Dans cet article, le sujet de Fusée (astronautique) est abordé d'un point de vue objectif et détaillé. Différentes approches et points de vue liés à Fusée (astronautique) seront explorés, dans le but de fournir au lecteur une vision complète et enrichissante de ce sujet. Les aspects pertinents seront analysés, les données seront présentées et les avis d'experts dans le domaine seront proposés. Le but de cet article est d'offrir un aperçu large et diversifié qui permet au lecteur d'acquérir une compréhension approfondie et bien fondée de Fusée (astronautique).
Fusée | |
Décollage de la fusée Saturn V de la mission Apollo 11. | |
Appelé aussi |
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Utilisation | |
Utilisation | Transporter une charge explosive à des fins militaires ou envoyer des vaisseaux spatiaux (habités ou non, civils ou militaires) dans l'espace. |
Caractéristiques | |
Énergie | Propulsé par un ou plusieurs moteurs-fusées utilisant des ergols liquides ou solides |
modifier |
En astronautique, une fusée est un véhicule qui se déplace dans l'atmosphère ou l'espace propulsé par un ou plusieurs moteur-fusée(s). Ce type de propulsion permet d'une part d'atteindre des vitesses de plusieurs kilomètres par seconde tout en ne nécessitant pas la présence d'une atmosphère pour fonctionner (engin autopropulsé c'est à dire qui contient en lui-même toute l'énergie nécessaire à sa propulsion) et d'autre part permet de fournir des poussées pouvant atteindre plusieurs centaines de tonnes. En superposant plusieurs étages de fusée de taille décroissante largués au fur et à mesure de l'épuisement des ergols, une fusée permet de placer en orbite une charge utile (satellite artificiel), voire d'échapper à l'attraction terrestre pour explorer les différents corps célestes du système solaire. Les plus grosses fusées construites, comme Saturn V, permettent de placer jusqu'à 150 tonnes en orbite basse.
Le moteur-fusée est au cœur du fonctionnement d'une fusée. Les ergols (carburant et comburant puisés dans les réservoirs) sont injectés sous une pression très élevée dans sa chambre de combustion et les gaz produits par la combustion sont accélérés par une tuyère dont la forme est optimisée pour convertir l'énergie thermique en énergie cinétique. La loi de la conservation de la quantité de mouvement détermine l'accélération subie : celle-ci dépend de la masse des gaz brulés éjectés et de la vitesse d'éjection de ceux-ci (Équation de Tsiolkovski). Le rendement de cette propulsion, mesuré par l'impulsion spécifique, dépend principalement et de la pression dans la chambre de combustion (celle-ci est déterminée par la technique mise en œuvre par le système d'alimentation) et de la nature des ergols utilisés. Pour atteindre des vitesses permettant la mise en orbite, la fusée comprend plusieurs étages (généralement deux ou trois) assistés éventuellement de plusieurs propulseurs d'appoint qui sont largués au fur et à mesure de leur utilisation. La charge utile fixée au sommet de la fusée est protégée par une coiffe qui est larguée lorsque la fusée atteint les régions où la densité de l'atmosphère est faible.
Des fusées très rudimentaires et à très courte portée sont mises au point dès le Moyen-Age pour un usage militaire. La science des fusées est théorisée principalement par le russe Constantin Tsiolkovski à la fin du XIXe siècle et mise en pratique sur des fusées performantes dès 1935 par le chercheur américain Robert H. Goddard et surtout par des chercheurs allemands (Hermann Oberth) qui mettent au point au début des années 1040 le premier missile balistique V2 utilisé de manière intensive durant la Seconde Guerre mondiale. Durant cette même période sont développés d'autres applications militaires : roquette, fusée d'assistance au décollage, premiers missiles antiaériens. La période de la guerre froide, qui succède à ce conflit mondial, stimule la recherche qui aboutit au développement des missiles balistiques intercontinentaux pouvant porter une arme nucléaire de l'autre coté de la planète et capables d'anéantir des pays entiers. Vers la fin des années 1950 toutes les connaissances techniques nécessaires la mise au point de lanceurs spatiaux sont maitrisées : c'est le début de l'ère spatiale avec la mise en orbite des premiers satellites. Les fusées constituent progressivement un vecteur essentiel pour de nombreuses applications spatiales tant militaires que civiles : télécommunications, études scientifiques de la Terre et du système solaire, navigation, reconnaissance militaire. Chaque année de 100 à 200 lanceurs spatiaux décollent pour placer en orbite des satellites dont le nombre croit ces dernières années de manière exponentielle. La technologie des fusées est également au coeur de nombreux types d'armes allant du missile antichar au missile balistique embarqué sur sous-marin.
Les fusées modernes mettent en œuvre des technologies qui étaient pour l'essentiel déjà maitrisées durant la décennie 1960. Les recherches contemporaines poursuivent principalement deux objectifs : d'une part abaisser le coup de fabrication (un lanceur lourd capable de placer une vingtaine de tonnes en orbite basse peut couter plus de 100 millions €) et d'autre part, de manière plus marginale, augmenter le rendement de la propulsion. Le développement du lanceur partiellement réutilisable Falcon 9 devenu opérationnel durant la deuxième moitié de la décennie 2010 contribue largement au premier objectif et la mise au point d'un lanceur complètement réalisable est envisageable à court terme. L'augmentation du rendement de la propulsion, qui concerne plutôt l'étage supérieur des fusées, nécessite le passage au stade opérationnel de solutions techniques confinées aujourd'hui aux laboratoires : propulsion nucléaire thermique, Moteur VASIMR, etc...
Une fusée est un engin autopropulsé (c'est à dire qui contient en lui-même toute l'énergie nécessaire à sa propulsion) qui se déplace dans l'atmosphère ou l'espace grâce à un ou plusieurs moteurs-fuséees. Ce type de moteur à réaction fonctionne en brulant des ergols uniquement stockés dans ses réservoirs (contrairement à un moteur à réaction classique qui utilise comme comburant l'oxygène de l'atmosphère). Cette particularité permet à la fusée de fonctionner dans le vide de l'espace. Grâce à la pression très élevée atteinte dans la chambre de combustion et au recours à une tuyère qui permet d’accélérer les gaz brulés, ce type de propulsion permet d'atteindre des vitesses très élevées (plusieurs km/s) et des poussées de plusieurs centaines de tonnes. Les domaines d'applications sont à la fois militaires (missiles, missiles balistiques, missiles balistiques intercontinentaux) et civils (lanceurs spatiaux, fusées-sondes).
Le coeur d'une fusée est sa propulsion qui par définition est assurée par un ou plusieurs moteurs-fusées. Celui-ci fonctionne en éjectant à grande vitesse de la matière dont les éléments sont stockés initialement dans ses réservoirs (ergols). L'éjection découle soit de l'éxploitation de l'énergie chimique contenue dans la combinaison d'ergols soit en accélérant ceux-ci grâce à un champ électrique ou magnétique. Le déplacement de la fusée est régi par la loi de la conservation de la quantité de mouvement : le gain de vitesse obtenu, déterminé par l'équation de Tsiolkovski, est proportionnel à la vitesse d'éjection de la matière et au logarithme népérien du ratio entre la masse de matière expulsée durant la phase propulsive et la masse initiale de la fusée. La vitesse d'éjection atteint au maximum 4,5 km/s pour les ergols les plus performants. Même en optimisant la masse à vide de la fusée, les calculs indiquent qu'un lanceur spatial, qui doit atteindre une vitesse de 7,7 km/s pour se placer sur une orbite terrestre basse, ne pourra transporter dans le meilleur des cas, qu'une charge utile peu importante. Pour contourner cette contrainte, un lanceur spatial comporte plusieurs étages, qui sont largués au fur et à mesure de leur utilisation.
Dans le cas classique des moteurs-fusées dits thermochimiques, la propulsion repose, comme pour un moteur à essence de voiture, sur l'énergie dégagée par la combustion d'un carburant avec un comburant (ergols). Le moteur-fusée comporte deux éléments essentiels : la chambre de combustion et la tuyère. Les ergols sont brûlés dans la chambre de combustion : cette réaction chimique qui fait intervenir le réducteur (le carburant) et l'oxydant (le comburant), est fortement exothermique c'est-à-dire qu'elle dégage de la chaleur et porte les gaz résultant de la combustion à des températures de plusieurs milliers de degrés. Les gaz produits s'échappent de la chambre de combustion par un orifice relativement étroit. Dans le cas d'un moteur-fusée (mais ce n'est pas le cas d'un feu d'artifice) cet orifice est occupé par une tuyère de Laval caractérisée par une forme spécifique (cône convergeant puis divergeant) qui permet d'accroitre considérablement la vitesse des gaz expulsés : en circulant dans la tuyère la pression et la température du gaz diminue tandis que sa vitesse s'accroit. L'énergie thermique de la combustion s'est transformée en énergie cinétique. L'expulsion des gaz à grande vitesse (entre 2000 et 4 500 m/s selon les ergols utilisés et l'efficacité du moteur-fusée) génère une poussée sur la fusée en sens opposé en application de la loi de la conservation de la quantité de mouvement. La vitesse de la fusée s'accroit.
Le gain de vitesse d'un engin propulsé par un moteur-fusée est régi par la loi de la conservation de la quantité de mouvement : le changement de vitesse (noté ) sur une durée donnée est proportionnel au logarithme népérien de la masse de gaz expulsée durant ce laps de temps divisée par la masse totale de la fusée au début de la période considérée. Le changement de vitesse est également proportionnel à la vitesse d'éjection du gaz,.
Plus précisément cette loi, dite équation de Tsiolkovski, s'énonce ainsi :
où :
Cette équation est établie en intégrant l'équation de conservation de la quantité de mouvement entre le début et la fin de la phase propulsée avec les hypothèses suivantes :
L'équation de Tsiolkovski montre que la vitesse d'éjection des gaz joue un rôle déterminant dans l'efficacité de la propulsion. L'impulsion spécifique (notée généralement Isp) est une caractéristique mesurant la performance d'un moteur-fusée qui découle directement de cette vitesse. Elle mesure le quotient de la poussée d'un propulseur, par le produit du débit massique de propergol par la valeur normale de l'accélération de la pesanteur (ou débit-poids du propergol éjecté). À poussée égale, plus l'Isp d'un propulseur est grande, moins il consomme d'ergols. L'impulsion spécifique, homogène à un temps, s'exprime en unités de temps (le plus souvent en secondes). Elle indique la durée pendant laquelle un kilogramme de propergol produit une poussée de 1 kilogramme-force, c'est-à-dire 9,81 Newton :
L'impulsion spécifique est limitée par les caractéristiques des ergols. Le mélange d'ergols qui permet de produire la meilleure impulsion spécifique et qui est souvent utilisé, est le couple hydrogène liquide/oxygène liquide. Dans le cas des moteurs-fusées à ergols liquides, l'exploitation la plus efficace du potentiel de ces ergols dépend de la pression dans la chambre de combustion qui elle-même découle du système d'alimentation choisi : pressurisation des réservoirs, turbopompe avec différentes variantes du cycle d'alimentation. Pour tous les types de moteur-fusée la géométrie de la tuyère est également un paramètre important.
Mode de propulsion | Isp (en s) | Commentaires |
---|---|---|
hydrogène liquide/oxygène liquide | 435 | L = liquide |
oxygène liquide/Kérosène | 320 | |
Peroxyde d'azote (N2O4) - (|UDMH) | 305 | UDMH (diméthylhydrazine asymétrique) très toxique |
Réacteur nucléaire / échangeur thermique | ~800 | Pas opérationnel à ce jour |
Propulseur électrique | 1500 à 2000 | Problème de rendement énergétique (solution à long terme) |
Le deuxième terme de l'équation de Tsiolkovski est le ratio entre la masse au décollage de la fusée et sa masse finale (masse à vide de la fusée proprement dite + masse de la charge utile). Ce ratio, appelé indice constructif, représente en général environ 10% de la masse au décollage. Plus il est faible, plus la masse de la charge utile est élevée. Mais il est très difficile de l'abaisser avec les technologies actuelles. Compte de sa valeur et de la vitesse d'éjection des ergols les plus performants (environ 4500 m/s pour le couple hydrogène liquide/oxygène liquide), l'équation de Tsiolkovski démontre qu'une fusée ne comportant qu'un seul étage ne permet pas de mettre en orbite basse une charge utile d'une masse significative dans la mesure où cela nécessite que la fusée atteigne une vitesse de 9,2 km/s. Pour cette raison, un lanceur spatial comporte plusieurs étages. Une fois qu'un étage à épuisé son carburant, il est largué et les moteurs de l'étage suivant sont mis à feu. Dans sa nouvelle configuration, la fusée a un indice constructif bien meilleur.
Les performances d'un lanceur spatial multi-étages sont limitées par la masse totale que le lanceur peut atteindre. Ainsi Saturn V, qui était le lanceur spatial, le plus puissant ayant eu une activité opérationnelle (en date de janvier 2024), qui était haut de plus de 100 mètres avec un diamètre à la base de 10 mètres et une une masse au décollage de plus de 3 500 tonnes, ne pouvait placer en orbite terrestre basse qu'une masse de 150 tonnes soit 4% de la masse au décollage.
Les lanceurs modernes est le plus souvent constitués de deux à trois étages. Le premier étage est généralement optimisé pour fournir une poussée important au détriment du rendement (impulsion spécifique). Dans ce but il peut être flanqué de propulseurs d'appoint (par exemple Ariane 5, Delta IV, Atlas V) dont le rôle est de fournir une poussée additionnelle durant les premières minutes du vol. Ces accélérateurs qui sont généralement à poudre peuvent avoir une poussée supérieure au premier étage proprement dit (Ariane 5) mais sont largués longtemps avant que le premier étage ait épuisé son carburant. L'étage supérieur communique la part la plus importante de la vitesse horizontale au satellite. Pour augmenter les performances de cet étage, on choisit souvent une propulsion cryogénique. Sur les lanceurs les plus sophistiqués le dernier étage peut être éteint et rallumé plusieurs fois ce qui donne plus de souplesse pour mettre en place les charges utiles sur leurs orbites.
Les premières fusées de l'ère moderne développées notamment par Goddard ou Winkler, réalisèrent d'abord des fusées dont la tuyère étant située au-dessus des réservoirs : ils pensaient qu'ainsi la fusée serait stable, les réservoirs ne pouvant que suivre le moteur comme la charrue suit le bœuf. Il n'en était rien. L'un des premiers, Goddard a compris que cette conception (sur le modèle du bœuf tirant la charrue) était erronée (on peut à ce sujet penser à la stabilité de route délicate des voitures dont le moteur est placé à l'arrière) et que c'était l'action de l'air sur l'ogive (principalement) qui faisait tournoyer la fusée (comme tournoie un ballon de baudruche gonflé et libéré). Pour qu'une fusée soit stable, il faut simplement que son centre des masse soit suffisamment « en avant » (ou « en haut » pour une fusée qui monte) de son Centre de Pression Aérodynamique. Cependant, les moyens de déterminer simplement la position du Centre de Pression Aérodynamique d'une fusée n'existaient pas encore. Ce fut le rapport de James et Judith Barrowman qui apporta ces moyens.
Le texte Le Vol de la Fusée, de Planète Sciences, seule association autorisée en France à lancer des fusées sous l'égide du CNES, est basé sur les travaux des Barrowman, du moins dans sa partie "stabilité statique".
Deux formes de stabilité de la fusée doivent être prises en considération :
Les fusées commerciales modernes, comme Ariane 5 ou Ariane 6, Falcon 9, sont instables aérodynamiquement. Elles doivent donc, pour ne pas être victimes d'embardées destructrices, être pilotée activement par braquage rapide de certain(s) de leurs moteurs (voir Pilotage ci-dessous). C'était déjà le cas de la fusée de la conquête de la Lune Saturne V : Celle-ci ne comportait à sa base des petits ailerons que pour donner à l'équipage le temps de l'abandonner en cas de panne des moteurs (car sans moteurs, pas de stabilisation active, donc perte de la trajectoire et embardée destructrice). L'ex fusée lunaire N1 soviétique possédait également, à sa base, pour la même raison de sauvegarde de l'équipage, des panneaux cellulaires stabilisateurs.
La propulsion d'une fusée est obtenue, dans la majorité des cas, par un moteur-fusée appartenant à l'une des deux catégories suivantes :
Le moteur-fusée comprend :
La pression dans la chambre de combustion est avec le type d'ergols le facteur déterminant l'efficacité de la propulsion. Plus la pression est élevée plus l'impulsion spécifique est forte. Pour que cette pression puisse être obtenue il faut que les ergols soient injectés sous une pression supérieure à celle de la chambre de combustion. Plusieurs systèmes d'alimentation peuvent être utilisés en adéquation avec le niveau de poussée du moteur et les performances recherchées. Les familles de systèmes d'alimentation en allant du plus simple au plus complexe sont : l'alimentation par pressurisation des réservoirs, le cycle à expandeur, le cycle générateur de gaz et le cycle à combustion étagée.
La chambre de combustion est le lieu où se réalise la combustion des ergols. Pour réduire la taille et donc le poids du moteur-fusée la pression dans la chambre de combustion doit être la plus élevée possible. Généralement les ergols sont pulvérisés dans des proportions qui assurent une combustion complète (mélange stœchiométrique) ce qui suppose que le mélange soit homogène. L'injecteur qui envoie carburant et comburant dans la chambre de combustion prend des formes variables selon les modèles de moteur : injecteur en pomme de douche (jets parallèles), jets concourants, etc. L'instabilité de la combustion est un des problèmes les plus graves et les plus fréquents qui affecte les fusées.
S'il n'est pas hypergolique le mélange doit être enflammé par un dispositif dont la fiabilité est un critère essentiel. L'allumage du mélange peut être déclenché par l'introduction d'un produit hypergolique avec un des deux ergols, une résistance parcourue par un courant de forte intensité, un catalyseur, une petite charge pyrotechnique, une chambre d'allumage qui communique avec la chambre de combustion>.
La tuyère permet d'accélérer les gaz résultant de la combustion portés à des pressions et des températures très élevés en leur imprimant une vitesse suivant son axe. La tuyère a la forme d'un cône convergent puis d'une surface divergente qui permet aux gaz de franchir la vitesse du son : en amont du col (la section la plus étroite) la vitesse du gaz est subsonique et en aval supersonique. En présence d'atmosphère la poussée est optimale lorsque la pression des gaz en sortie de tuyère est égale à la pression ambiante. Les tuyères de premier étage sont donc plus courtes que celles des étages devant fonctionner dans le vide. Pour limiter l'encombrement, la tuyère des moteurs fusées des étages supérieurs peut être en partie déployable.
Les parois de la chambre de combustion ainsi que la tuyère sont portées à des températures très élevées (plusieurs milliers de degrés) et doivent être refroidies. La méthode la plus courante consiste à faire circuler un des ergols dans la paroi qui à cet effet est creuse ou constituée de tubes jointifs. Le liquide utilisé pour le refroidissement peut être réinjecté dans la chambre de combustion (refroidissement par circulation d'ergol) ou moins performant être éjecté en extrémité de tuyère (refroidissement par fluide perdu).
La nature des ergols brulés par le système de propulsion constitue avec la pression dans la chambre de combustion le deuxième facteur jouant un rôle déterminant dans le rendement d'un moteur fusée à ergols liquides. Généralement la propulsion utilise deux types d'ergols : un comburant et un carburant. Deux caractéristiques sont déterminantes pour leur mise en oeuvre : le caractère hypergolique (le fait de mélanger comburant et carburant suffit à allumer le moteur) ou non et la température à laquelle ils peuvent être stockés (ergol cryogénique ou non). Trois combinaisons d'ergols sont assez représentatives de ces problématiques de rendement et de conditions d'utilisation. Le couple d'ergols liquides le plus efficace est le mélange hydrogène liquide/oxygène liquide (vitesse d'éjection au niveau de la mer 3 816 m/s) mais il est difficile à mettre en oeuvre à cause de la température de conservation très basse de l'hydrogène liquide (−253 °C) et sa densité très faible (0,07) qui impose des réservoirs énormes. Peu de nations spatiales maitrisent son utilisation. Il est principalement utilisé pour la propulsion des étages supérieurs des lanceurs spatiaux car le rendement est particulièrement important dans cette phase de vol des lanceurs spatiaux. Le mélange kérosène/oxygène liquide a un rendement nettement moins important (vitesse d'éjection de 3 103 m/s) mais nécessite une température moins basse (−183 °C) et ne présente pas les contraintes de volume de stockage. Il permet des développer des moteurs-fusées de très forte poussée. Il est presque toujours utilisé pour la propulsion du premier étage. Enfin le couple hypergolique UDMH / Tétraoxyde d'azote a le rendement le plus faible (2 831 m/s) mais peut être stocké sur de longues périodes et permet, sans dispositif spécifique, des mises à feu répétées. Ce couple d'ergols présente l'inconvénient d'être très toxique. Il est généralement utilisé sur les étages de la fusée qui doivent être rallumés de multiples fois ou dont l'utilisation est étalée sur plusieurs jours voir plusieurs années (sonde spatiale).
Carburant | Comburant | Rapport de mélange |
Densité moyenne du mélange |
Température de combustion |
Vitesse d'éjection | Avantages et inconvénients |
Utilisation | ||||
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Désignation | Température ébullition | Densité | Désignation | Température ébullition | Densité | ||||||
Kérosène | 80 °C à 150 °C | 0,8 | Oxygène | −183 °C | 1,14 | 2,4 | 1,02 | 3 400 °C | 3 000 m/s | cryogénique | |
UDMH | 63 °C | 0,8 | Oxygène | 1,7 | 0,97 | 3 200 m/s | cryogénique | ||||
Hydrogène | −253 °C | 0,07 | Oxygène | 4 | 0,28 | 2 700 °C | 4 300 m/s | cryogénique | |||
UDMH | Tétraoxyde d'azote | 21 °C | 1,45 | 2,7 | 1,17 | 2 800 °C | 2 900 m/s | hypergolique stockable toxique | |||
Kérosène | Acide nitrique | 86 °C | 1,52 | 4,8 | 1,35 | 2 950 °C | 2 600 m/s | non cryogénique | |||
Hydrazine | 114 °C | 1,01 | Fluor | −188 °C | 1,54 | 2 | 1,30 | 4 300 °C | 3 700 m/s | cryogénique | |
Hydrogène | Fluor | 8 | 0,46 | 3 700 °C | 4 500 m/s | hypergolique |
Les moteurs à propergol solide ont des caractéristiques et un mode de fonctionnement différents des moteurs à propergol liquide. Carburant et comburant sont stockés sous forme solide intimement mélangés. Le réservoir est en même temps la chambre de combustion : celle-ci est située dans le canal percé au centre du bloc de poudre sur toute sa longueur. Au fur et à mesure de la combustion, le canal s'élargit. Le diamètre du bloc de poudre détermine la durée de la combustion. La surface exposée à la combustion détermine la poussée. En donnant une géométrie donnée au canal (souvent en forme d'étoile) on peut créer une poussée croissante, décroissante ou constante (on parle de bloc progressif, dégressif ou neutre).
Le moteur est allumé par un système d'allumage placé au fond du canal. Les gaz résultant de la combustion sont chassés vers l'extrémité inférieure : au bout du réservoir, une tuyère canalise et accélère les gaz brûlés. La tuyère peut être orientée par des vérins pour modifier l'axe de la poussée. Sur certaines fusées un autre système d'orientation est utilisé reposant sur l'injection d'un jet de gaz dans la tuyère.
Le moteur à propergol solide est de conception simple car il ne comporte pas de pièces mobiles. Les ergols peuvent être conservés longtemps sans précautions particulières et mis en œuvre rapidement ce qui fait qu'il est systématiquement utilisé pour les missiles balistiques. Contrairement aux moteurs à ergols liquides il est relativement facile de concevoir un moteur doté d'une poussée très importante (accélérateurs de la Navette spatiale et d'Ariane 5). Mais les performances (ISP) sont beaucoup plus faibles : le mélange perchlorate d'ammonium/aluminium/polybutadiène (liant), qui est utilisé dans 90 % des cas, a une impulsion spécifique de 273 s. De plus l'enveloppe de l'étage qui subit de fortes contraintes thermiques doit être en acier ce qui accroit la masse de la structure. Le moteur à propergol solide une fois allumé ne peut plus être éteint puis rallumé. Il existe parfois un dispositif d'arrêt de poussée. La tuyère qui n'est pas refroidie doit être conçue dans des matériaux résistant à des températures élevées.
Les principaux éléments d'une fusée à propergol liquide sont :
L'indice de structure d'une fusée est le rapport entre la masse à vide d'un étage de fusée (réservoirs, structure, moteur…) et sa masse au décollage. Plus cet indice est faible, plus la fusée est performante. Pour y parvenir, la fusée est construite avec des matériaux légers et la structure est optimisée en particulier par la mise en œuvre de réservoirs structuraux.
La paroi latérale des réservoirs des étages principaux constitue en même temps la structure de la fusée. Dans le cas d'étage à ergols liquides, les réservoirs sont constitués de plusieurs viroles de faible épaisseur (2 mm pour l'étage cryogénique de la fusée Ariane 5) soudés entre elles. La tenue aux efforts mécaniques est assurée en grande partie par la mise en pression des réservoirs. Les parties de la fusée non pressurisés (inter-étages, inter-réservoirs et les bâtis-moteurs) sont constitués de structures raidies donc plus lourdes.
Les principaux matériaux utilisés pour la construction d'une fusée sont des alliages d'aluminium qui ont de bonnes caractéristiques mécaniques, sont relativement légers, peu coûteux et assez faciles à travailler. Les alliages d'acier, malgré leur densité très pénalisante, sont utilisés principalement pour l'enveloppe des propulseurs à poudre qui subissent des fortes pressions ; le recours à l'acier entraîne un indice de structure élevé (11,5 % pour les propulseurs à poudre d'Ariane 5 contre 7,3 % pour l'étage cryotechnique). Les composites (fibres de carbone, kevlar, verre), plus coûteux, ont d'excellentes caractéristiques mécaniques et sont utilisés dans la partie haute de la fusée pour la coiffe, la structure porteuse des charges utiles et pour les petits réservoirs.
Une fusée comprend différents systèmes qui permettent son fonctionnement. Les boitiers de commande de ces systèmes sont regroupés dans la case à équipement généralement logée juste sous la charge utile sur la périphérie d'un anneau faisant la jonction avec les étages propulsifs. Les capteurs, les actuateurs, les charges pyrotechniques sont eux répartis sur l'ensemble de la fusée.
La charge utile est positionnée au sommet de la fusée au-dessus de tous les étages propulsifs. Elle est constituée d'un ou plusieurs satellites qui sont recouverts d'une coiffe à la forme aérodynamique qui les protège tant que la fusée traverse l'atmosphère et qui est larguée par la suite pour réduire la masse propulsée.
Lorsque la fusée transporte des astronautes, elle doit pouvoir préserver leur vie au cas où le vol se passe mal. Si au-dessus d'une certaine altitude il suffit que la capsule qui transporte les passagers se sépare de la fusée à l'aide de charges pyrotechniques puis entame la phase de descente prévue initialement pour le retour, ce dispositif ne peut pas fonctionner lorsque la fusée est trop basse.
La tour de sauvetage, placée au sommet du lanceur, comporte des charges pyrotechniques (souvent "à traction avant") qui, en cas de problème, sont mises à feu et arrachent la capsule du corps de la fusée en l'éloignant de la trajectoire de la fusée tout en lui faisant prendre assez de hauteur pour que le parachute puisse freiner suffisamment le vaisseau spatial avant qu'il atteigne le sol. Initialement, pour les premiers vols spatiaux habités (Gemini, Vostok), le sauvetage de l'équipage en cas d'explosion de la fusée était confié à un siège éjectable. Ce dispositif était lourd (la surcharge est conservée tout au long du vol) et ne permettait pas d'écarter suffisamment les cosmonautes de la zone dangereuse lorsque la fusée utilisait des carburants hypergoliques (oxygène/hydrogène).
La fusée suit une trajectoire précise qui doit lui permettre au final d'emmener sa charge utile (satellite, arme) à la destination (orbite, cible, ...) conforme à sa mission. Cette trajectoire doit répondre à plusieurs contraintes dont celle critique de la consommation de carburant. Un système de guidage embarqué calcule en temps réel la position et l'attitude de la fusée, corrige progressivement son orientation et est chargé de déclencher la séparation de ses étage au moment optimal. En parallèle le pilotage est le système qui corrige de manière instantanée les tendances de la fusée à adopter une attitude (orientation) non optimale, par exemple sous l'effet des forces aérodynamiques ou d'une dissymétrie de la poussée du système propulsif. Les fusées modernes sont généralement aérodynamiquement instables et nécessitent donc des actions de correction constantes. Une mauvaise orientation peut être génératrice de forces supérieures à celles que la structure de la fusée peut encaisser et peut, au final, aboutir à la destruction de la fusée. Sur un lanceur spatial ces deux fonctions sont prises en charge par le système de guidage, navigation et contrôle.
Avant l'envol de la fusée une trajectoire dite nominale est calculée pour permettre de placer la charge utile sur l'orbite désirée (vitesse horizontale, direction). Cette trajectoire optimise la consommation de carburant et répond à un certain nombre d'autres contraintes.
La trajectoire réelle diffère de la trajectoire nominale pour différentes raisons :
Le système de guidage fait en sorte que la trajectoire nominale soit respectée. Il doit corriger les déviations en réorientant la fusée et éventuellement en prolongeant le temps de combustion des étages.
Le système de guidage détermine l'écart avec la trajectoire nominale à l'aide d'accéléromètres qui mesurent les accélérations et de gyromètres qui mesurent les vitesses de rotation angulaire. Il envoie des instructions au système de pilotage.
La précision de la trajectoire obtenue par le système de guidage d'un lanceur spatial peut permettre de placer une charge utile en orbite avec une précision remarquable. Par exemple dans le cas de la fusée Ariane 5 l'écart de vitesse pouvait être inférieure à 1 m/s (sur 10 000 m/s, donc une précision de 10−4) et la différence d'altitude du périgée pouvait être inférieure à quelques centaines de mètres.
Le système de pilotage corrige les embardées de trajectoire en modifiant l'orientation de la poussée du ou des moteurs de quelques degrés ce qui entraîne le pivotement du lanceur autour de son centre de masse. La plupart des moteurs-fusées (propergol liquide) sont orientables à l'aide de vérins électriques (petits moteurs de quelques kilogrammes) ou des vérins hydrauliques. Le pilotage est asservi c'est-à-dire que le résultat des corrections est constamment contrôlé et éventuellement corrigé à nouveau.
Le pilotage doit prendre en compte les phénomènes suivants :
La campagne de lancement d'une fusée comprend les étapes suivantes :
La latitude de la base de lancement a une incidence importante sur l'orbite qui peut être atteinte par la charge utilisée :
Pour ces deux raisons les bases de lancement situées près de l'équateur sont avantagées pour le lancement des satellites géostationnaire par rapport aux bases spatiales situées à des latitudes plus septentrionales (à l'origine de la décision de lancer de fusées Soyouz depuis la base spatiale de Kourou).
Le lanceur place la charge utile sur une orbite initiale qui dépend de plusieurs paramètres :
L'heure de lancement est donc un facteur souvent important. Pour certains satellites héliosynchrones, la fenêtre de lancement est réduite à quelques minutes par jour. D'autres critères peuvent être pris en compte en particulier la position du soleil lorsque la charge utile entame son orbite : celle-ci a une incidence sur les capteurs pilotant le contrôle de l'orientation et sur l'éclairement des panneaux solaires.
Pour une sonde spatiale qui doit être mise en orbite ou survoler une autre planète, il est nécessaire de prendre en compte les positions relatives de la Terre et de la planète visée : pour des raisons de coût, ces sondes sont généralement conçues pour emporter une quantité de carburant correspondant aux configurations les plus favorables. Celles-ci peuvent n'apparaître qu'à des intervalles de temps éloignées (créneau d'environ huit mois tous les deux ans pour Mars. Le calendrier de réalisation du satellite tient évidemment compte de la fenêtre de tir mais à la suite de retard dans le développement ou de problèmes avec le lanceur, il est arrivé que, la fenêtre de tir ayant été manquée, le lancement soit reporté de plusieurs mois sinon de plusieurs années.
La trajectoire d'une fusée est initialement verticale durant 10 à 20 secondes pour dégager la fusée des installations au sol.
Durant la traversée de l'atmosphère la fusée est basculée dans le plan de sa future orbite avec un angle qui doit minimiser les efforts mécaniques qui s'exercent sur sa structure en réduisant au minimum la pression aérodynamique. Durant cette phase les rafales de vent doivent être amorties. Durant cette phase la pression aérodynamique, qui est fonction de la vitesse et de la densité de l'atmosphère, passe par un maximum (la PD max ou max Q). La structure du lanceur doit être dimensionnée pour pouvoir supporter ces forces. Pour la fusée Ariane 5, la PD max est atteinte à une altitude de 13,5 km alors que la fusée est à une vitesse relative d'environ Mach 2.
La séparation des étages est effectuée à l'aide de boulons explosifs ou de charges pyrotechniques. Certains lanceurs comportent de petites fusées de séparation qui ralentissent l'étage largué pour éviter que celui-ci ne vienne percuter le reste de la fusée car l'extinction du moteur de l'étage largué n'est généralement pas totale (queue de poussée) tandis que l'allumage de l'étage suivant n'est pas immédiat. Après séparation, des fusées de tassement (ullage rocket en anglais) de faible puissance peuvent être allumées pour plaquer les ergols liquides au fond du réservoir et permettre une alimentation des moteurs principaux au démarrage malgré l'apesanteur. Si le vaisseau comporte un équipage, la tour de sauvetage, qui constitue un poids mort significatif, est larguée dès que l'altitude atteinte permet au vaisseau spatial d'interrompre le vol en toute sécurité.
Au-delà de 50 km l'atmosphère est suffisamment raréfiée pour que la pression aérodynamique devienne quasi nulle : il n'y a plus de contrainte sur l'orientation de la poussée. Si le vol est un lancement de satellites, arrivé à une altitude qui se situe selon les lanceurs entre 100 et 200 km d'altitude, la coiffe, dont le poids réduit la performance du lanceur, est larguée car la charge utile ne subit plus qu'une pression aérodynamique très faible.
Selon le type de mission, le lanceur place la charge utile immédiatement sur son orbite définitive (satellites en orbite basse) ou sur une orbite d'attente ou de transfert (satellite géostationnaire, sonde spatiale à destination d'une autre planète). Le lanceur après avoir décollé prend un azimut de manière que le vecteur vitesse se rapproche le plus possible du plan d'orbite cible à l'extinction des moteurs du lanceur.
Lorsque le moteur du lanceur s'éteint la charge utile entame sa première orbite : c'est le point d'injection. Si par suite d'une défaillance partielle du lanceur, la vitesse de satellisation n'est pas atteinte, la charge utile effectue un vol balistique et retombe vers le sol. Si la composante verticale de sa vitesse par rapport au sol est nulle au point d'injection ce dernier se confond avec le périgée de l'orbite sinon le périgée se trouve à une altitude inférieure. Il subsiste toujours de petits écarts par rapport à l'orbite visée (les dispersions) qui sont corrigées dans les phases suivantes.
Avant le largage de la charge utile le lanceur modifie son orientation conformément au besoin de celle-ci. Le lanceur imprime une vitesse de rotation plus ou moins importante à la charge utile pour lui donner une certaine stabilité. Celle-ci se sépare alors du lanceur. Le lanceur peut répéter cette opération plusieurs fois s'il s'agit d'un lancement multiple. la charge utile libérée met en service ses panneaux solaires en les déployant si nécessaire (manœuvre parfois source de défaillances). Elle utilise ses senseurs pour définir son orientation dans l'espace et corrige celle-ci à l'aide de ses moteurs d'attitude de manière à pointer ses panneaux solaires et ses instruments dans la bonne direction.
La trajectoire est calculée de manière à ce que, après la séparation, les étages retombent dans une zone dépourvue d'habitations. Généralement les installations de lancement sont choisies pour que la fusée survole l'océan durant sa trajectoire : ainsi les débris (étage largué, fragment du lanceur en cas de défaillance) retombent en mer. Pour cette raison la plupart des bases de lancement sont situées en bord de mer et l'azimut des lancements est contraint par l'interdiction de survoler des terres. Une autre solution consiste à placer la base de lancement dans une région désertique. Toutes ces règles ne sont pas toujours respectées en Russie et en Chine.
Plusieurs catégories d'engins utilisent la technologie des fusées : lanceur spatial, fusée-sonde, missile militaire. Sur le plan technique la frontière entre ces trois catégories est très mince. Ainsi jusque dans les années 2000 les principaux lanceurs spatiaux russes (famille des Soyouz, Rokot, Tsiklon, Cosmos, Proton), américains (Titan, Atlas, Delta) et chinois (Longue Marche) étaient à l'origine des missiles balistiques. Par ailleurs des lanceurs spatiaux légers ont été développés à partir de fusées-sondes (Lambda, SS-520, SPARK).
Usage | Type d'ergol | Profil de la phase propulsive | Durée de la propulsion | Accélération maximale |
---|---|---|---|---|
Lanceur spatial | Ergols liquide ou propergol solide | Poussée presque constante | 2 à 8 minutes | 1,2 à 6 g |
Propulseur d'appoint | Propergol solide | 30 s. à 2 minutes | 1,2 à 3 g | |
Missile anti-aérien | Propergol solide avec parfois un étage liquide pour la phase finale du vol | Forte poussée initiale puis poussée décroissante | 2 à 75 secondes pour chaque étage | 5 à 20 g parfois jusqu'à 100 g |
Missile air-sol guidé | Propergol solide | Forte poussée initiale puis poussée décroissante | 2 à 5 secondes pour la poussée initiale puis 10 à 30 secondes | jusqu'à 25 g |
Contrôle d'attitude d'un engin spatial | Ergols liquides stockables et hypergoliques | jusqu'à plusieurs milliers de mise à feu | jusqu'à quelques heures en temps cumulé | Moins de 0,1 g |
Fusée-sonde météorologique | Propergol solide | Phase propulsive unique | 5 à 50 secondes | jusqu'à 15 g |
Missile antichar | Propergol solide | Phase propulsive unique | 0,2 à 3 secondes | jusqu'à 20 g |
Le lanceur spatial, dont la spécificité est de placer en orbite des engins habités (élément de station spatiale, vaisseau avec équipage) ou non (satellite, sonde spatiale, télescope spatial), constitue l'emploi sans doute le plus connu de la technologie des fusées au point que l'usage des deux termes est souvent confondu. On distingue les différents lanceurs spatiaux par leur capacité à placer une charge utile plus ou moins lourde en orbite : celle-ci peut aller de quelques kilogrammes pour des lanceurs spatiaux dont la masse atteint quelques tonnes au décollage à plus de 100 tonnes (Saturn V) pour des lanceurs spatiaux de quelques milliers tonnes. Objet technologique pointu, le lanceur spatial est longtemps resté l'apanage d'une poignée de pays. En 2024 plus de quinze pays disposent d'un lanceur de fabrication nationale.
Une fusée-sonde est une fusée décrivant une trajectoire suborbitale permettant d'effectuer des mesures et des expériences pour étudier la haute atmosphère, réaliser des expériences de microgravité ou effectuer des observations ou astronomiques. Lancée verticalement, une fusée-sonde peut emporter des centaines de kilogrammes d’instruments ou d’expériences scientifiques à une altitude comprise entre une centaine et un millier de kilomètres selon les modèles. Sa charge utile, abritée dans la pointe de l’engin, est récupérée avec un parachute.
Les premières fusées opérationnelles ont été mises en oeuvre par des fusées-sondes. Entre 1926 et 1976 les fusées sondes étaient souvent utilisées pour effectuer des observations météorologiques. Elles utilisaient des moteurs-fusées à ergols liquides de conception très simple (alimentation par pressurisation des réservoirs) car les moteurs-fusées à propergol solide n'étaient pas disponibles dans les dimensions adaptées et leur température de stockage étaient trop contraignantes. Les besoins qui étaient couverts par les fusées-sondes sont désormais le plus souvent pris en charge par d'autres moyens et le nombre de fusées-sondes lancées a fortement diminué. Celles-ci utilisent désormais le plus souvent des moteurs-fusées à propergols solide.
Un missile est une fusée qui transporte une charge militaire qu'il doit faire exploser près de sa cible. Il existe différentes catégories de missile qui se distinguent par :
Les premiers missiles avaient souvent recours à des ergols liquides mais pour des raisons de stockage, de cout et de mise en œuvre le propergol solide s'est pratiquement imposé partout. Tout comme dans le cas d'une fusée un missile peut comporter plusieurs étages. Sa vitesse, qui dépend de la catégorie, va de quelques centaines de kilomètres/heure (missile antichar) à plusieurs kilomètres par seconde (missile balistique). Le missile se distingue souvent par la sophistication du guidage final qui vise à s'approcher au maximum de la cible. Pour les missiles sol-sol antichar, donc à courte portée (portée maximale de quelques kilomètres), le guidage peut être réalisé par le tireur via une liaison en fibre de verre). Il faut noter que certains missiles (en particulier les missiles de croisière) ne sont techniquement pas des fusées car leur propulsion repose sur un turboréacteur ou un statoréacteur.
L'avion-fusée est un avion propulsé par un moteur-fusée. Ce type de propulsion lui permet d'atteindre des vitesses nettement supérieures à celles obtenues avec tout autre type de propulsion. Il est également utilisable à des altitudes plus élevées et fournit une forte accélération. En contrepartie, le moteur-fusée n'est utilisable que pendant des durées assez courtes, de l'ordre de quelques minutes seulement et, une fois son carburant épuisé, il devient très vulnérable lorsqu'il est utilisé à des fins militaires. Les premiers avions-fusées ont été mis en œuvre à titre expérimental dans les années 1930 par les ingénieurs allemands, italiens et soviétiques. Vers la fin de la Seconde guerre mondiale l'intercepteur allemand Messerschmitt Me 163 Komet est le premier engin de ce type produit en série. Durant les années d'après guerre, les avions-fusées sont utilisés pour étudier le comportement des avions à des vitesses supérieures à la vitesse du son, étudier la haute atmosphère et battre des records de vitesse. L'agence américaine ancêtre de la NASA, la NACA pilote le développement de plusieurs avions-fusées remarquables : le Bell X-1 devient en 1947 le premier avion à franchir le mur du son en vol en palier, et serait le premier d'une série d’aéronefs propulsés par fusées du NACA/NASA, tandis que le North American X-15 , exploité pendant environ une décennie, atteint une vitesse maximale de Mach 6,7 ainsi qu'une altitude maximale de plus de 100 km. L'augmentation des performances des moteurs à réaction dans les années 1960 rend caduque le recours à une propulsion par moteur-fusée sur un avion.
A la fin des années 1930 les ingénieurs développent dans plusieurs pays (notament aux Etats-Unis au sien du Jet Propulsion Laboratory) une première application pratique des fusées dans le domaine aérosptial. Les fusées d'assistance au décollage sont des petits engins propulsés par des moteurs-fusées à ergols liquides ou propergol solide. Aux Etats-Unis les fusées JATO (Jet-Assisted TakeOf) sont conçues durant la Seconde guerre mondiale pour faciliter le décollage des bombardiers lourds utilisant des pistes courtes qui abondent en particulier dans les îles du sud de l'Océan Pacifique et le premier test en vol a lieu en 1941.
Une fusée expérimentale est une fusée ne transportant pas de charge utile, destinée à expérimenter différents composants de la fusée finale, ou à acquérir ou compléter les connaissances nécessaires à la réalisation d’une fusée.
La mise au point des premières fusées est directement liée à la découverte de la poudre noire, mélange de charbon, de salpêtre et de soufre à fort pouvoir explosif. Cette découverte attribuée par la plupart des historiens aux Chinois remonte peut-être au XIe siècle mais aucun document écrit ne l'atteste. Le premier usage documenté de fusées porte sur une bataille qui s'est déroulée en 1232 : durant le siège de Kaifeng par les Mongols, les Chinois repoussent leurs ennemis à l'aide de « flèches de feu volantes ». Les fusées utilisées à l'époque, bien que n'étant pas très destructrices par elles-mêmes, permettaient de désorganiser l'armée adverse en provoquant la panique de ses chevaux. Cette innovation se diffuse rapidement. Après la bataille de Kaifeng, les Mongols produisent leurs propres fusées et cette connaissance se diffuse rapidement auprès des peuples qu'ils attaquent : japonais, coréens, indiens. En Angleterre, le moine anglais Roger Bacon donne la formule de la poudre noire dans un ouvrage qui date sans doute des années 1240. Les arabes auraient eu connaissance des fusées après la prise de Bagdad par les mongols en 1258. Le manuscrit arabe Kitâb al-furussia wal munassab al-harbiya rédigé sans doute entre 1285 et 1295 mentionne ce type d'arme. Entre les XIIIe et XVe siècles, on relève des mentions éparses de fusées dans plusieurs ouvrages mentionnant leur utilisation de fusées lors de combats. Il se peut qu'elles aient été utilisées par les Arabes lors des septièmes croisades, contre les troupes du roi Saint Louis. Ces fusées comportaient une charge utile explosive sous la forme d'un sac de poudre. La première utilisation en Europe dans un combat significatif se déroule dans le cadre d'un conflit entre Venise et Gênes au cours de laquelle une tour de la ville de Chiogga est bombardée par des fusées,.
Les fusées en tant qu'arme auraient été utilisées en Normandie contre les Anglais vers 1450. En France, Jean Froissart découvrit que la précision de ces armes était améliorée si on les lançait à partir de tubes (c'est l'ancêtre du bazooka). En Italie, Joanes de Fontana conçut une torpille de surface, propulsée par fusée, dont le but était mettre le feu aux navires ennemis. Au XVIe siècle, les fusées tombèrent en défaveur en tant qu'engins de guerre (en partie à cause de l'amélioration en puissance et en précision de l'artillerie), même si elles continuaient à être utilisées pour les feux d'artifice. À la fin du XVIIIe siècle, le souverain de l’État de Mysore en Inde utilise contre l'envahisseur anglais un corps d’artificiers armés de fusées comportant une chemise en acier, les fusées de Mysore. Cet exemple inspire l'anglais William Congreve qui met au point la fusée éponyme qui est utilisée avec un succès variable au cours de plusieurs batailles navales ou terrestres durant les guerres napoléoniennes. Un artificier allemand, Johann Schmidlap, invente la fusée gigogne, un engin à multiples étages allumés séquentiellement et permettant de faire atteindre au feu d'artifice une plus grande altitude. C'est l'ancêtre des fusées à multiples étages utilisées aujourd'hui. Lors de la Première Guerre mondiale, les fusées refirent surface avec les ancêtres des roquettes, utilisées par les aviateurs pour toucher les ballons d'observation ennemis.
Entre la fin du XIXe siècle et la Seconde Guerre mondiale les plus grands progrès sur le plan théorique sont dus au Russe Constantin Tsiolkovski. Celui-ci dans son ouvrage L'Exploration de l'espace cosmique par des engins à réaction (1903), décrit une fusée à propergol liquide (hydrogène/oxygène) qui serait assez puissante pour se libérer de l'attraction terrestre et atteindre d'autres planètes. Il fait des recherches sur les ergols utilisables pour propulser les fusées, la forme de la chambre de combustion, son refroidissement par circulation du carburant, le guidage de la trajectoire par surfaces mobiles placées dans le jet de gaz, la stabilisation gyroscopique de la fusée, principes qui seront repris par la suite. Il écrit la loi fondamentale du rapport de masse impliquant le découpage de la fusée en plusieurs étages. Il calcule aussi les différentes vitesses entrant en ligne de compte en astronautique et connues sous le nom de vitesses cosmiques. Il décrit une station interplanétaire qui serait composée de plusieurs éléments séparés, et dont l'orbite pourrait être modifiée.
La technique progresse encore dans l'entre-deux-guerres grâce à divers pionniers comme Pedro Paulet, réalisateur du premier moteur à propergols liquides, Louis Damblanc qui lança la première fusée à étages, et Robert Goddard, spécialiste du développement de moteurs de fusées.
Au début du XXe siècle, le développement de fusées dans un but pacifique pour des voyages interplanétaires est une source de motivations pour les chercheurs mais ce sont les militaires qui finalement contribuent au développement des fusées en finançant les travaux aboutissant à des applications pratiques telles que les roquettes, les systèmes d'assistance au décollage des avions, les avions-fusées et les missiles balistiques. Notamment les Allemands avec les travaux de Wernher von Braun, avec le fameux V2.
Avec la fin de la seconde guerre mondiale, débute la guerre froide qui oppose les les États-Unis et l'Union soviétique sur des champs de bataille de leurs alliés. Les deux pays, qui se livrent à une course aux armements, ont récupéré le matériel et les ingénieurs allemands pour leur propre compte (voir Opération Paperclip). Le premier « V2 » américain, sur lequel travaillait von Braun, décolle le 14 mars 1946. Le « V2 » soviétique, lui, décolle le 18 octobre 1947 sous la direction de Sergueï Korolev et Valentin Glouchko. La course vers l'espace était commencée.
Indépendamment de sa taille deux paramètres suffisent pratiquement pour définir les performances d'une fusée :
Lanceur | Constructeur | Date 1er vol |
Capacité (tonnes) orbite basse |
Capacité (tonnes) orbite géostationnaire |
Masse (tonnes) |
Hauteur (mètres) | Vols réussis nbre vols |
Remarques | Statut |
---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
Angara A5 | Russie | 2013 | 24,5 | 4,5 | 759 | 55,4 | 0 | En développement | |
Falcon Heavy | États-Unis | 2018 | 63,8 | 26,7 | 1421 | 70 | 3 | Son premier étage et ses boosters latéraux atterrissent séparément soit sur une barge en pleine mer ou sur la terre ferme près de leurs lieux de décollage pour être réutilisés | En opération |
Ares V | États-Unis | 188 | - | ? | 116 | 0 | Développement abandonné en 2010 | Développement abandonné | |
Ares I | États-Unis | 2009 | 25 | - | ? | 94 | 1 | Initialement dédiée aux vols habités, son développement a été abandonné en 2010 | Développement abandonné |
Ariane 5 ECA | Europe | 2002 | 21 | 9,6 | 780 | 56 | 90/94 | Arrêtée | |
Atlas V 400 | États-Unis | 2002 | 12,5 | 7,6 (GTO) | 546 | 58,3 | 8/8 | En opération | |
Delta II | États-Unis | 1989 | 2,7-6,1 | 0,9-2,17 (GTO) | 152-232 | 39 | 151/153 | En opération | |
Delta IV Heavy | États-Unis | 2004 | 25,8 | 6,3 | 733 | 77,2 | 10/11 | En opération | |
Falcon 9 | États-Unis | 2009 | 9,9 | 4,9 (GTO) | 325 | 70 | 47/49 | Première fusée ayant son premier étage atterrissant soit sur une barge en pleine mer ou sur la terre ferme près de son lieu de décollage pour être réutilisé | En opération |
GSLV | Inde | 2001 | 5 | 2,5 (GTO) | 402 | 49 | 4/5 | En opération | |
H2A 204 | Japon | 2006 | 15 | 6 (GTO) | 445 | 53 | 1/1 | La série H2A comprend d'autres modèles Premier lancement 2001 14 lancements réussis sur 15 |
En opération |
Longue Marche 2F | Chine | 1999 | 8,4 | - | 464 | 62 | 7/7 | Dédiée aux vols habités | En opération |
PSLV | Inde | 1993 | 3,2 | 1.4 (GTO) | 294 | 44 | 18/20 | En opération | |
Proton | Russie | 1965 | 22 | 6 (GTO) | 694 | 62 | 294/335 | En opération | |
Space Shuttle | États-Unis | 1981 | 24,4 | 3,8 (GTO) | 2040 | 56 | 124/125 | Vols habités | Arrêtée |
Saturn V | États-Unis | 1967 | 118 | 47 | 3039 | 110 | 13/13 | Arrêtée | |
Soyouz-FG | Russie | 2001 | 7,1 | - | 305 | 49,5 | 17/17 | Premiers vols de la série en 1966 (plus de 1700 vols) |
En opération |
Titan IV B | États-Unis | 1997 | 21,7 | 5,8 | 943 | 44 | 15/17 | Arrêtée | |
Vega | Europe | 2012 | 1,5 | - | 137 | 30 | 14/15 | En opération | |
Zenit | Ukraine | 1999 | - | 5,3 | 462 | 59,6 | 26/29 | Lancé depuis une plateforme mobile en mer | En opération |
Le cout élevé de mise en orbite d'un engin spatial (pour un lanceur spatial non réutilisable le kilogramme placé en orbite basse est facturé en général entre 10 000 et 20 000 €) constitue un frein particulièrement important pour le développement de l'activité spatiale. Ce prix élevé découle principalement du processus de conception et de fabrication de cet engin dont chaque exemplaire produit ne peut être utilisé qu'une seule fois :
La réutilisation partielle ou totale du lanceur permet d'abaisser le cout si d'une part les frais supplémentaires découlant de ce scénario (récupération du lanceur, remise en état) ne dépassent pas les économies réalisées et si d'autre part la fiabilité du lanceur n'est pas dégradée par sa réutilisation.
La fusée réutilisable idéale est un lanceur monoétage (SSTO) qui décolle et atterrit à l'horizontale comme un avion c'est à dire sans nécessiter d'infrastructures au sol spécifiques. Mais cette architecture est particulièrement complexe et sans doute hors de portée des capacités techniques contemporaines. Les recherches qui ont débouché sur un engin opérationnel durant la décennie 2010 (Falcon 9) ont porté sur les lanceurs multi-étages partiellement réutilisables tout en décollant et atterrissant à la verticale.
Le lanceur spatial monoétage (en anglais SSTO pour Single-stage-to-orbit) est un engin capable de se placer en orbite sans avoir à larguer une partie de ses composants comme le fait une fusée classique multi-étages. Le terme est utilisé presque exclusivement pour désigner le type de lanceur spatial réutilisable le plus abouti donc capable de revenir se poser sur Terre après avoir placé sa charge utile en orbite. Pour y parvenir il faut disposer à la fois (cf schéma ci-contre) d'un rapport de masse très faible (rapport entre la masse du lanceur vide et la masse du lanceur au décollage) et utiliser une propulsion efficace (impulsion spécifique élevée par exemple par le recours à l'hydrogène et à un mode d'alimentation des moteurs-fusées performant). S'il est possible de concevoir un lanceur mono étage à propulsion chimique pouvant placer sur une orbite basse une charge utile de relativement faible masse, sa réutilisation est de tout de façon compromise par le poids des équipements/ergols nécessaire à son retour sur Terre. Des concepts de lanceur monoétage sont étudiés depuis le début de l'ère spatiale en particulier aux Etats-Unis et des prototypes ont vu un début de réalisation mais aucun projet n'a abouti. La réutilisation totale d'un lanceur multi-étages, sur le point d'aboutir en 2024, constitue une alternative à la fois faisable et économiquement viable.
Caractéristique | Navette spatiale américaine | Energia/Bourane | Falcon 9 | VentureStar | Skylon | Starship |
---|---|---|---|---|---|---|
Pays | États-Unis | Union soviétique | États-Unis | États-Unis | Royaume-Uni | États-Unis |
Agence spatiale/Constructeur | NASA / North American | RKK Energia | SpaceX | NASA / Lockheed Martin | Reaction Engines Limited | SpaceX |
Dates | 1972-2011 | 1975-1988 | 2011- | 1996-2001 | 1990- | 2022 - |
Nombre d'étages | 2 | 2 | 2 | 1 | 1 | 2 |
Décollage | Vertical | Vertical | Vertical | Vertical | Horizontal | Vertical |
Propulsion | Anaérobie | Anaérobie | Anaérobie | Anaérobie | Aérobie/Anaérobie | Anaérobie |
Atterrissage | Horizontal (Orbiter) + Parachutes (Booster) |
Horizontal (Bourane) + Parachutes (1erétage) |
Vertical | Horizontal | Horizontal | Horizontal |
Réutilisation | Partielle (Boosters + Orbiter) |
Partielle (1erétage + Bourane) |
Partielle (1er étage) |
Totale | Totale | Totale |
Autres caractéristiques | - | - | Charge utile réduite de 50 % / version non réutilisable | Tuyère adaptative de type aerospike | - | |
Statut | 6 exemplaires construits (2 détruits) 135 vols Retiré du service en |
2 vols : - Energia seul (1er étage non récupéré) - Energia + Bourane (1er étage non récupéré) |
En service | Démonstrateur suborbital X-33 partiellement construit (85%) Abandonné |
Planche à dessin | En cours de mise au point |
Lorsque une fusée évolue dans l'atmosphère le moteur-fusée qui le propulse ne donne le meilleur de sa performance qu'à une altitude donnée. Le rendement du moteur-fusée est en effet en partie déterminé par la forme de la tuyère. Dans celle-ci, les gaz brûlés se détendent et transforment leur énergie thermique en énergie cinétique à l'origine de la poussée qui propulse la fusée. La forme et la longueur de la tuyère déterminent la pression de sortie des gaz brûlés ; or pour que le moteur fonctionne à son meilleur rendement, il est nécessaire que cette pression de sortie soit égale à la pression atmosphérique ambiante. Pour optimiser la poussée du moteur, il serait nécessaire que la pression des gaz en sortie diminue progressivement (allongement de la tuyère et évolution de sa forme) au fur et à mesure que la fusée s'élève et que la pression atmosphérique diminue.
Une tuyère de type aerospike permet d'apporter une solution au problème de l'adaptation de la tuyère à la pression ambiante. Avec ce type de tuyère, les gaz en sortie de la chambre de combustion sont éjectés, non pas dans la tuyère classique en forme de cloche et aux parois fixes mais le long d'une structure fixe (la rampe). Les gaz se détendent en étant canalisés d'une part par la rampe d'autre part par la masse d'air ambiante. Par cette méthode, la pression des gaz éjectés s'adapte automatiquement à la pression ambiante. Différentes formes de tuyère aerospike ont été étudiées : linéaire, annulaire... La rampe peut se terminer par une pointe ou être tronquée en expulsant des gaz formant une zone de surpression la prolongeant,. Les gaz peuvent être produits par plusieurs chambres de combustion placées en couronne autour de la rampe centrale ou par une chambre unique qui les expulse à travers une fente annulaire. Un moteur-fusée équipé d'une tuyère de ce type peut utiliser 20 à 30 % d'ergols en moins à basse altitude là les besoins de poussée sont les plus importants.
Parmil les inconvénients d'une tuyère aerospike on peut citer sa complexité et sa masse plus élevée du fait de la présence de la rampe centrale. Mais son principal handicap est du à la nécessité de refroidir suffisamment la rampe qui est directement frappée par les jets de gaz en sortie de la chambre de combustion. En outre, la plus grande surface refroidie peut réduire les performances en deçà des niveaux théoriques en réduisant la pression contre la tuyère. Enfin les moteurs aerospike ont un rendement faible lorsque la vitesse est peu élevée (Mach compris entre 1 et 3) car le flux d'air autour du véhicule n'exerce pas assez de pression, ce qui diminue la poussée.
Rocketdyne a mené une longue série de tests dans les années 1960 sur différentes formes de tuyère Aerospike. Trente ans plus tard, leur travail a été réutilisé pour le projet X-33 de la NASA. Le moteur XRS-2200 était basé sur le J-2S et utilisait une pointe linéaire. Il a fait l'objet de nombreux tests sur banc d'essais avant que le programme X-33 soit annulé. Au cours de la décennie 2010 plusieurs constructeurs de lanceurs spatiaux - notament Firefly Aerospace sur la première version de son lanceur Firefly Alpha vers 2014 - ont tenté de mettre en oeuvre une tuyère aerospike sans, pour l'instant (début 2024), déboucher sur un moteur opérationnel.
Un lanceur spatial aéroporté est une fusée qui est larguée en haute altitude depuis un avion porteur. Cette configuration présente théoriquement deux avantages. Le lanceur aéroporté est largué alors que la vitesse de 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 (7,7 km/s). De manière mécanique, ce gain permet d'augmenter d'environ 2,5 % le ratio masse de charge utile sur masse totale sans nécessiter le recours à des ergols très performants (mais complexes à mettre en œuvre) ou l'utilisation d'une structure excessivement allégée. Un lanceur aéroporté permet, contrairement à un lanceur classique, de choisir son lieu de lancement ainsi que l’azimut de lancement. Il permet dans une certaine mesure d'échapper aux aléas météorologiques. Aucune installation de lancement n'est nécessaire : l'avion porteur décolle d'une piste d'aéroport normale. Pour pouvoir être emporté par un avion porteur, la masse du lanceur est limitée et cette configuration est donc réservée à de petits lanceurs capables de placer quelques centaines de kilogrammes en orbite terrestre basse. Courant 2024 seuls deux lanceurs de ce type ont été utilisés de manière opérationnelle - Pegasus (1990-2021) et LauncherOne (2020-2023) - mais leur carrière opérationnelle a été arrêtée car il s'est avéré que leur cout était supérieur à celui de lanceurs classiques.
Les fusées sont particulièrement présentes dans le domaine de la science-fiction où elles sont associées au vol spatial. Une des premières représentations particulièrement réaliste du fonctionnement d'une fusée est l'album de BD On a marché sur la Lune où l'auteur belge Hergé faisait poser le pied sur la Lune à son équipage dirigé par Tintin en 1954, soit quinze ans avant Neil Armstrong.
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