Ariane 1

Ariane 1
Racheta Ariane 1 expusă la muzeul Bourget.
Racheta Ariane 1 expusă la muzeul Bourget.
Date generale
Tara de origine
11 state ale Europei Germania de Vest Belgia Danemarca Spania Franța Irlanda Italia Olanda Regatul Unit Suedia Elveția
Primul zbor 24 decembrie 1979
Ultimul zbor 22 februarie 1986
Lansări (eșecuri) 11 (2)
Înălţime 47,4  m
Diametru 3,8  m
Greutatea la decolare 212  t
Etaje) 3
Împingerea la decolare 245  t (2.402,62  kN )
Baza (bazele) de lansare Lansare pad ELA-1
centru spațial guyanez Kourou
Alte versiuni Ariane 2 , 3 și 4
Familia lansatorului Rachete Ariane
Încărcătură utilă
Transfer Geostationary (GTO) 1850  kg
Dimensiunea coafurii 8,65 x 3,2 (dia) m.
Motorizare
Ergols UDMH / peroxid de azot
1 st etaj L140 - 4 motoare Viking 2
2 e etaj L33 - 1 motor Viking 4
Etajul 3 e H8 - 1 motor HM-7
( lichide O 2 și H 2 )
Misiuni
Lansator comercial orbital, LEO și GTO

Racheta Ariane 1 este prima versiune a familiei de lansatoare de rachete Ariane dezvoltate în anii 1970 de către Agenția Spațială Europeană pentru a permite Europei să lanseze sale de sateliți , în mod independent. Această versiune ar putea plasa sarcini utile în orbita de transfer geostaționar (GTO). Primul zbor are loc pe24 decembrie 1979. Ariane 1 a fost folosit de unsprezece ori și a avut două eșecuri. A fost repede înlocuit de versiuni mai puternice -  Ariane 2 , Ariane 3 și mai ales Ariane 4  - mai potrivite pentru greutatea tot mai mare a sateliților de telecomunicații . Racheta a fost lansată dintr-o platformă de lansare construită pentru aceasta la Centrul Spațial Guiana (CSG) din Kourou , Guyana Franceză .

Caracteristici tehnice

Cu o greutate la decolare de 210 tone, pentru o înălțime de 47,4  m și un diametru de 3,8  m , a fost capabil de a plasa o sarcină utilă de 1.850  kg în orbita de transfer geostationara (GTO). Ar putea fi nevoie fie de un singur satelit mare, fie de un ansamblu de doi mai mici.

Ariane 1 este o rachetă în 3 etape:

Această arhitectură va fi păstrată în versiunile ulterioare ale lansatorului.

Etajul 1 L140

Prima etapă a Ariane 1, la baza lansatorului, se numește L140 deoarece transportă aproape 140 de tone (147,6 tone, mai precis) de propulsori lichizi ( UH25 + N 2 O 4). Dimensiunile sale sunt 18,40  m înălțime și 3,80  m în diametru, pentru o greutate de 13.270 tone goale. Echipat cu patru motoare Viking 2, care oferă o tracțiune totală de 245 t la decolare  , este aprins la H-0 până la H + 146  s . Pentru proiectarea sa, au fost utilizate materiale cu densitate redusă, și anume un aliaj de aluminiu , zinc și magneziu .

Etajul al doilea L33

Al doilea etaj al Ariane 1 este situat deasupra etajului 1. Transportă mai puțini combustibili (34,1 tone) și este echipat doar cu un singur motor Viking 4. Dimensiuni mai mici decât treapta L140, înălțime de 11,69  m pentru un diametru de 2,60  m , cântărește 3,285  kg și a fost proiectat în aluminiu. Conexiunea cu L140 este posibilă printr-o „fustă inter-etapă” conică.

Viking 4 care echipează L33 are caracteristici similare cu Viking 2 al L140. Cu toate acestea, este montat pe un dispozitiv care asigură 2 grade de libertate, permițând controlul orientării în fală și în pas . Principala sa diferență constă în duza sa, care ar trebui să funcționeze doar în vid, deoarece este utilizată de la o altitudine de aproximativ 90  km . Spre deosebire de Viking 2, care trebuia să propulseze Ariane prin atmosferă și în vid, nu era necesar să-l echipăm cu o duză atât de scurtă. Într-adevăr, astfel de duze permit o expansiune mai rapidă a gazelor care părăsesc camera de ardere împotriva presiunii atmosferice. În vid, o duză lungă va oferi o rată de expansiune mai mare. Gazele care ies din Viking 4 sunt deci evacuate la o viteză de 2890  m / s timp de 138  s , dezvoltând o împingere de 73  t . Lansatorul atinge o altitudine de 140  km și o viteză de aproape 5  km / s , apoi separarea între etapele 2 și 3. L33 se autodistruge la aproximativ treizeci de secunde după această separare.

Etajul al treilea H8

Situat deasupra celei de-a doua etape și cu același diametru ca cel din urmă, are o înălțime de 9,1  m și conține 8,2 tone de combustibili lichefiați ( lichid O 2 și H 2 ). Este alimentat de un motor criogenic HM7 , care poate oferi un impuls de 7  t și al cărui timp de funcționare este de 557  s . În partea de sus a acestui etaj se află cutia de echipamente, care conține sistemul de ghidare a rachetelor, precum și diferitele sisteme care asigură achiziționarea în timp real de către centrul de control a datelor referitoare la misiunea sa.

Cutie de echipamente și carenaj

Echipamentul vehiculului este plasat pe partea de sus a 3 e  podea și conține echipamente care pot controla lansator. Cu un diametru de 2,6 metri și o înălțime de 1,15 metri, acestea cântăresc 326  kg . Carenaj care încoronează lansator și protejează sarcina utilă (prin satelit) și măsurile de 3,2  m în diametru de 8,65  m în înălțime (dimensiuni exterioare) și cântărește 826  kg .

Secvența unei lansări

Lansarea rachetei se efectuează în conformitate cu o sincronizare foarte precisă, a cărei referință este stabilită la H0 , care corespunde momentului precis al declanșării motoarelor din prima etapă a lansatorului. Operațiunile efectuate înainte de acest punct de plecare sunt desemnate cu H0-x secunde , iar cele efectuate după lansarea rachetei cu H0 + x secunde .

H0 -9 s Deblocarea platformei inerțiale , responsabilă de ghidarea rachetei în timpul zborului. H0 -4 s Deblocarea sistemului de plăci izolante și a brațelor criogenice, asigurându-se că temperatura corectă este menținută în rezervoarele de propulsie înainte de decolare. H0 -0,2 s Raport de ștergere a armelor criogene. Dacă acestea nu sunt separate corespunzător de rachetă, riscă să fie prinse de aceasta din urmă în timpul decolării. H0 Trăgând de patru motoare Viking 2 din 1 st  etapă, care dezvoltă o forță de decolare cumulată de 245  t (2 402.62  kN ). Racheta are o masă totală de 211.568  kg . H0 +3 s Decolează . 1.500  kg de propulsori sunt consumați pe masa de lansare între momentul aprinderii motoarelor și decolare. Racheta decolează cu o masă de 210.068  kg . Urmează o traiectorie verticală. H0 +23 s Sfârșitul de urcare pe verticală și să înceapă de pas prelate . Între H0 + 23 s și H0 + 25 s, acesta se înclină în pas de 1,6 ° (unghiul de înclinare este definit de axa X a lansatorului și de verticala inerțială care trece prin masă în momentul eliberării centralei). În timpul restul zborului de 1 st  etaj, atitudinea controlată lansatorul urmează o lege predeterminată care prevede nominal la aproape zero traiectoria incidență într - un plan constant azimut 93.5 ° . Unghiul de înclinare la capătul de zbor al 1 st  etapă este 66,3 ° . H0 +2 min 30 s Detectarea la mijlocul-împingere a 1 st  etapa si stingere a motoarelor sale. H0 +2 min 32 s 2 nd  etapă rachete de accelerare a tras . Aceste așa-numite rachete de „decantare” permit apăsarea propulsorilor pe fundul rezervoarelor, astfel încât turbopompele să fie alimentate corespunzător și ca aprinderea motorului Viking 4 să aibă loc în cele mai bune condiții posibile. H0 +2 min 34 s Separarea 1 st  etapă , care cântărește doar 15.136  kg și (greutatea structurii și propulsori reziduale). Trăgând retrorockets 1 st  etaj, pentru a se deplasa rapid departe de restul rachetei. Cade înapoi în Oceanul Atlantic la aproximativ 400  km de platforma de lansare. La separare, racheta cântărește doar 50,817  kg și se află la o altitudine de 50,9  km . Viteza sa este de 1789  m / s . H0 +2 min 35 s Aprindere motor Viking 4 din 2 e  etaj. H0 +2 min 37 s Puterea nominală a motorului în  etapa a 2 - a , producând o împingere de 73  t (715,88  kN ). H0 +2 min 42 s De lansare a rachetelor de accelerare de la 2 doua  etapă. H0 +2 min 44 s Sfârșitul fazei de ascensiune la incidență zero și începutul fazei ghidate. Manevra efectuată în fală . H0 +4 min 15 s Eliberarea capacului . Racheta se află la o altitudine de 113,3  km și se deplasează cu o viteză de 3.493  m / s . La această altitudine, rezistența aerului a dispărut aproape și nu mai reprezintă niciun obstacol. Separarea de carenaj ușurează puțin racheta (-857  kg ). Cade înapoi în Oceanul Atlantic la aproximativ 1.300  km de platforma de lansare. H0 +4 min 49 s Stingerea timpurie a  etajului 2 e . H0 +4 min 51 s Trăgând de decontare rachete al 3 - lea  etaj. H0 +4 min 55 s Separarea  etapei a 2 - a , care cântărește doar 4.163  kg (greutatea structurii sale și a combustibililor reziduali). Trăgând retro-rachete al 2 - lea  etaj, pentru a se deplasa rapid departe de restul rachetei (acesta va fi auto-distrus 30  e mai târziu ...). La separare, racheta cântărește doar 11.290  kg și se află la o altitudine de 138,5  km . Viteza sa este de 4.223  m / s . H0 +5 min 01 s Aprinderea motorului racheta hm7b 3 - lea  etaj. H0 +5 min 02 s 3 rd  etapa a motorului puterea nominală , producând 7  t (68,64  kN ) de tracțiune . Spre deosebire de primele două etape, aceasta arde un amestec criogen, și anume O 2 + H 2 în stare lichidă. H0 +5 min 11 s Aruncarea rachetelor de ambalare 3 e  etaj. H0 +5 min 26 s Auto-distrugere a 2 - lea  etaj. Rămășițele sale cad înapoi în Oceanul Atlantic la aproximativ 2.200  km de platforma de lansare. H0 +6 min 12 s Achiziționarea lansatorului de către stația Natal din Brazilia . Această urmărire radar se efectuează până la H0 +13 min 15 s. H0 + 8:06 Pierderea semnalului Kourou. H0 +12 min 02 s Achiziționarea lansatorului de către stația Ascension . Această urmărire se efectuează până la H0 +21 min 50 s. H0 +13 min 18 s Pierderea semnalului lui Natal. H0 +14 min 18 s Viteza de injecție atinsă. Pornirea secvenței de oprire 3 e  etaj. Altitudinea rachetei este de 222  km, iar viteza sa este de 8.751  m / s . Masa sa este de 3.193  kg , inclusiv 1.550  kg pentru podeaua uscată, la care se adaugă compartimentul pentru echipamente, lichide reziduale și 1.635  kg de sarcină utilă. H0 +14 min 20 s Stabilizarea de către sistemul de control al atitudinii și rolelor (SCAR) a atitudinii compozitului în direcția nominală la injecție. H0 +16 min 18 s Începutul procedurii de separare a sarcinii utile și a  etajului 3 e . H0 +16 min 19 s Rotire maximă  : reducere de 10  turații / min la 3  turații / min timp de 15  secunde și înclinare de 90 ° a  etajului 3 e . H0 +16 min 19 s Separarea sarcinii utile . Sfârșitul misiunii lansatorului.

Cariera operațională

Primul zbor are loc pe 24 decembrie 1979și este un succes. Al doilea s-a încheiat cu o explozie în timpul decolării. Au mai fost două zboruri de calificare, de la19 iunie 1981, care de data aceasta a mers fără probleme. În timpul celui de-al treilea zbor, 3 sateliți au fost puși pe orbită. 10 septembrie 1982, al cincilea său zbor, care a fost primul zbor comercial, nu a reușit. Racheta s-a oprit după șapte minute de zbor. După o analiză amănunțită a întregii rachete, următoarele șase zboruri au decolat fără probleme. Zborul 14 din2 iulie 1985a trimis sonda Giotto către cometa lui Halley . Ultimul zbor, al unsprezecelea din Ariadna 1, a avut loc pe22 februarie 1986, a lansat primul satelit Spot .

Note și referințe

  1. Ministerul Educației Naționale - Direcția Generală Educație Școlară, „  Arhitectura lansatoarelor Ariane de la 1 la 3  ” (accesat la 24 iunie 2014 )
  2. "  Campania de lansare Ariane 1  " (accesat la 26 iunie 2014 )

Vezi și tu

Bibliografie

Articole similare

linkuri externe