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. A 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]

Les premiers lanceurs ont été développés dans les années 1950 à partir de missiles balistiques. Leur conception de base n'a guère changé depuis. Le premier lanceur opérationnel est la fusée soviétique R-7 Semiorka qui place en orbite le 4 octobre 1957 le premier satellite artificiel Spoutnik 1.

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 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.

Performances du lanceur[modifier | modifier le code]

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).

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 différents.

Orbite[modifier | modifier le code]

Article principal : 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.

Brésil[modifier | modifier le code]

  • VLS-1 (en développement)

Chine[modifier | modifier le code]

Corée du Sud[modifier | modifier le code]

États-Unis[modifier | modifier le code]

Europe[modifier | modifier le code]

France[modifier | modifier le code]

Inde[modifier | modifier le code]

Iran[modifier | modifier le code]

Israël[modifier | modifier le code]

Japon[modifier | modifier le code]

Russie et auparavant Union soviétique[modifier | modifier le code]

Ukraine[modifier | modifier le code]

Lanceurs commerciaux[modifier | modifier le code]

Blue Origin[modifier | modifier le code]

Orbital ATK[modifier | modifier le code]

SpaceX[modifier | modifier le code]

Nombres et coûts des lancements entre 2006 et 2009[modifier | modifier le code]

Nombre de lancements par année et type de lanceur[5]
(lanceurs moyens et lourds seulement)
Année 2006 2007 2008 2009 Coût lancement[6]
en millions de dollars
Coût/kg en $
Lanceur tirs satellites tirs satellites tirs satellites tirs satellites
Drapeau de l’Union européenne Ariane 5 5 10 6 12 6 11 7 12 220 (ECA) 22 917
Drapeau des États-Unis Atlas V 2 2 3 5 2 2 5 6 125 (501) 25 000
Drapeau des États-Unis Delta II 6 8 8 8 5 5 8 9 65 (7920) 36 011
Drapeau des États-Unis Delta IV 3 3 1 1 - - 3 3 170 (Medium) 40 380
Drapeau des États-Unis Falcon 9 - - - - - - - - 55 (prévision) 12 115 (prévision)
Drapeau du Japon H-IIA 4 4 2 3 1 1 3 3
Drapeau de la République populaire de Chine Longue Marche 3 3 3 6 6 4 4 2 2 60 (3A) 23 177
Drapeau de la Russie Proton 6 6 7 7 10 10 8 10 100 (M) 18 182
Drapeau de l'Ukraine Zenit 5 5 1 1 6 6 4 4 60 (SLB) 16 666

Fiabilité des lanceurs[modifier | modifier le code]

Statistiques historiques de la fiabilité des lanceurs 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]

  1. (en) « Brochure Ariane 5 », Arianespace,‎
  2. (en) « Guide utilisateur Vega », Arianespace,‎
  3. (en) « Atlas V Launch Services User's Guide », ULA,‎ (consulté le 14 janvier 2017)
  4. (en) « Falcon V9 : Capabilities & Services », SpaceX (consulté le 14 janvier 2017)
  5. « Launcher (log des lancements) », sur Gunter's Space Page (consulté le 4 décembre 2009)
  6. (en) « FAA Semi-Annual Launch Report: Second Half of 2009 », Federal Aviation Administration - Office of Commercial Space Transportation (consulté le 7 décembre 2009) [PDF]

Voir aussi[modifier | modifier le code]

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Articles connexes[modifier | modifier le code]

Liens externes[modifier | modifier le code]