CHRONOLOGIE ARIANE

Le moteur HM7 équipe le troisième étage d' Ariane 1. De 1,813 m de hauteur pour 152 kg, il délivre une poussée de 61,7 kN dans le vide (442,6 s d'impulsion spécifique). La pression dans la chambre de combustion est de 30,5 bars et sa durée de fonctionnement de 563 s. Ce moteur a été conçu par la SEP, Société Européenne de Propulsion grâce à l'expérience acquise sur 2 premiers moteurs cryogéniques dans les années 1960, les H2 et H3.

En ce début des années 1960, en France, alors que volent les fusées sondes Véronique et se prépare le lanceur de satellites Diamant A conçue par le LRBA et l'armée, l'ère de la cryogénie commence. La DGA, direction générale des armées passe commande d'une étude à la SEPR, Société Européenne de la Propulsion par Réaction. Cette dernière crée alors sur son site à Villaroche un département "cryo" et en 1962 débute avec la SEREB des études visant à remplacer les étages à poudre supérieurs du Diamant par des étages cryogéniques. Ainsi Diamant devient Diogene, contraction de Diamant-Hydrogène avec pour second étage le H2 un moteur quadri tuyères, piloté sur 3 axes avec turbopompe développant 1500 kg de poussée par chambre sous une pression de 35 bar et pour 3e étage, le H3 un moteur quadri chambre alimenté par électropompe pour l'hydrogène et par pressurisation pour le LOX délivrant une poussée de 400 kg par moteur sous une pression de 5 bar.

Les études sur le moteur H3 se limitent à la chambre de combustion, l'électropompe et autres accessoires alors que pour le H2 débutent les essais  de la turbopompe HTP1 LH2 et du générateur de gaz. Lorsque le projet Diogene est arrêté en 1965, les travaux se poursuivre sur un moteur dérivé du H2 avec une poussée réduite de 6000 kg à 4000 kg dénommé HM4. Les prémices du HM7 se dessine avec un avant projet SEPR -Rolls Royce sur un moteur mono tuyère doté d'une nouvelle turbopompe HTP 3.

1966, les essais sur le HM4 débutent avec les premiers incidents dû à la dangerosité des propergols utilisés, comme des explosions de réservoirs. Le banc d'essai du moteur permet de tester le moteur en condition réelle. Le 29 mars 1967, le H4 explose au banc pour son premier test. Remis en état et reconfiguré, le banc accueille le moteur H4 le 1er août pour un test réussi. 1968, le moteur H4 est testé pendant 250 secondes, durée limité par la capacité des réservoirs du banc. Suite à l'annulation du projet Diogene, le moteur HM4 ne trouve aucun "débouché". Le CNES aidé par la société américaine Rocketdyne prend le relais en poursuivant des études sur une nouvelle turbopompe, la HTP3 pour un moteur cryogénique de 7 tonnes de poussée, dénommé HM7.

Essai du moteur HM4 en 1967 à Villaroche

1969, le programme Europa de l'ELDO est en mauvaise passe. Alors que le version Europa 1 n'a pas encore réussi un seul lancement, l'Europe pense à Europa 3 avec des étages cryogéniques équipés du moteur HM7.

1970, l'ELDO retient la version Europa 3B avec un second étage cryogénique ce qui booste les études du CNES sur la turbopompe HTP 3. L'ELDO associe l'Allemand MBB et la SEP dans un consortium nommé Cryorocket pour développer ce moteur, le H20, de 20 tonnes de poussée. La SEP est responsable de la maîtrise d'oeuvre, l'intégration du moteur et son développement ainsi que de la turbopompe. MBB est responsable de la chambre de combustion.

En 1971, les moyens "propulsion" du LRBA de Vernon sont regroupés avec la SEPR qui a 2 ans auparavant fusionnée avec la division engins espace de la SNECMA pour créer la SEP, Société Européenne de Propulsion et et s'expatrie sur le site de Vernon, plus spacieux pour les essais.

1972, l'ELDO arrête son programme de lanceur Europa. Devant les clauses d'exploitation imposées à l'Europe aux satellites lancés par des fusées américaines, la France propose son projet L3S, en substitution à Europe 3. Il sera équipé d'étage à ergols "stockables" pour le premier et le second et un étage cryogénique pour le 3e avec le moteur HM4 de 4000 kg de poussée. Cryorocket cesse ses activités, les allemand devenant "simple sous traitants pour le HM4. Le développement se fera sur le site de Vernon dès 1974, Villaroche ne garde que les accessoires, les pompes, turbines et turbopompes.

1973, la configuration du 3e étage du L3S, devenu Ariane se précise et évolue: la masse d'ergols passe de 6 tonnes propulsé par un moteur quadri tuyère de 6 tonnes à 8 tonnes avec un moteur de 6 tonnes pouvant être poussé à 7 tonnes. Le HM4 quadri tuyère devient un mono tuyère le HM7.

Le premier projet de moteur HM7. Il reprend la turbopompe du HM4 et la chambre de combustion du H20, conçue par MBB à Ottobrunn. C'est un moteur en quelque sorte franco-allemand. La SEP en garde la maîtrise d’œuvre avec le système propulsif (bâti- moteur, réservoir d’hélium, systèmes de pressurisation des réservoirs d’oxygène et d’hydrogène liquides, vannes de remplissage et de vidange).

1975 démarrent les essais du moteur HM7 à Villaroche sur le banc BC08 avant que le banc PF41 de Vernon ne soit opérationnel. Le premier tir du HM7 a lieu le 27 mai 1975. Le banc de Vernon ne réalisera finalement que les tests de simulation en altitude.

Essais du HM7 à Vernon janvier 1978

1979, Ariane réalise son premier vol avec succès. Les essais se poursuivent néanmoins pour qualifier le moteur au printemps 1980. Après l'échec de L5, la turbopompe est montrée comme coupable. La commission d'enquête pointe du doigt la définition des engrenages. Leur lubrification et leur fabrication sera améliorée.

Le version initiale HM7A, utilisée sur Ariane 1, délivre dans le vide une poussée de 6160 daN pour une impulsion spécifique de 442,4 s et un rapport de mélange à l'entrée des pompes de 4,43.

Schéma hydraulique du moteur cryotechnique HM7

Ce schéma hydraulique présente l'ensemble propulsif H8. Il met en évidence la complexité d'un système propulsif à oxygène et à hydrogène liquides et le haut niveau d'intégration des fonctions entre l'étage et le moteur. Grâce à une articulation à cardan et à des vérins hydrauliques, le HM7 pilote le troisième étage en tangage et en lacet. Il fournit l'hydrogène gazeux pour la pressurisation du réservoir d'hydrogène liquide et l'alimentation du système de contrôle en roulis. Enfin, il assure le réchauffement de l'hélium de pressurisation du réservoir d'oxygène liquide et d'alimentation des commandes pneumatiques.

Le moteur HM7 utilise le cycle à flux dérivé classique. Le chambre de combustion est alimentée, à travers des vannes d'injection, par les ergols mis en pression par une turbopompe. La turbine est entraînée par les gaz issus d'un générateur lui-même alimenté par prélèvement d'un faible débit d'ergols à la sortie des pompes.

Le moteur HM7 n'est pas à proprement parler régulé mais réglé. Le puissance de la turbine est ajustée, pour chaque moteur produit, par des venturis cavitaires qui agissent sur les débits d'ergols alimentant le générateur de gaz (un venturi cavitaires est une sorte de tuyère utilisée pour les liquides et qui crée une poche gazeuse au voisinage du col, empêchant ainsi la remontée vers l'amont de perturbations apparaissent en aval). Sur le débit d'oxygène liquide, le pression en amont du venturi est maintenue constante à l'aide d'un régulateur commandé à partir d'une pression d'hélium constante fournie par un détendeur réglable. En ce qui concerne l'hydrogène liquide, de faibles variations de son débit ayant peu d'influence sur la puissance qui est délivrée par le générateur, un simple orifice calibré réglable est placé en amont du venturi. Les débits d'ergols dans le chambre de combustion sont ajustés par des orifices calibrés placés en sortie des vannes d'injection.

L'allumage des ergols dans la chambre propulsive est obtenu à l'aide d'un allumeur pyrotechnique placé au centre de l'injecteur tandis que, simultanément. l'allumage du générateur de gaz et le lancement de la turbine - après mise en froid des pompes - sont assurés à l'aide d'un démarreur. pyrotechnique également. L'alimentation de la chambre et du générateur est accomplie par ouverture des vannes d'injection pneumatiques correspondantes. commandées par deux boîtiers d'électrovannes.

L'allumeur et le démarreur du moteur HM7, avant les modifications du aux écehcs V15 et 18.

L'allumeur et le démarreur pyrotechnique comportent des pains de propergol solide brûlant respectivement pendant 3.5 et 0,9s. La fin de le combustion du démarreur est également destinée à allumer le générateur de gaz dès l'ouverture de ses vannes d'injection. La fiabilité de ces matériels est très élevée grâce à la redondance du système de mise à feu, deux initiateurs possèdent chacun une alimentation électrique indépendante.

La turbopompe du HM7. Dérivée d'un modèle conçu en 1964 pour le moteur HM4. la turbopompe, d'une masse de 30 kg. délivre une puissance de 410 kW sur l'arbre de la turbine, dont la vitesse de rotation atteint 60500 tours par minute. La pompe centrifuge à hydrogène liquide, montée directement sur l'arbre de le turbine, a un débit de 37 l/s; elle porte la pression de l'hydrogène liquide de 0,3 à 5 MPa. La pompe à oxygène liquide est entraînée à 13000 tours par minute par l'intermédiaire d'un réducteur à train d'engrenages à deux étages; elle porte la pression de l'oxygène liquide de 0,2 à 5 MPa. La lubrification des engrenages est assurée par un débit d'hydrogène gazeux contenant de fines gouttelettes de tributylphosphate. La turbine à deux étages est entraînée par un débit de 0,260 kg/s de gaz chauds (hydrogène et vapeur d'eau) provenant de la combustion dans le générateur ; un fort excès d'hydrogène a pour effet d'abaisser la température des gaz, tout en les rendant réducteurs, de façon à protéger les aubes de la turbine. Après détente dans la turbine. ces gaz sont éjectés dans le vide à travers une tuyère placée à la sortie de la tuyère d'échappement. La régulation du débit d'hydrogène assure un contrôle suffisent de la vitesse de rotation des pompes (S.E.P.).

Cardan et vérins hydraulique pour le pilotage du moteur

La chambre propulsive du HM7 Conçue et développée par la société allemande M.8.MBB-Erno, la chambre propulsive comporte trois sous-ensembles ; l'injecteur principal,  la chambre de combustion et la tuyère. Situé au sommet de la chambre de combustion, l'injecteur principal pulvérise l'oxygène liquide, le vaporise. puis le mélange avec l'hydrogène gazeux grâce à 90 injecteurs élémentaires coaxiaux qui débouchent à travers la face plane d'injection. Les ergols brûlent dans la chambre de combustion sous une pression de 3.55 MPa (version HM7B). Cette chambre, réalisée suivant un brevet MBB., est du même type que celle qui est utilisée sur les SSME américain. Les gaz de combustion étant à plus de 3000° K, les parois de la chambre et du col. en cuivre très pur, sont refroidies par circulation du débit principal d'hydrogène froid (de 30 à 100° K) provenant de la pompe; les 128 canaux longitudinaux fraisés de section rectangulaire dans lesquels circule l'hydrogène, assurent côté gaz chaud une température inférieure à 600° K. La partie externe des canaux est réalisée par électrodéposition de plusieurs millimètres de nickel. L'hydrogène est ensuite injecté dans la chambre à une température de l'ordre de 100° K. Il n'y  pas de pertes associées à ce refroidissement puisque la chaleur extraite de la paroi est réinjectée dans la chambre avec l'hydrogène, ce qui explique le nom de refroidissement régénératif donné à ce concept. Le tuyère se prolonge, au-delà du col par un divergent rapporté refroidi à l'aide d'un faible débit d'hydrogène froid (environ 0.130 kg/s) parcourant les 242 tubes à section carrée de 4 mm x 4 mm enroulés en hélices jointives soudées qui le constituent. Après s'être échauffé à plus de 1 000° K, l'hydrogène est éjecté sans combustion par 726 microtuyères périphériques situées au bas du divergent, délivrant ainsi une poussée supplémentaire. Le refroidissement est alors dit par fluide perdu (source  S.E.P.).

11 moteurs HM7 volent sur les 11 Ariane 1 de 1979 à 1986, le moteur 201 pour L01, 903, 901, 904, 906,907, 908, 910 et 911 pour les L02 à V9 et 915, 927 pour V14 et 16. Il n'y aura qu'un échec avec cette version, sur le vol L5 en septembre 1982 suite à la rupture des pignons de la turbopompe. Le profit des pignons est modifié, un système de lubrification en vol en pré lubrification avant essais et avant vol est mis en place.