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Le Japon a récemment établi un nouveau record : la mise en orbite d’un satellite de 3 à 4 kg par la plus petite fusée orbitale au monde : la SS-520-5. Cette fusée, mise au point par la JAXA (l’agence spatiale japonaise), ne pèse en effet que 2.6 tonnes, pour une hauteur de 10 mètres environ, et un diamètre de 52 cm.

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1. Genèse

Le Japon a une longue histoire avec les fusées sondes, qu’elle exploite très régulièrement, et l’idée est venue d’améliorer la performance d’une d’entre elles, pour la rendre capable de satelliser un engin spatial en orbite basse ; et il aura fallu seulement 2 essais pour réussir ce magnifique aboutissement.

La première tentative d’une SS-520 (version-4) s’était malheureusement soldée par un échec, notamment à cause d’une perte de liaison conduisant finalement à l’interruption du vol.

Une étude menée par l’agence a montré que ce dysfonctionnement provenait de l’acheminement de câbles électriques internes, qui, passant par des endroits disposant d’arrêtes vives, avaient été sectionnés à cause des vibrations du lancement.

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Des essais menés en laboratoire ont validé cette hypothèse, et les mesures nécessaires ont pu être prises pour le vol SS520-5.

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SS520-4-Stage-2-3

SS520-4-Wire-Test

2. Le vol

Le vol est relativement classique, puisqu’il s’oriente vers l’Est, de manière à gagner de la vitesse grâce à la rotation de la Terre, la mer permettant de ne survoler aucune habitation, à l’instar du CSG de Kourou (bien mieux placé par rapport à l’équateur).

SS520-5-Track

 

L’orbite visée est, bien entendu une orbite basse (d’inclinaison de 31 degrés), qui plus est elliptique, dans le sens où comme le montre le profile de vol ci-dessous, le lanceur atteint une altitude de 180 km qui est son périgée, là ou sera injecté le satellite à une vitesse de 8.1 km/s. De ce fait, l’apogée de l’orbite visée est de 1500 km ; aucun réallumage prévu pour une éventuelle circularisation.

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L’optimisation de trajectoire, réalisée à partir du modèle mathématique de la fusée, a permis de déterminer les performances attendues, en fonction des étapes du lancement :
- une combustion de 31.7 s du premier étage amenant la fusée à 2 km/s à 26 km d’altitude ;
- un allumage du deuxième étage 2 mn 30 s plus tard, durant 24.4 s, pour atteindre une vitesse de 3.6 km/s à 186 km d’altitude ;
- enfin, l’allumage du troisième et dernier étage 30 s plus tard, durant 25.6 s, pour atteindre une vitesse de 8.1 km/s à 186 km d’altitude;

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 3. La configuration du lanceur

Le lanceur mesure 9.54 m de hauteur, pour un diamètre de 52 cm, et une masse de 2.6 tonnes ; il est constitué de 3 étages à poudre, dont un premier disposant d’une poussée pouvant atteindre 185 kN (19 tonnes) à son maximum.

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Le pilotage en attitude (Roulis/Tangage/Lacet) est assuré par quatre petits propulseurs à gaz froid (diazote), qui astucieusement combinés, permettent d’engendrer les moments nécessaires dans les 3 axes de la plate-forme.

Ce module de pilotage se situe entre le premier et le deuxième étage (il est indiqué sur la figure ci-dessus, par un cadre vert et une indication 1/2) ; il n’entre en action qu’à la séparation du premier étage, et avant l’allumage du deuxième étage. C’est donc un vol non piloté, stabilisé par la rotation en roulis (effet gyroscopique).

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 Analyse détaillé de l’étagement et de la masse structurelle

L’étagement du lanceur est détaillé dans le graphique ci-dessous :
- un premier étage disposant de 1587 kg d’ergols ;
- un deuxième étage disposant de 325 kg d’ergols ;
- un troisième étage disposant de 78 kg d’ergols.

SS520-4

Il est alors intéressant, à ce stade, d’estimer la masse de la structure de chaque étage du lanceur, afin de connaître l’un des secrets qui permet à une si petite fusée d’atteindre une orbite basse.

Pour ce faire, il suffit d’appliquer la fameuse formule de Tsiolkovski (ci-dessous), qui permet de calculer l’incrément de vitesse d’un engin spatial, à partir de sa masse initiale (mi) en début de propulsion, de sa masse finale (mf) en fin de propulsion et de l’impulsion spécifique (Isp) correspondant à la performance de son mode de propulsion.

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Attention, il est important de noter que cette formule simplifiée ne prend pas en compte les pertes par la gravité et par la trainée aérodynamique, c’est donc juste une toute première estimation. En effet, il n’est pas possible de disposer d’une formule littérale plus précise, tous ces termes variant de manière trop importante durant le vol, ainsi, il est nécessaire d’utiliser les solveurs numériques d’un ordinateur pour réaliser une simulation et prédire les caractéristiques du vol.

En connaissant tous les incréments de vitesse de cette fusée lors de l’utilisation de chaque étage, mais également les différentes masses d’ergols, il est possible d’estimer, grâce à la formule précédente, les masses structurelles du lanceur.

[EDIT] - Le tableau ci-dessous résume les résultats obtenus, avec des Isp adaptés pour chaque étage, et une prise en compte des pertes (aérodynamique, gravité, incidence, braquage tuyère, etc.) à savoir :
- une structure de 490 kg pour le premier étage ;
- une structure de 100 kg pour le deuxième étage ;
- une structure (et un satellite) de 20 kg pour le troisième étage.

ETAGEMENT

Attention : encore une fois, les pertes par la gravité et par la trainée aérodynamique ne sont pas prises en compte ; de ce fait, les masses structurelles réelles sont inférieures à celles présentées dans le tableau.

L'un des secrêts est donc ce rapport supérieur à 5, entre la masse initiale et la masse en fin de combustion du 3e étage, permettant un incrément de vitesse de 4500 m/s.

Une des astuces pour ce faire a été la suppression du module de télémétrie du 3e étage, remplacé par un simple envoi de la position GPS au sol, via la communication par satellites Iridium.

 

4. La propulsion à poudre

En observant les courbes de données, il est possible d’observer des accroissements bien plus importants de l’accélération que pour les fusées classiques à propulsion liquide (attention, il s’agit d’un graphique d’illustration d’un lanceur japonais cousin).

En effet, si l’on ne considère par l’effet de la trainée, cet accroissement est dû :
- à la réduction de la masse du lanceur, de par la consommation d’ergols ;
- à l’augmentation de la poussée du propulseur.

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Mais pourquoi un lanceur à propulsion à poudre voit sa poussée augmenter ?

Pour en avoir la réponse, il suffit de se plonger dans une bible astronautique :
« Conception des véhicules spatiaux » par Daniel Marty du CNES (Direction des Lanceurs ou DLA).

Pour simplifier les calculs, nous allons considérer que la tuyère du moteur est parfaitement adaptée à l’altitude de vol, que la pression en sortie de tuyère est la même que la pression atmosphérique.

Ainsi, la poussée d’un moteur fusée (liquide ou solide) est le produit de la consommation en ergols (q) et de la vitesse d’éjection en sortie de tuyère (Ws).

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Or, la consommation en ergols (ici notée d(m’)/dt) d’un propulseur solide, dépend directement de la surface de combustion (Ab). Ainsi, la poussée d’un moteur solide dépend directement de la surface de combustion (Ab).

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Comme le montrent les figures ci-dessous, les propulseurs solides ont deux types de combustion :
- combustion frontale, offrant une petite surface de combustion (donc une petite poussée), mais un temps de combustion plus important ;
- combustion radiale, offrant une grande surface de combustion (donc une grande poussée), mais un temps de combustion plus petit.

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Dans la quasi-totalité des cas, c’est la seconde solution qui est utilisées dans les lanceurs, car le propulseur à poudre est souvent présent pour offrir une forte poussée au décollage à l’instar des EAP d’Ariane 5, ci-dessous.

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Qui dit combustion radiale ne dit pas forcément disposition cylindrique de la poudre : le bloc supérieur des EAP a une configuration en étoile offrant encore une plus grande surface de combustion (et donc poussée), mais un temps plus court : l’éternel compromis du spatial.

Voici quelques configurations de propulseurs à poudre, et leur conséquence en termes de poussée par rapport au temps.

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Il a été montré que la poussée des propulseurs solides est donc proportionnelle à la surface de combustion, donc à la surface du cylindre (quand on parle de combustion radiale).

Or, au fur et à mesure que la combustion s’opère, la surface du cylindre de combustion augmente (puisque la consommation d’ergol part de l’axe central de la fusée vers l’extérieur), et de ce fait, la poussée augmente également au fur et à mesure du vol.

On observe bien l’augmentation de la poussée (configuration cylindrique à gauche), en revanche, il est important de noter qu'en combinant configuration cylindrique et configuration en étoile, on stabilise la poussée (à droite), comme cela est le cas pour les EAP d'Ariane 5.

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5. Conclusion : le sacrifice de la précision d’injection en orbite

Les principales caractéristiques du lanceur SS520-5 ont donc été exposées dans cet article, pour tenter de comprendre comment une si petite fusée a pu mettre en orbite un satellite.

Cependant, cet exploit présente quelques limitations, de par la configuration de la fusée.

a. Configuration PPP

Le problème d’un propulseur à poudre est qu’on ne peut l’arrêter. Il s’arrête tout seul, lorsqu’il n’a plus d’ergols.

Ainsi, il est tout à fait possible de concevoir un lanceur PPL (2 premiers étages à poudre et un dernier étage liquide) car le dernier étage permettra de stopper la propulsion à une vitesse précise, et donc d’accéder à une orbite désirée avec la meilleure précision possible. C’est par exemple le cas de Vega, ou de la toute première version abandonnée d’Ariane 6.

Seulement dans ce cas d’un lanceur PPP, il n’est pas possible de contrôler l’arrêt du dernier étage (il l'est normalement possible avec un DAP, ou alors en inclinant le lanceur perpendiculairement au prograde ce qui n'est pas le cas ici, puisque le lanceur ne dispose plus de son module de pilotage, déja largué), et donc de contrôler la vitesse finale d’injection qui déterminera en partie l’orbite finale : la précision s’en voit alors bien altérée.

b. Pilotage « boucle ouverte »

Une autre problématique bien du fait que cette configuration de lanceur n’est pas pilotée, à partir du deuxième étage.

En effet, à l’extinction et à la séparation du premier étage, le module de pilotage entre en action, afin de « pointer » le lanceur vers la direction qu’il doit prendre pour le reste du vol.

Seulement, ce module est ensuite largué, et le lanceur n’est plus guidé (il ne suit plus de trajectoire prédéfini) lors de la combustion des deuxième et troisième étages, et s’appuie uniquement sur sa rotation en roulis pour se stabiliser, grâce à l’effet gyroscopique.

Bien entendu, des simulations et optimisations au sol, avant le lancement, ont permis de déterminer et prédire les performances du lanceur, et ainsi de calculer quelle était à direction vers laquelle devait pointer le lanceur à l’allumage du deuxième étage afin d’atteindre l’orbite visée, ainsi que les moments d'allumage opportun. 

Cependant, il faut bien comprendre qu’un lanceur est habituellement contrôlé en boucle fermée, et calcule en permanence sa commande en fonction des capteurs qui l’informent de sa situation (position, vitesse, attitude, etc.).

Dans ce cas précis, les perturbations ne sont pas prises en compte pour corriger la trajectoire du lanceur qui n’est stabilisé que par l’effet gyroscopique de sa rotation en roulis, et dirigé qu’entre les propulsions des premier et deuxième étages.

 

Ces éléments ont conduit à une orbite finale différente de l’orbite visée :
- orbite visée : 180 x 1500 km / Inc : 31 degrés ;
- orbite atteinte : 187 x 2012 km / Inc : 30.90 degrés.

Mais il est fort probable que cette erreur soit réduite dans le futur, un modèle mathématique plus conforme pouvant être calculé à partir des données de ce premier vol.

 

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