut, si bien que Yamal ne fut jamais développée. En 1999, Aurora, une variante de Yamal destinée à l'exportation fut également proposée.

Aurora[modifier | modifier le code]

Aurora (russe Аврора c'est-à-dire Aurore) est une variante de Yamal qui fut présentée pour la première fois en 1999. Aurora devait être tirée d'une nouvelle installation située sur l'île Christmas, possession de l'Australie dans l'océan Indien, des lancements de qualification devant avoir lieu auparavant à Baïkonour. Les coûts de construction du site de lancement était estimé à 500 millions de USD et devaient être pris en charge par des investisseurs privés. Aurora devait se consacrer au segment des satellites commerciaux de télécommunications de masse moyenne. Après quelques travaux préparatoires, le financement du projet fut finalement suspendu. La chute du marché des satellites rend aujourd'hui peu probable que Aurora soit jamais réalisée.

Aurora était peu différente de Yamal : les modifications les plus importantes comprenaient une version améliorée du moteur NK-33-1 et une coiffe encore agrandie. Ces modifications permettaient d'augmenter la charge utile de 2 %. L'amélioration de la fusée conjuguée avec la position du site de lancement proche de l'équateur permettait à l'Aurora de placer une charge utile de 11 860 kg sur une orbite de 200 km avec une inclinaison de 11,3°. La fusée pouvait envoyer une charge de 4 350 kg en orbite de transfert géostationnaire et de 2 600 kg en orbite géostationnaire.

Onega[modifier | modifier le code]

Onega (russe Онега, du nom du fleuve) fut proposé en 2004 comme lanceur pour le nouveau vaisseau spatial Kliper. Il devait pouvoir placer depuis le cosmodrome de Plessetsk 14,5 tonnes sur orbite basse et 1,6 tonne en orbite géostationnaire (selon d'autres sources 2,3 tonnes). Les quatre propulseurs du premier étage devaient recevoir un nouveau moteur RD-0155 doté d'une seule chambre de combustion et qui utilisait comme son prédécesseur un mélange LOX/kérosène. Selon d'autres études, les propulseurs devaient recevoir le moteur RD-120.10F (11D123) qui équipait le deuxième étage de la fusée Zenit.

Lancement des Soyouz depuis le Centre spatial guyanais[modifier | modifier le code]

Article principal : Centre spatial guyanais.
Le pas de tir de Soyouz au CSG se situe à Sinnamary, à une dizaine de km des installations utilisées pour Ariane 5 à Kourou.
Le lancement de la première fusée Soyouz depuis le centre spatial guyanais, le 21 octobre 2011

Fin 2004, l'agence spatiale européenne (ESA) et l'agence spatiale russe Roskosmos signent un accord prévoyant le lancement de fusées Soyouz à compter de 2007 depuis le Centre spatial guyanais en Guyane Française pour profiter à la fois du faible coût du lanceur et de la situation géographique du CSG, qui grâce à la proximité de l'équateur, permet d'augmenter sensiblement la charge utile lorsque l'orbite visée est une orbite géostationnaire : la capacité de lancement en orbite de transfert géostationnaire passe de 1,7 à 2,8 tonnes. Soyouz sera utilisé pour placer en orbite les satellites qu'Arianespace doit lancer lorsque la taille ne justifie pas l'utilisation d'une Ariane 5.

Des installations, baptisées Ensemble de Lancement Soyouz (ELS) sont construites sur la commune de Sinnamary, à une dizaine de kilomètres au nord-est des équipements utilisés par Ariane 5 sur la commune de Kourou, créant ainsi une vaste extension du centre spatial, qui est la fierté des habitants des deux communes, et apportant un gain substantiel pour l'économie locale.

Les installations de lancement et les procédures mises en œuvre sont pratiquement identiques à celles de Baïkonour :

  • le lanceur est assemblé à l'horizontale dans un bâtiment d'intégration (MIK) ;
  • il est ensuite amené sur une voie ferrée à la zone de lancement distante de 650 mètres ;
  • la zone de lancement (ZLS) comporte un carneau de type Baïkonour avec une fosse profonde pour évacuer les gaz moteurs et est encadrée par quatre grands paratonnerres ;
  • un portique mobile construit en Russie, et qui a été mis en place début 2009, est utilisé pour assembler le dernier étage Fregat ainsi que la charge utile sur la fusée une fois celle-ci parvenue sur la zone de lancement. Ce dispositif n'existe pas à Baïkonour : le dernier étage et la charge utile sont assemblés avec le lanceur dans le bâtiment d'intégration avant le transport de la fusée Soyouz jusqu'au pas de tir.
  • le centre de lancement, où se situe l'équipe chargée de contrôler l'assemblage, les tests et le tir, se trouve dans le prolongement du MIK à 1 100 mètres de la zone de lancement.

L'assemblage et le lancement sont effectués par des équipes russes.

La construction de ces installations, d'un coût de 344 millions d'euros supporté essentiellement par l'Agence spatiale européenne, prend beaucoup de retard : le premier tir prévu en mai 2009 après plusieurs reports est finalement planifié en novembre 2011. Avec la mise en service prochaine du lanceur léger Vega qui doit être tiré également depuis le CSG, la base de lancement pourra assurer le lancement de toutes les charges hormis les missions habitées. Ces installations pourraient être également utilisées, moyennant des adaptations importantes, pour le lancement de vols habités Soyouz. Mais jusqu'à présent cette éventualité n'a fait l'objet d'aucune discussion officielle entre l'ESA et la Russie. Néanmoins le site a été construit pour prévoir cette évolution future[6].

Le modèle de fusée Soyouz lancée depuis le CSG profitera des améliorations effectuées sur le lanceur depuis les années 2000[7] :

  • la combustion des moteurs des premier et deuxième étage a été optimisée permettant un gain de 5 secondes sur l'impulsion spécifique ;
  • le système de contrôle et de télémesure analogique a été remplacé par une version numérique ;
  • le lanceur dispose d'une nouvelle coiffe de grande taille.

Les versions guyanaises du lanceur se nomment Soyouz-STA (pour la variante Soyouz-2.1a) et Soyouz-STB (variante Soyouz-2.1b)[8].

Le premier lancement d'une fusée Soyouz (STB) depuis le CSG a eu lieu le 21 octobre 2011[9],[10], pour mettre en orbite les deux premiers satellites opérationnels de Galileo[11]. Les deux satellites de test Giove-A et Giove-B[12] avaient également été lancés par Soyouz, mais depuis Baikonour, et un par un.

Notes et références[modifier | modifier le code]

Voir aussi[modifier | modifier le code]

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Bibliographie[modifier | modifier le code]

  • Christian Lardier (Air et Cosmos), Stefan Barensky, préface de Jean-Yves Le Gall, Les deux vies de Soyouz, Paris, Editions Edite,‎ 2010 (ISBN 978-2-84608-266-2, LCCN 2010540421)

Articles connexes[modifier | modifier le code]

Liens externes[modifier | modifier le code]