Lanceur réutilisable

Un article de Wikipédia, l'encyclopédie libre.
Aller à : navigation, rechercher
Vue d'artiste d'un lanceur orbital monoétage réutilisable, le Venture Star, n'ayant pas dépassé le stade de la planche à dessin, faute de disposer des technologies permettant sa réalisation.

Un lanceur réutilisable est un lanceur utilisé pour placer en orbite un engin spatial qui peut être réutilisé en totalité ou en partie après son retour sur Terre. Depuis le début de l'ère spatiale les fusées mises en œuvre pour placer en orbite des engins sont perdues après leur lancement car leur récupération pour un usage ultérieur soulève de nombreux problèmes. À la fin des années 1960 la NASA tente d'abaisser les couts de lancement en développant un système de lancement partiellement réutilisable, la navette spatiale américaine. Mais celle-ci s'avère en définitive beaucoup plus coûteuse que les lanceurs classiques. Par la suite de nombreuses études sont menées en particulier aux États-Unis autour du concept de lanceur orbital monoétage mais ces projets n'aboutissent pas car les technologies nécessaires dans des domaines clés comme la propulsion et la conception de structures légères ne sont pas disponibles. En 2015 seule la version réutilisable du Falcon 9, ayant recours à des technologies plus classiques (lanceur bi étages, atterrissage vertical) a atteint une phase d'expérimentation en grandeur réelle mais ses avantages financiers restent à évaluer.

Sommaire

Définitions[modifier | modifier le code]

Fonctionnement d'un lanceur non réutilisable[modifier | modifier le code]

Un lanceur classique utilise la force brute pour décoller verticalement. Ses moteurs sont suffisamment puissants (rapport entre la poussée des moteurs et la masse du lanceur > 1) pour lui permettre de décoller verticalement sans avoir pris au préalable de vitesse horizontale à la manière d'un avion. Pour pouvoir fonctionner ses moteurs brulent des ergols qui sont stockés dans un réservoir. Contrairement à un avion, un lanceur classique puise le comburant (oxygène ou oxydant) non pas dans l'air ambiant mais dans ses réservoirs (propulsion anaérobie). Cela permet à ses moteurs-fusées de fonctionner même en l'absence d'atmosphère mais le rendement résultant (l'impulsion spécifique) est très bas si on le compare dans leurs domaines de vol respectifs aux turboréacteurs ou aux statoréacteurs. Le rapport entre la masse du propergol et la masse total du lanceur (rapport de masse) joue un rôle critique dans la capacité du lanceur à atteindre une vitesse suffisante (Équation de Tsiolkovski). Aussi pour pouvoir atteindre l'orbite le lanceur comporte plusieurs étages qui se détachent au fur et à mesure que leurs réservoirs se vident et sont détruits durant leur descente vers le sol car aucun dispositif de récupération n'est emporté.

Avantages attendus d'un lanceur réutilisable[modifier | modifier le code]

Le cout de lancement d'un engin spatial est un frein important pour le développement de l'activité spatiale. Le prix de mise en orbite terrestre basse d'un kilogramme est compris selon les lanceurs entre quelques milliers US$ par kilogramme (lanceurs russes) et peut aller jusqu'à 100 000 US$ par kilo pour les charges utiles de petite taille. Ces coûts sont d'abord liés aux coûts de mise au point et de fabrication du lanceur qui ne peut être utilisé qu'une seule fois :

  • Un lanceur est un engin très complexe car il fonctionne dans des conditions limites (température, pression, vibrations) en particulier son système de propulsion qui doit délivrer des poussées énormes
  • Le nombre de lancements, peu élevé, ne permet pas de bénéficier d'effet d'échelle à la construction : il y a environ 100 lancements par an répartis entre des dizaines de types de lanceur. Les lanceurs les plus réussis ne sont fabriqués qu'à quelques centaines d'exemplaires sur une période s'échelonnant sur plusieurs décennies.

Par ailleurs un lanceur utilise des installations de lancement fixes coûteuses et les travaux de préparation avant le lancement (assemblage, tests) sont longs et sollicitent de nombreuses ressources.

Le lanceur réutilisable idéal[modifier | modifier le code]

Le lanceur réutilisable idéal fonctionne comme un avion : il peut décoller depuis un grand nombre de bases de lancement, atteindre la plan orbital souhaité et s'insérer en orbite, larguer sa charge utile, manœuvrer de manière à quitter son orbite, dissiper l'énergie cinétique acquise et atterrir à sa base de départ puis être rapidement préparé pour un nouveau vol. Durant toute la mission, le lanceur réutilisable idéal reste intègre c'est-à-dire qu'il ne comporte pas d'étage qui se détache. Il peut voler avec une fréquence élevée et le cout du vol est compatible avec la valeur de la charge utile emportée. Si une mission est interrompue à n'importe quel moment du vol y compris dans les premières secondes du décollage le lanceur doit pouvoir revenir se poser avec sa charge utile intacte. Le lanceur décrit est un lanceur orbital monoétage[1].

Schéma montrant le rapport existant entre la masse d'un lanceur, l'impulsion spécifique de sa propulsion et la masse relative de sa structure pour permettre la mise en orbite basse d'une charge utile de 6,5 tonnes : deux architectures sont présentées (en trait plein un seul étage, en traits pointillés deux étages) et trois valeurs d'impulsion spécifique : LOX/LH2 (450 s.) Kérosène/LOX (350 s.) et ergols hypergoliques non cryogéniques (300 s.)

Rapport de masse[modifier | modifier le code]

Le principal obstacle à la réalisation du lanceur réutilisable idéal (c'est-à-dire monoétage) est la nécessité d'atteindre une masse à vide (moteurs, structure et charge utile à satelliser) suffisamment légère pour permettre l'emport de la quantité de carburant nécessaire à la mise en orbite.

S'il utilise des moteurs-fusées, le seul mode de propulsion capable de fournir des poussées importantes tout en pouvant fonctionner dans le vide (propulsion à 100% anaérobie), la capacité d'un lanceur à placer en orbite une charge utile est déterminée par l'Équation de Tsiolkovski qui peut s'appliquer directement à un lanceur orbital monoétage :

avec :
  • variation de vitesse entre le début et la fin de la phase propulsée ;
  • vitesse d'éjection des gaz ;
  • masse initiale du lanceur
  • masse du lanceur après avoir atteint l'orbite
  • fonction logarithme népérien.

La mise en orbite basse nécessite d'atteindre une vitesse horizontale (le delta-V de l'équation) d'environ 9,6 km/s[N 1]. La vitesse d'éjection des gaz dépend des ergols utilisés et de l'efficacité des moteurs : les deux combinaisons d'ergols les plus utilisées sont le mélange oxygène/hydrogène liquides (le plus efficace avec une vitesse d'éjection maximale de 4 462 m/s) et le mélange kérosène/oxygène liquide (vitesse d'éjection maximale de 3 510 m/s). Pour qu'un lanceur puisse atteindre cet objectif l'équation indique que le ratio (masse de sa structure cumulée à la charge utile rapporté à la masse totale) doit être compris entre 4 et 10 % selon le carburant employé. Pour parvenir à cet objectif, les lanceurs non réutilisables comportent plusieurs étages c'est-à-dire qu'ils larguent au fur et à mesure de leur ascension une partie de la structure rendue inutile par la consommation du carburant.

Concepts[modifier | modifier le code]

Atterrissage[modifier | modifier le code]

Pour pouvoir abaisser les couts de lancement, le lanceur réutilisable doit pouvoir revenir se poser à sa base de départ. Pour y parvenir le lanceur doit pouvoir corriger sa trajectoire de descente. Cet objectif impose une Finesse (rapport entre la portance et la traînée) élevée. Celle-ci permet au lanceur de se comporter comme un planeur et de choisir son lieu d'atterrissage en pouvant se déporter de sa trajectoire de descente de manière importante.

Atterrissage horizontal[modifier | modifier le code]

Le lanceur se pose à l'horizontale sur une piste d'atterrissage. Cette technique d'atterrissage nécessite que le lanceur dispose de caractéristiques proches de celles d'un avion :

  • Une surface portante (aile) d'une taille suffisante pour lui permettre de maintenir une vitesse de descente finale modérée
  • Une forme aérodynamique permettant de maintenir sa stabilité
  • Des gouvernes permettant de contrôler le vol
  • Un train d'atterrissage
  • S'il n'y a pas d'équipage, l'avion doit disposer d'un système informatique embarqué capable de mener à bien l'atterrissage

Différentes variantes sont envisageables :

  • L'avion spatial peut disposer d'une motorisation lui permettant de contrôler son vol (Bourane) ce qui complexifie son architecture et pénalise la masse. À défaut il doit se poser comme un planeur (navette spatiale américaine) mais cela limite sa capacité à manœuvrer et à faire face à des conditions météorologiques défavorables.
  • Il peut nécessiter des longueurs de piste exceptionnelles compte tenu de sa vitesse d'atterrissage (navette spatiale américaine) ou atterrir sur des pistes d'aéroport standard
  • Tous ces appendices pénalisent le rapport de masse. Une architecture de type corps portant permet de réduire la taille des appendices associés à l'atterrissage à l'horizontale et donc la masse associée à ceux-ci.

Atterrissage vertical[modifier | modifier le code]

Atterrissage avec freinage par parachute[modifier | modifier le code]

Décollage horizontal / vertical[modifier | modifier le code]

Décollage vertical du prototype DC-XA

Comparé à un décollage vertical, le décollage horizontal d'un lanceur réutilisable permet théoriquement de réduire légèrement le delta-v nécessaire à la mise en orbite en limitant les pertes liées à l'action du champ gravitationnel terrestre. Cette solution est toutefois exclue car elle nécessiterait des surfaces portantes trop importantes pour permettre d'atteindre le rapport de masse imposé pour un lanceur réutilisable. Le lancement vertical a toutefois d'importantes répercussions négatives :

  • Il nécessite de disposer de moteurs lourds, complexes et couteux car ceux-ci doivent pouvoir faire décoller le lanceur et doivent donc avoir une poussée totale supérieure à la masse du lanceur au décollage.
  • Cette puissance n'est plus nécessaire lorsque le lanceur s'est allégé d'une partie de son carburant. La poussée des moteurs doit donc être fortement modulable (facteur de surcout) ou une partie des moteurs doivent être éteints.
  • Ces gros moteurs représentent une masse importante installée à l'extrémité du lanceur qui à vide place le centre de masse à l'arrière du lanceur. Cette position crée de fortes contraintes sur la forme aérodynamique du lanceur pour que celui-ci reste contrôlable durant la phase de retour sur Terre.
  • Le lancement vertical impose des installations de lancement complexes et donc couteuses qui allongent l'intervalle de temps entre deux lancements.

Propulsion[modifier | modifier le code]

Le moteur Sabre du Skylon permet une propulsion en mode aérobie et anaérobie.

Réutilisation[modifier | modifier le code]

La partie la plus couteuse du lanceur est son système de propulsion. Concevoir un lanceur réutilisable nécessite de pouvoir réutiliser ses moteurs après usage avec plusieurs conséquences :

  • Une grande partie des pièces d'un moteur de lanceur fonctionne dans des conditions limites : turbopompe, chambre de combustion, tuyère. Toutes ces parties doivent être conçues de manière à pouvoir résister à de multiples utilisations avec un impact sur le cout de fabrication (supérieur) et les performances (moindres).
  • La remise en état après utilisation y compris les tests doit se faire à des conditions économiques qui ne mettent pas en péril la viabilité financière du lanceur réutilisable. Cette condition n'était pas remplie pour l'orbiteur de la navette spatiale américaine.
  • La récupération des moteurs n'est pas compatible avec un amerrissage du lanceur à son retour sur Terre à cause des dégâts infligés par l'eau de mer et les conséquences de la décélération brutale finale.

Tuyère adaptative[modifier | modifier le code]

Pour qu'un moteur-fusée fonctionne de manière optimale, il faut que la longueur de sa tuyère ait un allongement adapté à la pression ambiant. Or celle-ci varie fortement entre le sol (pression = 1 bar)et les altitudes hautes (pression quasi nulle). Pour répond à cette longueur les tuyères d'un lanceur multi étages ont une longueur et une forme très différentes selon l'étage concerné. Pour un lanceur orbital monoétage, architecture souvent retenu pour les projets de lanceur réutilisable, cette contrainte est particulièrement difficile à prendre en compte. Les solutions proposées :

  • Tuyère adaptative de type Aerospike
  • Motorisation multiple avec l'inconvénient d'une forte pénalité sur la masse totale du système propulsif

Utilisation de la propulsion aérobie[modifier | modifier le code]

Valeur de l'impulsion spécifique pour différents types de moteurs à réaction : le moteur-fusée du fait de son fonctionnement anaérobie a un rendement très faible comparé aux autres types de propulsion mais il est le seul à pouvoir fonctionner dans le vide et aux très grandes vitesses.

La nécessité d'atteindre un rapport de masse élevée peut être allégée en adoptant un système de propulsion plus performant. Ceci peut être réalisé aux vitesses subsoniques et hypersoniques lorsque la densité de l'atmosphère est suffisante pour permettre d'alimenter un turboréacteur ou un statoréacteur. Ces engins au lieu de puiser le comburant dans des réservoirs utilisent l'oxygène contenu dans l'air ambiant ce qui permet de diminuer la masse embarquée. Les solutions étudiées portent généralement sur un moteur hybride capable de fonctionner à la fois comme un statoréacteur et un moteur-fusée pour ne pas multiplier les moteurs et alourdir la masse du lanceur.

Rentrée atmosphérique[modifier | modifier le code]

Articles principaux : Rentrée atmosphérique et Bouclier thermique.

Le lanceur a accumulé une énorme énergie cinétique pour placer en orbite sa charge utile. Pour pouvoir revenir sur Terre cette énergie cinétique doit être dissipée, c'est-à-dire que la vitesse acquise (environ 7,5 km/s s'il a atteint l'orbite basse) doit être annulée. Pour y parvenir il n'est pas possible d'utiliser la propulsion à l'aide des moteurs car il faudrait emporter des centaines de tonnes d'ergols en orbite uniquement pour cet usage. L'énergie cinétique est dissipée en transformant celle-ci progressivement en énergie thermique durant la rentrée atmosphérique. L'engin spatial lorsqu'il commence à redescendre vers la surface pénètre dans des couches atmosphériques plus denses est freiné par la traînée qui est la force qui s'oppose au mouvement d'un corps dans un gaz.

Cette force peut se calculer avec la formule

.

est la densité de l'atmosphère, la vitesse du véhicule, la surface occupée par le véhicule dans l'axe de sa progression et le coefficient de trainée qui dépend de la forme du vaisseau.

Aux vitesses hypersoniques atteintes par le vaisseau, la trainée est composée d'une trainée d'onde de choc due à la formation d'un matelas d'air ralenti entre la surface du véhicule et l'espace extérieur et d'une traînée de frottement qui provient du frottement de l'air sur les parois du vaisseau. Ces deux phénomènes entrainent une dissipation de l'énergie mécanique du vaisseau en chaleur. La majorité de l'énergie cinétique du véhicule spatial est ainsi transformée en chaleur jusqu'à ce que la vitesse du vaisseau ait suffisamment chuté. La quantité de chaleur dégagée engendre des températures de plusieurs milliers de degrés au niveau des parties les plus exposées situées à l'avant de l'engin capable de désintégrer le véhicule car il n'existe aucun matériau capable de résister à une telle température[2].

Les défis[modifier | modifier le code]

Maturité technologique[modifier | modifier le code]

Complexité[modifier | modifier le code]

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

Coût de développement[modifier | modifier le code]

Cout de remise en état opérationnel[modifier | modifier le code]

Architectures[modifier | modifier le code]

Plusieurs solutions techniques ont été explorées

Lanceur orbital monoétage[modifier | modifier le code]

Article principal : Lanceur orbital monoétage.

Le choix d'un lanceur réutilisable ne comportant qu'un seul étage (SSTO acronyme de single-stage-to-orbit) vise à tenter de reproduire le mode de fonctionnement du transport aérien et à abaisser ainsi les coûts de mise en orbite. Le lanceur décolle comme un avion depuis une piste ne nécessitant pas d'aménagements couteux et après avoir rempli son objectif atterrit également horizontalement. L'absence d'étage implique que sa remise en condition opérationnelle n'implique aucune opération d'assemblage entre deux vols.

Un lanceur monoétage conserve tout au long du vol toute sa structure, qui représente donc un masse croissante par rapport à la masse totale. La deuxième difficulté est liée à la nécessité d'optimiser le fonctionnement de la propulsion en fonction de la densité de l'atmosphère environnante : sur un lanceur classique, ce problème est réglé par l'utilisation de moteurs-fusées aux tuyères dimensionnées différemment selon les étages. Pour parvenir à construire un lanceur monoétage, plusieurs pistes sont explorées, notamment l'allégement de la structure par le recours pour les réservoirs à des matériaux une faible densité comme des composites à base de fibres de carbone, l'utilisation de la propulsion aérobie qui permet de ne pas transporter d'oxydant pour la première phase du vol, l'augmentation de l'impulsion spécifique des moteurs, c'est-à-dire de leurs performances, la mise au point de tuyères à géométrie variable, etc.

Lanceur multi étages[modifier | modifier le code]

Le défi technologique que constitue la mise au point d'un lanceur orbital monoétage ont conduit les ingénieurs à concevoir dès les années 1960 des lanceurs réutilisables comportant deux étages (TSTO acronyme de two-stage-to-orbit) ou plus. Cette solution permet l'utilisation des motorisations existantes et n'imposent pas un abaissement de la masse des structures. La charge utile rapportée à la masse au lancement est fortement accrue. Les contreparties sont notamment une complexité accrue des opérations de lancement et la nécessité de développer deux véhicules.

Lanceur aéroporté[modifier | modifier le code]

Pour gagner en performance un lanceur peut être conçu pour être tiré depuis un avion en vol. Cette solution du lanceur aéroporté est mise en œuvre par la fusée Pegasus. l'avion porteur atteint environ Mach 0,8 et à une altitude d'environ 8 000 mètres. À cette altitude l'air est beaucoup moins dense. En combinant les avantages liés à sa vitesse initiale, à la réduction de la trainée liée à la plus faible densité de l'atmosphère et à l'altitude de largage (les forces de gravité agissent moins longtemps), le gain est estimé à 10% du delta-V total nécessaire pour la satellisation en orbite basse. Cette technique permet d'abaisser le rapport de masse qui constitue une des contraintes les plus fortes pour la conception d'un lanceur orbital monoétage. Elle présente également l'avantage théorique d'assouplir les conditions de lancement. Elle contribue à alourdir le cout du lanceur et n'est concevable que pour des lanceurs de petite taille.

Lanceur suborbital[modifier | modifier le code]

Caractéristiques de quelques lanceurs réutilisables (projets ou engins opérationnels)
Caractéristique Navette spatiale américaine Bourane Falcon 9 X-33 Skylon
Pays États-Unis Union Soviétique États-Unis Royaume-Uni
Agence spatiale/Constructeur NASA / North American RKK Energia SpaceX NASA / Lockheed Martin Reaction Engines Limited
Période (développement) 1972-1981 ~1975-1988 2011- 1996-2001 1990-
Nombre d'étages 2 1
Décollage vertical horizontal
Propulsion anaérobie aérobie/anaérobie
Atterrissage horizontal vertical horizontal
Autres caractéristiques - - charge utile réduite de 50% / version non réutilisable Tuyère adaptative de type aerospike -
Réutilisation partielle totale
Date
Avancement atteint Opérationnel Opérationnel Essai en vol Démonstrateur partiellement construit
Vitesse maximale Mach 13
Planche à dessin

Les projets américains de lanceur réutilisable[modifier | modifier le code]

La navette spatiale américaine[modifier | modifier le code]

Article principal : Navette spatiale américaine.
Décollage de la Navette spatiale américaine.

La navette spatiale américaine est le premier projet de lanceur réutilisable dont l'étude a été poussée et reste en 2015 le seul ayant atteint le stade opérationnel. L'agence spatiale américaine, la NASA, lance sa conception alors que la construction de sa fusée lunaire géante Saturn V bat son plein. L'objectif est d'abaisser fortement les coûts du lancement spatial qui a jusque-là recours à des fusées perdues après usage. La navette spatiale doit être initialement un engin bi étage entièrement réutilisable dont les composants reviennent sur Terre après avoir placé la charge utile en orbite. Mais les couts sont très élevés et les techniques nécessaires, notamment le bouclier thermique, ne sont pas maitrisées. Pour que son projet aboutisse, la NASA doit aller rechercher le soutien de l'Armée qui impose pour répondre à ses besoins des changements importants dans la conception de l'engin spatial. Toujours pour limiter les couts de conception seul l'orbiteur, le deuxième étage du lanceur, doit être complètement réutilisable. La navette spatiale effectue son premier vol le 12 avril 1981 et devient opérationnelle l'année suivante. La NASA promet un abaissement décisif du cout de la mise en orbite. Mais la complexité inhérente au concept induit des coûts de développement et d'exploitation (500 millions de dollars par lancement) très élevés. Il apparaît rapidement que la navette ne sera jamais un moyen de lancement concurrentiel par rapport aux fusées car la cadence des lancements espérée ne peut être tenue. Après la destruction de la navette spatiale Challenger début 1986 qui entraîne la perte de son équipage, l'utilisation de la navette est limitée au lancement des satellites non commerciaux et aux expériences scientifiques en orbite. À compter de la fin des années 1990 sa mission principale est la desserte de la station spatiale Mir puis de la station spatiale internationale. Un deuxième accident en 2003, accompagné une fois de plus de la perte de l'équipage, accélère la décision de retirer la flotte des navettes dont le dernier vol a eu lieu en juillet 2011. La navette spatiale a effectué 135 vols à cette date.

Le programme National Aerospace Plane (1989-1994)[modifier | modifier le code]

Le X-30 vue d'artiste.

En 1986 le président des États-Unis Ronald Reagan annonce dans son discours sur l'état de l'Union un nouvel Orient Express qui à la fin de la décennie pourra décoller de l'aéroport Dulles, atteindre 25 fois la vitesse du son et atteindre l'orbite basse ou rallier Tokyo en 2 heures. Le programme National Aerospace Plane mené à la fois par la NASA et l'Armée américaine prévoit la construction d'un avion spatial dont une version expérimentale le X-30 doit voler dès 1993. Le projet repose sur la mise au point d'une propulsion hybride capable de fonctionner comme un superstatoréacteur et un moteur-fusée et ayant recours à l'hydrogène. Cette échéance est d'abord repoussée à 1997 puis le programme est annulé en 1994 après que 1,6 milliards US$ aient été dépensés. Les technologies nécessaires permettant à un avion hypersonique d'atteindre une telle vitesse et de se mettre en orbite ne sont pas maitrisés à l'époque et ne le sont toujours pas en 2015[3]

Le programme Space Transportation System (1996-2001)[modifier | modifier le code]

Moteur Aerospike XRS-2200 linéaire à tuyère adaptative destiné au X-33.

En 1996 la NASA lance le programme de recherche Space Transportation System dans le cadre d'un partenariat avec l'Armée de l'Air américaine et l'industrie privée baptisé le Reusable Launch Vehicle Technology Program. Plusieurs démonstrateurs sont développés pour mettre au point des technologies clés pour la mise au point d'un lanceur réutilisable monoétage.

  • Le projet DC-X (Delta Clipper Experimental est un lanceur monoétage à l'échelle 1/3 développé par McDonnell Douglas dans le cadre du projet militaire de défense SDI qui doit permettre la mise au point des techniques d'atterrissage vertical d'un lanceur. Le DC-X utilise pour sa propulsion 4 moteurs-fusées réutilisables RL-10 dans une version réutilisable (C). Il effectue entre 1993 et 1995 huit démonstrations réussies d'atterrissage et de décollage en montant jusqu'à une altitude de 3 140 mètres. Les deux derniers vols sont pris en charge par la NASA qui a repris le projet après l'arrêt du programme militaire SDI. Il met en œuvre une version légèrement modifiée, le DC-XA.
  • Le démonstrateur X-34 a pour objectif la mise au point les technologies nécessaires pour un avion spatial vol à vitesse hypersonique (jusqu'à Mach 8) comme le système de protection thermique, l'atterrissage tout temps en mode automatique. Le démonstrateur est largué depuis un avion-porteur puis monte jusqu'à une altitude de 80 km grâce à un moteur-fusée réutilisable à cout modéré, le FasTrac (en), développé dans le cadre du projet. Deux prototypes sont construits mais le programme confié en 1996 à la société Orbital Sciences est arrêté en 2001 avant qu'aucun appareil n'ai volé. La mise au point du moteur FasTrac a été plus longue que prévu et les objectifs du programme ont été repris par le programme Space Launch Initiative (en) lancé entre temps.
  • Le démonstrateur X-33 constitue la première tentative de construire un lanceur orbital monoétage capable d'effectuer un vol suborbital en atteignant une vitesse de Mach 13 (la moitié de la vitesse nécessaire pour se placer en orbite basse). Le développement est confié à la société Lockheed Martin dont l'objectif est de commercialiser un engin opérationnel sous l'appellation VentureStar. L'avion spatial conçu pour décoller verticalement et atterrir horizontalement est de type corps portant et est propulsé par des moteurs-fusées Aerospike à tuyère adaptative brulant un mélange hydrogène et d'oxygène liquide. Les travaux débutent en 1996 mais le projet est arrêté en 2001 après que la NASA ait dépensé près de 1 milliard US$ : les premiers tests au sol du prototype mettent en évidence une résistance insuffisante des réservoirs allégés pour tenir le rapport de masse de 10 minimum requis pour placer une charge utile en orbite.

Le programme Space Launch Initiative de la NASA (2001-2005)[modifier | modifier le code]

En 2001, la NASA décide de mettre sur pied un programme ambitieux baptisé Space Launch Initiative (en) ayant pour objectif de permettre le développement de la deuxième génération de lanceur réutilisable. La NASA prévoit de consacrer 4,8 milliards US$ sur les cinq années suivantes. Le programme fait partie d'un projet plus vaste baptisé Integrated Space Transportation Plan : celui-ci comprend la mise à niveau des navettes spatiales existantes et la réalisation des recherches à long terme et des développements des technologies de transport spatiaux qui doivent être utilisées dans le futur. Le projet qui est mené conjointement avec l'Armée aboutit à la réalisation de différents prototypes de moteurs réutilisables à ergols cryogéniques oxygène/hydrogène (COBRA, RS-83, TR-106) et oxygène/kérosène (RS-84, TR-107). Le programme est annulé lorsque la NASA se voit obliger de recentrer ses dépenses sur le programme Constellation.

Le programme Reusable Booster System de l'Armée de l'Air (2010-2012)[modifier | modifier le code]

En 2010 l'Armée de l'Air américaine lance un programme de recherche pour préparer le remplacement à l'horizon 2025 des lanceurs Atlas V et Delta IV conçus pour répondre à ses besoins sur la base du cahier des charges EELV. L'appel d'offres du Reusable Booster System (en) doté de 250 millions US$ demande à la société contractante de démontrer sa capacité à mettre au point les techniques et les processus nécessaires à la réalisation d'un lanceur réutilisable. Lockheed Martin est sélectionné en décembre 2011 pur la réalisation d'un démonstrateur volant le RBS Pathfinder avec un premier vol planifié en 2015. Mais le programme est arrêté en octobre 2012 à la suite de réductions budgétaires et d'un rapport défavorable du Conseil national de la recherche.

Le XS-1 de la DARPA (2013-)[modifier | modifier le code]

Article principal : XS-1.

Le XS-1 (XS pour Experimental Spaceplane c'est-à-dire navette spatiale expérimentale) est un projet de lanceur léger réutilisable que la DARPA, l'agence de recherche du département de la Défense des États-Unis, a initié en 2013.

La version réutilisable du lanceur Falcon 9 de SpaceX[modifier | modifier le code]

Article principal : Falcon 9.
Première tentative d'atterrissage du premier étage de la fusée Falcon 9 (avril 2015).

En 2011 la société SpaceX constructeur du lanceur Falcon 9 annonce qu'elle développe une version entièrement réutilisable de son lanceur bi-étage de moyenne puissance avec l'objectif de poursuivre l'abaissement des couts de lancement. Les deux étages doivent effectuer une rentrée contrôlée dans l'atmosphère puis atterrir verticalement sur une plateforme dédiée. Les développements se concentrent initialement sur la récupération du premier étage. Plusieurs techniques sont mises en œuvre. Le retour sur Terre du lanceur nécessite l'utilisation de la propulsion à la fois pour annuler la vitesse acquise et ramener l'étage sur la base de lancement. Le premier étage est largué à une altitude et une vitesse plus faible que dans la version consommable du lanceur (2 km/s ou Mach 6 contre 3,4 km/s ou Mach 10) pour conserver les ergols nécessaires. Le système de contrôle d'attitude a été modifié pour permettre une stabilisation de l'étage durant sa descente. Le corps de l'étage est également modifié par l'ajout d'un train d'atterrissage quadripode et des grilles orientables utilisées pour stabiliser l'orientation durant la descente. Un système de guidage est utilisé pour le calcul de la trajectoire de retour et l'atterrissage de précision. Après la séparation du premier étage, les moteurs de contrôle d'attitude sont utilisés pour modifier l'orientation de l'étage de manière à ce que la poussée des moteurs puisse ralentir celui-ci. Environ deux minutes après la séparation trois des moteurs sont mis à feu durant environ 30 secondes pour ramener l'étage vers son point de départ. Deux minutes plus tard, après déploiement des grilles de stabilisation, les moteurs sont rallumés de nouveau pour ralentir l'étage. Enfin environ 30 secondes avant l'atterrissage un seul de ses moteurs est mis à feu et sa poussée est fortement modulée de manière à poser verticalement et à vitesse nulle l'étage. Six secondes avant le poser, le train d'atterrissage a été déployé[4]. Par rapport à la version non réutilisable du lanceur, la charge utile est réduite d'environ 50%[5].

Après plusieurs tests d'atterrissage verticaux effectués avec un prototype baptisé Grasshopper. Entre septembre 2013 et juin 2015 7 vols opérationnels de Falcon 9 ont contribué à la mise au point du processus de récupération du premier étage du lanceur dont les deux dernières sur une plateforme en mer.

Les projets soviétiques et russes[modifier | modifier le code]

La navette Bourane[modifier | modifier le code]

Article principal : Bourane.

Les corps portants Bor[modifier | modifier le code]

Les projets des pays européens[modifier | modifier le code]

Le lanceur monoétage anglais HOTOL (1983-1989)[modifier | modifier le code]

La navette européenne Hermes (1986-1995)[modifier | modifier le code]

Le programme allemand Sänger (1987-1995)[modifier | modifier le code]

Maquette du lanceur Sänger.

Le lanceur monoétage anglais Skylon[modifier | modifier le code]

Article principal : Skylon.

Le Skylon est un projet de lanceur orbital monoétage (SSTO) à atterrissage et décollage horizontal développé par la société britannique Reaction Engines Limited depuis les années 1990 et inspiré par le projet HOTOL. Le cœur du Skylon est un nouveau moteur à cycle combiné, le moteur SABRE capable de fonctionner dans 2 modes différents. Dans l'atmosphère (de la piste de décollage à Mach 5), le moteur tire son oxygène de l'atmosphère. Au-delà de Mach 5 et 26 km d'altitude, le moteur opère comme un moteur-fusée standard à haute impulsion spécifique, utilisant l'oxygène liquide embarquée avec son carburant (de l'hydrogène liquide) pour atteindre la vitesse de satellisation jusqu'en orbite terrestre basse à 300 kilomètres d'altitude[6].

Les projets japonais[modifier | modifier le code]

La navette HOPE (1986-2003)[modifier | modifier le code]

Article principal : HOPE-X.

Le Japon se lance dans le développement d'un lanceur partiellement réutilisable tardivement par rapport aux autres puissances spatiales. L'agence spatiale japonaise responsable des applications spatiales, la NASDA, planifie en 1986/1987 avec le développement de son lanceur lourd H-II la réalisation d'un avion orbital avec équipage baptisé HOPE (H-2 Orbiting Plane, Experimental). La configuration au lancement est proche du couple Ariane 5/Hermes avec la navette ailée placée en position verticale au sommet du lanceur. L'objectif principal de ce vaisseau est d'assurer le transport aller et retour des expériences installées à bord de la Station spatiale internationale. Contrairement à Hermes, cette navette doit disposer d'une petite soute. Pour des raisons budgétaires, l'agence spatiale choisit de se concentrer d'abord sur la mise au point d'une première version sans équipage baptisée HOPE-X. Le développement se fait en plusieurs étapes. L'engin expérimental OREX de forme conique est placé en orbite en 1994 avant d'effectuer une rentrée atmosphérique pour collecter des données sur les caractéristiques aérodynamiques et thermodynamiques durant cette phase du vol. Pour l'étape suivante une mini navette baptisée HYFLEX d'une masse de 1 054 kg recouvert de tuiles en céramique carbone/carbone et d'isolants thermiques souples et disposant d'un système de contrôle d'attitude est développée. En février 1995 elle est lancée sur une trajectoire suborbitale avec comme objectif de recueillir des données sur l'efficacité de son bouclier thermique, sur le vol hypersonique et vérifier l'efficacité de son système de contrôle d'attitude. Le vol se déroule de manière nominale mais l'avion spatial coule lorsqu'il amerrit dans l'Océan Pacifique. Pour la troisième étape du projet un troisième engin, ALFLEX, dont les formes reprennent à l'échelle un tiers celles de HOPE, est utilisé en 1996 pour tester avec succès la phase d'approche et d'atterrissage. La NASDA ayant défriché l'ensemble des technologies nécessaires décide de se lancer dans le développement de l'avion spatial HOPE-X mais le projet est gelé en 2000 pour des raisons budgétaires puis par la fusion en 2003 des trois agences japonaises réunis désormais au sein de la JAXA. Les travaux de recherche sont prolongés jusqu'à 2003 avec la réalisation et le vol à vitesse subsonique et supersonique de deux prototypes à l'échelle 1/4 de HOPE-X bptisés HSFD pour tester le comportement de l'avion spatial en vol et à l'atterrissage[7].

Notes et références[modifier | modifier le code]

Notes[modifier | modifier le code]

  1. 7,79 km/s pour une orbite circulaire à 200 km plus 1,5 à 2 km/s pour compenser les frottements de l'atmosphère et la force de la gravité durant l’ascension

Références[modifier | modifier le code]

  1. (en) H. Pfeffer et al., « Towards Reusable Launchers - A Widening Perspective », ESA Bulletin, no 87,‎ (lire en ligne)
  2. Couillard 2005, p. 103
  3. (en) Kenneth Chang, « 25 Years Ago, NASA Envisioned Its Own ‘Orient Express’ », The New York Times, 20 octobre 2à&4
  4. (en) Chris Bergin, « Fine-tuning Falcon 9 landing focuses on throttle valve response », sur nasaspaceflight.com,
  5. Remy Decourt et al., « Premier vol de Falcon Heavy pour mai 2016 », Air et Cosmos, no 2467,‎ , p. 42
  6. (en) Mark Hempsell, Skuylon Users Manual 2.1, , 60 p. (lire en ligne)
  7. Reusable Space Transportation Systems 2011, p. 11-17

Sources[modifier | modifier le code]

Exposés sur les architectures envisageables
  • (en) Lohamed M. Ragab et al., « Launch Vehicle Recovery and Reuse », American Institute of Aeronautics and Astronautics,‎ , p. 10 (lire en ligne)
    Synthèse sur les concepts de réutilisation rédigés par des ingénieurs de ULA et de la NASA
  • (en) H. Pfeffer et al., « Towards Reusable Launchers - A Widening Perspective », ESA Bulletin, no 87,‎ (lire en ligne)
Navette spatiale américaine
National Aero-Space Plane . X-30
  • (en) Larry Schweickart, The quest for the Orbital Jet : The National Aero-Space Plane Program (1983-1995), , 517 p. (ISBN 978-0-387-98190-1, lire en ligne)
    Histoire du programme X-30
Space Launch Initiative
  • (en) GAO, Space Transportation : Challenges Facing NASA’s Space Launch Initiative, GAO, , 25 p. (lire en ligne)
    Rapport de la cour des comptes américain (GAO) sur le projet SLI de septembre 2002
Programmes européens de lanceurs réutilisables
  • (en) Heribert Kuczera et Peter V. Sacher, Reusable Space Transportation Systems, Springer, (ISBN 978-3-540-89180-2)
Fonctionnement des lanceurs et des vaisseaux spatiaux

Voir aussi[modifier | modifier le code]

Articles connexes[modifier | modifier le code]

Liens externes[modifier | modifier le code]