Pegasus (fusée)

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Pegasus
Image illustrative de l'article Pegasus (fusée)
Données générales
Pays d’origine Drapeau des États-Unis États-Unis
Constructeur Orbital Sciences
Premier vol 5 avril 1990
Statut opérationnel
Lancements (échecs) 43 (3)
Hauteur 16,9 mètres (X : 15 m)
Diamètre 1,27 mètres
Masse au décollage 23,1 t. (X : 18,5 t.)
Étage(s) 3 ou 4
Version décrite XL
Charge utile
Orbite basse 443 kg
Motorisation
1er étage Orion 50SXL poussée 74 t.; durée: 72 s
2e étage Orion 50XL poussée 16 t.; durée: 67 s
3e étage Orion 38 poussée 3,7 t.; durée: 56 s
4e étage HAPS poussée 70 kg; durée: 241 s
Le télescope X NuSTAR est installé dans la coiffe du lanceur.
Pegasus-XL en cours d'installation sous son avion porteur Lockheed L-1011.
Pegasus-XL lancé depuis un Lockheed L-1011.

Pegasus est un lanceur aéroporté américain pouvant placer en orbite basse une charge de 450 kg. Il a été développé par la société aérospatiale américaine Orbital Sciences. Ce lanceur présente la particularité d'être lancé depuis un avion gros porteur (initialement un B-52 et depuis 1994 un Lockheed L-1011 reconverti) à l'altitude de 12 000 mètres et d'avoir un premier étage muni d'ailes porteuses. Le premier lancement réussi a eu lieu le et plus de 40 tirs ont été effectué au cours des deux décennies qui ont suivi. Le lanceur est utilisé pour placer en orbite basse de petits satellites scientifiques de la NASA, des satellites militaires américains et des satellites commerciaux de télécommunications.

Historique[modifier | modifier le code]

Pegasus a été conçu par une équipe dirigée par le professeur Antonio Elias tandis que les ailes ont été dessinées par Burt Rutan. Le lanceur comporte 3 étages dotés chacun d'un propulseur à poudre développé par Hercules Aerospace (aujourd'hui Alliant Techsystems). À l'origine le prix de lancement était de 6 millions de $ sans les options et les coûts indirects (tests, conception de l'installation de la charge et support sur le site de lancement) qui peuvent faire monter le prix à 30 millions de $.

Profil de mission[modifier | modifier le code]

L'avion porteur décolle d'un aéroport doté d'équipes au sol pouvant effectuer les tests et assurer le support en vol. Les aéroports qui peuvent être utilisés sont le Centre spatial Kennedy en Floride, la base de Vandenberg et le centre de recherche en vol Dryden en Californie, Wallops Island en Virginie; Kwajalein dans l'Océan Pacifique et les îles Canaries dans l'Océan Atlantique.

Après s'être positionné à un endroit donné avec une vitesse et un cap prédéterminés, l'avion porteur lâche la fusée à l'horizontale. Après une chute libre de 5 secondes, le moteur du premier étage est allumé et la fusée se met à prendre de l'altitude. L'aile delta en composite à base de fibres de carbone fournit une certaine portance. Des ailerons permettent de corriger la direction car le moteur de la fusée n'est pas orientable. À peu près 1 minute et 17 secondes après avoir été allumé le moteur du premier étage s'éteint. La fusée est alors à une altitude de 60 km en vitesse hypersonique. Le premier étage se détache et emporte l'aile et les ailerons tandis que le deuxième étage s'allume. Celui-ci brûle durant 1 minute et 18 secondes. Le moteur de cet étage permet de gérer les mouvements de lacet et de tangage tandis que les mouvements de roulis sont contrôlés par des jets d'azote sur le 3e étage. Alors que le deuxième étage est à mi-course, la fusée atteint une altitude où règne un quasi vide. La coiffe qui recouvre le satellite est larguée. Le troisième étage est allumé. Il comporte un moteur orientable comme l'étage précédent. Son temps de combustion est de 64 secondes. La fusée peut transporter deux satellites ou comporter un quatrième étage pour atteindre des altitudes plus élevées ou réaliser des trajectoires plus complexes. Cet étage, le HAPS (Hydrazine Auxiliary Propulsion System), est propulsé par 3 petits moteurs consommant de l'hydrazine qui peuvent être rallumés plusieurs fois. Le poids du HAPS diminue d'autant celui de la charge utile.

Le guidage est réalisé par un ordinateur 32 bits et une centrale à inertie. Un récepteur GPS fournit des informations complémentaires.

Rôle de l'avion porteur[modifier | modifier le code]

Le rôle de l’avion porteur n’est pas d’accroître la charge utile satellisable par la fusée : sa vitesse (0,8 mach) ne représente que 3 % de la vitesse du satellite et l’altitude à laquelle il lance la fusée (12 000 mètres) ne représente que 4 % du rayon de l’orbite basse généralement visée par les satellites. Par contre l’altitude à laquelle la fusée est lancée permet de s’affranchir des contraintes météorologiques. À 12 000 mètres Pegasus se trouve dans la stratosphère donc au-dessus de la troposphère dans laquelle se déroulent les phénomènes météorologiques les plus violents (vents…). Pegasus peut être ainsi lancé sans attendre une fenêtre météorologique favorable qui induit habituellement des frais importants liés à l’immobilisation des équipes au sol.

De plus l’avion porteur évite d’avoir à utiliser des installations de lancement au sol coûteuses. L’avion peut lancer le satellite depuis la position la plus économique, généralement située au niveau de l’équateur. Le montant de l’assurance est diminué car le lancement se fait au-dessus de l’océan loin des habitations qui pourraient être touchées par les retombées toxiques de la fusée.

Grâce à ce mode de lancement, la tuyère du moteur du premier étage a pu être allongée, ce qui améliore son efficacité, car à 12 000 mètres, elle ne subit pas une pression aérodynamique aussi forte qu’au sol. Pour la même raison les corrections d’attitude peuvent être réalisées par la seule action des ailerons simplifiant la conception du moteur du premier étage (moteur fixe).

Développement[modifier | modifier le code]

La version originale du lanceur, dite standard, est lancée par un Boeing B-52. Elle effectue son premier vol en 1990. Une version comportant un quatrième étage HAPS permettant un léger gain de performance et une insertion en orbite plus précise vole pour la première fois en 1991. En 1994 le lanceur est adapté pour être tiré depuis L-1011 acquis par le constructeur. Les ailerons de nouvelle version, dite hybride, sont abaissés pour permettre au train d'atterrissage de l'avion porteur de se rétracter. Une version plus puissante, baptisée Pegasus XL, vole pour la première fois le 27 juin 1994. C'est la seule à être aujourd'hui commercialisée avec en option l'étage HAPS. Les premier et deuxième étage ont été allongés avec une masse augmentée de plus de 4 tonnes et une charge utile de 40 kg. Après des débuts difficiles (3 échecs totaux et 2 échecs partiels sur 14 vols en 1997) le lanceur n'a plus connu de problèmes mais sa commercialisation s'est considérablement ralentie après 2008 (3 vols entre 2009 et 2016). En décembre 2016, 43 lanceurs Pegasus ont été tirés avec 3 échecs totaux et 2 échecs partiels.

Caractéristiques[modifier | modifier le code]

  • Masse: 18 500 kg (Pegasus), 23 130 kg (Pegasus XL)
  • Longueur: 16,9 m (Pegasus), 17,6 m (Pegasus XL)
  • Diamètre: 1,27 m
  • Envergure des ailes: 6,7 m
  • Charge utile : 443 kg (Diamètre 1,18 m, longueur 2,13 m)

Par défaut le lanceur comporte 3 étages utilisant une propulsion à propergol solide et développés par ATK[1] :

  • le premier étage Orion 50S XL a une masse de 15 tonnes (1,4 tonnes à vide) et une longueur de 10,27 m. La poussée dans le vide est de 726 kN et l'impulsion spécifique est de 295 secondes. La durée de combustion est de 68,6 secondes. Le seul contrôle d'orientation porte sur le tangage et est effectué à l'aide des ailerons. L'étage comprend une aile delta en composite en graphite réalisée par Scaled Composites présentant une flèche de 48° et ayant une envergure de 6,71 m. La finesse en-dessous de Mach 1 est de 4. L'épaisseur de l'aile est de 20,3 cm, avec des surfaces supérieures et inférieures parallèles facilitant la fixation au corps de l'étage. Cette aile fournit un peu de sustentation et facilite les manœuvres en tangage.
  • le deuxième étage Orion 50 XL a une masse de 4,3 tonnes (391 kg à vide) et une longueur de 3,07 m.. La poussée moyenne dans le vide est de 158 kN et l'impulsion spécifique est de 289 secondes. La durée de combustion est de 71 secondes. Le moteur est orientable en roulis et lacet à l'aide d'un système électromécanique. Un système de propulsion à gaz froid est utilisé pour le contrôle du roulis en phase de propulsion et pour tous les autres contrôles d'attitude entre deux phases propulsives.
  • le troisième étage Orion 38 a une masse de 872 kg (102 kg à vide) et une longueur de 1,34 m. et un diamètre de 0,97 m. La poussée dans le vide est en moyenne de 32,7 kN et l'impulsion spécifique est de 287 secondes. La durée de combustion est de 67 secondes. Le moteur est orientable en roulis et lacet à l'aide d'un système électromécanique. Un système de propulsion à gaz froid est utilisé pour le contrôle du roulis en phase de propulsion et pour tous les autres contrôles d'attitude entre deux phases propulsives.
  • Sur la version HAPS (Hydrazine Auxiliary Propulsion System) un quatrième étage est installé pour améliorer la précision de l'injection en orbite tout en accroissant de 36 kg la charge utile (pour une orbite de 720 kg avec une inclinaison orbitale de 82°). L'étage, qui est long de 30 cm pour un diamètre de 97 cm et une masse de 90 kg, est placé sous la coiffe et remplace le réservoir d'azote utilisé par la version à 3 étages pour le contrôle d'attitude. Il comporte 3 moteurs-fusées MR-107 d'une poussée unitaire de 222 newtons brulant de l'hydrazine avec une impulsion spécifique de 236 secondes et fournis par Olin Aerospace. Le contrôle d'attitude est réalisé par des propulseurs à gaz froid (azote) et en appliquant une poussée différente sur les 3 moteurs. L'étage est utilisé typiquement en deux temps (131 s + 110 s) séparés par une phase ballistique.

La coiffe a un longueur utilisable de 2,13 mètres et un diamètre interne de 1,15 m. C'est une pièce en composite comportant deux moitiés et d'une masse de 127 kg[2].

Fusées et lanceurs dérivés[modifier | modifier le code]

Deux lanceurs d'Orbital intègrent des composants de la Pegasus :

  • Le lanceur Taurus, tirée du sol qui est constituée d'une Pegasus sans ses ailes et d'un missile intercontinental LGM-118A Peacekeeper.
  • Le lanceur Minotaur I qui est composée des 2e et 3e étages de la Pegasus et du premier et deuxième étage d'un missile intercontinental Minuteman II.

Plusieurs missiles et fusées ont été développés à partir de la Pegasus :

  • La fusée JXLV est une version de Pegasus à un seul étage qui été utilisée pour propulser le prototype NASA X-43 Scramjet
  • La fusée Taurus Lite est un prototype de fusée pour la défense anti-missiles tirée depuis le sol
  • La fusée OBV (Orbital Boost Vehicle) est une missile de défense anti-missiles opérationnel.

Historique des lancements[modifier | modifier le code]

Mise à jour 15 décembre 2016[3]
Date Version Avion porteur Charge utile Type Site de lancement Commentaire
1 5 avril 1990 Standard B-52 Pegsat, NavySat Edwards AFB
2 17 juin 1991 Standard avec HAPS B-52 Microsats (7 satellites) Edwards AFB Échec partiel Orbite plus basse que celle prévue
3 9 février 1993 Standard B-52 SCD-1 Cape Canaveral
4 25 avril 1993 Standard B-52 ALEXIS Télescope spatial Edwards AFB
5 19 mai 1994 Standard avec HAPS B-52 STEP-2 (Space Test Experiments Platform/Mission 2/SIDEX) Edwards AFB Échec partiel Orbite plus basse que celle prévue
6 27 juin 1994 XL L-1011 STEP-1 (Space Test Experiments Platform/Mission 1) Base de lancement de Vandenberg Échec (perte du contrôle du lanceur en cours de vol)
7 3 aout 1994 Standard B-52 APEX Edwards AFB
8 3 avril 1995 Hybrid L-1011 Orbcomm (2 satellites), OrbView-1 Satellites de télécommunications Vandenberg
9 22 juin 1995 XL L-1011 STEP-3 (Space Test Experiments Platform/Mission 3) Vandenberg Échec (mauvais fonctionnement du deuxième étage)
10 9 mars 1996 XL L-1011 REX II Vandenberg
11 17 mai 1996 Hybride L-1011 MSTI-3 Vandenberg
12 2 juillet 1996 XL L-1011 TOMS Vandenberg
13 21 aout 1996 XL L-1011 FAST Étude aurores polaires Vandenberg
14 4 novembre 1996 XL L-1011 HETE, SAC-B Détecteur sursaut gamma Wallops Flight Facility Échec(Satellites ne se sont pas séparés du troisième étage)
15 21 avril 1997 XL L-1011 Celestis urnes funéraires Aéroport de Gran Canaria
16 1 aout 1997 XL L-1011 OrbView-2 Vandenberg
17 29 aout 1997 XL L-1011 FORTE Vandenberg
18 22 octobre 1997 XL L-1011 STEP-4 (Space Test Experiments Platform/Mission 4) Wallops Flight Facility
19 23 décembre 1997 XL avec HAPS L-1011 Orbcomm (8 satellites) Satellites de télécommunications Wallops Flight Facility
20 26 février 1998 XL L-1011 SNOE, BATSAT Étude de l'atmosphère Vandenberg
21 2 avril 1998 XL L-1011 TRACE Observation solaire Vandenberg
22 2 aout 1998 XL avec HAPS L-1011 Orbcomm (8 satellites) Satellites de télécommunications Wallops Flight Facility
23 23 septembre 1998 XL avec HAPS L-1011 Orbcomm (8 satellites) Satellites de télécommunications Wallops Flight Facility
24 22 octobre 1998 Hybride L-1011 SCD-2 Cape Canaveral
25 6 décembre 1998 XL L-1011 SWAS Astronomie sub-millimétrique Vandenberg
26 5 mars 1999 XL L-1011 WIRE Astronomie infrarouge Vandenberg
27 18 mai 1999 XL avec HAPS L-1011 Terriers, MUBLCOM Vandenberg
28 4 décembre 1999 XL avec HAPS L-1011 Orbcomm (7 satellites) Satellites de télécommunications Wallops Flight Facility
29 7 juin 2000 XL L-1011 TSX-5 (Tri-Services Experiments Platform/Mission 5) Vandenberg
30 9 octobre 2000 Hybrid L-1011 HETE 2 Astronomie UV, X et gamma Kwajalein
31 5 février 2002 XL L-1011 RHESSI Imagerie X et gamma des éruptions solaires Cape Canaveral
32 25 janvier 2003 XL L-1011 SORCE Base de lancement de Cape Canaveral
33 28 avril 2003 XL L-1011 GALEX – Galaxy Evolution Explorer Astronomie ultraviolet Cape Canaveral
34 26 juin 2003 XL L-1011 OrbView-3 Vandenberg
35 13 aout 2003 XL L-1011 SCISAT-1 Vandenberg
36 15 avril 2005 XL L-1011 DART Vandenberg
37 28 mars 2006 XL L-1011 ST-5 – Space Technology 5 (3 satellites) Vandenberg
38 25 avril 2007 XL L-1011 AIM Observation des nuages noctulescents Vandenberg
39 16 avril 2008 XL L-1011 C/NOFS Kwajalein
40 19 octobre 2008 XL L-1011 IBEX Étude héliosphère Kwajalein
41 13 juin 2012 XL L-1011 NuSTAR Télescope X Kwajalein [4]
42 28 juin 2013 [5] XL L-1011 IRIS Télescope ultraviolet Vandenberg [6]
43 15 décembre 2016 XL L-1011 CYGNSS [7] Prévision météorologique Cape Canaveral
Lancements planifiés
44 2017-06-15 XL L-1011 ICON [8] Étude de l’ionosphère terrestre Kwajalein

Notes et références[modifier | modifier le code]

  1. (en) Patrck Blau, « Pegasus XL Launch Vehicle », sur spaceflight101 (consulté le 15 décembre 2016)
  2. (en) Robert A. Braeunig, « Pegasus », sur Rocket and Space Technology (consulté le 16 décembre 2016)
  3. (en) Gunter Krebs, « Pegasus », sur Gunter's space page (consulté le 15 décembre 2016)
  4. (en) « NuSTAR »,
  5. (en) « NASA's Consolidated Launch Schedule », NASA,
  6. (en) « IRIS Launch Coverage », NASA,
  7. (en) « NASA Awards Launch for Orbital’s Pegasus Rocket », Orbital press release,
  8. (en) « Pegasus rocket selected to launch ICON satellite », Spaceflight Now,

Bibliographie[modifier | modifier le code]

Voir aussi[modifier | modifier le code]

Articles connexes[modifier | modifier le code]

Liens externes[modifier | modifier le code]