Ariane 6

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Ariane 6
Maquette Ariane 6 Salon Bourget juin 2015
Maquette Ariane 6 Salon Bourget juin 2015
Données générales
Pays d’origine Drapeau de l’Union européenne Union européenne
Premier vol ~2020
Hauteur 70 m
Masse au décollage 500 ou 800 t
Charge utile en GTO 5 à 10,5 t
Site de lancement Kourou
Motorisation
Propulseurs d'appoint P120 × 2 ou 4 : 350 ou 700 kdaN de poussée
1er étage Vulcain 2+ : 135 kdaN de poussée
2e étage Vinci : 18 kdaN de poussée

Ariane 6 est un lanceur de moyenne à forte puissance (5 à 10,5 tonnes en GTO) que l'Agence spatiale européenne développe pour remplacer sa fusée lourde Ariane 5 vers 2021. Malgré son succès et sa position dominante dans le domaine des lancements de satellites géostationnaires, Ariane 5 coûte cher à fabriquer et ses parts de marché sont menacées à moyen terme à la fois par l'évolution du marché des satellites et par l'arrivée de concurrents : SpaceX et Longue Marche. Dans le cadre de la conférence ministérielle de novembre 2012 qui fixait pour 2 ans les budgets de l'agence spatiale européenne, les ministres de l'UE ont octroyé une enveloppe de 157 millions d'euros pour l'étude du nouveau lanceur qui devrait à la fois remplacer Ariane 5 et la version du lanceur russe Soyouz utilisée par les pays européens. La décision de fabriquer Ariane 6 a été prise en décembre 2014 après avoir figé la configuration en septembre 2014.

Contexte[modifier | modifier le code]

Les faiblesses d'Ariane 5[modifier | modifier le code]

Ariane 5, qui constitue le principal lanceur de l'Agence spatiale européenne a été conçu dans les années 1990. Sa capacité (20 tonnes en orbite basse et 10 tonnes en orbite de transfert géostationnaire (GTO)), découle en grande partie de la nécessité de pouvoir lancer la navette spatiale européenne Hermes abandonnée par la suite. Ariane 5 fait partie avec Atlas V et Delta IV des lanceurs lourds, mais contrairement à ceux-ci, sa capacité ne peut être modulée par la présence de propulseurs d'appoint optionnels. Après des débuts difficiles entachés par des échecs et des demi-échecs au lancement, il s'est emparé de pratiquement la moitié des parts de marché des satellites de télécommunications en orbite géostationnaire ce qui garantit en moyenne 5 lancements par an. Les satellites institutionnels européens (sondes spatiales, satellites scientifiques, satellites de navigation, satellites d'observation de la Terre) à destination de l'orbite basse sont par contre généralement lancés par des fusées d'autres puissances spatiales (Inde, Russie) moins coûteuses et mieux adaptées à ce type de charge utile.

Les caractéristiques du lanceur Ariane 5 présentent des faiblesses qui pourraient lui faire perdre sa position dominante actuelle :

  • Dans les conditions de marché actuelles, Ariane 5, qui bénéficie d'une prime par rapport à ses concurrents liée à la qualité de sa prestation, reste relativement concurrentielle tant qu'elle peut lancer deux satellites en orbite géostationnaire. Mais la masse de ces satellites tend à augmenter. Lorsqu'un des satellites représente plus de la moitié de la charge utile du lanceur (soit environ 5 tonnes), il devient plus difficile et parfois impossible de trouver un deuxième satellite à lancer sur la même période. Le coût du lancement est dans ce cas entièrement supporté par l'opérateur du premier satellite. Sur le marché très étroit des satellites de télécommunications en orbite géostationnaire (20 satellites environ par an dont la moitié sont lancés par Ariane 5) la nécessité de lancer à chaque fois deux satellites impose des contraintes calendaires fortes pour les propriétaires de ces satellites. Les lanceurs aux capacités plus faibles et donc optimisés pour un lancement simple, comme le lanceur russe Proton-M d’ILS et russo-ukrainien Zenit-3 disposent dans ce domaine d'un avantage concurrentiel[1].
  • Le deuxième étage d'Ariane 5 ne peut pas être ré-allumé contrairement aux lanceurs Zenit et Proton, qui utilisent cette technologie depuis plusieurs décennies. Les orbites de certains satellites nécessitent cette capacité. C'est ainsi que le lancement le 20 avril 2009 d’un satellite militaire italien (Sicral-1B) a été confié au lanceur russo-ukrainien Zenit-3 et non à une fusée européenne.
  • À moyen terme la concurrence va se renforcer. Ariane 5 bénéficie actuellement des déboires des lanceurs russes Zenit et Proton qui sont beaucoup moins chers mais qui ont eu ces dernières années des problèmes de fiabilité importants. Ces problèmes de qualité pourraient être résolus dans le futur. La Chine dispose déjà d'un lanceur de faible capacité mais très peu cher et elle développe un lanceur Longue Marche 5 de la classe d'Ariane 5, qui devrait être opérationnel dans quelques années. Aux États-Unis, la NASA finance pour le ravitaillement de la Station spatiale internationale le développement de deux lanceurs privés Antares et Falcon 9 qui pourraient dans un futur proche proposer l'emport de charges utiles à des coûts beaucoup plus faibles.
  • Ariane 5 est un lanceur coûteux dont la fabrication est subventionnée par l'agence spatiale européenne à hauteur de 120 millions € par an. Ce montant pourrait augmenter fortement dans un contexte plus concurrentiel par deux biais : un abaissement général des tarifs de lancement sous l'effet d'une concurrence exacerbée et un abaissement de la cadence de tir du lanceur européen qui diminuerait les économies d'échelle et nécessiterait d'amortir les frais fixes (installations, équipes de lancement) sur un nombre de tirs plus réduit.

Le rapport du CNES de 2009[modifier | modifier le code]

L'agence spatiale française du CNES préconise le développement d'un nouveau lanceur baptisé Ariane 6 pour s'adapter à l'évolution probable du marché des lanceurs. Un rapport de l'agence commandé par le gouvernement français en janvier 2009 et remis en juin de cette même année, a retenu quelques préconisations structurantes pour le développement du successeur d'Ariane 5 :

  • poursuivre dans la lignée des lanceurs consommables, car le développement d'un lanceur entièrement réutilisable serait bien trop coûteux (entre 13 et 19 milliards d'euros) et la maintenance d'un tel lanceur coûterait aussi cher que l'actuelle Ariane 5,
  • renoncer à l'éventualité de vols habités, l'Europe n'ayant pas les moyens de développer de façon autonome une technologie équivalente à celles existant déjà aux États-Unis et en Russie,
  • abandonner les lancements doubles, qui ont fait le succès d'Ariane 5, pour se concentrer sur les lancements à charge unique de trois à six tonnes en orbite géostationnaire,
  • confirmer le développement d'un dernier étage cryogénique LOX/LH2 propulsé par le moteur Vinci,
  • étudier la possibilité de développer, pour le premier étage, une propulsion de type LOX/RP-1 ,
  • permettre une configuration à trois premiers étages parallèles à l'image du lanceur américain Delta IV en configuration Heavy .
  • orienter les travaux vers la réalisation d'un lanceur « extrêmement modulable », selon les termes du rapport.

Architectures envisagées[modifier | modifier le code]

Propositions initiales du CNES[modifier | modifier le code]

La division lanceurs du CNES a joué un rôle majeur dans la conception des précédents lanceurs moyens et lourds de l'Agence spatiale européenne Ariane 1 à Ariane 5. Le CNES propose que le remplaçant d'Ariane 5 soit conçu pour lancer un unique satellite en orbite géostationnaire (contrairement à Ariane 5) ce qui doit lui donner une souplesse opérationnelle plus importante. Il peut également mettre en orbite des charges utiles de faible taille avec des capacités similaires à celles de la fusée Soyouz. Cette modularité de la capacité est obtenue en adjoignant un nombre variable de propulseurs d'appoint. Les architectures envisagées ont en commun l'utilisation d'un étage supérieur cryogénique utilisant le moteur Vinci et une capacité de lancement modulable comprise entre 2 et 8 tonnes. Le CNES, promoteur du développement de l'Ariane 6, propose essentiellement deux scénarios. Le premier, qui a la faveur de l'agence spatiale française, est basé sur un premier étage propulsé par un moteur à propergol solide. Celui-ci, d'un diamètre d'au moins 3,7 mètres, pourrait faire l'objet de deux innovations sur une fusée de cette taille : une enveloppe en matériaux composites mono-segment et un chargement du propergol se faisant en coulée continue. Le deuxième scénario repose sur l'utilisation d'un premier étage à ergols liquides cryotechniques avec un moteur à la fois plus puissant et plus performant que le moteur Vulcain d'Ariane 5[2].

Les différentes options d'architecture[modifier | modifier le code]

Pour répondre aux contraintes de coût (investissement, fabrication en série), d'adéquation aux besoins de l'agence et du marché, de maintien de la capacité industrielle européenne, les concepteurs du lanceur peuvent jouer principalement sur les paramètres architecturaux suivants en s'appuyant sur les travaux existants :

  • Modularité de la capacité (capacité maximum et minimum) : nombre et puissance des propulseurs d'appoint + performance 1er étage
  • Premier étage à propergol solide (moins performant, abandon Vulcain, coût abaissé)
  • Diamètre du premier étage (ergols liquides)
  • Propulseur d'appoint à propergol solide : longueur, diamètre, réutilisation sur Vega
  • Réservoirs avec ou sans fonds commun (premier étage ergols liquide) : moins coûteux mais lanceur plus long
  • Moteur Vinci à tuyère déployable ou fixe (moins coûteux mais lanceur plus long)

Pour le premier étage, la tendance actuelle est d'avoir recours au mélange kérosène/oxygène liquide moins performant que le mélange oxygène/hydrogène utilisé par le moteur Vulcain du premier étage de l'Ariane 5. En effet la réduction des performances est largement compensée par les avantages : il est beaucoup plus facile de développer un moteur de forte puissance requis pour le premier étage, le moteur est plus simple donc moins coûteux à produire et plus fiable, le kérosène occupe beaucoup moins d'espace que l'hydrogène (étage moins long) et est plus facile à mettre en œuvre (coût). Cette solution a été toutefois d'emblée écartée car elle suppose de développer un nouveau moteur.

Avancement du projet[modifier | modifier le code]

Lancement des études (juin 2009)[modifier | modifier le code]

Au cours du salon du Bourget qui s'est tenu en juin 2009, l'exécutif français a affirmé souhaiter que « s'engagent, en concertation avec [ses] partenaires européens et l'Agence spatiale européenne, les premières études sur ce lanceur en vue de décisions à la conférence ministérielle 2011 de l'ESA »[3].

La nécessité de faire évoluer Ariane 5 fait l'unanimité au sein de l'Agence spatiale européenne mais les pays membres divergent sur les solutions à mettre en œuvre. Deux scénarios coexistent pour le développement du futur lanceur européen. Le premier scénario soutenu par le CNES consiste à mettre en chantier immédiatement le développement du lanceur Ariane 6. Le deuxième scénario est de privilégier pour le moyen terme le développement de l'étage supérieur utilisé par une nouvelle version de l'Ariane 5 (ME) capable de pallier certaines des lacunes actuelles de l'Ariane 5 ECA. L'Ariane 5 ME (ex Ariane 5 ECB) est un projet ancien à l'étude depuis plus de 10 ans mais avec jusque là des fonds insuffisants pour déboucher sur une version opérationnelle. Grâce à un nouveau moteur Vinci cette version doit permettre de lancer une charge utile plus importante (11,2 tonnes en GTO) et d'effectuer des missions plus complexes (moteur réallumable). Dans ce scénario, le développement du successeur d'Ariane 5 serait reporté à une échéance plus lointaine.

Le remplacement de la fusée Ariane 5 est le thème majeur de la conférence ministérielle de novembre 2012 qui a défini pour 2 ans les budgets de l'Agence spatiale européenne. Les ministres ont octroyé une enveloppe de 157 millions € pour l'étude du nouveau lanceur qui devrait à la fois remplacer Ariane 5 et la version du lanceur russe Soyouz utilisée par les pays européens. La décision de fabriquer Ariane 6 doit être prise en 2014. En parallèle, les travaux sur l'Ariane 5 ME sont financés avec une livraison attendue vers 2015[4],[5].

Définition d'une architecture (2012/2014)[modifier | modifier le code]

Vue en coupe de la configuration PPH.

Durant 6 mois le projet d'étude réunissant les principaux industriels concernés (Astrium, Avio, Herakles avec la participation de Safran, Air Liquide, MT Aerospace, ...) étudie plusieurs configurations permettant de répondre au cahier des charges de l'Agence spatiale européenne. Pour répondre aux attentes, le nouveau lanceur doit [6]  :

  • pouvoir placer sur une orbite géostationnaire un satellite ayant une masse comprise entre 3 et 6,5 tonnes. 6,5 tonnes constitue aujourd'hui la limite supérieure des satellites de télécommunications. Ariane 5 ECA peut placer 10,5 tonnes en orbite géostationnaire mais elle doit donc emporter deux satellites pour rentabiliser le lancement.
  • Avoir des coûts d'exploitation réduits (-40% estimés vs Ariane 5)[7],
  • Réutiliser les développements en cours sur le moteur cryotechnique réallumable Vinci
  • Réduire le temps de développement et les coûts du nouveau lanceur .

Finalement début juillet 2013, l'équipe projet de l'Agence spatiale européenne annonce que la configuration PPH (deux étages à propergol solide et un étage supérieur Hydrogène/Oxygène) est retenue comme permettant de répondre au mieux aux critères définis par l'ESA. La prochaine étape du projet (Preliminary Requirements Review PRR) est planifiée en octobre 2013. Les débuts opérationnels du lanceur sont planifiés au début des années 2020[6].

Contreproposition des acteurs industriels (été 2014)[modifier | modifier le code]

Le 16 juin Airbus et Safran, les deux principaux industriels impliqués dans la construction du lanceur, annoncent le rapprochement de leurs divisions chargées de ces développements. Ils remettent à l'Agence spatiale européenne une contreproposition d'architecture pour Ariane 6. Dans cette nouvelle configuration, dite PHH, l'architecture de l'Ariane 5 est reprise mais avec les deux premiers étages de taille réduite. Deux configurations sont proposées dont la plus puissante permet de placer 8,5 tonnes sur une orbite de transfert géostationnaire contre 6,5 tonnes pour l'architecture PPH. Cette dernière version permet des lancements doubles de satellites de télécommunications de taille intermédiaire. L'objectif officiel des industriels est de pouvoir continuer à répondre aux besoins des opérateurs commerciaux grâce à un lanceur évolutif et de conserver ainsi des parts de marché cruciales pour le coût de production du lanceur. Sur le plan industriel, cette nouvelle configuration permet de conserver les implantations industrielles et les compétences dans le domaine des moteurs cryotechniques de grande puissance (Vulcain). Elle est plus satisfaisante pour les partenaires industriels allemands peu impliqués dans la propulsion à propergol solide qui dominait dans la configuration PPH[8]. Par contre les réductions sur le cout de fabrication attendues sont plus faibles dans la mesure ou l'étage cryotechnique Vulcain est conservé et deux configurations sont prévues pour l'étage supérieur. Le coût de la configuration lourde est évalué par l'industriel à 100 millions € alors que l'objectif fixé pour la refonte Ariane 6 était d'abaisser le coût de lancement à 70 millions €[9].

Versions finales ? : Ariane 62 et 64 (décembre 2014)[modifier | modifier le code]

La configuration finale proposée au conseil des Ministres des 1 et 2 décembre 2014 s'accompagne de l'abandon du projet d'évolution Ariane 5 ME. Les Ariane 62 et 64 combinent le premier étage raccourci de l'Ariane 5 ECA avec des propulseurs d'appoint dérivés du premier étage de la fusée Vega. Deux versions sont proposées: Ariane 62 avec 2 propulseurs d'appoint et Ariane 64 en comportant 4. Selon la version, le nouveau lanceur aura la capacité de placer sur une orbite de transfert géostationnaire des satellites d'une masse de 10,5 ou 5 tonnes.

Les coûts de fabrication sont abaissés par un abandon de certains choix d'architecture les plus coûteux : la tuyère du Vinci n'est plus déployable (ce qui entraine un allongement du lanceur) et les réservoirs du premier étage n'ont plus de fonds commun (alourdissement de la structure). Par ailleurs le mode de fabrication des propulseurs d'appoint (une seule coulée) et l'effet d'échelle (deux fois plus nombreux + utilisation pour le lanceur Vega) devraient également contribuer à réduire les coûts qui sont annoncés à 70 M€ pour Ariane 62 et 115 M€ pour Ariane 64. Le développement du nouveau lanceur doit s'accompagner d'une redistribution des tâches de fabrication entre les différents industriels. La réalisation des propulseurs d'appoint incombera entièrement à l'Italie[8].

La décision de réaliser l'Ariane 6 est entérinée par le Conseil des Ministres du 2 décembre 2014. Un examen des travaux préparatoires est planifié en 2016 pour décider à cette date de la poursuite du projet[10].

Configurations proposées[modifier | modifier le code]

Configuration Ariane 6 PPH[modifier | modifier le code]

La première configuration proposée, dite PPH, comprend deux étages utilisant du propergol solide. Quatre moteurs à poudre pratiquement identiques sont utilisés : trois pour le premier étage (configuration dite Multi P linear) et un seul pour le second étage. Chaque moteur est chargé avec 145 tonnes de poudre. L'objectif est de capitaliser sur les avancées du lanceur Vega qui utilise pour son premier étage un bloc de poudre de 88 tonnes coulé en une seule fois dans une enveloppe en composite carbone beaucoup plus légère que l'acier utilisé par les boosters d'Ariane 5. Le dernier étage utilise le moteur Vinci qui brûle un mélange d'ergols liquides oxygène et hydrogène et qui est en cours de développement pour la version Ariane 5 ME. La coiffe d'un diamètre de 5,4 mètres permet d'accueillir des satellites de même taille que la fusée Ariane 5[6]. Le lanceur a une masse totale de 660 tonnes pour une hauteur totale de 50,6 mètres. L'objectif est un coût de développement lanceur compris entre 2,5 et 3,5 milliards d'euros et un coût de lancement à 70 M€ soit 30 % de moins que Ariane 5 à charge équivalente[11]. Cependant selon des calculs réalisés par un bureau indépendant qui a utilisé la méthode Transcost, mondialement reconnu, le coût de lancement serait supérieur à 100 M€ , en partie à cause du fait que 5 éléments constitutifs (4 P-135 et un étage cryogénique) doivent être assemblés[12], mais en se basant sur une approche organisationnelle de type Ariane 5. Si ces calculs se confirment (non remise en cause du schéma industriel de type Ariane 5), Ariane 6 serait plus chère au lancement que Ariane 5 à charge équivalente, mais faciliterait les lancements simples (une charge utile par lancement).

Configuration Ariane PHH[modifier | modifier le code]

La configuration PHH, proposée par les industriels, reprend l'architecture de l'Ariane 5 mais avec deux premiers étages (cryotechnique et propulseurs d'appoint) de taille réduite. L'étage EPC propulsé par le moteur Vulcain voit son diamètre ramené à 4,5 m. Il est flanqué des deux propulseurs à propergol solide P145 prévus dans la version PPH. L'étage supérieur est comme dans le cas d'Ariane 5 soit un EPS (Ariane 6.2) soit l'étage Vinci en cours de développement (Ariane 6.1).

Ariane 62 et 64 (décembre 2014)[modifier | modifier le code]

La configuration finale, validée dans le cadre du Conseil des Ministres des 1 et 2 décembre 2014, comporte[13] :

  • Un premier étage dérivé du premier étage de l'Ariane 5 ECA existante avec un moteur Vulcain inchangé
  • Deux ou quatre propulseurs d'appoint à propergol solide de type P120 qui constitueront également le premier étage du lanceur léger Vega-C (future version de Vega). Comme dans le cas du premier étage Vega actuel, il s'agit d'un propulseur monobloc à enveloppe composite.
  • Un étage supérieur cryogénique propulsé par le nouveau moteur Vinci équipé d'une tuyère fixe pour réduire les coûts.

Deux versions sont proposées : Ariane 62 avec 2 propulseurs d'appoint et Ariane 64 en comportant 4. Selon la version, le nouveau lanceur aura la capacité de placer sur une orbite de transfert géostationnaire des satellites d'une masse de 10,5 ou 5 tonnes. La hauteur totale du lanceur est de 63 mètres.

Comparaison des caractéristiques des différentes versions d'Ariane 6 avec celles d'Ariane 5 ME et ECA[14],[15],[16],[17].
Ariane 6 Ariane 5 (pour mémoire)
Versions novembre 2014 Configuration PPH Configuration PHH
Ariane 6.2 Ariane 6.4 Ariane 6 PPH Ariane 6.1 PHH Vinci Ariane 6.2 (PHH) EPS Ariane 5 ME Ariane 5 ECA
Lanceur complet Statut Versions retenues ? Propositions abandonnées En production
Longueur 63 m 59 m  ? ? 53,78 m 55,90 m
Masse 500 t. 800 t. 567,8 t 785 t 772,8 t
Charge utile GTO 5 t 10,5 t 6,5 t 8,5 t. 4 t. ? 11,5 t 9,5 t
Charge utile orbite basse > 5 t. ?
Propulseur d'appoint Désignation 2 × P 120 4 × P 120 néant 2 × P 145 2 × EAP 241
Longueur × diamètre 16 × 3,7 m 16 × 3,7 m 31,16 × 3,05 m
Masse dont propergol  ? t (? t)  ? t (? t) 553,20 t (481,25 t)
Type / impulsion spécifique Propergol solide Propergol solide
Poussée moyenne 3500 kN (par P120) 4000 kN (par P135) 4984 kN (par EAP)
Durée de fonctionnement ?0 s 120 s 129,7 s
1er étage Désignation "EPC raccourci" 3 × P 145 "EPC raccourci" EPC
Longueur × diamètre ? × 5,4 m 16 × 3,7 m 2? × 4,5 m 31 × 5,46 m
Masse dont propergol  ? t (149 t) ? t (404,7 t)  ? t (? t) ? t (173,15 t) 188,3 t (173,3 t)
Type / impulsion spécifique Oxygène et hydrogène liquides Propergol solide Oxygène et hydrogène liquides
Moteur Vulcain 2+ MPS Vulcain 2+ ? Vulcain 2
Poussée 1350 kN 4000 kN (par P135) 1340 kN ? 1340 kN
Durée de fonctionnement  ? 120 s  ? 544 s
2e étage Désignation Vinci P-145 Vinci EPS Vinci ESC-A
Longueur × diamètre  ? × 5,4 m 14,7 × 3,7 m  ? × 5,45 m x m  ? × 5,45 m 5,84 × 5,45 m
Masse dont propergol ? t (30 t) ? t (134,9 t) ? t (28,22 t) 10,95 t (9,7 t)  ? t (28,22 t) 18,94 t (14,54 t)
Type / impulsion spécifique Oxygène et hydrogène liquides Propergol solide Oxygène et hydrogène liquides monométhylhydrazine /
peroxyde d'azote
Oxygène et hydrogène liquides
Moteur Vinci
à tuyère fixe
MPS Vinci Aestus Vinci HM-7B
Poussée 180 kN 4000 kN 180 kN 29 kN 180 kN 64,8 kN
Temps de fonctionnement 1200 s 120 s 715 s 1110 s. 715 s 980 s
3e étage Désignation Vinci Néant
Longueur × diamètre  ? × 4,0 m
Masse dont propergol  ? t (32 t)
Type / impulsion spécifique Oxygène et hydrogène liquides
Moteur Vinci
Poussée 180 kN
Temps de fonctionnement 715 s
Coiffe Longueur × diamètre 20 × 5,4 m 17 × 5,45 m  ? ? 20 × 5,45 m 15,81 × 5,45 m
Masse  ? 2,9 t 2,38 t

Notes et références[modifier | modifier le code]

  1. Ariane 5, ses succès et la concurrence internationale
  2. Anna Bellanova, « Anticipation », sur CNES / Latitude N°2,‎
  3. Associated Press, le 20 juin 2009.
  4. Sylvestre Huet, « Ariane face à son destin », sur 15 novembre 2012
  5. Dominique Gallois, L'Allemagne se rallie au projet français de lancer Ariane 6, Le Monde, 21 novembre 2012.
  6. a, b et c (en) « The baseline configuration of Ariane 6 selected by consensus of the basis of decisions teken by ESA's miinisterial council of november 2012 », sur ESA,‎
  7. Ariane 5 fait le job en attendant Ariane 6 et SpaceX, Challenges, 20 octobre 2014
  8. a et b Stefan Barensky, « Safran dévoile les grandes lignes de l'Ariane 6 alternative », sur Air & Cosmos,‎
  9. (en) Peter B. de Selding, « Airbus Defends Springing Last-minute Ariane 6 Design on ESA », sur Space news,‎ de lien externeng-last-minute-ariane-6-design-on-esa/
  10. (en) Agence spatiale européenne, « Resolution on Europe’s Access to Space »,‎
  11. Sylvestre Huet, « Le choix de l'ESA pour Ariane-6 », sur 10 juillet 2013
  12. Koelle D. E. Ariane - Europa vor der Entscheidung: Vorwärts oder rückwärts?, Raumfahrt Concret, Heft 78, Numéro 3/2013.
  13. (en) « Ariane 6 », sur ESA (consulté le 29 novembre 2014)
  14. « Ariane 6 », sur CNES (consulté le 3 décembre 2014)
  15. (en) Norbert Brügge, « Ariane 5 NGL » (consulté le 16 juillet 2013)
  16. (en) Agence spatiale européenne, « Ariane 6 Project Request For Consultation for Ariane 6 Key Launcher Elements, Attachment II: Technical Conditions, A6 NT-0-X-11001-ESA, Issue 1, Revision 0 »,‎ (consulté le 19 novembre 2013)
  17. (en) Ir. B.T.C. ZANDBERGEN, « Some typical solid propellant rocket motors »,‎ (consulté le 17 juillet 2015)

Voir aussi[modifier | modifier le code]

Articles connexes[modifier | modifier le code]