Lanceur (astronautique)

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Dans le domaine astronautique, un lanceur est une fusée capable de placer une charge utile en orbite autour de la Terre ou de l'envoyer dans l'espace interplanétaire. La charge utile peut être un satellite artificiel, placé en orbite terrestre basse ou en orbite géostationnaire, ou une sonde spatiale qui quitte l’attraction terrestre pour explorer le système solaire. Pour y parvenir un lanceur doit pouvoir imprimer à sa charge utile une vitesse horizontale d'environ 8 km/s et l'élever au-dessus des couches denses de l'atmosphère terrestre (environ 200 km). Pour répondre aux différents besoins des lanceurs de toute taille ont été construits depuis le lanceur SS-520 de 2,6 tonnes capable de placer 4 kg en orbite basse jusqu'à la fusée Saturn V de 3 000 tonnes pouvant placer 130 tonnes sur la même orbite.

Un lanceur est un engin complexe nécessitant la maitrise d'un grand nombre de technologies touchant aux domaines de la métallurgie, de la chimie et de l'électronique. À la suite de la première satellisation d'un engin spatial réussie en 1957 à l'aide d'une fusée Semiorka, l'espace est devenu un enjeu politique puis économique et militaire majeur et les nations les plus avancées sur le plan technique ont progressivement développé leurs propres lanceurs. En 2017 une dizaine de pays (Etats-Unis, Russie, Europe, Japon, Chine, Inde, Israël, Iran, Corée du Nord) disposent de leur propre lanceur. Mais leur coût élevé, compris entre 10 millions € pour un lanceur léger (1 tonne placée en orbite basse) et 200 millions € pour un lanceur lourd (25 tonnes en orbite basse), limite leur usage. Depuis une vingtaine d'années il y a entre 50 et 100 lancements annuels. Les tirs sont effectués depuis des bases de lancement comprenant de nombreuses installations spécialisées (bâtiment d'assemblage, aire de lancement, centre de contrôle) et situées dans des emplacements choisis en fonction de contraintes de logistique, de sécurité et d'optimisation des performances des lanceurs.

Le lanceur est de manière standard non réutilisable c'est-à-dire que ses composants sont perdus après usage. La perte du lanceur après chaque tir constitue un frein important au développement de l'activité spatiale dans la mesure ou il contribue à augmenter son coût de manière significative. Pour abaisser ceux-ci plusieurs techniques permettant de réutiliser tout ou partie du lanceur ont fait l'objet de développements plus ou moins poussés. Le premier lanceur partiellement réutilisable, la navette spatiale américaine, s'est révélée à l'usage plus coûteuse que les lanceurs classiques. La piste du lanceur orbital monoétage utilisant une propulsion classique (X-33) est aujourd'hui abandonnée car elle nécessite de réduire la masse à vide du lanceur dans des proportions qui ne peuvent être atteintes avec les technologies existantes. L'avion spatial utilisant des moteurs aérobies (Skylon) n'a pas dépassé le stade de la planche à dessins. La seule réussite début 2017 est la récupération du premier étage du lanceur Falcon 9 dont l'intérêt économique, compte tenu des coûts inhérents à la technique utilisée (réduction de la charge utile, coût de récupération et de remise en état, surcoût assurance), n'a pas encore été démontrée.

Historique[modifier | modifier le code]

Premiers lanceurs[modifier | modifier le code]

Durant la décennie 1950, la tension très forte entre par l'Union soviétique et les Etats-Unis et le développement de l'arme atomique conduisent au développement d'engins capables de lancer à grande distance une bombe atomique. Des études sont menés en parallèle autour d'engins ailés non pilotés et de fusées inspirés du missile V2 développé par les allemands durant la Seconde guerre mondiale. C'est cette deuxième technique qui l'emporte et très rapidement les deux pays mettent au point une série de missiles balistiques à longue portée. L'utilisation de de ce type d'engin pour la mise en orbite est rapidement identifié et les premiers lanceurs opérationnels capables de placer une charge utile en orbite sont mis au point immédiatement après la réalisation des premiers missiles balistiques opérationnels. Le premier lanceur est la fusée soviétique R-7 Semiorka qui place en orbite le 4 octobre 1957 le premier satellite artificiel Spoutnik 1. Le lanceur très lourd pour l'époque (plus de 250 tonnes) a une carrière très brève en tant que missile balistique intercontinental mais en tant que lanceur a par contre une carrière particulièrement longue puisqu'elle se poursuit encore aujourd'hui avec la fusée Soyouz.

La première génération de lanceurs américains[modifier | modifier le code]

Aux Etats-Unis les différents corps militaires ont chacun développé au milieu des années 1950 des missiles balistiques à courte, moyenne ou longue portée. Plusieurs d'entre eux donnent naissance à plusieurs familles de lanceurs à la durée de vie particulièrement longue : ainsi le lanceur Delta II, qui est la dernière version d'une famille de lanceurs développée à partir du missile Thor à la fin des années 1950, ne prend sa retraite qu'en 2017. Les missiles balistiques développés après 1961 ne font plus l'objet de conversions en lanceur à l'exception très marginale du lanceur Minotaur. Durant la décennie 1950 les ingénieurs américains multiplient les innovations grâce aux investissements massifs suscités par la tension entre les deux superpuissances de l'époque plongés en pleine Guerre froide Si les premiers lanceurs Juno/Mercury-Redstone sont encore très proches sur le plan technique du missile allemand V2, les lanceurs mis au point quelques années plus tard n'ont plus grand-chose de commun avec la fusée de Van Braun. La poussée et l'impulsion spécifique des moteurs-fusées est fortement accrue, l'électronique joue un rôle décisif dans le pilotage, de nouvelles combinaisons d'ergols sont mises au point et la masse structurelle est allégée de manière spectaculaire (Atlas). À côté des lanceurs issus de missiles convertis, deux lanceurs légers sans filiation militaire sont développés pour lancer principalement des satellites scientifiques. La fusée Vanguard (premier vol 1956, charge utile 45 kg) a une courte carrière avec des résultats mitigés. Le lanceur Scout (premier vol 1961, charge utile de 50 à 150 kg) a une carrière qui se prolonge jusqu'en 1984.

La reconversion des missiles balistiques américains en lanceur
Missile Lanceur(s) dérivé(s)
Désignation Portée Opérateur Opérationnel Lanceur Étages Masse Longueur Charge utile
Orbite basse
Premier vol Vols remarquables Autres lanceurs dérivés
Redstone 300 km Armée de Terre 1958 Juno I ou Jupiter-C 4 29 t. 21 m. 11 kg 1958 Premier satellite artificiel américain Explorer I
Mercury-Redstone 1 30 t. 25 m. Vol suborbital : 1,8 tonnes 1960 Premier vol (suborbital) d'un astronaute américain
Jupiter 2 400 km Armée de l'Air 1958 Juno II 4 55 t. 24 m. 41 kg 1958 Première sonde spatiale américaine Pioneer 4
Thor 2 400 km Armée de l'Air 1958 Thor Able 3 52 t. 27 m. 120 kg 1958 Lancement de Explorer 6 (première photo de la Terre) Thor-Agena : 1,5 t. 1959-1968
Delta-Thor 3 54 t. 31 m. 226 kg 1960 Delta II : 6,4 t. 1990-2017
Atlas 14 000 km Armée de l'Air 1959 Mercury-Atlas 1,5 120 t. 29 m. 1,36 t. 1960 Premier vol spatial américain avec équipage Mercury-Atlas 6 (1962) Atlas-Centaur : 4 t. 1962-1983
Atlas II : 7 t. 1991-2004
Atlas III : 11 t. 200-2005
Titan 10 000 km Armée de l'Air 1961 Titan II 2 154 t. 30 m. 3,8 t. 1964 Lanceur utilisé pour le programme Gemini Titan III C : 29 t. 1965-1982
Titan IV : 22 t. 1989-2005

En Union soviétique tous les lanceurs du début de l'ère spatiale sont également dérivés de missiles balistiques développés dans les années 1950. Contrairement à ce qui se passe aux Etats-Unis ce mouvement de conversion se poursuit par la suite lorsque de nouveaux modèles de missiles apparaissent.

La reconversion des missiles balistiques soviétiques en lanceur
Missile Lanceur(s) dérivé(s)
Désignation Portée Constructeur Opérationnel Lanceur Étages Masse Longueur Charge utile
Orbite basse
Premier vol Vols remarquables Autres lanceurs dérivés
R-7 8 000 km OKB-1 1959 Spoutnik 4 269 t. 31 m. 1,3 t. 1957 Premier satellite artificiel Spoutnik 1 Vostok : 5,5 t. 1960-1991
Molnia  : 1964-2010
Soyouz : 9 t. 1966-
R-12 2 000 km 1959 Cosmos 2 48 t. 31 m. 420 kg 1961 Cosmos M, Cosmos 2
R-14 3 700 km OKB-586 1961 Cosmos 1 2 107 t. 26 m. 1,4 t. 1961 Cosmos 3M, Cosmos 3 : 1964-2012
UR-500 12 000 km OKB-52 - Proton 3 ou 4 693 t. 53 m. 22,8 t. 1965 Cosmos 3M, Cosmos 3 : 1964-2012
UR-100N 10 000 km OKB-52 1982 Rockot 2 107 t. 29 m. 2 t. 1990 Strela  : 2003-
R-36 15 000 km OKB-586 1966 Tsiklon 2 2 177 t. 32 m. 3,4 t. 1966 Tsiklon 2M  : 2,85 t. 1967-2006
Tsiklon 3  : 4,1 t. 1977-2009
Dnepr 3 213 t. 34 m. 4,5 t. 1999

Course à l'espace et la montée en puissance[modifier | modifier le code]

Articles détaillés : Saturn V et Proton (fusée).

La Course à l'espace entre l'Union soviétique et les Etats-Unis pousse ces deux pays à développer des lanceurs de plus en plus puissants. Il faut notamment placer en orbite des vaisseaux spatiaux habités de plus en plus lourds, des missions d'exploration du système solaire plus complexes et des satellites de télécommunications (orbite géostationnaire) qui gagnent en capacité.

La navette spatiale américaine[modifier | modifier le code]

Articles détaillés : Navette spatiale américaine et corps portant.

Caractéristiques techniques[modifier | modifier le code]

D'un point de vue technique, le lanceur est une fusée dont la principale spécificité est d'être suffisamment puissante pour pouvoir atteindre la vitesse de satellisation minimale qui sur Terre est de 7,9 km/s (vitesse horizontale). Il y a très peu de différences entre un lanceur et les autres types de fusée telles que la fusée-sonde utilisée pour sonder la haute atmosphère dans le cadre d'une mission scientifique ou le missile balistique intercontinental capable d'emporter une charge nucléaire à quelques milliers de kilomètres. Ainsi presque tous les lanceurs du début de l'ère spatiale sont dérivés de missiles balistiques reconvertis : Semiorka (Voskhod, Soyouz, Vostock, Molnia) , Cosmos, Juno , Longue Marche 2/3/4, Atlas, Delta, Titan, Thor. D'autres sont des fusées-sondes améliorées :  : ce dernier est d'ailleurs parfois reconverti en lanceur en ne modifiant que la programmation du vol et en réduisant la masse de la charge utile. Le lanceur comme le missile est propulsé par des moteurs-fusées pouvant fonctionner en mode anaérobie. Il comporte plusieurs étages, qui sont largués au fur et à mesure, pour lui permettre d'atteindre la vitesse nécessaire à la mise en orbite. La charge utile qui doit être envoyée dans l'espace est placée au sommet du lanceur sous une coiffe qui est larguée dès que les couches plus denses de l'atmosphère ont été traversées.

Propulsion et ergols[modifier | modifier le code]

Le système de propulsion constitue la caractéristique la plus importante d'un lanceur comme pour toute fusée (fusée-sonde, missile balistique). Toutefois le lanceur a des contraintes spécifiques :

  • Les lanceurs lourds nécessitent une poussée au décollage particulièrement importante ;
  • La phase de propulsion se poursuit parfois longtemps dans l'espace ;
  • Pour certaines orbites la propulsion doit pouvoir être relancée à plusieurs reprises
  • Afin de réduire les couts, certains lanceurs sont développés pour pouvoir être réutilisés avec des répercussions sur les moteurs-fusées mis en œuvre ;
  • La toxicité des ergols utilisés pour la propulsion est de moins en moins bien acceptée dans le contexte de l'activité spatiale

Kérosène / Oxygène[modifier | modifier le code]

Les premiers missiles balistiques à l'origine des familles de lanceurs qui vont longtemps occuper une place prépondérante utilisent principalement la combinaison d'ergols liquides kérosène/oxygène qui constitue un bon compromis entre performance, masse volumique et complexité de mise en œuvre. Les lanceurs Soyouz, Delta, Atlas utilisent cette technique pour le premier étage.

Ergols hypergoliques[modifier | modifier le code]

Pour les missiles balistiques le mélange Kérosène / Oxygène présente l'inconvénient de ne pouvoir être stocké en permanence dans les réservoirs de l'engin et donc de nécessiter une phase de remplissage avant le lancement trop longue (jusqu'à plusieurs heures) pour répondre aux contraintes opérationnelles qui nécessitent un délai de mise à feu de quelques secondes. La deuxième génération de missiles utilise des ergols stockables qui présentent toutefois l'inconvénient d'être très toxiques et moins performants. Les lanceurs dérivés de cette génération de missile sont la fusée américaine Titan, les lanceurs soviétiques Proton, Dnepr, Rockot, ainsi que les lanceurs issus de missiles d'inspiration soviétique : Longue Marche 2/3/4 chinois, Safir iranien, Unha nord-coréen. C'est également ces ergols qui ont utilisés par les lanceurs européens Ariane 1, 2, 3 et 4. La toxicité des ergols et leurs performances réduites ont conduit à l'abandon de ce mode de propulsion au fur et à mesure du renouvellement des familles de lanceurs. En 2017 les principaux lanceurs qui utilisent encore ce mélange sont les Proton en cours de remplacement par l'Angara et les Longue Marche 2/3/4 en cours de remplacement par les Longue Marche 5 et 7.

Hydrogène / Oxygène[modifier | modifier le code]

Propulsion à propergol solide[modifier | modifier le code]

Méthane oxygène[modifier | modifier le code]

Capacité d'un lanceur[modifier | modifier le code]

La capacité d'un lanceur se mesure selon plusieurs critères. Le principal est la masse qu'il peut satelliser. La charge utile peut occuper un volume important ou nécessiter une accélération et un régime de vibrations réduits que tous les lanceurs ne peuvent pas offrir.

Masse de la charge utile[modifier | modifier le code]

La performance d'un lanceur se mesure d'abord par sa capacité à placer une charge utile plus ou moins lourde en orbite. On range ainsi les lanceurs dans des grandes catégories reposant sur la masse satellisable : depuis le lanceur léger capable de placer environ 1 à 2 tonnes en orbite basse (par exemple Vega), au lanceur lourd pouvant lancer 20 à 25 tonnes (Ariane 5) en passant par lanceur de taille intermédiaire pouvant emporter une charge d'une dizaine de tonnes (Soyouz). Deux lanceurs plus puissants ont été développés par la passé dans le cadre de la course à la Lune : le lanceur américain Saturn V (130 tonnes en orbite basse dans sa dernière version) et le lanceur soviétique N-1 (95 tonnes). Ces lanceurs très couteux ont été retirés du service au début des années 1970 après l'arrêt du programme Apollo. Mi 2010 deux lanceurs capables de placer en orbite plus de 25 tonnes sont en phase de développement Falcon Heavy (53 tonnes en orbite basse) et Space Launch System (70 à 130 tonnes).

Volume sous la coiffe[modifier | modifier le code]

La taille de la coiffe joue un rôle important car elle conditionne le volume des charges utiles emportées. En général la taille de la coiffe est corrélée avec le diamètre du lanceur. Pour permettre l'emport de charges utiles volumineuses, elle a souvent un diamètre plus important que le lanceur mais le rapport de diamètre ne doit pas être trop important pour ne pas générer de contraintes trop fortes sur la structure durant la traversée des couches basses de l'atmosphère.

Lancement multiple[modifier | modifier le code]

Presque tous les lanceurs sont aujourd'hui qualifiés pour effectuer des lancements multiples c'est-à-dire larguer plusieurs charges utiles sur des orbites différentes.

Orbite[modifier | modifier le code]

Article détaillé : Orbite.

Selon les missions, le lanceur peut placer sa charge utile sur des orbites différentes. Celles-ci sont caractérisées par leur altitude, la forme de l'orbite (circulaire ou plus ou moins fortement elliptique) et l'inclinaison orbitale. Le type d'orbite visé et la position du site de lancement influent sur la puissance nécessaire pour l'atteindre. La masse que peut placer en orbite un lanceur donné dépend donc de sa destination. Les principales orbites terrestres sont dans l'ordre de puissance nécessaire croissante :

  • L'orbite terrestre basse (LEO) est utilisée par certains satellites scientifiques, la Station spatiale internationale ISS) et les satellites de renseignement
  • L'orbite héliosynchrone est utilisée par les satellites d'observation de la Terre et les satellites de renseignement
  • L'orbites géostationnaires (GEO) est principalement utilisée par les satellites de télécommunications, les satellites météorologiques et les satellites d'alerte avancée
  • L'orbite moyenne est utilisée par les satellites de navigation
  • L'orbite de transfert géostationnaire (GTO) est une orbite temporaire très elliptique qui permet au satellite d'atteindre une position où il peut utiliser sa propre propulsion pour se place en orbite géostationnaire
  • L'orbite de transfert géostationnaire
  • L'orbite haute pour les satellites scientifiques et certains satellites de télécommunications. Les sondes spatiales à destination de la Lune sont placés sur une orbite de ce type.

Enfin le lanceur peut placer une charge utile sur une orbite interplanétaire c'est-à-dire qui lui permet d'échapper à l'attraction terrestre. Parmi celles-ci, les destinations les plus couramment visées sont

  • Les orbites autour des point de Lagrange L1 et L2 utilisées par les satellites scientifiques : télescope spatial, observation du Soleil et météorologie spatiale
  • L'orbite de transfert vers la planète Mars.
Performance de quelques lanceurs en fonction de l'orbite visée
Orbite Ariane 5[1] Vega[2] Soyouz Atlas V (série 500)[3] Falcon 9 V1.1 FT[4] Zenit
Orbite basse 20 tonnes 2 t. 18,8 t. 22,8 t.
orbite héliosynchrone > 10 tonnes
altitude 800 km inclinaison 0°
1,4 t.
altitude 700 km inclinaison 90°
15 t.
altitude 200 km
orbite de transfert géostationnaire > 10 tonnes 8,9 t. 8 t.
Point de Lagrange L2 6,6 t.
Orbite de transfert vers la Lune 7 t.
Vitesse de libération 4 550 kg
V = 3,475 km/s
4 t. (Mars)

Base de lancement[modifier | modifier le code]

Le lanceur est tiré depuis une base de lancement qui comprend de nombreuses installations spécialisées : bâtiment d'assemblage, aire de lancement, centre de contrôle. La base de lancement est située dans des emplacements choisis en fonction de contraintes de logistique, de sécurité et d'optimisation des performances des lanceurs. Un carneau d’environ vingt mètres de profondeur reçoit les gaz produit par le fonctionnement des moteurs au décollage.

Lanceurs par pays/région[modifier | modifier le code]

En gras figurent les lanceurs ou familles de lanceurs qui sont actuellement (mai 2014) en service. Les autres étant soit abandonnés, soit toujours en développement.

États-Unis[modifier | modifier le code]

Lanceurs commerciaux[modifier | modifier le code]

Orbital ATK

SpaceX

Blue Origin

Russie et Union soviétique[modifier | modifier le code]

Chine[modifier | modifier le code]

Europe[modifier | modifier le code]

Japon[modifier | modifier le code]

Inde[modifier | modifier le code]

France[modifier | modifier le code]

Brésil[modifier | modifier le code]

  • VLS-1 (en développement)

Corée du Sud[modifier | modifier le code]

Iran[modifier | modifier le code]

Israël[modifier | modifier le code]

Ukraine[modifier | modifier le code]


Lancements en 2016 par pays, lanceur et base de lancement[modifier | modifier le code]

USA: 23 (26,7 %) Chine: 22 (25,6 %) Russie: 19 (22,1 %) Europe: 9 (10,5 %) Inde: 7 (8,1 %) Japon: 4 (4,7 %) Israeël: 1 (1,2 %) Corée du Nord: 1 (1,2 %)Circle frame.svg
  •   USA: 23 (26,7 %)
  •   Chine: 22 (25,6 %)
  •   Russie: 19 (22,1 %)
  •   Europe: 9 (10,5 %)
  •   Inde: 7 (8,1 %)
  •   Japon: 4 (4,7 %)
  •   Israeël: 1 (1,2 %)
  •   Corée du Nord: 1 (1,2 %)
Longue Marche 2/3/4: 19 (21,8 %) Soyouz: 14 (16,1 %) Falcon 9: 9 (10,3 %) Atlas V: 9 (10,3 %) Ariane 5: 7 (8 %) PSLV: 6 (6,9 %) Delta IV: 4 (4,6 %) H-IIA et B: 3 (3,4 %) Proton: 3 (3,4 %) Autres: 13 (14,9 %)Circle frame.svg
  •   Longue Marche 2/3/4: 19 (21,8 %)
  •   Soyouz: 14 (16,1 %)
  •   Falcon 9: 9 (10,3 %)
  •   Atlas V: 9 (10,3 %)
  •   Ariane 5: 7 (8 %)
  •   PSLV: 6 (6,9 %)
  •   Delta IV: 4 (4,6 %)
  •   H-IIA et B: 3 (3,4 %)
  •   Proton: 3 (3,4 %)
  •   Autres: 13 (14,9 %)
Cape Canaveral: 18 (21,2 %) Baïkonour: 11 (12,9 %) Kourou: 11 (12,9 %) Juiquan: 9 (10,6 %) Satish Dhawan: 7 (8,2 %) Xichang: 7 (8,2 %) Plessetsk: 5 (5,9 %) Taiyuan: 4 (4,7 %) Vandenberg: 3 (3,5 %) Tanegashima: 3 (3,5 %) Autres: 7 (8,2 %)Circle frame.svg
  •   Cape Canaveral: 18 (21,2 %)
  •   Baïkonour: 11 (12,9 %)
  •   Kourou: 11 (12,9 %)
  •   Juiquan: 9 (10,6 %)
  •   Satish Dhawan: 7 (8,2 %)
  •   Xichang: 7 (8,2 %)
  •   Plessetsk: 5 (5,9 %)
  •   Taiyuan: 4 (4,7 %)
  •   Vandenberg: 3 (3,5 %)
  •   Tanegashima: 3 (3,5 %)
  •   Autres: 7 (8,2 %)
Lancements par pays Lancements par famille de lanceurs Lancements par base de lancement

Statistiques des lancements sur la période 1990-2016[modifier | modifier le code]

Statistiques des lancements des principales nations spatiales pour la période 1990-2016.
Convention : Fiabilité = (nbre lancements - (nbre échecs totaux + nbre échecs partiels/2))/nbre lancements
Source : Gunter's Space Page.
Statististiques-historique-fiabilité-lanceurs pour la période 1990-2016.png

Notes et références[modifier | modifier le code]

Bibliographie[modifier | modifier le code]

  • Seguei Grichkov et Laurent de Angelis, Guide des lanceurs spatiaux (3 d.), Tessier et Ashpool, (ISBN 978-2-9094-6710-8)
  • (en) Robert E. Bilstein, Stages to Saturn a technological history of Apollo/Saturn Launch vehicules, University Press of Florida, (ISBN 978-08130-2691-6)
  • (en) Dennis R. Jenkins et Roger D Launius, To reach the high frontier : a history of U.S. launch vehicles, The university press of Kentucky, (ISBN 978-0-8131-2245-8)
  • (en) J.D. Hunley, US Space-launch vehicle technology : Viking to space shuttle, University press of Florida, (ISBN 978-0-8130-3178-1)
  • (en) Heribert Kuczera et Peter V. * Sacher, Reusable Space Transportation Systems, Springer, (ISBN 978-3-540-89180-2)
    Les programmes européens de lanceurs réutilisables
  • (en) Virginia P. Dawson et Mark D. Bowles, Taming liquid hydrogen : The Centaur upper stage rocket (1958 - 2002), NASA, , 289 p. (lire en ligne [PDF])

Voir aussi[modifier | modifier le code]

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Articles connexes[modifier | modifier le code]

Liens externes[modifier | modifier le code]