Geosynchronous Satellite Launch Vehicle

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 À ne pas confondre avec le lanceur Geosynchronous Satellite Launch Vehicle Mk III.
GSLV Mk II
भूस्थिर उपग्रह प्रक्षेपण यान
Schéma du GSLV Mk II
Schéma du GSLV Mk II
Données générales
Pays d’origine Drapeau de l'Inde Inde
Premier vol Mk I:
Mk II:
Dernier vol Toujours en service
Hauteur 50 m
Masse au décollage 421 800 kg
Étage(s) 3
Base(s) de lancement Satish Dhawan
Charge utile
Orbite basse 5 000 kg
Transfert géostationnaire (GTO) 2 500 kg

Le GSLV (acronyme de Geosynchronous Satellite Launch Vehicle c'est-à-dire Lanceur de satellite géosynchrone) est un lanceur développé par l'ISRO, l'agence spatiale indienne. C'est le lanceur indien le plus puissant et le plus récent. Son développement est décidé en 1990 pour permettre à l'Inde de lancer ses satellites en orbite géostationnaire. En effet cette tâche ne peut être assurée par le lanceur PSLV existant, de capacité réduite et plus ancien. Les performances du lanceur GSLV sont liées à la présence d'un dernier étage propulsé par un moteur-fusée consommant un mélange cryogénique d'hydrogène et d'oxygène liquide. Le lanceur a d'abord volé avec un étage cryogénique acheté à la Russie (version MK I premier vol en 2001) avant qu'un développement national ne soit réalisé sous la pression des États-Unis inquiète de la diffusion de cette technologie (version MK II premier vol en 2010). La mise au point du lanceur a été difficile avec seulement deux lancements complètement réussis sur les sept premiers vols. Le lanceur, qui a une masse d'environ 400 tonnes, peut placer 2,35 tonnes sur une orbite de transfert géostationnaire. Une nouvelle version MK III à l'architecture complètement différente et à la capacité doublée est en cours de développement et devrait voler vers 2017.

Historique[modifier | modifier le code]

La version Mk I[modifier | modifier le code]

Les lanceurs indiens : de gauche à droite SLV, ASLV, PSLV, GSLV Mk I/II, GSLV Mk III.

L'Inde a développé ses propres lanceurs - SLV (premier vol en 1979), ASLV (1987) et enfin PSLV (1993) - en ayant recours essentiellement à la propulsion à propergol solide ou à des moteurs-fusées à ergols liquides utilisant des technologies anciennes (moteur Vikas). Depuis sa mise en fonction le lanceur PSLV assure le lancement de satellites nationaux vers l'orbite basse mais il n'est pas assez puissant pour desservir des orbites plus hautes. Pour parvenir à placer notamment ses satellites de télécommunications (INSAT) en orbite géostationnaire, l'agence spatiale indienne, l'ISRO, développe un nouveau lanceur baptisé GSLV (acronyme de Geosynchronous Satellite Launch Vehicle c'est-à-dire Lanceur de satellite géosynchrone). Pour atteindre les performances souhaitées (2,35 tonnes en orbite GTO) l'Inde fait appel pour la première version (MK I) à des technologies importées.

Le premier étage est un gros propulseur à poudre directement dérivé du premier étage du PSLV de conception indienne flanqué de 4 propulseurs d'appoint à propergol liquides utilisant le moteur Vikas (version indienne du Viking propulsant les Ariane) très proches des PAL de l'Ariane 4. Le deuxième étage est propulsé par un moteur Vikas, tandis que le troisième étage est propulsé par un moteur russe RD-56M (KVD-1 dans la classification indienne) consommant un mélange très performant d'oxygène et d'hydrogène liquide. Ce moteur conçu par les motoristes soviétiques au début des années 1970 pour le dernier étage de la fusée géante lunaire N-1 n'a jamais volé[1]. En 1993 l'Inde veut acquérir la licence de construction du moteur russe, mais la Russie doit refuser sous la pression des États-Unis qui considère qu'il s'agit d'une violation de diffusion des technologies de missile. La Russie vend sept moteurs et l'Inde décide de développer son propre moteur [2]. Six lancements de la version MKI utilisant le moteur russe ont lieu dont 4 échecs (2 totaux et 2 partiels).

La version Mk II[modifier | modifier le code]

La version Mk II se différencie de la version précédente par son moteur cryogénique CUS. Celui-ci est de fabrication indienne mais sa conception en fait un quasi clone du moteur russe dont il reprend les caractéristiques (dimension, masse) et les performances (poussée, impulsion spécifique). Le premier vol a lieu le 15 avril 2010. Le lancement est un échec à la suite d'une défaillance du troisième étage. Le deuxième lancement, plusieurs fois retardé, a finalement lieu le 4 janvier 2014 et est un succès.

Développements futurs[modifier | modifier le code]

La version Mk III[modifier | modifier le code]

L'Inde développe une nouvelle version du lanceur très différente qui doit permettre de doubler les performances de la Mk II (4,5 tonnes sur une orbite de transfert géostationnaire). Cette version Mk III reprend l'architecture des fusées Ariane 5 et Titan avec deux énormes propulseurs à poudre flanquant le premier étage qui fournissent 80% des 9100 kN de poussée totale au décollage et représentent les trois quarts de la masse totale du lanceur (640 tonnes). Le premier étage utilise deux moteurs Vikas dans une version améliorée. Le lanceur dispose d'un étage de moins que ses prédécesseurs : le dernier étage cryogénique oxygène/hydrogène utilise un nouveau moteur de fabrication nationale CE-20 avec une poussée presque triplée (20 kN) par rapport au moteur CUS équipant la génération précédente. Le premier lancement a eu lieu le 18 décembre 2014 avec un étage cryogénique factice avec comme objectif de valider le fonctionnement en vol des gros propulseurs à propergol solide. La fusée qui emportait le démonstrateur de rentrée atmosphérique CARE, a effectué un vol suborbital avec succès. À l'issue du vol la charge utile a amerri dans l'océan Indien et a été récupérée[3]. Le premier vol du nouveau lanceur dans sa configuration opérationnelle est planifié fin 2016 et doit placer un satellite de télécommunications de 3,5 tonnes en orbite géostationnaire.

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Caractéristiques techniques[modifier | modifier le code]

Principales caractéristiques des versions du lanceur GSLV[4],[5]
Version Mk I Mk II Mk III
(à titre indicatif)
Statut Retiré Opérationnel En développement
Date vols 4/2001 - 12/2010 4/2010 -
Vols/échecs/échecs partiels 6 / 2 / 2 2 / 1 -
Masse totale 412,8 t. 421,8 t. 639 t.
Longueur 49,99 m. 49,99 m. 42,43 m.
Charge utile GTO : 2,31 t. GTO : 2,35 t. GTO : 4 t.
Propulseurs d'appoint 4 x GS-0 (L-40) 4 x GS-0 (L-42) 2 x S-200
Dimension (longueur × diamètre)) 19,70 × 2,10 m 19,70 × 2,10 m 25 × 3,20 m
Masse (dont carburant) 179,8 t (159,4 t) 188 t (168 t) 478 t (413,3 t)
Poussée maximale (dans le vide) 2710 kN(au niveau de la mer) 2710 kN 7757 kN
Impulsion spécifique (dans le vide) s (au niveau de la mer) s s
Durée de fonctionnement 147 s 155 s 128,6 s
Moteur Vikas 2+ Vikas 2+ propergol solide
Type propergol liquide UH25/N2O4 UH25/N2O4 HTPB
Premier étage GS-1 (S-138) GS-1 (S-138) L-110
Dimension (longueur × diamètre) 20,30 × 2,80 m 20,30 × 2,80 m 23,9 × 4 m
Masse (dont carburant) 166,5 t (138,24 t) 166,5 t (138,24 t) 128 t. (110 t)
Poussée maximale (dans le vide) 4386 kN(au niveau de la mer) 4386 kN 1430 kN
Impulsion spécifique (dans le vide) s (au niveau de la mer) s s
Durée de fonctionnement 108 s 108 s 200 s
Moteur propergol solde propergol solde Vikas X
Type propergol PBHT PBHT UH25/N2O4
Deuxième étage GS62 (L-39.5) GS62 (L-39.5) C-25
Dimension (longueur × diamètre) 12,3 × 2,8 m 12,3 × 2,8 m 8,2 x 4 m
Masse (dont carburant) 45,05 t (39,65 t) 45,05 t (39,65 t) 29 t (25,6 t)
Poussée maximale (dans le vide) 804,5 kN(au niveau de la mer) 804,5 kN 200,6 kN
Impulsion spécifique (dans le vide) s (au niveau de la mer) s 444 s
Durée de fonctionnement 146 s 146 s 555 s.
Moteur Vikas 4+ Vikas 4+ CE-20
Type propergol UH25/N2O4 UH25/N2O4 LH2/LOX
Troisième étage GS3 (C12.5) GS3 (C15.0)
Dimension (longueur × diamètre) 8,72 × 2,8 m 8,72 × 2,8 m
Masse (dont carburant) 17,3 t (15,2 t) 17,3 t (15,2 t)
Poussée maximale (dans le vide) 73,6 kN(au niveau de la mer) 73,55 kN
Impulsion spécifique (dans le vide) 462 s 460 s
Durée de fonctionnement 920 s 915 s
Moteur KVD-1 CUS
Type propergol LH2/LOX LH2/LOX
Coiffe
Dimension (longueur × diamètre) 8,66 x 4 m 8,66 x 4 m 10,3 x 5 m
Masse (dont carburant) 1,8 t. 1,8 t.  ?

Historique des lancements[modifier | modifier le code]

N° vol Version Date de lancement Base de lancement Charge utile Type Orbite Masse Résultat
D1 Mk.I(a) 18 avril 2001 Centre spatial de Satish Dhawan Drapeau de l'Inde GSAT-1 (en) Satellite de télécommunications expérimental géostationnaire 1 540 kg Échec partiel
D2 Mk.I(a) 8 mai 2003 Satish Dhawan Drapeau de l'Inde GSAT-2 (en) Satellite de télécommunications expérimental géostationnaire 1 825 kg Succès, qualification du lanceur
F01 Mk.I(b) 20 septembre 2004 Satish Dhawan Drapeau de l'Inde EDUSAT Satellite de télécommunications expérimental géostationnaire 1 950 kg Succès, 1er vol avec une charge utile opérationnelle
F02 Mk.I(b) 10 juillet 2006 Satish Dhawan Drapeau de l'Inde INSAT-4C Satellite de télécommunications géostationnaire 2 168 kg Échec
F04 Mk.I(b) 2 septembre 2007 Satish Dhawan Drapeau de l'Inde INSAT-4CR Satellite de télécommunications géostationnaire 2 160 kg Échec partiel
D3 Mk.II 15 avril 2010 Satish Dhawan Drapeau de l'Inde Healthsat (nommé GSAT-4 (en)) Satellite de télécommunications expérimental géostationnaire 2 220 kg Échec
F06 Mk.I(c) 25 décembre 2010 Satish Dhawan Drapeau de l'Inde GSAT-5P (en) Satellite de télécommunications géostationnaire 2 310 kg Échec
D5 Mk.II 5 janvier 2014 Satish Dhawan Drapeau de l'Inde GSAT-14 (en) Satellite de télécommunications géostationnaire 1 980 kg Succès
D6 Mk.II 27 aout 2015 Satish Dhawan Drapeau de l'Inde GSAT-6 Satellite de télécommunications géostationnaire 2 140 kg Succès
Lancements planifiés
F05 Mk.II Aout 2016 Satish Dhawan Drapeau de l'Inde INSAT-3DR Satellite météorologique géostationnaire 2 200 kg
FXX Mk.II Décembre 2016 Satish Dhawan Drapeau de l'Inde Satellite SAARC Satellite de télécommunications géostationnaire 2 000 kg
F08 Mk.II 2017 Satish Dhawan Drapeau de l'Inde Chandrayaan-2 Sonde spatiale avec rover lunaire 3 200 kg
F09 Mk.II Mai 2017 Satish Dhawan Drapeau de l'Inde GSAT-9 (en) Satellite de télécommunications géostationnaire 2 330 kg

Notes et références[modifier | modifier le code]

  1. Bernd Leitenberger, « Indische Trägerraketen » (consulté le 5 avril 2010)
  2. (en) « Chronology of Indian space activity », Secureworld Foundation (consulté le 5 mars 2010)
  3. (en) « India completes historic space shot », sur Space Exploration Network
  4. (en) Norbert Brügge, « GSLV Mk.3 » (consulté le 5 janvier 2014)
  5. (en) Norbert Brügge, « GSLV » (consulté le 5 janvier 2014)

Voir aussi[modifier | modifier le code]

Articles connexes[modifier | modifier le code]

Lien externe[modifier | modifier le code]