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CHRONOLOGIE ARIANE

 CARCTERISTIQUES D' ARIANE 2 & 3

 

Ariane 2-3.jpg (67090 octets) 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 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).
_ 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) avec une tuyère allongé de 20 cm et une pression de combustion de 30 à 35 bars.
_ 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 49,5 m pour 219 tonnes.  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. Seule les jupes inter-réservoir et le bâti moteur sont renforcés pour attacher les PAP.

PROPULSEUR A POUDRE PAP: 
Ils sont fixés symétriquement sur la partie inférieure du L140. Chacun pèse 9 tonnes dont 7,3 de poudre. Leur poussée est de 70 tonnes durant 30 secondes. La tuyère semi encastrée est inclinée par rapport à l' axe du propulseur de 14°. 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.

SECOND ETAGE L33: 
Comme le L140, il voit sa poussée augmentée de 9% grâce à l' augmentation de la pression de combustion dans le foyer de la chambre.

TROISIEME ETAGE H10: 
Allongé de 1,3 m, ce qui permet embarquer 10,7 tonnes de carburant, il fonctionne donc plus longtemps soit 735 secondes en tout.

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.

La case à équipement, le cerveau d' Ariane est plus développé 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 grosses que les coiffes Ariane 1. Pesant 859 kg, elle mesure 8,65 m de haut pour 3,2 m de diamètre.    

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

J-32 Bilan technique de l'ELA 1
J-31 Déstockage L140
J-30 Erection L140
J-29 Erection L33
J-27 Raccordement L33
J-25 Erection H10
J-24 raccordement H10
J-22 Contrôles étanchéité étages (jusqu'à -19). Alignement centrales inertielles
J-18 Assainissement H10 (jusqu'à -16)
J-17 Montages empennages et carénages
J-15 Contrôle pilotage dynamique
J-14 Contrôle global du lanceur
J-13 Assemblage des PAP
J-10 Préparation RCL
J-9 RCL (répétition chronologie lanceur)
J-8 Dépouillement RCL
J-7 Mise en container des charges utiles (CCU) et transport sur ELA
J-6 Pose SYLDA sur lanceur et essai satellites
J-5 Assemblage coiffe
J-4 Préparation lanceur, ELA, CSG et satellites
J-3 Répétition générale
J-1 Chronologie de lancement 

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.

 

H-28 h 15 Mise en configuration systèmes sol
H-25 h 30 à H-21 h 45 Remplissage N204 des 2ème et 1er étages
H- l8 h 30 à H- 14 h 30 Remplissage UH25 des 1er et 2ème étages
H- l4 h 30 à H-11 h Vérifications étages
H-11 h Interruption de la chronologie
H- 11 h à H-6 h

Préparation lanceur et tour pour retrait tour  

H-  7 h 50 à H -  5 h Mise en oeuvre et alignement centrale inertielle 
H- 6 h à H -5 h 15 Retrait tour
H-5 h 55 Début assainissement et pressurisation 3ème étage
H-- 4 h 50 à H-  3 h 20 Pressurisation sphères du 2ème étage 
H- 5 h  15 à H- 4 h 55

Emissions télémesures lanceur pour stations CSG

H- 4 h 55 à H- 1 h 05 Silence radio “lanceur” pour étalonnage des stations de télémesures du CSG
H- 3 h 20 Début remplissage du 3ème étage (L02 et LH2
H- 2 h 40 à H- 1 h 40 Pressurisation à la valeur de vol des réservoirs desler et 2ème étages
H-2 h 05 à H- 1 h 05 Contrôles fonctionnels type IV du lanceur 
H- 1 h 05 Fin remplissage du 3ème étage, début pressurisation sphère hélium du 3ème étage, début des compléments de plein
Mise en oeuvre “Télémesure, Répondeurs Radar Télécommande” du lanceur
H- 55 mn Armement des moteurs d’apogée des Satellites 
H- 50 mn

Chargement du programme de vol. 
Fin pressurisation sphère hélium du
3ème étage 

H- 8 mn Comptes rendus “VERT” pour tous les systèmes. 
Passage Satellites sur alimentation bord 
H- 6 mn Initialisation de la séquence synchronisée 
H- 1 mn Passage équipements lanceur sur alimentation bord
H- 9 s Déverrouillage centrale inertielle 
H- 4 s Commande déverrouillage des plaques et bras cryogéniques du 3ème étage
H 0 Mise à feu du premier étage Décollage

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.

loi attitude lanceur.jpg (121213 octets)

DECOLLAGE ET SEQUENCE DE VOL 
TEMPS DE DECOMPTE 

EVENEMENTS

-9s   Déverrouillage centrale inertielle
-4s   Commande de déverrouillage des plaques et des bras cryogéniques du 3ème étage
- 0,2 s   Compte rendu d’ouverture des bras cryogéniques
 H 0   Allumage 1er étage
+ 3,4 s   Décollage
+ 7,2 s   Allumage des propulseurs d’appoint à poudre (PAP)
+ 10 s   Fin de montée verticale et début basculement en tangage
+ 39.2 s   Largage des PAP
+ 138,2 s 2mn 18,2s (H1) Détection mi-poussée du 1er étage (extinction du 1er étage)
+ 140,6s     2mn 20,6s Mise à feu des fusées d’accélération du 2ème étage
+ 143,ls      2mn 23,1 Séparation 1/2. Mise à feu des rétrofusées du 1er étage
+ 143,4s 2mn 23,4s Allumage du 2ème étage
+ 146,7s 2mn 26,7s Poussée nominale du 2ème étage
+ 150,6s 2mn 30,6s Largage des fusées d’accélération du 2ème étage
+ 153,2s 2mn 33,2s Début de phase guidée. Manoeuvre en lacet
+ 221,6s 3mn 41,6s Largage coiffe
+ 269,8s 4mn 29,8s (H2) Début d’extinction du 2ème étage
+ 270,6s 4mn 30,6s Mise à feu des fusées d’accélération du 3ème étage
+ 274,7s 4mn 34,7s Séparation 2/3, Mise à feu des rétrofusées du 2ème étage
+ 278,3s 4mn 38,3s Allumage du 3ème étage
+ 279,8s 4mn 39,4s Poussée nominale du 3ème étage
+ 290,8s 4mn 50,8s

Largage des fusées d’accélération du 3ème étage

+ 375s 6mn 15s Acquisition lanceur par la station de Natal (poursuite jusqu a l3mn 5s)
+ 775s 12mn 55s Acquisition lanceur par la station d’Ascension (poursuite jusqu a l7mn 30s)
+ 895s 14mn 55 Acquisition lanceur par la station d’Akakro (poursuite jusqu a 22 mn 40s)
+ 997,8s 16mn 37,8s Démarrage séquence arrêt 3ème étage
+ 999,2s 16mn 39,2s (H3) Vitesse d’injection atteinte (Fin queue de poussée moteur 3ème étage)
+ 1001,2s 16mn 41,2s Début d’orientation du 3ème étage par le système du contrôle d’Attitude et de Roulis (SCAR) pour pointage satellite
+ 1076,2s 17mn 56,2s Début de mise en rotation
+ 1103,6s 18mn 23,6s (H4.1) Fin de mise en rotation (10 tours/mn) et séparation
+ 1106,6s 18mn 26,6s Début de manoeuvre SYLDA (despin et basculement)
+ 1204,0s 20mn 04,0s

Ouverture SYLDA

+ 1209,0s 20mn 09,0s Début orientation du 3ème étage pour pilotage second satellite
+ 1276,8s 21mn 16,8s Début de mise en rotation
+ 1304,4s 21mn 44,4s (H4.2) Fin de mise en rotation (7 tours/mn) et séparation second satellite
+ 1308,4s 21mn 48,4s (H5) Fin de mission ARIANE

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.

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 .

 

LE DEVELOPPEMENT D'ARIANE 2-3
ARIANE 3 PERFORMANCES EN ORBITE
ARIANE 2 LES PREMIERS VOLS
ARIANE 3 LES PREMIERS VOLS