CHRONOLOGIE ARIANE

Ariane 3 se distingue de la version Ariane 1 par une série d' amélioration  à tous les niveaux. _ Deux boosters à ergols solides, 7,35 tonnes chacun) sont ajoutés au premier étage pour fournir une poussée additionnelle au décollage de 130 tonnes pendant 28 secondes. _ Les jupes inter-étages et la bâti moteur du L140 sont renforcées pour permettre la fixation des propulseur à poudre de même que les canalisations carburant. _ La poussée des moteurs Viking 5 du premier et second étage est accrue est accrue de 9% par augmentation de la pression dans la chambre de combustion (53,5 à 58,5 bars) et l' utilisation d' UH25 (25% d' hydrate d' hydrazine et 75% d' UDMH), version Viking 5B et 4B. _ La masse de carburant cryogénique embarqué à bord du troisième étage est augmentée de 30% passant de 8 à 10,5 tonnes, par allongement des réservoirs (1,3 m). Sa durée de combustion passe donc à 735 secondes (+ 165 secondes) Le moteur HM7 voit sa tuyère allongé de 20 cm et sa pression de combustion de 30 à 35 bars augmentant légèrement la poussée. _ La case à équipement est allégée et une nouvelle coiffe biconique surmonte le lanceur. _ Le système de lancement double SYLDA est allongé de 50 cm soit 4,4 m. Le lanceur mesure au lancement 47,7 m pour 236,8 tonnes, dont 25 de structures.  La charge en orbite passe à 2580 kg en GTO, 3480 kg à 800 km et 1300 kg en vol interplanétaire. La version Ariane 2 est une Ariane 3 sans boosters à poudre.

CARACTERISTIQUES

PREMIER ETAGE L140: 

Cet étage reste inchangé par rapport à la version Ariane 1 de base. Haut de 18,4 m pour un diamètre de 3,8 m, il emporte 145 tonnes d'ergols, de l'UH25, un mélange d'UDMH à 75% et hydrazine 25% et du N2O4, plus fiable pour les instabilités de combustion. Seule les jupes inter-réservoir et le bâti moteur sont renforcés pour attacher les PAP. Les 4 moteurs Viking 5B développent 274 tonnes au décollage (pression au foyer augmentée à 58 bars). Le pilotage est assuré par rotation de chacun des 4 moteurs selon un axe, ce qui permet des mouvements en tangage-lacet et roulis. L'étage garde ses empennages pour améliorer la stabilité aérodynamique du lanceur. 

PROPULSEUR A POUDRE PAP: 

Ils sont fixés symétriquement sur la partie inférieure du L140. Haut de 7,6 m pour un diamètre de 10,7 cm, chacun pèse 9670 kg dont 7350 de poudre fléxadyne. Leur poussée est de 67 tonnes durant 28 seconde, le largage s'effectuant au moyen de 4 ressorts. La tuyère semi encastrée est inclinée par rapport à l' axe du propulseur de 14,24°. Ils sont allumés lorsque le lanceur atteint 11 m d' altitude afin de ne pas abîmer les crochets d' ancrage du lanceur sur la table, sur détection altimétrique de la centrale inertielle du lanceur. Leur largage intervient après 32 secondes par des ressorts à une altitude de 3900 mètres.

Le PAP est composé d'une enveloppe en acier, fermé à l'avant par un fond bombé, dans lequel est coule le pain de poudre, une tuyère en carbone phénolique très encastrée dans le corps du propulseur pour réduire sa taille.

Le PAP a subit de nombreux essais en vue de sa qualification au vol, dont essais de rupture à une pression de 91 puis 119 bars, 4 essais de mise au point et 4 de qualification de l'allumeur, 8 essais sur banc à Calleferro en Italie. Le premier tir a lieu le 22 janvier 1982, mais le propulseur se déchire sous la pression des gaz suite à des fuites. 3 autres essais ont lieu en mai, juillet et septembre avec succès. Un tir de qualification a lieu en Sardaigne à la verticale, pour être plus conforme avec les exigences techniques, le 23 juin 1983 suivit de 3 autres en Italie en janvier, mars et juillet 1983.

BPD, Bombrini Parodi Delfino, est spécialisée dans la chimie. Elle a été fondée en 1912 de Giovanni Bombrini et Leopoldo Parodi Delfino avec l'objectif principal de la production poudre à canon et explosifs. Dans les années 1960, elle collabore avec le CECLES (précurseur de l'Agence spatiale européenne - ESA) pour le développement et la production du moteur d'apogée pour satellite de télécommunications PAS. Cette première expérience, très positive, a donné lieu à un développement rapide de l'activité dans le domaine des moteurs à propergol solide. Associé à SNIA, BPD, est contracté par l'ESA en 1975 pour développer et la production des moteurs à poudre de séparation du lanceur Ariane. SNIA BPD développe aussi les propulseurs PAP d'Ariane 3.

Préparation du PAP en vue du tir du 25 juin 1983 en Sardaigne

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Tir de qualification du PAP en Sardaigne, sur une zone militaire dans un banc vertical au Capo di San Lorenzo situé au sud-est de l’île.

Vue d'hélicoptère, l'impact du PAP Ariane 3 puis au sol. Ne fonctionnant que 28 secondes, les PAP retombaient relativement près de l'ELA 1. Pour V10, les PAP sont retombés très près des l'ELA, beaucoup plus près que les calculs l'avaient prédit. Pour les vols suivant, le CNES a rectifié le tir. La zone de retombée s'étendait autour de 1500 m des ELA, dans la zone BLA.

SECOND ETAGE L33: 

Comme le L140, il voit la poussée du Viking 4 augmentée de 9% (80 tonnes dans le vide) grâce à l'augmentation de la pression de combustion dans le foyer de la chambre à 58 bars, version Viking 4B. L'étage pèse 3 110 kg à vide (sans l'inter-étage et les fusées d'accélération) et contient 34 tonnes d'ergols. Le pilotage sur 2° est assuré par 2 servo moteurs selon 2 axes tangage et lacet, le roulis étant asservit par des tuyères auxiliaires alimentées par du gaz chauds issu du générateur de gaz du moteur.

TROISIEME ETAGE H10: 

Allongé de 1,3 m, il emporte 10,7 tonnes de carburant. Le moteur HM7B, plus performant fournit une poussée de 6,3 tonnes dans le vide (6,1 tonnes pour la version HM7 Ariane 1) durant 720 secondes (au lieu de 520 s sur Ariane 1). Pour les corrections de trajectoires, les manoeuvres une fois le H10 éteint, le système SCAR prend le relais. Il est constitué de tuyère auxiliaire à hydrogène gazeux permettant des manoeuvres en lacet et roulis. Le moteur voit sa tuyère allongée de 20 cm et la pression de la chambre de combustion passée à 35 bars.

Le moteur HM7 prend le nom de HM7B sur Ariane 2-3 avec une tuyère allongée de 20 cm. La pression dans la chambre de combustion passe de 30 à 35 bars augmentant l'IPS de 3 à 4 s. Il voit sa durée de fonctionnement augmenté passant à 735 secondes (+ 165 s).  Cette nouvelle chambre et son divergent allongé sont conçus par MBB, sous maîtrise d’œuvre SEP. Des essais sur le banc moteur de Vernon à partir de 1981 sont suivis des essais de qualification à la fin de 1983.

Le HM7B subira 2 échecs sur Ariane 2 et 3 lors des vols V15 et 18. Après ce dernier, l'allumeur est totalement repensé et plus puissant, maintenant bi jets pour être plus près de l'arrivée du LOX. Les 2 jets étaient en diagonale dont un vers l'arrivée de LOX de manière à être certain d'allumer au moins un injecteur, l'énergie alors générée permettant d'allumer le reste des injecteurs.

La case à équipement, le cerveau d' Ariane est plus développée que celui d' Ariane 1. De dimension plus importante (1,15 m de haut) pour 273 kg, elle renferme les calculateurs de bord programmés à l' avance et qui assure le pilotage et le guidage du lanceur.

La coiffe en forme de bulbe est plus volumineuse celle d'Ariane 1. Le cône avant est transformé en bi-cone. Pesant 859 kg, elle mesure 8,65 m de haut pour 3,2 m de diamètre. Validé par Ariane 1, le SYLDA, système de lancement double pour Ariane 3 permet de lancer 2 satellites de la classe PAM Delta. Ariane 3 a utilisé ce  Sylda 4400, allongé de 50 cm lors de son premier vol, V10 en août 1984. Suivront 9 autres vols, tous réalisés par Ariane 3, V11, 12, 13, 15, 17, 19, 21, 25, 24 et 25 avec le Sylda 4400 n°10.   

 

LES MOTEURS VIKING D'ARIANE

LE MOTEUR HM7 D'ARIANE

CAMPAGNE DE LANCEMENT ET CHRONOLOGIE

La durée de la campagne de lancement pour Ariane 3 est de 33 jours ouvrés, soit un jours de plus qu'une Ariane 1. Les opérations de montage sont les mêmes que pour la version de base avec en plus le montage des PAP à J-13

Sont rassemblées sous le nom de chronologie, les opérations ayant un caractère de préparation finale du lanceur et de la charge utile devant conduire à l'état convenable pour pouvoir effectuer l'allumage des moteurs Ariane à l'heure de lancement choisie Ho. La chronologie se termine par une séquence synchronisée gérée par les calculateurs du banc de contrôle Ariane à partir de Ho-6 mn.

La chronologie est effectuée en deux phases ; la veille et le jour du lancement 
- la première phase concerne toutes les opérations de remplissage des ergols stockables (UH25 et N204) du premier et deuxième étage. Cette phase dure environ 17 heures et se termine au plus tard 11 heures avant le lancement. Normalement un arrêt de plusieurs heures est programmé à cette étape.
- la deuxième phase débute à Ho - 11 h 00. 

La séquence synchronisée démarre à Ho - 6 mn ; elle a pour but essentiel d'effectuer les mises en oeuvre ultimes du lanceur et les contrôles rendus nécessaires par le passage en configuration de vol. Elle est entièrement automatique et conduite en parallèle jusqu a Ho - 4s par deux calculateurs situés dans le Centre de Lancement de l'ELA. Tous les moyens participant au lancement sont alors synchronisés par le même décompte de temps.

Un calculateur effectue les mises en configuration de vol des ergols et des fluides et les contrôles associés. L'autre calculateur effectue les dernières mises en oeuvre électriques (démarrage du programme de vol, des servomoteurs, commutation alimentations sol/batteries de vol, etc...) et les vérifications associées.

A partir de Ho - 4s, un séquenceur à logique majoritaire dénommé "Automate Phase de Largage" (A.P.L.) délivre les principaux créneaux de temps autorisant:
_ l'ouverture des bras cryogéniques (Ho - 4s) 
_ l'allumage des moteurs du 1er étage (Ho) 
_ le contrôle des paramètres moteurs (effectué en parallèle par les deux calcula teurs à partir de Ho + 2,8s) 
_ l'ouverture des crochets de la table de lancement (libérant le lanceur entre Ho + 3s et Ho + 4s) dès que les paramètres moteurs sont déclarés corrects par l'un des calculateurs.

Tout arrêt de séquence synchronisée avant Ho - 4s ramène automatiquement le lanceur dans la configuration initiale de Ho - 6 mn. Le décompte est cependant repris à Ho - 8 mn (non passé) afin de permettre le contrôle de la configuration "vol" de la charge utile.

TRAJECTOIRE

Après une montée verticale de Ho + 3,4 s à Ho + 10 s, le lanceur effectue un basculement en tangage dans le plan déterminé par l'azimut de lancement (93,5°) et la verticale inertielle passant par la table de lancement à l'instant de la libération de la centrale, 9 secondes avant l'allumage des moteurs du 1er étage (Ho - 9 s).

L'attitude du lanceur est ensuite commandée par une loi prédéterminée qui assure nominalement une trajectoire à incidence nulle dans le plan d'azimut constant de 93,5°. La mise en fonction de la loi de guidage, 10 s après l'allumage du 2ème étage, provoque la rotation du plan de la trajectoire d'environ 6°, à la cadence de 2 degrés par seconde. La loi d'attitude en tangage et lacet est optimisée de façon à minimiser le temps de propulsion du 3ème étage nécessaire pour atteindre l'orbite de transfert géostationnaire visée avec une réserve de performance d'environ 150 kg permettant d'assurer la mission en vol dans 99 % des cas.

La loi de roulis du lanceur est définie de façon à améliorer le bilan des liaisons radio-électriques lanceur/stations sol.

La configuration des stations sol de télémesure de la base de lancement doit permettre:
_ d'acquérir sans discontinuité l'ensemble des informations (environ 1 millier de mesures) émises par la case d'équipement et le 2ème étage (2 télémesures FM/PCM, en bande E, puissance 15 W) depuis la mise en oeuvre ultime du lanceur, jusqu'à la séparation des 2ème et 3ème étages pour les 2 télémesures, et jusqu a 300 secondes après l'arrêt de propulsion du troisième étage pour la télémesure de la case àéquipements;
_ d'enregistrer sur bandes magnétiques toutes les émissions télémesures reçues;
_ de dater les évènements;
_ de restituer les informations télémesures.

La configuration des moyens sols de la base de lancement doit permettre par des mesures externes:
_ de localiser le lanceur et de visualiser la trajectoire en temps réel impérativement et sans discontinuité tant que la procédure de télécommande de destruction du lanceur est applicable et ceci avec une précision fonction de la distance du point d'impact visualisé et autant que possible, sans discontinuité pendant le reste du vol et ce, jusqu a 200 secondes après l'injection.
_  d'établir un diagnostic provisoire de satellisation au plus tard 30 minutes après la séparation du satellite et ce avec les précisions suivantes + 500km sur l'apogée + 5 km sur le périgée
_  de restituer en temps différé les écarts de verticalité du lanceur au décollage, la position et l'attitude du lanceur par rapport au mât ombilical jusqu'à la sortie du mât, l'azimut de la trajectoire pendant les 80 premières secondes, la position du lanceur et sa vitesse pendant le vol.

SAUVEGARDE

Le lancement d'Ariane ne doit pas entraîner de risques de nuisance aux personnes et aux biens supérieurs à 10-7, (1 sur 10 millions) pendant la durée de la mission de Sauvegarde. L'application de ce critère de niveau de risque, adopté pour les opérations de lancement, conduit à mettre en place des moyens et des procédures.
Le responsable Sauvegarde est informé, à tout moment, de la trajectoire et de l'état du lanceur, depuis l'instant de décollage jusqu'à la fin de la mission de Sauvegarde.
Les informations d'état concernent:
_ l'évolution du lanceur à l'intérieur du volume autorisé, ce qui implique une visibilité suffisante pendant la phase initiale du vol ; ces informations sont fournies par les télélimiteurs pour la phase initiale de montée verticale, puis par les radars.
_ la position du point d'impact instantané.
Le responsable Sauvegarde dispose, durant toute la durée de la mission de Sauvegarde, des informations transmises par la télémesure du lanceur, concernant l'état de la chaîne de destruction embarquée et rendant compte de l'attitude du lanceur et des donnés de propulsion. Il est en mesure d'intervenir pour déclencher la destruction du lanceur si la trajectoire devient dangereuse ou peut le devenir. La retombée au sol ou à la mer des étages ne doit pas entraîner de risques aux personnes et aux biens supérieurs aux risques admis. Les étages ne devront pas, à l'impact, constituer des obstacles à la navigation, ou contenir des produits dangereux. Le lancement sera différé dans le cas d'une évacuation incomplète des zones terrestres concernées.

Schéma légendé de la logique pyrotechnique appliquée sur un lanceur Ariane 3 : représentation de toutes les amorces détonateurs positionnées stratégiquement sur les étages du lanceur pour favoriser une rapide séparation des éléments, tout en maintenant un comportement lanceur stable. A partir d'un ordre électrique transmis à une amorce détonateur plusieurs fonctions sont réalisées à des instants programmés. Cet ordre électrique est transmis dans le circuit pyrotechnique par effet d'onde de choc à l'aide de cordeaux détonants de transmission à la vitesse de 7600 mètres/seconde.

METEO

Les conditions météorologiques pour le retrait tour dépendent de la valeur pressurisation des étages ; en tout état de cause il est souhaitable que la vitesse du soit inférieure à 15 m/s. Les valeurs limites du vent au décollage se situent entre 9m/s et 1 direction, la direction la plus pénalisante étant un vent du nord. Au décollage, la visibilité horizontale doit être supérieure à 600 m et le plafond nuageux au-dessus de 250 m. Les moyens météorologiques du CSG permettent d'évaluer:
_ les risques de foudre dans les environs de l'ELA après le retrait tour et les risques de foudre pendant la première partie du vol du lanceur;
_ les prévisions météorologiques requises pour chaque opération (vents, précipitations);
_ le profil du vent moyen, les données de pression et de température jusqu a l'altitude de 30 km, par ballon radiosondage. Ces mesures sont effectuées dans l'heure qui suit le lancement.

Le lanceur Ariane 3 est capable de placer une charge utile de 2580 kg en orbite de transfert géostationnaire (ou deux charges utiles de 1195 kg chacune en lancement double). Le lanceur Ariane 2, disponible en même temps qu'Ariane 3, correspond à la même définition qu'Ariane 3 sans les propulseurs d'appoint. Il sera capable de placer une charge utile de plus de 2000 kg en orbite de transfert Geostationnaire.

La seule différence entre une Ariane 2 et une Ariane 3 est l'addition de 2 propulseurs d'appoint à propergols solides fixés sur le premier étage d'Ariane 3. Ceci augmente la capacité du lanceur de 2175 kg à 2580 kg .