Vega

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Vega
Image illustrative de l'article Vega
Données générales
Pays d’origine Drapeau de l’Union européenne Europe
Constructeur Avio
Premier vol 13 février 2012
Dernier vol Toujours en service
Lancements réussis 3 sur 3
Hauteur 30 mètres
Diamètre 3 mètres
Poids au décollage 136 tonnes
Nombre d’étage(s) 4
Charge utile en LEO 0,3 à 2,3 tonnes
Poussée au décollage 2,103 MN soit 214,446 Tnf (ton-force)
Motorisation
1er étage P80; 10,56 m; moteur: P80 (2 103 kN); durée: 107 s
2e étage Z23; 7,59 m; moteur: Zefiro (935 kN); durée: 73 s
3e étage Z9; 3,6 m; moteur: Zefiro (221 kN); durée: 117 s
4e étage AVUM; 1,8 m; moteur: RD-869K (2,2/2,5 kN); durée: 350/485 s

Vega (en italien Vettore Europeo di Generazione Avanzata c'est-à-dire Vecteur Européen de Génération Avancée) est un lanceur léger de l'Agence spatiale européenne (ESA) développé sous maîtrise d’œuvre italienne dont le premier vol a eu lieu le 13 février 2012 depuis le centre spatial de Kourou en Guyane.

Le lanceur européen permet de placer en orbite basse une charge utile pouvant aller de 300 kg à 2,3 tonnes et 1,5 tonne sur une orbite polaire de 700 km. Les lancements de Vega, qui sont commercialisés par Arianespace, ont lieu depuis l'ensemble de lancement ELV à Kourou (Guyane) qui a été aménagé à cet effet. L'Agence spatiale européenne table sur un à deux lancements par an dans un premier temps.

Vega comporte quatre étages dont les trois premiers sont à propergol solide. Le premier étage, dérivé du propulseur d'appoint EAP d'Ariane 5, utilise, pour la première fois sur un étage à propulsion solide de cette taille, une enveloppe réalisée en fibre de carbone pré-imprégnée de résine époxy au lieu de l'acier ce qui permet d'abaisser fortement la masse à vide. Cette évolution pourrait être appliquée dans le futur aux EAP permettant d'améliorer sensiblement les performances du lanceur Ariane 5. Le coût de développement du lanceur se monte à 710 millions d'euros, plus 400 millions d'euros au titre du programme d'accompagnement VERTA qui finance les cinq premiers vols ainsi qu'une amélioration des performances.

Contexte[modifier | modifier le code]

L'Europe spatiale absente du créneau des lanceurs légers/moyens[modifier | modifier le code]

Le marché des lanceurs de satellites est segmenté en trois catégories qui se différencient par leur capacité d'emport :

L'Agence spatiale européenne est, jusqu'à l'apparition de Vega, uniquement présente sur le segment des lanceurs lourds avec Ariane 5, et elle confie le lancement de la plupart de ses satellites, qui ne nécessitent pas la puissance d'un lanceur lourd, à des fusées russes au cout modéré. Pour les satellites « légers », les fusées utilisées sont Rockot (satellites SMOS, PROBA-2, GOCE, Cryosat, GRACE), Dnepr (TerraSAR-X, Prisma, Picard, Cryosat-2, Déméter) ou indien tel que PSLV (Megha-Tropiques, AGILE, PROBA-1). Le lancement des satellites européens de taille moyenne est généralement confié au lanceur Soyouz.

Autonomie contre coûts[modifier | modifier le code]

Le développement d'un nouveau lanceur même de petite taille nécessite un investissement important qui ne peut être amorti à travers le prix facturé aux utilisateurs propriétaires de satellites. Le développement du lanceur Ariane, qui remporte un succès commercial, est depuis ses débuts handicapé par des problèmes de financement qui n'ont jamais été complètement réglés. Dans le cas d'un lanceur de petite taille, l'investissement n'est même pas contrebalancé par l'acquisition d'une plus grande expertise technique et la présence de nombreuses alternatives commerciales à faible coût limitent encore l'attrait d'un lanceur européen positionné sur ce créneau. La décision de construire un lanceur de ce type résulte donc avant tout d'un choix politique dont l'objectif est d'accroitre dans ce domaine l'indépendance de l'Europe vis-à-vis de l'extérieur.

Les besoins de lancement européens[modifier | modifier le code]

Les projets spatiaux de l'Agence spatiale européenne et de ses pays membres dans le domaine institutionnel (non commercial) aboutissent au lancement dans les années les plus fastes d'une dizaine de satellites par an dont cinq à six sont des engins de moins de 1,5 tonne[note 1]. Le marché mondial des satellites commerciaux du même tonnage représente de 9 à 11 satellites par an, mais il y a une concurrence relativement importante puisque près d'une dizaine de lanceurs peuvent prendre en charge la mise en orbite de ce type de satellite[note 2].

Marché potentiel des lanceurs européens : en grisé marché potentiel de Vega (évaluation 2009)[1]
Orbite Masse Nombre satellites
institutionnels européens
Nombre satellites
commerciaux (international)
Orbite de transfert géostationnaire +
sondes interplanétaires
2 à 5 tonnes (+ micros) 1,5 par an
40 % < 3 tonnes
16 à 22 par an
Orbite moyenne de 1,6 à 4,9 tonnes 3 par an
(Galileo 30 satellites)
0
Orbite basse satellites lourds de 7 à 20 tonnes 0,5 par an (ATV) 0
Orbite basse satellites moyens/lourds de 1,5 à 4 tonnes 1,5 par an 1 par an
Orbite basse petits satellites de 0,5 à 1,5 tonne 2 à 2,5 par an 2 à 3 par an
hors constellation
Orbite basse mini et micro satellites de 50 kg à 500 kg 3 à 4 par an 7 à 8 par an
hors constellation

Historique[modifier | modifier le code]

L'expérience des lanceurs légers de l'industrie spatiale italienne[modifier | modifier le code]

Au cours des années 1960, l'industrie spatiale italienne acquiert une expérience dans le domaine des lanceurs en tirant des fusées Scout américaines depuis la base de San Marco que l'Italie possède au large du Kenya : l’Italie met ainsi en orbite 9 satellites scientifiques entre 1966 et 1988. L'arrêt de la fabrication du lanceur Scout en 1994 interrompt cette activité. BPD filiale de Fiat Avio propose en 1995 de développer un petit lanceur à propergol solide de 16 tonnes capable de placer 700 kilogrammes en orbite basse. L'industrie italienne a en effet à cette époque acquis une solide compétence dans le domaine de la propulsion à propergol solide à travers la réalisation des accélérateurs à poudre PAP de la fusée Ariane 4 et sa participation dans la fabrication des EAP d'Ariane 5. En 1997, ce projet de lanceur est revu avec des capacités augmentées (1 600 kg en orbite polaire pour la version baptisée Vega K) dans le cadre d'une association avec le constructeur ukrainien NPO Yuzhnoye qui doit fournir un quatrième étage à ergols liquides[2].

Des premières esquisses au lancement du projet Vega (1998-2000)[modifier | modifier le code]

En février 1998, l'Agence spatiale italienne (ASI) propose à l'Agence spatiale européenne de développer dans le cadre européen une fusée permettant de lancer un satellite de 800 kg en orbite héliosynchrone depuis Kourou avec une coiffe de 2 mètres de diamètre pour un coût de production inférieur à 20 millions de dollars. Pour réduire les coûts, des technologies existantes sont réutilisées et le nouveau lanceur, baptisé Vega, est lancé à partir des installations réaménagées de la première fusée européenne Ariane 1. Le premier vol est envisagé en 2003. Les membres de l'ESA acceptent en juin 1998 de financer uniquement une phase de pré étude. Alors que cette phase est achevée, les représentants des pays membres de l'ESA, réunis en août 1999, ne parviennent pas à se mettre d'accord pour financer le développement de la fusée[3].

Durant la période d'incertitude qui suit, l'étage Zefiro, qui doit constituer le second étage de Vega, est testé sur banc d'essais et les spécifications du lanceur sont modifiées après une nouvelle étude de marché : la charge utile maximale pour l'orbite polaire passe de 0,8 tonne à 1,5 tonne. L'option technique la plus structurante du projet est le choix pour le premier étage P80 d'une enveloppe en fibre de carbone pré-imprégnée de résine époxy au lieu de l'acier habituellement utilisé pour résister aux pressions et températures rencontrés sur un propulseur à propergol solide de cette taille. Cette solution permet de réduire fortement la masse à vide de l'étage ; le lanceur Vega doit jouer le rôle de démonstrateur technologique pour une technique qui pourrait être appliquée par la suite aux EAP d'Ariane 5. Néanmoins cette solution implique de prolonger la phase d'étude conduisant à un premier lancement fin 2005. En décembre 2000 le développement du lanceur Vega est adopté en tant que programme facultatif[note 3] : 7 états de l'agence spatiale européenne (Italie, France, Belgique, Espagne, Pays-Bas, Suisse et Suède) acceptent de financer le nouveau lanceur. Le programme est lancé sous maîtrise d’œuvre italienne. Le budget alloué au projet est de 335 millions d'euros. Le développement du P80 fait l'objet d'un programme distinct piloté par le CNES et d'une enveloppe budgétaire de 123 millions d'euros : la moitié de cette somme est apportée par la société italienne Avio tandis que le solde est fourni par des participations de l'Italie, de la France, de la Belgique et des Pays-Bas[3],[4].

Développement (2000-2011)[modifier | modifier le code]

Le programme n'est pas lancé immédiatement car le marché des lanceurs s'est effondré à la suite de l'éclatement de la bulle Internet en mars 2000 qui a mis fin à la multiplication des satellites de télécommunications. Par ailleurs les défaillances du lanceur Ariane 5 et le financement de la participation européenne à la Station spatiale internationale drainent les ressources financières de l'agence[2]. L'ESA confie, en février 2003, le développement du lanceur au groupe italien ELV détenu à 70 % par Avio et à 30 % par l'Agence spatiale italienne. Le premier lancement est planifié à l'époque en 2006. Mais les conséquences de l'échec du premier vol de l'Ariane 5 ECA repoussent cette échéance à fin 2007. En 2006, les premier étage P80 et le deuxième étage Zefiro 23 du lanceur effectuent leur premier test au banc d'essai. Début 2009, le portique mobile du futur pas de tir du lanceur à Kourou effectue un premier test de roulement. Un test d'assemblage de Vega sur le pas de tir est effectué fin 2010/2011, avec des maquettes des étages du lanceur pour valider le chargement du carburant et le fonctionnement des circuits électriques et les dispositifs mécaniques. En octobre 2010, les éléments du premier lanceur sont transportés par voie maritime jusqu'à Kourou pour le premier vol de qualification planifié pour février 2012[5].

Le programme d'accompagnement VERTA[modifier | modifier le code]

Le programme de développement de Vega est suivi d'un programme d'accompagnement, baptisé VERTA (Vega Research and Technology Accompaniment), visant à financer 5 vols et à améliorer les performances tout en industrialisant la production du lanceur. VERTA finance 4 lancements de satellites de l'Agence spatiale européenne : PROBA-V, ADM-Aeolus, LISA Pathfinder et IXV. Le premier vol VERTA sous la responsabilité d'Arianespace a eu lieu le 7 mai 2013[6], un peu plus d'un an après le vol de qualification du lanceur.

Par ailleurs un premier contrat commercial a été signé le 14 décembre 2011 pour le lancement des satellites GMES ESA/EUMETSAT Sentinel-2b et -3b programmé en 2014-2016[7],[8],[9].

Coûts[modifier | modifier le code]

Le coût total du programme se monte à 710 millions d'euros auquel s'ajoute 400 millions d'euros au titre du programme d'accompagnement VERTA. Par ailleurs Avio a investi 76 millions d'euros pour développer l'étage P80. Le financement du développement du lanceur et de VERTA est pris en charge par l'Italie (58,5 % pour le développement du lanceur et 57,8 % pour VERTA), la France (25,3 et 23,1 %), la Belgique (6,9 et 5,6 %), l'Espagne (4,6 et 7,7 %), les Pays-Bas (3,2 et 2 %), la Suisse (1 et 1,6 %) et la Suède (0,6 et 0,7 %)[7].

Caractéristiques du lanceur[modifier | modifier le code]

Le lanceur Vega à l'échelle d'Ariane 5.

Caractéristiques générales[modifier | modifier le code]

Vega doit compléter la gamme d'Arianespace, aux côtés du lanceur lourd Ariane 5 et du lanceur moyen russe Soyouz. Vega est conçu pour lancer des satellites de petite taille en orbite basse ou en orbite héliosynchrone. Sa masse totale est de 136 tonnes pour une hauteur de 30 mètres et un diamètre maximal de 3 mètres. La fusée Vega est composée de trois étages à propergol solide, surmontés d'un étage supérieur propulsé par un moteur-fusée brulant des ergols liquides.

Performances[modifier | modifier le code]

Le lanceur Vega est conçu pour placer en orbite basse une charge utile pouvant aller de 300 kg à 2,3 tonnes en orbite basse et jusqu'à 1,5 tonne sur une orbite polaire de 700 km. Il peut lancer plusieurs satellites en les insérant sur des orbites différentes. Le lanceur a été conçu pour une fiabilité de 98 %[10],[11].

Composants[modifier | modifier le code]

Premier étage P80[modifier | modifier le code]

Le premier étage, baptisé P80, utilise la propulsion à propergol solide. Il reprend le diamètre de 3 mètres des accélérateurs d'appoint (EAP) d'Ariane 5 et le propergol utilisé est, comme pour cette fusée, du butalane avec une légère évolution dans la composition. La longueur est de 10 mètres contre 31 mètres pour les EAP. Mais dans les autres domaines il introduit d'importantes innovations. Celles-ci ont fait l'objet d'un programme de financement important car elle pourraient être appliquées par la suite aux EAP d'Ariane 5 avec des gains substantiels de charge utile à la clé (1 tonne) :

  • La plus importante concerne l'enveloppe qui est beaucoup plus légère car réalisée en en fibre de carbone pré-imprégnée de résine époxy au lieu de l'acier. La protection thermique qui s'interpose entre l'enveloppe et le bloc de propergol est un caoutchouc à densité réduite développé par Avio. Ce revêtement est mis en place au moment de la réalisation de l'enveloppe.
  • L'architecture de la tuyère, dont le rapport de section est de 16, est simplifiée avec un nombre de pièces réduit et un système de liaison mécanique de type circlip moins onéreuse que la liaison boulonnée des EAP. L'orientation de la tuyère qui peut être braquée de 6,5° et donc celle de la poussée se fait à l'aide d'un système électromécanique qui tire son énergie de batteries ion-lithium. Ce système est plus simple que le mécanisme hydro-électrique utilisé sur Ariane 5.
  • L'allumeur a également une architecture simplifiée.

L'enveloppe est réalisée en Italie tandis que le propergol est coulé à Kourou, en Guyane. Son développement est financé par le CNES. L'étage contient 88 tonnes de propergol de type PBHT 1912. L'étage est dépourvu d'ailerons aérodynamiques et le lanceur est donc instable sur le plan aérodynamique. Une jupe cylindrique en aluminium prolonge la structure de l'étage vers le bas tandis qu'une jupe de liaison inter-étages conique également en aluminium réunit l'étage P80 au deuxième étage en faisant passer le diamètre du lanceur de 3 mètres à 1,9 mètre[12],[13],[14].

Deuxième étage Zefiro 23[modifier | modifier le code]

Le deuxième étage, baptisé Zefiro 23, est dérivé de l'étage Zefiro 16 qui était déjà en cours de développement en Italie alors que le projet Vega n'existait pas encore ; le premier test en banc d'essais du Zefiro 16 a été réalisé en 1998. Pour pouvoir être adopté comme second étage du lanceur Vega, il a fallu allonger l'étage en faisant passer la masse de propergol solide de type PBHT 1912 de 16 à plus de 23 tonnes. L'étage Zefiro 23 a un diamètre beaucoup plus faible que celui du P80 (1,9 mètre contre 3 mètres) et est long de 8,39 mètres. La structure est réalisée, comme sur le premier étage, en fibre de carbone pré-imprégnée de résine époxy. La tuyère utilise la technique du joint flexible et peut être braquée de 7°. L'orientation de la poussée s'effectue avec le même système que le premier étage[15],[14].

Troisième étage Zefiro 9[modifier | modifier le code]

Le troisième étage (10,1 tonnes de propergol solide), baptisé Zefiro 9, reprend les caractéristiques du deuxième étage. La tuyère peut être braquée de 6° avec les mêmes mécanismes que les deux autres étages[15],[14].

Étage supérieur AVUM et case à équipements[modifier | modifier le code]

Le lanceur Vega est surmonté d'un étage supérieur AVUM (en anglais Attitude And Vernier Upper Module) qui regroupe un moteur-fusée à ergols liquides stockables UDMH/peroxyde d'azote, plusieurs petits propulseurs intervenant dans le contrôle d'attitude dès le début du vol ainsi que la baie d'équipements du lanceur qui regroupe les calculateurs chargés de la navigation du guidage et du pilotage. Le propulseur principal RD-8569M d'une poussée de 2,45 kN est un développement de la société ukrainienne KB Yuzhnohe dérivé du moteur du 3e étage du lanceur Dnepr. La tuyère montée sur cardan peut être inclinée de 9 degrés. Ce moteur emporte 550 kg d'ergols injectés dans la chambre de combustion par pressurisation et a une impulsion spécifique de 315,2 secondes dans le vide. Il est réallumable à 5 reprises ce qui autorise dans la phase finale du vol une grande souplesse dont les autres lanceurs dans cette catégorie ne disposent pas[note 4] : il permet de corriger un écart de trajectoire résultant du fonctionnement des étages inférieurs ; si le lanceur emporte plusieurs charges utiles, il permet de les placer sur différentes orbites. L'étage dispose d'un système de contrôle d'attitude reposant sur 6 propulseurs à gaz froid d'une poussée unitaire de 50 newtons dont 2 sont dédiés au contrôle du roulis. Cet ensemble intervient :

La case à équipement emporte l'avionique du lanceur. Celle-ci comprend notamment le système de guidage/navigation/pilotage GNC (Guidance, Navigation and Control), SAS (Electric Safeguard Subsystem) et de télémesures TMS (Telemetry subsystem) Le calculateur de bord est nettement plus puissant (10 fois) que celui d'Ariane 5 ; il utilise un microprocesseur de type SPARC 32 bits V7 spatialisé doté d'une puissance de traitement de 13 Mips. Il devrait à terme être également installé sur le lanceur Ariane 5[16],[17].

Composite supérieur[modifier | modifier le code]

Le composite supérieur est la partie du lanceur qui renferme les satellites artificiels recouverts par la coiffe. La coiffe d'une hauteur de 7,18 mètres a un diamètre de 2,6 mètres et un volume de 20 m3. L'adaptateur VESPA de 250 kg permet des lancements doubles avec différentes combinaisons et d'emporter en plus jusqu'à 6 nano-satellites[17].

Principales caractéristiques du lanceur [15]
Caractéristiques Premier étage Deuxième étage 3ème étage 4ème étage
Nom P80 Zefiro 23 Zefiro 9 AVUM
Hauteur 11,2 mètres 8,39 mètres 4,12 mètres 2,04 mètres
Diamètre 3 mètres 1,9 mètre 1,9 mètre 1,9 mètre
Masse 95,8 tonnes 25,6 t 10,9 t 0,8 t
Masse de propergols 88 tonnes 23,9 tonnes 10,1 tonnes 550 kg
Poussée 3 040 kN 1 200 kN 313 kN 2,45 kN
Impulsion spécifique 280 s (vide) 289 s (vide) 295 s (vide) 315,2 s (vide)
ergols Propergol solide
PBHT 1912
Propergol solide
PBHT 1912
Propergol solide
PBHT 1912
UDMH/Peroxyde d'azote
Temps de combustion 106,8 s 71,7 s 109,6 s 667 s

Participants industriels[modifier | modifier le code]

Le lanceur Vega est de manière majoritaire développé par l'industriel italien Avio qui est par ailleurs le maître d’œuvre du projet à travers sa participation à ELV[18] :

  • Avio (Italie) réalise l'enveloppe du 1er étage ainsi que 50 % du bloc de poudre (en participant, à 50 %, dans Europropulsion et REGULUS), les 2e et 3e étages et les tests de l'étage AVUM. Cette société est responsable de l'intégration de tous les étages.
  • Herakles (France) développe la tuyère du premier étage, le corps d'allumeur ainsi que 50 % du bloc de poudre (à travers sa participation à 50 % dans Europropulsion et REGULUS)
  • SABCA (Belgique) développe le système de contrôle d'orientation des tuyères (vérins électromécaniques et leurs électroniques de contrôle) des 1er, 2e, 3e et 4e étages ainsi que la jupe située à la base du 1er étage.
  • Thales Alenia Space (France) développe l'avionique avec des sous-traitants comme Saab (pour le calculateur de bord et son logiciel) et Saft pour les batteries.
  • RUAG (Suisse) développe la coiffe.
  • EADS CASA (Espagne) développe l'adaptateur (composite) ainsi que la structure de l'étage AVUM.
  • KB Yuzhnoye (Ukraine) développe le module de propulsion de l'étage AVUM.
  • Stork Product Engineering (Pays-Bas) développe les allumeurs des étages 1, 2 et 3.
  • Dutch Space (nl) (Pays-Bas) réalise la jupe inter-étages 1/2.

ELV participe également aux opérations de préparation et de lancement aux côtés d'Arianespace.

Évolutions envisagées[modifier | modifier le code]

Des évolutions du lanceur Vega sont envisagées mais les décisions dans ce domaine ont été repoussées après le vol de qualification. Les modifications étudiées portent[19] :

  • à court terme sur une version P100-120 du premier étage, Z36-40 du second étage, Z9A du troisième et une européanisation de l'étage AVUM.
  • à long terme sur le remplacement du 3ème étage et de l'étage AVUM par un nouvel étage développé par les participants ESA utilisant des ergols cryotechniques (méthane/oxygène) ou des ergols stockables.

Installations au sol[modifier | modifier le code]

Le pas de tir ELV du lanceur se trouve en haut à gauche de la carte non loin du pas de tir d'Ariane 5.

La zone de lancement ELV[modifier | modifier le code]

Article détaillé : Ensemble de lancement Vega.

Le lancement de Vega se fait depuis l'Ensemble de lancement Vega (ELV) situé sur la base de lancement de Kourou en Guyane. L'ELV a été réalisé en convertissant l'ensemble de lancement ELA-1 utilisé autrefois pour les vols d’Ariane 1 qui se situe à environ 1,5 km au sud-ouest du pas de tir de la fusée Ariane 5.

Contrairement à ce qui se passe pour Ariane 5, le nouveau lanceur est assemblé directement sur le pas de tir dans une tour de montage mobile[note 5] qui le protège des intempéries et dispose d'un pont roulant d'une capacité de levage de 40 tonnes permettant de hisser les différents composants[20]. Cette conception, qui a le mérite de la simplicité, limite la cadence de tir ; celle-ci ne devrait toutefois pas être très élevée[note 6] compte tenu de la concurrence des lanceurs existants[21]. La voie ferrée utilisée pour reculer la tour d'assemblage avant le tir ainsi que la table de lancement sur laquelle repose le lanceur sont situés sur un massif en béton qui surplombe de plusieurs mètres la zone de lancement. Des carneaux situés sous le lanceur canalisent les flammes et les gaz produits à la mise à feu du premier étage et les rejettent sur les côtés et amortissent les vibrations.

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

Opérations de préparation et de lancement[modifier | modifier le code]

Les opérations de préparation et de lancement sont prises en charge par la société Arianespace. Le lanceur est assemblé sur la table de lancement à l'aide du portique mobile. Des rampes permettent aux véhicules d'accéder au massif de béton pour amener les différents composants du lanceur. Peu avant le lancement le portique mobile, qui est monté sur rails, s'écarte du lanceur. Celui-ci est seulement fixé par sa base à la table de lancement relié à un mât ombilical par des câbles électriques et des tuyaux qui permettent le chargement en ergols liquides de l'étage Avum, la climatisation de la charge utile et le contrôle de celle-ci ainsi que du lanceur.

Séquence de vol[modifier | modifier le code]

Le déroulement du lancement dans un cas typique comprend les phases suivantes[22] :

  • Lorsque le compte à rebours s'achève le premier étage est mis à feu et le lanceur s'élance immédiatement à la verticale puis le programme qui pilote le lanceur incline progressivement la fusée tout en maintenant une incidence nulle[note 7]. Le premier étage est largué à l'aide de charges pyrotechniques et de rétrofusées à t+104 secondes alors que le lanceur a atteint une vitesse de 1 877 m/s et le deuxième étage s'allume.
  • Durant le vol du deuxième étage, l'incidence nulle est maintenue. Le deuxième étage s'éteint et est largué à l'aide de charges pyrotechniques et de rétrofusées à t+175 secondes alors que la vitesse est de 4 275 m/s. Le lanceur entame une phase de croisière non propulsée. 19 secondes[note 8] après l'extinction du deuxième étage, la coiffe est larguée et 44 secondes plus tard à t+239 s alors que la vitesse est de 4 181 m/s, le troisième étage est allumé.
  • Le troisième étage fonctionne jusqu'à t+356 s, la vitesse du lanceur est alors de 7 804 m/s mais le satellite est toujours sur une trajectoire suborbitale. La séparation est réalisée par section d'un collier solidarisant les deux étages et par des ressorts. L'étage AVUM est immédiatement allumé pour continuer à rehausser l'orbite et modifier si nécessaire le plan orbital. Il est éteint lorsque le satellite se trouve sur l'orbite elliptique visée.
  • Si l'orbite recherchée est circulaire, l'étage AVUM est allumé une deuxième fois après une phase de croisière non propulsée. L'étage AVUM peut être allumé en tout à 5 reprises pour parvenir à placer le satellite sur l'orbite souhaitée.
  • Après séparation avec la charge utile, l'étage AVUM est allumé une dernière fois pour déclencher sa rentrée atmosphérique en conformité avec les règles internationales sur les déchets spatiaux.

Historique des vols[modifier | modifier le code]

Le vol de qualification VV01 (13 février 2012)[modifier | modifier le code]

Le fonctionnement du lanceur Vega a été qualifié par son vol inaugural VV01 (VV pour Vol Vega) qui a eu lieu le 13 février 2012[23]. Dans le cadre de ce vol Vega emporte une charge utile de 700 kg qui doit être placée sur une orbite circulaire de 1 450 km avec une inclinaison de 71°. Cette charge utile comprend[24] :

Vols réalisés et planifiés[modifier | modifier le code]

La fréquence de lancement prévu est de une à deux missions par an pendant dix ans avec la possibilité de porter cette fréquence à 4 missions, limite fixée par les installations ELV. L’ESA et Arianespace ont passé commande à European Launch Vehicle (ELV), l'industriel responsable du programme, de cinq lanceurs Vega pour les missions financées par le programme VERTA.

En 2011, avant le premier tir de qualification, Arianespace engrange deux commandes pour deux satellites de la série Sentinelle chargés de l'observation de la terre et des océans (tirs planifiés pour 2014 et 2016)[25],[26]

Le premier contrat non européen est signé en 2012 pour le lancement à la base spatiale de Kourou en Guyane, d'un satellite d'observation de la Terre DZZ-HR, pour le compte du gouvernement du Kazakhstan, construit par la société européenne Astrium (groupe EADS), d'un poids au décollage d'environ 900 kilogrammes, sur une orbite héliosynchrone placée à environ 750 kilomètres d'altitude, au deuxième trimestre 2014[27].

Lancements Vega réalisés et prévus (actualisé le 18 juin 2013)
N° vol Date Charges utiles Client Statut
VV01 13/02/2012 LARES, ... Agence spatiale italienne (ASI), ... Succès
VV02 07/05/2013 PROBA-V

ESTCube-1

ESA, Astrium, Université de Tartu Succès
VV03 30 avril 2014 DZZ-HR [28] satellite d'observation de la Terre du Kazakhstan Succès[29]
~ été 2014 Intermediate eXperimental Vehicle (IXV)[30] ESA
~2014 Sentinelle-2 ESA
~ début 2015[31] Göktürk 1 Ministère de la défense de la République de Turquie
~2015 Lisa Pathfinder[32] ESA
~2015 ADM-Aeolus[33] ESA
~2016 Sentinelle-3 ESA

Vega et le marché des petits lanceurs[modifier | modifier le code]

Vega est en concurrence avec de nombreux lanceurs sur le marché relativement étroit des charges utiles de petite taille à destination de l'orbite basse. On peut citer notamment les lanceurs russo-ukrainiens Rockot et Dnepr, le lanceur indien PSLV, les lanceurs américains Taurus et Minotaur I à IV, certains lanceurs chinois Longue Marche et des lanceurs en cours de développement comme les fusées russes Soyouz-1 et Angara 1.1 et les lanceurs américains Falcon 1e et Minotaur V[34].

Début 2012, le prix commercial officiel d'un lancement Vega est de 32 millions de dollars. Le coût de fabrication est de 25 millions de dollars si la fréquence de 2 vols par an est maintenue, et les coûts de commercialisation (Arianespace) et de lancement (Kourou) se montent à 7 millions de dollars. Selon les responsables du programme, Vega peut se permettre d'être 20 % plus cher que ses concurrents compte tenu de la qualité de la prestation[35].

Vega et ses principaux concurrents[36]
Caractéristiques Vega Rockot Dnepr Taurus PSLV Falcon 1e Soyouz-1 Angara 1.1
Masse au décollage 137 t 107 t 211 t 73 t 294 t 45 t 160 t 149 t
Hauteur 29,9 m 29,15 m 34,3 m 27,9 m 44 m 28,6 m 44 m 34,9 m
Diamètre 3 m 2,50 m 3 m 2,35 m 2,8 m 1,7 m 2,05 m 2,9 m
Charge utile en orbite héliosynchrone 1,5 t 1 t 2,3 t 0,66 t 1,2 t
Charge utile en orbite polaire 1,5 t 1,4 t 2,7 t 1,07 t 1,55 t
Charge utile en orbite basse circulaire 2,3 t 1,85 t 3,65 t 1,35 t 3,7 t 1,01 t 3 t 2 t
Prix officiel d'un lancement 32 M$ 25-30 M$ 25-35 M$ 30-40 M$ 25-35 M$ 7,9-8,5 M$ 30 M$ 15 M$
Prix au kg (orbite basse) 14 k$ 18 k$ 10 k$ 30 k$ 10 k$ 10 k$ 10 k$ 15 k$
Taux de succès 3 sur 3 16 sur 18 16 sur 17 6 sur 9 16,5 sur 18 - - -

Notes et références[modifier | modifier le code]

Notes[modifier | modifier le code]

  1. Ces engins ne donnent pas forcément lieu à autant de lancements du fait des lancements multiples. Ces chiffres comprennent les satellites lancés par les pays membres hors projet ESA comme Pléiades ou Megha-Tropiques.
  2. Il se lance une centaine de satellites par an via environ 80 lancements. Près de 60 % sont des satellites institutionnels extra européens lancés exclusivement par des lanceurs nationaux
  3. Contrairement aux programmes obligatoires, les pays membres de l'Agence spatiale européenne ne sont pas obligés de financer ce type de programme
  4. Le propergol solide ne permet ni de modifier la poussée en cours de vol (celle-ci est fixée par la forme du canal qui traverse le bloc de poudre) ni d'interrompre le fonctionnement d'un étage
  5. Une structure de 1 100 tonnes pour 44 mètres de haut
  6. La cadence initiale est de 1 à 2 lancements par an, et pourrait être portée à 3-4 lancements par la suite.
  7. Vega comme tous les lanceurs modernes est dépourvu d'ailerons aérodynamiques à sa base et comporte une coiffe importante. Il est donc instable sur le plan aérodynamique (il a tendance à se mettre en travers par rapport à sa vitesse de déplacement) ; le système de pilotage doit compenser cette tendance et maintenir un angle d'incidence nul en braquant à la demande la tuyère pour modifier l'orientation de la poussée.
  8. En fonction des contraintes thermiques de la charge utile le largage de la coiffe peut avoir lieu entre t+200 et t+260 s.

Références[modifier | modifier le code]

  1. (en)B. Bigot et all, « L'enjeu d'une politique européenne de lanceurs : assurer durablement à l'Europe un accès autonome à l'espace »,‎ 18 mai 2009, p. 5
  2. a et b (en) Mark Wade, « Vega », Astronautix (consulté le 28 janvier 2011)
  3. a et b (en) R. Barbera & S. Bianchi, « Vega: The European Small-Launcher Programme », Agence spatiale européenne,‎ février 2002
  4. (en) Anna Veclani, Nicolò Sartori et Rosa Rosanelli, « The Challenges for European Policy on Access to Space », Istituto Affari Internazionali,‎ 22 juillet 2011
  5. (en) « Vega: Milestones », Arianespace (consulté le 27 janvier 2012)
  6. Communiqué d'Arianespace, consulté le 7 mai 2013
  7. a et b (en) « Vega Europe's small launcher », Agence spatiale européenne (consulté le 26 janvier 2012)
  8. http://download.esa.int/docs/VEGA/Vega_factsheet_20121801.pdf
  9. www.esa.int/esaLP/SEMM4WYXHYG_LPgmes_0.html
  10. Manuel du lanceur Vega issue 3, p. 1-4 op. cit.
  11. Manuel du lanceur Vega issue 3, p. 2-7 op. cit.
  12. « Revue Latitute N°69 », CNES,‎ juillet 2005, p. 24-26
  13. (en) « Third stage (Zefiro 9) », Agence spatiale européenne (consulté le 26 janvier 2012)
  14. a, b, c et d (en) « Vega Realisin Europe's small launcher », Agence spatiale européenne,‎ septembre 2002
  15. a, b, c et d Manuel du lanceur Vega issue 3, p. 1-6 op. cit.
  16. a et b (de) Bernd Leitenberger, « Die Vega » (consulté le 29/1/2012)
  17. a et b (en) M. Bocciarelli, « VEGA: An European launch opportunity for small payloads »,‎ 5 mai 2011
  18. (en) « Vega : Industrial team », Agence spatiale européenne (consulté le 27 janvier 2012)
  19. (en) Leandro Sanchez de la Rosa, « European launcher strategies », Agence spatiale européenne,‎ 4 juillet 2011, p. 63
  20. Karol Barthelemy, « Latitude 5 - Montée en puissance pour Vega », CNES,‎ juillet 2007, p. 12
  21. Karol Barthelemy, « Latitutde 5 - Travailler sur la base : qualifier », CNES,‎ juillet 2009, p. 7
  22. Manuel du lanceur Vega issue 3, p. 2-3 à 2-6 op. cit.
  23. (en) « ESA new Vega launcher scores success on maiden flight », Agence spatiale européenne,‎ 13 février 2012
  24. (en) « Vega Fact Sheet », Agence spatiale européenne,‎ janvier 2012
  25. http://www.arianespace.com/news-press-release/2011/news-press-releases-fr-11/12-14-2011-Vega-Premiers-contrats-FR.pdf
  26. « Premiers contrats pour Vega Arianespace lancera deux satellites des familles Sentinel-2 et Sentinel-3 »,‎ 14 décembre 2011
  27. la société Arianespace, commande du mercredi 20 juin 2012, d'après Challenges.fr
  28. [1]
  29. (en) « Another light-lift success! The latest Vega launch delivers Kazakhstan’s first Earth observation satellite to orbit », sur Arianespace,‎ 30 avril 2014
  30. [2]
  31. [3]
  32. LISA PATHFINDER OVERVIEW, consulté le 9 mai 2013
  33. Le lanceur Vega de l'ESA remporte un nouveau succès avec PROBA-V, consulté le 9 mai 2013
  34. « Le petit lanceur italien Vega se prépare au grand saut », sur latribune.fr,‎ 28 octobre 2011
  35. (en)Peter B. de Selding, « Vega Expected to be Price-competitive With Russian Rockets », sur spacenews.com,‎ 23/1/2012
  36. (en)G. Webb et A da Silva Curiel, « The changin launcher solutions of the small satellite sector », sur commercialspace.co.uk,‎ 2010

Sources[modifier | modifier le code]

  • (en) Vega User's manual (issue 3), Arianespace,‎ mars 2006 (lire en ligne)
  • Dossier de presse vol VV01, Agence spatiale européenne,‎ février 2012 (lire en ligne)

Voir aussi[modifier | modifier le code]

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Articles connexes[modifier | modifier le code]

Liens externes[modifier | modifier le code]