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Comparé
à Ariane 3 dont il est dérivé, le lanceur Ariane 4 présente des
éléments nouveaux ou ayant subi des modifications importantes:
_ Nouvelles coiffes de 4 m de diamètre extérieur et proposées en
trois hauteurs différentes (8,6 m, 9,6 m et 11 m);
_ Nouveaux adaptateurs de charges utiles (937B, 1194A et 1666A);
_ Nouvelle structure porteuse pour lancement double le SPELTRA Structure
porteuse Externe pour les Lancements Double Ariane) proposée en 2
hauteurs différentes 2,8 et 3,8 m;
_ Nouvelle case à équipement;
_ Nouveau calculateur de bord et nouvelle centrale inertielle de secours
à gyrolaser;
_ Nouveau concept de pilotage à commandes numériques;
_ Structures renforcées du second et troisième étage;
_ Modifications considérables du premier étage (allongement des
réservoirs pour embarquer 226 tonnes d' ergols, nouveau réservoirs d'
eau, nouvel aménagement de la baie de propulsion et structures
renforcées);
_ Modification des propulseurs d' appoint à poudre (9500 tonnes de
propergol);
_ Nouveaux propulseurs d' appoint à liquides de 39 tonnes de capacité
équipés de moteurs Viking 6;
Selon les versions
proposées, Ariane 4 est un lanceur qui mesure de 54,1 à 58,4 m et
pèse de 243 à 480 tonnes au décollage.
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L' ETAGE L220
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Le premier étage (L220)
comprend:
- Deux réservoirs de
propergols, cylindriques identiques, de 3,8 m de
diamètre et de 7,4 m de hauteur à fonds ellipsoïdaux, reliés par une
jupe inter-réservoir de même diamètre et de 2,68 m de hauteur.
- Un réservoir d'eau situé dans la jupe inter-réservoirs d'une
contenance maximale de 8200 litres alimentant les moteurs principaux et,
le cas échéant, ceux des PAL. Il est réalisé en plastique arme.
- Un réservoir conique inter-étage qui relie le premier au deuxième
étage.
- Une jupe avant qui supporte les huit fusées de freinage du premier
étage et relie le premier étage à la jupe inter-étage.
- Un bâti-moteur cylindrique de 3,8 m de diamètre et de 2,3 m de
hauteur, relié au réservoir d'UH25 à la partie supérieure et
supportant sur sa partie inférieure les quatre moteurs Viking V.
Le réservoir d'eau, entièrement
nouveau, a fait l'objet d'un développement et d'une qualification
complète dans le cadre du programme Ariane 4. Les autres parties de
l'étage ont été renforcées pour être capables de supporter les
charges Ariane 4. La capacité des réservoirs a été augmentée pour
faire passer la durée de propulsion de 135 sec à environ 205 sec. Leur
qualification a été démontrée notamment par dossier de calculs et
épreuves hydrauliques.
Le système propulsif comprend 4
moteurs Viking V délivrant une poussée totale au décollage de 2700
kN. Chaque moteur forme un ensemble indépendant alimenté en propergols
et en eau par ses propres vannes.
Les propergols utilisés sont l'UH25 (mélange de diméthylhydrazine
dissymétrique et d'hydrate d'hydrazine) et le N204 (peroxyde d'azote).
Le premier étage du lanceur ARIANE 4 emporte 220 tonnes de ces
propergols. Pendant sa propulsion, le premier étage consomme environ 1
tonne d'ergols par seconde.
Chaque moteur Viking utilise un générateur de gaz alimenté par les
propergols et de l'eau pour le refroidissement des gaz. Les gaz
alimentent d'une part la turbine qui entraîne les pompes à propergols
et à eau et servent d'autre part à pressuriser les réservoirs.
Le col en Sephen (composite à base de carbone) des moteurs Viking a
été renforcé pour garantir le fonctionnement pendant la durée accrue
de propulsion. Les essais à feu de longue durée (300 sec comparé aux
205 sec de vol) ont été réalisés avec succès. Toujours afin
d'assurer des marges en endurance, une modification a été apportée
aux roulements de la turbo-pompe du moteur, validée à la fois par des
essais sur banc de roulements (durée supérieure à 450 sec) et lors
des essais à feu de longue durée des moteurs (300 sec).
L'organisation industrielle pour le
développement et la production du premier étage (L 220) est la même que pour
Ariane 1 et 3. MAN qui produit le tore d'eau de la baie de propulsion Ariane 1 et 3 - tore
supprimé sur Ariane 4 - est chargé de développer et produire le nouveau
réservoir d'eau d'Ariane 4.
Seules les versions Ariane 44 L et 42 L, respectivement, à quatre et deux
propulseurs d'appoint à liquide conservent les empennages placés sur les
carénages.
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LES PROPULSEURS PAP ET PAL
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Les propulseurs d'appoint à liquide, désignés PAL, sont en matière de
propulsion l'élément complètement nouveau de la version Ariane 4. Avec leurs
2 230 millimètres de diamètre, leurs 19 mètres de long et leurs 39 tonnes
d'ergols, ils sont déjà deux fois plus gros que le premier étage du lanceur
de satellite Diamant B qui précéda Ariane. L'Aérospatiale est responsable du
développement du propulseur d'appoint dont l'intégration est confiée à ERNO
en Allemagne. |
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A Brème, là où ERNO intègre déjà le deuxième étage d'Ariane à la
verticale, une installation a été conçue pour permettre l'intégration des
PAL à l'horizontale. Les réservoirs de N204 et UH25 en acier inoxydable sont
identiques pour réduire les coûts de production. Le développement et la
production en ont été confiés à Aéritalia en Italie.
Le bâti-moteur, la jupe inter-réservoir et la jupe avant sont développés
et fabriqués par SABCA en Belgique.
Le cône avant par Fokker en Hollande.
La SEP est responsable de la propulsion et de tous les systèmes
correspondants, moteurs, systèmes correcteurs POGO, système de pressurisation,
prises ombilicales de remplissage, pressurisation, commande des vannes et
balayages. |
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Le moteur Viking du propulseur d'appoint est fixe le pilotage du lanceur
pendant le vol du premier étage est assuré par les moteurs Viking du L 220. Le
moteur Viking du PAL est fortement incliné de 10 degrés pour deux raisons
principales. Au niveau du moteur, il faut laisser assez de place entre le PAL et
le corps central L 220 pour les mâchoires du système d'amarrage au sol de la
fusée. Ne pas incliner les moteurs aurait conduit à écarter de près d'un
mètre les propulseurs d'appoint du L 220, ce qui aurait été inacceptable sur
les plans structure et aérodynamique. L'inclinaison du moteur est également
nécessaire pour que l'axe de poussée des moteurs ne passe pas trop loin du
centre de gravité du lanceur à l'extinction des PAL. L'extinction des
propulseurs en effet n'est pas commandée. Les moteurs s'arrêtent lorsque l'un
des ergois s'épuise dans les réservoirs et il peut s'écouler plusieurs
secondes entre l'arrêt du premier et du dernier PAL. Sur la version à quatre
propulseurs Ariane 44 L, les propulseurs commencent à s'éteindre vers 143,2
secondes, l'arrêt des moteurs est commandé à 145 secondes, deux propulseurs
opposés sont largués à 149 secondes et les deux autres à 150 secondes. Les
PAL sont fixés à leur partie basse sur le bâti-moteur du L 220 et à leur
partie haute à la jupe inter-réservoir du L 220. A la partie basse, une rotule
assure la fixation comme dans le cas des propulseurs d'appoint Ariane 3 et cette
rotule transmet la poussée du propulseur au corps central. En haut, trois
bielles immobilisent le propulseur en rotation. Au largage, toutes ces attaches
sont découpées par des charges explosives. L'éloignement du propulseur est
obtenu par allumage de fusées latérales sur le propulseur, quatre dans
l'inter-réservoir et deux dans le cône avant. Comme toutes les fusées de
freinage ou d'accélération utilisées sur Ariane à la séparation des
étages, ces fusées sont produites par BPD/DS en Italie.
Les systèmes propulsifs sont installés à la base du bâti-moteur circulaire
à trois branches centrales de SABCA. Le moteur Viking est fixé au milieu et
l'une des trois branches transmet la poussée vers le corps central. Le moteur
est très proche du Viking 5 du L 220 à l'exception des coudes d'entrée de
pompe, de l'alimentation des servomoteurs. inutile, et de l'articulation. Le
moteur est désigné Viking 6. Les réservoirs du PAL sont pressurisés par un
système utilisant les gaz chauds fournis par le moteur. Le propulseur d'appoint
a ses propres liaisons ombilicales avec le sol pour le remplissage et la
pressurisation des réservoirs, la commande des vannes de remplissage et de
pré-pressurisation, les balayages à l'azote des divers compartiments où il
faut éviter l'accumulation potentielle de vapeurs d'ergols, et la chasse des
ergols liquides résiduels du moteur après fonctionnement en cas de tir
avorté. L'ensemble des équipements de la baie de propulsion est protégé des
échauffements par un carénage écran thermique. |
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Les propulseurs d'appoint à poudre (PAP) d'Ariane 4 sont dérivés de ceux
d'Ariane 3 par allongement de 2,02 mètres. La masse de poudre passe de 7 320 à
9 450 kilogrammes, la masse à vide de 2 480 à 3 080 kilogrammes. Le diamètre
de 1071 millimètres est inchangé. L'angle de la tuyère du PAP est diminué de
14 degrés sur la version Ariane 3 à 12 degrés sur la version Ariane 4, ce qui
permet un léger gain de performance et une amélioration de la tenue des
protections thermiques à l'intérieur, autour de la tuyère. Cette réduction
est rendue possible par l'allongement d'Ariane 4 qui élève le centre de
gravité du lanceur ce dernier est dès lors moins sensible aux dissymétries de
poussées des PAP à l'extinction. La poussée du PAP évolue entre 75 et 58
tonnes, le débit entre 260 et 320 kilogrammes/seconde. Le diamètre du col de
tuyère est de 337 millimètres pour 956 millimètres en tranche de sortie. Les
propulseurs d'appoint à poudre sont allumés au sol avant décollage du lanceur
par un ordre donné par les installations sol. L'emplacement des machoîres qui
retiennent le lanceur est tel que les tuyères ne crachent pas directement
dessus, ce qui permet cet allumage au sol. Pour toutes les versions avec
propulseurs à poudre (Ariane 42 P, 44 P, 44 LP) et à l'inverse du lanceur
Ariane 3, cet allumage au sol est d'ailleurs nécessaire car la fusée ne
pourrait pas décoller sous la seule poussée des moteurs Viking. La combustion
dure 35 secondes. |
| Le largage a lieu à des instants différents suivant les
versions 86 secondes sur l'Ariane 42 P, 47 secondes sur l'Ariane 44 P et 61
secondes sur l'Ariane 44 LP. Les instants sont déterminés pour éviter que les
propulseurs ne retombent dans une zone interdite contenant des installations et
bâtiments.
Les responsabilités industrielles sont les mêmes que sur Ariane 3. La
société italienne BPD/DS développe et produit le propulseur nu. Les
structures avant et arrière ainsi que le système de largage sont étudiés et
fabriqués par la société allemande MAN. Le système de largage est inchangé
par rapport à Ariane 3. Chaque propulseur coûte 1,5 milliard de lires.
Au cours de la séquence de lancement, le banc
de contrôle lanceur vérifie le bon fonctionnement du véhicule, commande
l'allumage des quatre moteurs et, le cas échéant, des PAL dont il contrôle le
fonctionnement. L'ordre d'ouverture des crochets retenant le lanceur est donné
3 sec plus tard, en même temps que celui de l'allumage des PAP (le cas
échéant).
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L' ETAGE L33
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Le deuxième étage est peu modifié par
rapport aux Ariane 1. Il
doit cependant supporter les efforts engendrés par une coiffe de très grand
diamètre et par des satellites plus lourds. Les brides de raccordement des
différentes jupes et du réservoir entre eux ont dû être légèrement
agrandies (5 millimètres sur 2 641 1) et les épaisseurs de ces brides
augmentées. Le nombre de boulons entre ces éléments passe de 120 à 240 sauf
entre le réservoir et la jupe avant où cette modification est déjà
appliquée depuis Ariane 3. Les réservoirs ont une épaisseur accrue. La jupe
avant ne comporte plus de bloc gyrométrique ni d'accéléromètre en raison des
nouvelles conditions de pilotage de la fusée. Quelques équipements
pyrotechniques sont différents. Les principales modifications concernant la
propulsion sont l'augmentation de la pré-pressurisation pour faciliter la tenue
aux efforts pendant le vol du premier étage et le passage de 15 à 29 litres de
la bouteille d'azote du système de commande de l'étage lié à la durée plus
longue du vol du premier étage. L'organisation industrielle est inchangée ERNO
est responsable de l'étage, Dornier des réservoirs et la SEP des systèmes de
propulsion.
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L' étage pèse 3600 kg à vide (avec la jupe
inter 1/2) et mesure 11,6 m de hauteur pour 2,6 m de diamètre. le moteur Viking
qui l' équipe à sa base a une poussée de 78 tonnes dans le vide (pression au
foyer de 58 bars). Les réservoirs intégrés, en alliage d' aluminium léger à
fond intermédiaire commun sont pressurisé à l' hélium gazeux contenu dans
des réservoirs sphérique sous 300 bars de pression. Le pilotage en lacet et
tangage est assure par deux axes sur le moteur tandis que le pilotage en roulis
est assuré par deux jets de gaz chauds tangentiels (5 kg de
poussée).
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L' ETAGE H10
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Le troisième étage (H10)
pèse 1,2 tonnes à vide et mesure 2,6 m de diamètre pour une hauteur
de 9,9 m. Son moteur, HM7B, délivre une poussée de 62 kN dans le vide.
Les deux réservoirs, qui contiennent 10,7 tonnes d'ergols cryogéniques
(hydrogène et oxygène liquides) sont en aluminium. Les deux
compartiments sont séparés par une double paroi sous vide. Ils sont
pressurisés en vol à l'hydrogène gazeux (pour le réservoir
d'hydrogène) et à l'hélium froid (pour le réservoir d'oxygène). Ils
sont revêtus d'une protection thermique externe pour éviter
l'échauffement rapide des ergols du même style que celle du H8 des
précèdentes versions (BOFI Bonded on Foam Insulation).
Le moteur est lié au bâti de
poussée tronconique par l'intermédiaire d'un cardan permettant
d'orienter le moteur pour le pilotage en tangage et en lacet. Des
tuyères auxiliaires fonctionnant à l'hydrogène gazeux assurent le
pilotage en roulis pendant le vol propulsé. Après arrêt du moteur,
elles permettent, avec les propulseurs additionnels à l'hydrogène, de
piloter l'étage et de pointer la charge utile par rapport aux trois
axes.
Les séparations des étages sont
effectuées par cordeaux découpeurs pyrotechniques situés sur la jupe
arrière des deuxième et troisième étages. Les étages sont écartés
l'un de l'autre par des rétrofusées placées sur l'étage inférieur.
Des fusées d'accélération disposées sur l'étage supérieur
permettent de conserver une légère accélération pour assurer une
alimentation homogène à l'allumage du moteur. La séparation entre les
deux premiers étages est commandée par le calculateur de bord lorsque
la centrale inertielle détecte la queue de poussée du premier étage
(épuisement d'un ergol). La séparation entre le deuxième et le
troisième étages est commandée par le calculateur de bord quand
l'augmentation de vitesse due à la poussée du deuxième étage a
atteint une valeur prédéterminée.
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Le troisième étage subit le même type de
modifications que le deuxième, puisqu'il est soumis lui aussi aux nouvelles
sollicitations qui viennent des parties hautes de la fusée. Pour son
réservoir, ces sollicitations augmentent de 90 % par rapport à Ariane 1.
Toutes les structures ont donc des parois plus épaisses et des renforts en
cadres et lisses sont ajoutés à la jupe avant. Les fixations boulonnées entre
les éléments sont également modifiées. Le réservoir hydrogène a une
épaisseur variable sur sa hauteur. L'épaisseur de l'isolant thermique collé
sur la peau du réservoir hydrogène est prise en compte pour le calcul de la
tenue du réservoir. L'augmentation de l'épaisseur des parois du réservoir
oxygène entraîne une plus grande consommation d'hélium pour pressuriser le
réservoir. La masse des parois froides est plus importante et refroidit
davantage l'hélium d'où la surconsommation. L'accroissement de la réserve
d'hélium est obtenue en gonflant à 220 bars au lieu de 200 la sphère
réservoir. Comme sur le deuxième étage, l'organisation industrielle est
inchangée Aérospatiale est responsable de l'étage, Air Liquide des
réservoirs et la SEP des systèmes propulsifs. Une nouvelle version de jupe
entre deuxième et troisième étage est développée par Fokker dans le cadre
du programme Ariane 4. Les panneaux et raidisseurs de cette jupe sont en fibres
de carbone, d'où un allègement de la structure de 68 kilogrammes et une masse
satellisable augmentée d'une dizaine de kilogrammes. Mais l'utilisation de
cette jupe est optionnelle et donc pas systématique.
Les évolutions de l'étage H10.
CASE A EQUIPEMENT
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La configuration de la case à équipements a
été entièrement refondue. Sa structure se compose de quatre parties
réalisées en matériau en nid d'abeilles avec un revêtement en fibres de
carbone:
- une partie conique interne assurant l'interface de 1920 mm de diamètre avec
la charge utile,
- une partie conique externe d' i m de hauteur et d'environ 4 m de diamètre
extérieur, supportant soit la coiffe soit la SPELDA; elle est reliée à sa
base à la partie conique interne et à la jupe avant du troisième étage qui a
un diamètre de 2,6 m, - un plateau annulaire horizontal supportant les
équipements et fixé à la jupe avant du troisième étage,
- douze panneaux amovibles enfermant le compartiment à équipements de la case,
entre la partie conique externe et le plateau. On dispose ainsi d'un accès
facile aux équipements sans gêner le compartiment de la charge utile.
Le plateau supporte en plus du calculateur de
bord, tous les équipements électroniques et électriques du lanceur
nécessaires à l'exécution de la mission; ils assurent les fonctions
suivantes: séquentiel, guidage-pilotage, localisation, destruction,
télémesure. Seuls les organes de puissance et d'exécution sont répartis dans
les étages.
La case à équipements mesure environ 1 m de
hauteur et sa masse est de l'ordre de 400 kg. La SPELDA supporte non seulement
une charge utile mais également la coiffe. Elle offre donc presque le même
diamètre à la charge utile en position inférieure que la coiffe proprement
dite.
La case à équipements est nouvelle. C'est
maintenant une structure qui fait passer la fusée du petit diamètre 2.6
mètres du troisième étage au grand diamètre de 4 mètres de la coiffe. Les
équipements de commande, pilotage, guidage sont rassemblés sur un plateau
horizontal et circulaire coiffé de deux parois, l'une vers le centre qui isole
le compartiment case des satellites et l'autre vers l'extérieur qui l'isole de
l'air ambiant. Ainsi, et à l'inverse de ce qui se fait sur Ariane 1 et 3. il
est possible d'accéder à un équipement de la case sans " casser "
l'ambiance propre dans laquelle baignent les satellites. Au centre de la case,
un tronc de cône permet de supporter la charge utile. Comme sur les versions
précédentes d'Ariane, la case rassemble les équipements principaux des quatre
chaînes électriques séquentiel. guidage-pilotage, localisation-destruction et
servitudes.
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Sur Ariane 4 la chaîne guidage-pilotage est modifiée. Au lieu d'envoyer des
ordres de braquage aux moteurs qui varient progressivement (pilotage dit
analogique), la case envoie des ordres qui évoluent par échelons. Ce mode de
pilotage est dit numérique. Il permet d'utiliser le calculateur de bord pour
élaborer les ordres de pilotage plutôt qu'un équipement dans lequel la
logique de pilotage est câblée, et donc difficilement modifiable. Avec une
logique implantée dans le calculateur, il est possible de modifier les lois de
pilotage en modifiant simplement le programme de vol qui est entré dans le
calculateur avant chaque vol. Cet avantage de souplesse est important pour un
lanceur qui existe en six versions différentes. De plus, dès le début du
programme. il est apparu que le pilotage d'Ariane 4 risquait d'être plus
difficile que celui des versions antérieures. La grande coiffe à l'avant est
déstabilisante, les propulseurs d'appoint lourds à l'arrière reculent le
centre de gravité et diminuent l'efficacité du braquage des moteurs,
l'allongement du lanceur peut entraîner des déformations importantes et de
basses fréquences. Ces difficultés allaient sûrement allonger la durée des
études de pilotage et donc retarder la date de disponibilité des lois de
pilotage, d'où la nécessité d'un système dans lequel les modifications
seraient faciles à introduire. Le nouveau mode de pilotage entraîne la
suppression du bloc de pilotage. Sur la case Ariane 4. la centrale inertielle
Ferranti est doublée par une centrale gyrolaser développée par la SFENA. Les
informations de la centrale de secours ne sont prises en compte qu'en cas de
défaillance de la centrale principale. Cette redondance améliore la fiabilité
du lanceur. Un nouveau calculateur (OBC - On Board Computer) est installé sur
la case. Il est dérivé de celui du satellite d'observation de la terre spot.
L'augmentation du nombre d'ordres à passer entraîne une modification de
l'unité d'interface et de la centrale d'ordres. La case à équipements comme
celle d'Ariane 1 à 3 est de responsabilité MATRA. La structure est
sous-traitée à CASA. La case et tous ses équipements ont une masse de 523
kilogrammes.
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SPELDA ET COIFFE
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Pour emporter deux satellites, il est plus
rentable, en termes de masse, de prévoir une coiffe compartimentée que
d'introduire une structure porteuse interne comme le SYLDA d'Ariane 1 et 3.
C'est ce qui est fait sur Ariane 4. La partie basse de la coiffe qui englobe le
satellite du bas est appelée SPELDA (pour Structure porteuse externe de
lancement double Ariane).
La SPELDA se compose de deux parties
réalisées en nid d'abeilles d'alliage d'aluminium avec un revêtement
en fibres de carbone.
La partie inférieure est un cylindre de 4 m de diamètre extérieur et
de 2 m de hauteur; elle est fixée à la partie supérieure de la VEB au
moyen de 180 boulons.
La partie supérieure est un cylindre de 0,80 m ou 1,80 m de hauteur, de
4 m de diamètre extérieur terminé par un cône tronqué d'un mètre de
hauteur présentant une interface de 1,92 m de diamètre avec la charge
utile supérieure.
Ces deux parties sont reliées par un dispositif pyrotechnique et des
ressorts montés à l'intérieur de la partie inférieure pour imprimer
une vitesse de séparation à la partie supérieure.
La masse de la SPELDA est de 400 à 450 kg.
La partie haute est désignée simplement coiffe.
Cette configuration n'est qu'une parmi les six différentes configurations de
partie haute qui peuvent être proposées aux clients. Tout d'abord en cas de
satellite unique, il n'y a pas de SPELDA mais seulement une coiffe. Trois
longueurs de coiffe sont utilisables la courte de 8,62 mètres, la moyenne de 9,62
mètres et la longue de 11,1 mètres. Le développement de la longue a été limité à des études
puisque aucun besoin de satellites de cette
taille ne s'est fait sentir. Trois versions de SPELDA sont également
disponibles. une courte de 3,78 mètres, la mini
de 2,78 m et la mini+300 de 3,08 m. Sur la
SPELDA court, il est possible de monter la coiffe courte et la coiffe moyenne.
Les lancements AR4 avec la SPELDA
V22, 27, 29, 31, 33, 36, 37, 38, 39, 41, 42, 48, 49, 50, 51, 53, 58 (mini), 61,
62 (mini), 63, 65 (mini), 66, 68 (mini), 71, 81 (mini), 82 (mini), 86 (mini), 89
(mini+300), 90 (mini+300), 92 (mini), 93 (mini+300), 95 (mini), 97 (mini), 99, 102, 105, 108
(mini), 111 (mini), 113 (mini+300), 116 (mini), 131 (mini+300), 139 (mini), 149
(mini+300).
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LE SYSTEME ASAP
| L'ASAP Ariane Structure
for Auxiliary Payloads a une capacité totale de 200 kg avec une limite
de 50 kg par satellites. Le coût typique d'un lancement ASAP est de 1,2
millions $ (V59), soit presque celui d'un secons satellite. Le satellite
principal est déployé en premier, suivit des satellites secondaires en
utilisant ses propres système de déploiement. Le lanceur est
manoeuvré entre le déploiement des différents satellites afin de se
retrouver en même position à la prochaine orbite.
LANCEMENTS avec ASAP
_ ASAP-1, V35, le 21 Janvier 1990 avec SPOT-2, (CNES, France) et
en charges secondaires UoSAT-3, UoSAT-4, Surrey Satellite Technology
Ltd. (SSTL, UK) AO-16, AO-17, AO-18 et AO-19. AMSAT N.A. (USA)
_ ASAP-2, V44, le 17 Juillet 1991 avec ERS-1, (ESA) et en charges
secondaires UoSAT-5, Surrey Satellite Technology Ltd. (SSTL, UK) SARA,
ESIEESpace (France) ORBCOMM-X, Orbital Sciences Corp. (OSC, USA)
TUBSAT-1, Technical University of Berlin (Allemagne)
_ ASAP-3, V52 le 10 août 1992 avec SPOT-2, (CNES, France) et en charges
secondaires S80/T, SSTL pour MMS (U.K., U.S.A.) KITSAT-1, SSTL pour
Satrec (U.K., S.Korea)
_ ASAP-4, V59 le 25 septembre 1993 avec SPOT-3, (CNES, France) et en
charges secondaires STELLA, (CNES, France) KITSAT-2, SSTL, Satrec (U.K.,
S.Korea) PoSAT-1, SSTL, LNETI (U.K. / Portugal) HealthSat-2, SSTL,
SatelLife (U.K./ USA) EyeSat-1, Interferometrics (USA) ItamSat, AMSAT IT
(Italie)
_ ASAP-5, V64 17 juin 1994 avec Intelsat 702 et en charges secondaires
STRV-1a, STRV-1b, DRA (U.K.)
_ ASAP-6, V75 le 7 juillet 1995 avec Helios-1 et en charges secondaires
Cerise, SSTL U.K, DGA France, UPM-SAT, Univ. de Madrid, Espagne
_ ASAP-7, V124 le 3 décembre 1999 avec Helios-1b et en charges
secondaires Clementine SSTL U.K, DGA France
_ ASAP 8, V151 le 4 mai 2002 avec SPOT 5 et en charges secondaires
IDEFIX (Amsat France). |
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La nouvelle coiffe est composée de deux
coques en nid d'abeilles d'alliage d'aluminium avec un revêtement en fibres de
carbone. Son diamètre extérieur est de 4 m, son épaisseur de 25 mm, sa
hauteur de 8,6 m ou 9,5 m et son poids est compris entre 900 et 1000 kg. Les
demi-coiffes sont reliées par des rivets qui sont découpés par un cordeau
pyrotechnique au moment de la séparation. Elles sont fixées à la partie
supérieure de la VEB ou de la SPELDA par une sangle en acier en deux éléments
tendue par deux boulons pyrotechniques.
Au sol, la ventilation des satellites sous la
coiffe et à l'intérieur de la SPELDA se fait par air filtré et refroidi avec
un débit total de 3000 Nm3/h partagé entre les deux compartiments des
satellites.
La coiffe est larguée latéralement pendant
le vol du deuxième étage lorsque le flux aérothermique n'est que de 1135
W/m2. La séparation des satellites est commandée par le calculateur de bord
dès que sont réunies les conditions correctes d'orientation et de rotation du
composite formé par le troisième étage, la VEB et les satellites. L'ordre de
séparation des satellites est envoyé à un système de type sangle et
ressorts, intégré à l'adaptateur de charges utiles.
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Dans ces deux dernières configurations,
l'ensemble, coiffe et SPELDA. mesure déjà 13.4 mètres et aller au-delà
augmenterait encore les efforts sur les étages 2 et 3. Les masses de l'ensemble
SPELDA éventuel et coiffe varient suivant les configurations de 725 à 1 130
kilogrammes. Les coiffes Ariane 4 ont une masse au mètre cube améliorée de 50
% par rapport aux coiffes Ariane 1 à 3. Cette performance est obtenue par
l'utilisation de matériaux composites. Des panneaux de 25 millimètres
d'épaisseur, constitués d'un coeur en nid d'abeille d'aluminium recouvert
extérieurement et intérieurement de peaux en fibres de carbone, forment les
parois du cône avant et de la partie cylindrique. Le nez hémisphérique est en
alliage léger. La coiffe, comme celle d'Ariane 1, se sépare en deux moitiés
suivant un plan vertical. Les structures de la coiffe le long de ce plan sont en
magnésium. Les parois du SPELDA font également appel aux matériaux composites
les peaux sont constituées d'un empilement de quatre feuilles de plastique
renforcées de fibres de carbone, d'une feuille de plastique renforcée de
fibres de verre et d'une feuille d'aluminium, cette dernière couche constituant
le revêtement extérieur. Le tout est collé sur un coeur de nid d'abeille
d'aluminium de 28 millimètres d'épaisseur. Comme sur toutes les précédentes
versions d'Ariane. la coiffe est larguée lorsque le flux thermique dû aux
frottements atmosphériques descend en dessous de 1 135 watts/mètre carré.
Avec un tel flux, l'échauffement est suffisamment faible pour que le satellite
en partie haute n'ait rien à craindre. Cet événement se produit pendant le
vol du deuxième étage à un instant qui varie suivant les versions entre 238,8
et 285,6 secondes. La coiffe est maintenue fermée comme sur Ariane 1 et 3 par
une bande' métallique qui en fait le tour et qui est serrée à 10 tonnes. Par
rapport aux versions antérieures, un mécanisme de relaxation lente de cet
effort jusqu'à 2 tonnes a été introduit sur Ariane 4. Il entre en action au
moment de la séparation et limite ainsi le choc en contrecoup sur les
satellites et la case à équipements. La libération de la sangle est obtenue au
moyen de boulons pyrotechniques. En même temps, à la jonction verticale des
deux demi-coiffes, une charge linéaire gonfle un boudin métallique qui
cisaille les rivets de jonction et fournit l'impulsion d'éloignement. Le SPELDA
n'est découpé qu'après mise en orbite et après largage du satellite
supérieur. Le système de découpe qui sectionne la structure en son milieu est
analogue à celui de la coiffe. L'impulsion d'éloignement de la partie
supérieure du SPELDA est fournie par des ressorts. Il faut noter qu'il est
possible de monter en charge utile supérieure un SYLDA type Ariane 3 contenant
un satellite et en supportant un autre. Dans ce cas, c' est trois satellites
simultanément que peut lancer Ariane 4.
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