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ARIANE 1
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Ariane 1 est un lanceur à trois étages de 47,388 m de hauteur totale, pesant 210 tonnes au décollage avec 90% de la masse représentée par les propergols. Les structures et la charge utile représentent respectivement environ 9% et 1% de la masse totale.
L' ETAGE L 140 Le premier étage pèse 13 200 kg à vide et mesure 18,4 m de hauteur pour 3,8 m de diamètre. Il est équipé de quatre moteurs Viking 5 qui développent une poussée de 245 000 kg au décollage. Sa durée de combustion en vol est de 146 secondes. Les 147 600 kg d' ergols UDMH et N2O4, dont il reste 815 kg d'imbrulés après 145 s de vol, sont contenus dans deux réservoirs identiques en acier 15 CDV-6 reliés par une jupe cylindrique.
L'ensemble de la partie inférieure de l'étage, le bati moteur regroupe les 4 moteurs, le réservoir d'eau torique (3000 litres), les accessoires de propulsion, les carénages et les 4 empennages de stabilisation (2 m2) du lanceur pendant le vol atmosphérique. Le bati moteur, le tore d'eau, les turbopompes des Viking sont fabriqués par MAN en Allemagne, les servocommandes par SABCA en Belgique, les vannes principales des Viking par FN en Belgique aussi. Les chambres de combustion viennent de Suéde (Volvo). Les systèmes correcteurs pogo proviennent de CASA en Espagne, le pare flammes d'Aeritalia en Italie et les prises culots d'ADTEC en Irlande. Les jupes inter-étages et avant sont fabriquées par CASA en Espagne. Les empennages et carénages sont produits par SABCA en Belgique. ETCA en Belgique fournit le boîtier de destruction, Rovsing au Danemark l'électronique de commande des servomoteurs et CASA en Espagne les boîtiers de mise en oeuvre. BADG en Angleterre fabrique les protections souples qui, entre pare-flammes des moteurs et base de la baie de propulsion, autorisent les mouvements de pilotage des moteurs tout en fermant le volume de la baie de propulsion.
Les 4 moteurs à turbopompe et chambre de combustion à 54 bars sont fixés symétriquement sur le bâti de poussée et articulés par paires selon deux axes orthogonaux pour assurer le pilotage sur les trois axes. L'alimentation en ergols est assurée par une turbopompe débitant 270 kg/s sous 70 bars de pression. L'admission des ergols se fait à travers un injecteur radial. La chambre de combustion est en acier réfractaire, à simple paroi, refroidie par un film de combustible injecté le long de la paroi, avec un divergent, la tuyère en forme de coquetier muni d'un col en graphite. Afin d'éviter la cavitation des pompes, les réservoirs sont pressurisés à environ 5 bars par les gaz du générateur associé à chaque moteur. Ce générateur utilise les mêmes ergols que le moteur Viking mais les gaz sont refroidis par injection d'eau. Ils entrainent la turbine du groupe turbopompe de chaque moteur ainsi que le moteur à gaz de chacun des 4 vérins permettant de contrôler le braquage des moteurs. Le L140 s' autodétruit 30 secondes environ après la séparation 1/2.
La jupe inter réservoir relie les 2 réservoirs d'UDMH en bas et N2O4 en haut. Elle est haute de 2,7 m et est traversée par 5 tuyauteries: les 4 servant d'alimentation en N2O4 des moteurs (diamètre 160 mm) et celle de pressurisation du réservoir N2O4 de 140 mm de diamètre. Au sommet de l'étage, sur la jupe AV se trouve les 8 rétrofusées à poudre, disposées par 4 groupes de 2 à l'aplomb des 4 moteurs Viking. L' ETAGE L33 Le deuxième étage pèse 3220 kg à vide (sans l’inter-étage et les fusées largables d’accélération) et mesure 11,6 m de haut pour 2,6 m de diamètre. Il est équipé d’un moteur Viking 4 qui développe une poussée de 72000 kg dans le vide pendant 136 s de vol. Le moteur est lié au bâti de poussée tronconique par un cardan à deux degrés de liberté pour le pilotage en tangage et lacet. Si les Viking du L140 assurent le pilotage selon 3 axes, le pilotage en roulis de l'étage est assuré par un système moteurs complémentaire, le SCR (système contrôle en roulis). Il prélève du gaz chaud du générateur du Viking (au même débit que pour le Viking, soit 800g/s) et l'injecte, après refroidissement dans le moteur CSR. Le débit est constant et sans ordre, le gaz est éjecté vers le bas dans la tuyère longitudinale: les ordres de roulis droite et gauche sont transmis à 2 électrovannes actionnant les tiroirs de commutation provoquant l'éjection des gaz tangentiellement à la jupe arrière soit dans un sens, soit dans l'autre.
Les deux réservoirs en alliage d’aluminium A-Z5G à fond intermédiaire
commun sont pressurisés non pas grâce aux gaz chauds du générateur mais à l’hélium gazeux (3
réservoirs sphériques en titane de 470 litres chacun sous 300 bar). Ils contiennent 34100 kg
d’ergols (UDMH et N204), dont il reste 137 kg d'imbrulés après 138 s de vol. Le deuxième étage s’autodétruit 30 secondes
environ après la séparation 2/3.
Les fusées d'accélération sont au nombre de 6 autour de l'étage, sur la jupe AR, elles étaient 4 dans les premiers plans d'Ariane 1. 3 rétrofusées sont au sommet de l'étage sur
la jupe AV pour assurer la séparation avec le H8. A partir du vol L03,
pour
éviter une pollution du composite supérieur, ces fusées de freinage sont supprimées
et réduites à 2 disposées sur la jupe AR en place de 2 fusées d'accélération (4
au lieu de 6). Avant
le décollage, pendant l’attente sur rampe du lanceur, les réservoirs du
deuxième étage sont protégés par une housse thermique en polystyrol, ventilée à l’air
froid, qui limite l’échange thermique entre les ergols et l’ambiance
extérieure. Le N2O4 s'évapore au dessus de 20°C. Cette housse thermique est larguée au décollage du
lanceur, tirée par des câbles attachés au mat ombilical.
L' étage L33 chez Erno CASA en Allemagne, aux Mureaux à Paris dans le SIL de l'Aérospatiale et au banc P4 L'étage est assemblé à Brême en Allemagne par ERNO à partir d'éléments fabriqués par ERNO lui-même (structures), par MBB (réservoir d'eau), par DORNIER (les réservoirs) et par la SEP (tous les matériels concourant à la propulsion). Comme les matériels SEP du deuxième étage ont beaucoup d'éléments communs avec les matériels du premier étage, les firmes européennes impliquées sont les mêmes. Les matériels SEP comprennent en outre les deux prises ombilicales avant et arrière, le système de pressurisation à l'hélium, y compris les systèmes de stockage à 300 bars, le système de commande pneumatique général et celui particulier des correcteurs RNCO, enfin le système de contrôle de roulis.
L' ETAGE H8 Le troisième étage qui pèse 1157 kg à vide et mesure 9,08 m de long pour 2,6 m de diamètre est le premier étage cryogénique réalisé en Europe. Il est équipé d' un moteur HM7 qui développe une poussée de 6000 kg dans le vide pendant 545 secondes de vol. Les deux réservoirs qui contiennent 8220 kg d' ergols (H2 O2), dont il reste 67 kg d'imbrûlés après 570 s de vol, sont en alliage d' aluminium A-Z5G avec un fond commun intermédiaire à double paroi sous vide. Les réservoirs d' hydrogène et d' oxygène sont pressurisés en vol, respectivement à l' hydrogène gazeux et à l' hélium. L'étage est isolé extérieurement, du fait des températures extrêmes basses des ergols, -253°C pour l'hydrogène et - 183°C pour l'oxygène. C'est le site de Sassenage, en Isère qui a mis au point avec la société Kleber cette isolation originale constitué de plaques de PVC (polychlorure de vinyle) collées. La production de PVC retenu par le CNES et Aerospatiale se termina assez rapidement et malgré le stock acheté par les industriels, il en manquait pour la suite du programme. Il a fallu trouver un produit de remplacement, toujours à base de PVC, que l'on qualifia de nouveau et qui donna entièrement satisfaction.
La turbine du moteur HM7 alimentée par les gaz d'un générateur entraine à 12 000 tr/mn la pompe à oxygène et à 60 000 tr/mn la pompe à hydrogène. la chambre de combustion est à cycle régénératif. les parois sont refroidies par le passage de carburant circulant dans un réseau de canaux contigus à la chambre avant son admission dans l'injecteur axial, constitué de 90 éléments concentriques. Le divergent, la tuyère est en forme de coquetier et composé de tube en Iconel enroulés en spirale dont le refroidissement est assuré par une circulation d'hydrogène qui se vaporise dans les canaux. Le moteur est lié au bâti de poussée tronconique par l' intermédiaire d' un cardan permettant le pilotage en tangage et lacet. Des tuyères auxiliaires éjectant de l' hydrogène gazeux prélevé à la sortie du circuit régénératif de la chambre assurent le pilotage en roulis pendant le vol propulsé et le contrôle d'attitude du composite supérieur (case et satellites) après extinction du moteur en utilisant l'hydrogène gazeux de la pressurisation du réservoir de l'étage, (système SCAR). Les tuyères tri-directionnelles comprennent leur bloc d'alimentation constitué de 3 vannes pneumatiques, commandées par 3 électrovannes. 4 fusées d'accélération à poudre sur la jupe AR assurent la séparation avec le L33. L'étage est intégré à Vernon par la SEP. La baie de propulsion est constituée par la SEP autour du bâti-moteur Fokker qui provient de Hollande. Les équipements de propulsion, le moteur HM7, les systèmes de pressurisation et de commande (sphère d'hélium), les prises ombilicales hydrogène et oxygène, les servomoteurs et le système de contrôle d'attitude et de roulis, tout est produit par la SEP. Certains sont sous traités dans d'autres sociétés européennes: la chambre de combustion chez MBB en Allemagne ainsi que les vannes de fond de réservoirs, les servomoteurs chez SABCA en Belgique, les électrovannes et organes de pressurisation chez HSD (devenu plus tard Bae) en Angleterre. Comme sur les autres étages, l'électronique de commande des servomoteurs est fournie par Rovsing au Danemark.
Baie de propulsion du H8 avec le moteur HM7
tête en haut ! C'était pour définir le cheminement des tuyauteries qui
faisaient la liaison entre le moteur et le bâti, pas de potence à l'époque
pour le mettre dans le bon sens. Vernon, bâtiment A39 devant les portes de
la futur salle blanche HM7. La séparation des étages est réalisée est effectuée par cordeaux découpeurs pyrotechniques situés dans la jupe arrière des étages L33 et H8. Les étages sont ensuite écartés l'un de l'autre par des rétrofusées placées sur l'étage inférieur et des fusées d'accélération placées sur l'étage supérieur. Ces fusées de séparation et freinage sont fournies par l'Italie (SNIA VISCOSA devenue plus tard BPD).
LA CASE A EQUIPEMENT ET COIFFE La
case d’équipements pèse 326 kg et mesure 2,6 m de diamètre pour 1,15 m de
hauteur. Placée au dessus du troisième étage, elle renferme les équipements
électroniques du lanceur, supporte la charge utile et sert de point
d’attache à la coiffe. Dans la case sont rassemblés autour d' un calculateur
embarqué tous les équipements électriques nécessaires à l’exécution de
la mission du lanceur séquentiel, guidage, pilotage, localisation, destruction,
télémesure. Seuls les organes de puissance et d’ exécution sont répartis
dans les étages.
La
coiffe métallique, qui protège la charge utile pendant la traversée de
l’atmosphère, fait de 2 demi-coiffe est en forme de bulbe, afin d’obtenir un diamètre et un
volume utile compatible avec les satellites requérant les performances
d’Ariane. Le rétreint inférieur de la coiffe est réalisé en matériau
radio transparent. La coiffe pèse 826 kg et mesure 3,2 m de diamètre pour
8,65 m de hauteur (dimensions extérieures). Elle est larguée pendant le vol du
deuxième étage, à T+245 s, à environ 110-120 km d’altitude.
Essai de séparation de la coiffe qui protège les satellites, dans la grande chambre à vide de l' ESA à Noordwijk, aux Pays Bas en 1977-78
Coiffe Ariane 1, le SYLDA, système de lancement double et en fabrication chez Contraves en 1979 La
ventilation au sol se fait par air filtré avec un débit de 150 Nm3/h sous tour
de lancement et de 2350Nm3/h hors tour de lancement.
La capacité orbitale d'Ariane est au début des études de 1300 kg (1973), puis 1500 kg en GTO, soit 700 à 800 kg en orbite géostationnaire, GEO à 36000 km d'altitude. En 1976, les études montrent que la charge utile d'Ariane pourra passer à 1600 kg, voire même 1700 kg et ainsi concurrencer l'Atlas Centaur pour lancer les satellites et Intelsat 5 (1900 kg) à partir de 1981. Face à Ariane 1 se trouvent en effet 2 lanceurs Américains, Atlas Centaur et Delta. L'Atlas Centaur D1A, mis en service en 1973 peut placer 1814 kg en GTO, dont les famaux Intelsat série 4 de 1414 kg. Le Delta 2914 en service depuis la moitié des années 1970 place 724 kg en GTO et à mis sur orbite pratiquement tous les satellites de l'ESA (Symphonie, COS B, ESA-GEOS 1, Sirio pour l'Italie). La version avec de nouveaux boosters Castor, la 3914, place elle 954 kg. Pour le début des années 1980 sont annoncés l'Atlas G Centaur D1AR capable de placer 2222 kg en GTO (satellite de la classe Intelsat 5) et la Delta 3910 avec un étage supplémentaire PAM, capable de mettre elle 1154 kg en GTO.
Le composite supérieur Ariane 1 avec l'étage H8, la case à équipement, le SYLDA et les satellites. Le gain de 1500 à 1700 kg pour Ariane, intervenu au cours du développement du programme résulte essentiellement de la prudence qui a présidé à l'établissement des spécifications des matériels. L'inclinaison très faible sur l'équateur du CSG permet une mise en orbite simple: les étages sont mis à feu successivement les uns après les autres, sans phase balistique, grâce à un temps de combustion du 3e étage H8 particulièrement long, près de 10 minutes. L'azimut de lancement choisi permet de placer le point d'injection sur l'équateur; ce point constitue le périgée de l'orbite de transfert; de ce fait, l'apogée se situera lui aussi sur l'équateur, condition nécessaire pour entreprendre la manoeuvre de circularisation à l'aide du moteur d'apogée. L'inclinaison de l'orbite ainsi obtenue est de 9,65°. A une masse en GTO de 1700 kg correspond, après allumage du moteur d'apogée, une masse finale de 1000 kg à 36 000 km. Ariane peut aussi placer en orbite LEO une charge de 4850 kg, sur une orbite héliosynchrone à 850 km, une inclinaison de 98° une charge de 2500 kg et en missions extra planétaires, 1000 kg vers la lune, 790 kg vers Vénus et 660 kg vers Mars.
11 Ariane 1 ont été lancés de 1979 à 1989 (4 lanceurs pour les vols d'essai et le lot P1 de 6 lanceurs pour les vols de promotion, places sous la responsabilité ESA-CNES, commandé en avril 1978 et un lanceur du lot P2 placé sous la responsabilité d'Arianespace) pour mettre en orbite 20 charges utiles dont trois capsules CAT (L01 à 03) représentant 18 074,5 kg. Seul Spot 1 et Viking ont été placés en orbite héliosynchrone. Ariane 1 c'est aussi l'utilisation de 2 SYLDA 3900 sur L5 et L6, en préparation des lancements doubles avec Ariane 3. Les vols L01 à L8 ont utilisé les lanceurs L1 à L8. Le premier vol sous l'enseigne "Arianespace" V9 utilise le lanceur L9. Le vol V14 utilise l'avant dernier lanceur L10 et le vol V16, le dernier lanceur Ariane 1, le L11.
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