ARIANE 5 Données relatives au Vol VA219 par Hugues LAN TERI

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1 KOUROU Juillet 2014 ARIANE 5 Données relatives au Vol VA219 par Hugues LAN TERI ATV 5 Georges LEMAITRE

2 Vol Ariane 5 VA219 Ariane 5 ES/ATV charge utile : ATV Sommaire 1. Introduction 3 2. Le lanceur L La mission VA Georges Lemaître Le Cargo ATV La campagne de lancement La fenêtre de lancement La chronologie finale Le séquentiel vol Airbus Defence and Space et les programmes ARIANE 32 2

3 1. Introduction Le Vol 219 est le 74 ème lancement ARIANE 5 et le troisième lancement de l année Il intervient après une série de 59 succès consécutifs du lanceur Ariane 5 C est un lanceur de type A5 ES, avec un 3 ème étage rallumable. Le vol 219 est une mission commerciale du lanceur Ariane 5. Le lanceur 593 dédié à cette mission est le 19 ème lanceur livré par AIRBUS Defence and Space à Arianespace au titre du lot PB. Le contrat de production PB a été signé en mars 2009 pour garantir une continuité de service de lancement après le lot PA constitué de 30 lanceurs. Le lot de production PB est constitué de 35 lanceurs dont 5 lanceurs A5ES, et couvre la période Il a été prolongé, le 14 décembre 2013, par une commande de 18 lanceurs ECA supplémentaires, qui doivent être lancés à partir de Cinquième de la série A5ES, ce lanceur est le 49 ème lanceur complet livré à Arianespace, intégré et contrôlé sous la responsabilité d AIRBUS Defence and Space au Bâtiment d Intégration Lanceur (BIL). En configuration lancement simple, sous coiffe longue, il emporte le 5 ème cargo ATV (Automated Transfer Vehicle) de l ESA, destiné à ravitailler la Station Spatiale Internationale (ISS). Placé sous la coiffe longue de RUAG Aerospace AG Le Cargo ATV de l ESA construit par AIRBUS Defence and Space monté sur un adaptateur spécifique, SDM (Separation & Distancing Module), au diamètre 3936sur le haut de l EPS et de la Case La conduite des opérations au Bâtiment d Assemblage Final (BAF) et des opérations de lancement depuis le pas de tir dédié à ARIANE5 (ELA3) est assurée par Arianespace. 3

4 2. Le lanceur L593 Description du lanceur Il est constitué d un composite supérieur fixé sur l EPC, et comprenant : la Case à équipements, à structure carbone l Etage à Propergols Stockables EPS, P2000 la Coiffe. et d un composite inférieur comprenant : l Etage Principal Cryotechnique EPC (H175), équipé du moteur Vulcain 2, deux Etages d Accélération à Poudre EAP (P240), soutenant le corps central L Etage Principal Cryotechnique de type C: Haut de plus de 30 mètres, avec un diamètre de 5,4 m et une masse à vide de seulement 14,1 t, l EPC est essentiellement constitué de : un grand réservoir en alliage d aluminium, un bâti moteur transmettant la poussée du moteur à l étage, une jupe avant assurant la liaison avec le composite supérieur et transmettant la poussée des deux étages à poudre. Capacité du sous-système Hélium liquide Airbus Defence & Space 4

5 Par rapport à la version Ariane 5 générique de l étage, les principales évolutions concernent l intégration du moteur Vulcain 2 (dont la poussée est supérieure de 20% à celle du Vulcain 1) accompagnée d un abaissement du fond commun du réservoir et d un renforcement des structures jupe avant et bâti moteur. Comme pour les lanceurs A5ECA depuis L521 (vol 164), le Vulcain 2 a été modifié principalement au niveau du divergent (raccourci et renforcé) et de son système de refroidissement (dump-cooling). Le réservoir est doté de deux compartiments contenant les 175 tonnes d ergols (environ 25 t d hydrogène liquide et 149,5 t d oxygène liquide). Son moteur, le Vulcain 2, délivre une poussée de l ordre de 136 t ; il est articulé pour le pilotage, suivant deux axes au moyen du Groupe d Activation Moteur (G.A.M). Sa mise à feu est faite au sol, ce qui permet un contrôle de bon fonctionnement moteur pour autoriser le décollage. L étage fonctionne de façon continue pendant environ 528 s et fournit l essentiel de l énergie cinétique nécessaire à la mise en orbite de la charge utile L étage assure également le contrôle en roulis du lanceur pendant la phase propulsée par l intermédiaire du SCR (Système de Contrôle en Roulis). A son extinction, vers 137 km d altitude pour cette mission, l étage se désolidarise du composite supérieur et retombe dans l océan Atlantique, entre les Açores et l Espagne. Les Etages d Accélération à Poudre : Hauts de plus de 31 mètres, avec un diamètre de 3 m, une masse à vide de 38 t chacun, contenant chacun 240 t de propergol solide, ils sont essentiellement constitués de : une enveloppe de 7 viroles d acier, une tuyère à butée flexible (de rapport de détente Σ = 11), orientable au moyen d un Groupe d Activation Tuyère (G.A.T.), le propergol réparti en 3 segments. Matériel exposé au Bourget en

6 Les EAP sont mis à feu 6,05 s après le début de la séquence d allumage du moteur Vulcain, soit 7,05 s par rapport à H 0 ; ils délivrent une poussée variable dans le temps (environ 600 t chacun au décollage, soit plus de 90 % de la poussée totale du lanceur au décollage; la valeur maximale en vol est de l ordre de 650 t). Leur combustion dure environ 137 s, ils sont ensuite séparés de l EPC par découpe pyrotechnique et retombent en mer. Par rapport à la version Ariane 5 générique de l étage, les évolutions principales concernent la suppression d une bouteille GAT, le sur-chargement du segment S1 augmentant la poussée au décollage et l utilisation d une tuyère allégée (allègement total d environ 1,8 t de la structure). L Etage à Propergols Stockables : La mission de l EPS est d apporter le complément d énergie nécessaire à la satellisation des charges utiles automatiques sur l orbite visée, et d assurer leur orientation et séparation. L étage EPS de la version A5/ES est identique à l EPS utilisé sur le lanceur A5G+ et A5/GS. Il est constitué de : quatre réservoirs pouvant contenir 10 t d ergols (MMH et N 2 O 4 ), un moteur Aestus réallumable qui délivre une poussée dans le vide de 2,7 t, et sa tuyère articulée suivant deux axes pour le pilotage. Pour cette mission, afin d optimiser la performance, le remplissage EPS est de 5,222 t. Le moteur Aestus sera allumé deux fois avant le largage de l ATV (le moteur fonctionnera environ 520 s au total) puis une troisième fois 15 s pour désorbiter le composite. Le premier rallumage EPS est précédé d un refroidissement à l hélium du moteur Aestus, d une pressurisation des réservoirs EPS et des manœuvres de tassement des ergols EPS. Photo : EPS en cours d'intégration sur le lanceur. Notez les réservoirs d'ergols en jaune et, pour la pressurisation, les sphères Hélium en noir. 6

7 La Case à Equipements : Elle est constituée : d une structure cylindrique située autour de l EPS, et abritant une partie des équipements électriques nécessaires à la mission (2 OBC, 2 centrales inertielles, électroniques séquentielles, alimentations, TM), d un système de contrôle d attitude (SCA) à hydrazine, utilisé pour le contrôle du roulis en phases propulsées EPS, et pour le contrôle 3-axes en vol balistique. De plus, spécialement pour cette mission, l'expérience (GNSS/OCAM) a été ajoutée, composé d'un nouveau système GPS en test et de 2 caméras vidéo pour filmer, en particulier, la séparation de la coiffe et de l'atv. La structure de la case à équipements est réalisée en sandwich nid d abeille / peaux carbone et le système de séparation utilise une technologie bi-plaque. Elle a été renforcée pour les missions ATV par rapport à celle utilisée pour A5G+ et A5/GS, le cône intérieur devant supporter la masse de l ATV. L évolution majeure concerne l utilisation des équipements électriques identiques à la version A5+ECA (2 OBC, 2 SRI-ND - Système de Référence Inertielle Nouvelle Définition, télémesure avec UCTM-D). Pour cette mission spécifique, le SCA a été adapté afin de manœuvrer l ensemble [lanceur + C.U.] dans des conditions particulières de mission longue : 6 bouteilles d hydrazine sont montées au lieu de 3 habituellement ; le SCA comporte également 4 tuyères longitudinales au lieu de 2. - Brême : case VEB001D avant livraison à Kourou photo Airbus Defence & Space BREME SCA VUS Photo Airbus Defence & Space BREME 7

8 - La Coiffe : De forme ogivale, elle assure la protection de la charge utile pendant le vol atmosphérique (acoustique au décollage et transsonique, flux aérothermiques). Pour cette mission, c est une coiffe longue d une hauteur de 17 m et d un diamètre de 5,4m qui sera utilisée. Elle est constituée de deux demi-coiffes formées à partir de 10 panneaux. Ces panneaux ont une structure sandwich avec une âme en «NIDA» d aluminium perforé et expansé, et recouvert de peaux en fibre de carbone/résine. La coiffe est équipée d un système de séparation HSS3+ afin de réduire les niveaux de chocs à la séparation. La séparation de la coiffe est assurée par le fonctionnement de deux dispositifs pyrotechniques, l un horizontal (HSS), l autre vertical (VSS), ce dernier communiquant aux deux demi-coiffes l impulsion nécessaire à leur dégagement latéral. Mise en place de la coiffe sur l'atv5 ESA 8

9 3. La mission VA219 La mission Charge Utile La mission principale du vol VA219 est d'injecter, sur une orbite LEO circulaire d altitude 260 km, la charge utile ATV (Automatic Transfert Vehicle) pour une mission de rendez-vous avec la station spatiale internationale puis de désorbiter le composite supérieur. Altitude de l'apogée 260 km Altitude du périgée 260 km Inclinaison 51,63 Argument du périgée libre Longitude du nœud ascendant libre L inclinaison est définie en fonction de celle de l ISS. La longitude du nœud ascendant a été choisie afin que la trace du Point d Impact Instantané passe à environ 60 km au sud de Paris. La masse de l ATV est de kg. Compte tenu de la masse de l adaptateur SDM et du système GNSS/OCCAM, ceci correspond à une performance totale de kg demandée au lanceur sur l orbite décrite ci-dessus. Pour cette mission, à des fins d optimisation de la performance, l'eps est allumé 2 fois (mission bi-boost) avant le largage de l'atv et une 3 ième fois pour la désorbitation du composite supérieur, suivant le schéma suivant : 9

10 Fin boost EPS1 2 Séparation ATV 4 Atmosphère 120 km d altitude Boost EPS2 Circularisation 3 TERRE 1 Décollage ΔV 7 Impact ΔV Boost EPS3 Désorbitation ω 5 Orbite circulaire km d altitude Phase EPC Séparation EPC Phase SCA1 1 er boost EPS1 Phase SCA2 2 ème boost EPS2 Préparation Séparation ATV Désorbitation 3 ème boost EPS3 Préparation de la passivation Phase SCAFIN 10

11 Description des différentes phases du vol La référence des temps étant H 0 (date d ouverture de la vanne hydrogène de la chambre du moteur Vulcain de l EPC), l'allumage du Vulcain est effectué à H s, la vérification de son bon fonctionnement autorise la mise à feu des deux Etages d Accélération à Poudre (EAP) (à H 0 + 7,05s) qui entraîne le décollage du lanceur. La masse au décollage est d environ 773 tonnes et la poussée initiale de kn (dont 90% communiqués par les EAP). Après une montée verticale de 5 secondes, pour se dégager de l ELA3, en particulier des pylônes anti-foudre, le lanceur effectue un basculement dans le plan de la trajectoire, puis 5 secondes plus tard une manœuvre en roulis pour placer le plan des EAP perpendiculairement à celui de la trajectoire. L azimut de tir pour cette mission est de 39,21 par rapport au Nord. Le vol «EAP» se poursuit à incidence nulle durant toute la phase atmosphérique, jusqu à la séparation des EAP. Les manœuvres ont pour but : d optimiser la trajectoire pour maximiser la performance ; d assurer un bilan de liaison radioélectrique satisfaisant avec les stations au sol ; de respecter les contraintes liées aux charges admissibles en vol par les structures et le pilotage. L enclenchement de la séquence de séparation des EAP s effectue sur détection d un seuil d accélération (γ = 6,15 m/s 2 pour cette mission) lors de la chute de poussée des propulseurs à poudre. La séparation effective s exécute dans la seconde qui suit cet événement. Cet instant est référencé H 1. Il intervient à environ H ,2s, l altitude atteinte alors est de 66 km, la vitesse relative est de 2053 m/s. 11

12 Pour la poursuite du vol (vol «EPC») le lanceur suit une loi d attitude commandée en temps réel par l ordinateur de bord sur information de la centrale de navigation, qui optimise la trajectoire en minimisant le temps de combustion donc la consommation d ergols. La coiffe est larguée pendant le vol «EPC» dès que les flux aérothermiques sont suffisamment faibles pour être supportés par la charge utile haute (à une altitude d environ 110 km). Le vol guidé EPC vise une orbite prédéterminée, fixée par les impératifs de sauvegarde et de performances L arrêt du moteur Vulcain est commandé lorsque les caractéristiques de l orbite atteinte sont : altitude de l apogée 140,6 km altitude du périgée -1248,8 km inclinaison 51,20 argument du périgée -152,63 longitude du nœud ascendant -2,75 Cet instant est référencé H 2. Il intervient à H ,7 s. L Etage Principal Cryotechnique (EPC) retombe naturellement après sa séparation, dans l océan Atlantique. Sa rupture intervient entre 80 et 60 km d altitude sous les charges dues à la rentrée atmosphérique. Pour éviter une explosion de l étage due à l échauffement de l hydrogène résiduel, il faut dépressuriser l étage, c est la passivation. Ceci est fait au moyen d une tuyère latérale du réservoir hydrogène, tuyère actionnée par un relais retard initié à la séparation de l EPC. Cette poussée latérale permet en outre de mettre l étage en rotation, donc de limiter les dispersions à la rentrée. La rentrée de l Etage Principal Cryotechnique (EPC) se fait avec une pente de -1,8, et la longitude du point d'impact est de 15,6 W (au large de la péninsule ibérique) La phase de vol propulsé «EPS1» qui suit, dure environ 8 minutes 11 secondes. Elle se termine sur ordre du calculateur de bord quand il estime, à partir des calculs élaborés sur la base des informations fournies par la centrale inertielle, que l orbite visée est atteinte. Pour des raisons d optimisation de la performance, l EPS est rempli de 5,222 t d ergols stockables. Ce premier allumage permet d atteindre une orbite elliptique de 255 km d apogée et de 137 km de périgée. Cet instant est référencé H 3.1. Il intervient à H ,4 s. Après 42 minutes de phase balistique intermédiaire, un second allumage de 28 secondes, phase de vol «EPS2», intervient afin de circulariser l orbite à 260 km d altitude. 12

13 La phase balistique qui suit, a pour objectifs d'assurer : le pointage dans la direction requise pour l ATV (vers l antenne TDRS) la séparation de l ATV (H 4.1 ), tout en gérant à court et moyen termes l espacement des corps en orbite, et en évitant les risques de pollution de la charge utile par le SCA. La séparation de l ATV intervient environ 4 minutes après. 13

14 Une heure et 20 minutes après la séparation ATV, un 3 ème allumage EPS de 15 secondes est commandé afin de désorbiter le composite et de le faire retomber dans le Pacifique, à mi-distance entre les côtes de Nouvelle-Zélande et du Mexique. 14

15 Du fait de la trajectoire très inclinée sur l équateur (51,6 ), le suivi lanceur et la réception de la télémesure pendant la mission est assuré par les stations de Kourou/Galliot, une SNA (Station Navale Ariane), les stations des Açores, d Adélaïde et Perth (Australie) ainsi que d Invercargill (Nouvelle-Zélande). Le satellite TDRSS (altitude de km, longitude de 174 W) est également utilisé pour suivre l ATV à partir de l extinction EPS-2. Le lanceur survolera l'europe environ 20 minutes après le décollage, soit vers 02h04 le 30 juillet pour un décollage à 01h44 CET (heure de Paris) Situation des Stations et des principaux événements du vol Source : Contrôle Visuel Immédiat Arianespace Visibilité stations 15

16 Les planches suivantes présentent l évolution de l altitude et de la vitesse du lanceur pendant le vol : Altitude géodésique Vitesses relative et inertielle 16

17 4. Georges Lemaître L'inventeur de la théorie de l' "atome primitif", dite du "Big Bang" Georges Lemaître ( ) Astrophysicien et Prêtre belge. Il fut l'un des pionniers de l'astrophysique moderne, qui se développa au début du 20 ème siècle grâce à la théorie de la relativité générale d'einstein confrontée aux observations permises par le perfectionnement des instruments et des moyens de calcul. Depuis l'antiquité, l'univers était considéré comme immuable. Le théoricien russe Alexandre Friedmann fut le premier à concevoir un univers en expansion comme une solution possible des équations d'einstein, dès L'Américain Edwin Hubble, grâce au grand télescope du Mont Palomar, constate en 1929 les vitesses d'éloignement des galaxies lointaines. Georges Lemaître cherche aussi les solutions des équations d'einstein et fait le lien avec les observations de Hubble. ll en déduit un rapport entre la distance et la vitesse des Galaxies, et en 1927, décrit "un univers homogène de masse constante et de rayon croissant". Lemaître approfondit sa théorie et publie en 1931 l'hypothèse de l' "atome primitif". Etant prêtre, certains y voient un désir de concilier science et religion. Pourtant, Lemaître fait bien la distinction entre le concept philosophique de la "création", et le "commencement", simple marqueur physique. Cette théorie trop moderne eu beaucoup de détracteurs, dont Fred Hoyle qui la qualifie par dérision de "Big Bang" et ainsi la popularise sous ce nom! La contestation ne disparaît définitivement qu'en 1965, avec l'observation du rayonnement cosmique diffus prévu par la théorie. Notons aussi que Lemaître utilisa pour ses besoins les premiers ordinateurs et fut un expert du calcul numérique. La théorie du "big-bang" en quelques lignes! Au commencement, l'explosion de l' "atome primitif", toute la matière de l'univers concentré en un point, à une température non imaginable. L'univers se dilate de manière homogène, ce qui le refroidi. Au fur et à mesure que la température décroit, la matière peut s'organiser. En voici la chronologie : Le modèle du "Big Bang" décrit ce qui ce passe secondes après "l'explosion", lorsque la température atteint degrés (température de Planck). L'univers est alors constitué d'un "bouillon" de quarks et d'électrons. A 10-6 secondes, la température est inférieure à 10 9 degrés. Les protons et les neutrons se forment, puis vers 100 secondes, les noyaux atomiques légers. Ensuite, on change d'échelle : Au bout de ans, la matière est assez diluée pour que la lumière puisse s'en échapper. Cela va créer le "rayonnement de fond cosmologique", toujours observable. Au bout d'un million d'années, les atomes se créent, puis les galaxies un milliard d'années plus tard. Aujourd'hui, nous en sommes à 13,7 milliards d'années Image du" rayonnement cosmique diffus" vue par le télescope spatial Planck, lancée par Ariane 5 L546 ESA 17

18 5. Le Cargo ATV Le Programme et la Mission En 1995, lors de la conférence ministérielle de Toulouse, l Europe s est officiellement engagée à participer au programme de la Station Spatiale Internationale en fournissant le laboratoire Columbus (lancé en février 2008) et un véhicule de transfert automatisé, l ATV (Automatic Transfert Vehicle) lancé par la version A5/ES d Ariane. Dans ce programme, la France demeure un des principaux contributeurs. Le 1 er vol, l'atv "Jules Verne", eut lieu le 9 mars 2008 lors du vol V181. Le 2 ème vol, l'atv "Johannes Kepler", eut lieu le 16 février 2011 lors du vol V200. Le 3 ème vol, l'atv "Edoardo Amaldi", eut lieu le 23 mars 2012 lors du vol VA205. Le 4 ème vol, l'atv "Albert Einstein", eut lieu le 5 juin 2013 lors du vol VA213. Profil d une mission type du vaisseau Cargo ATV : Elle débute par son lancement en orbite à bord d une Ariane 5 depuis le CSG. Après sa séparation du lanceur, ses moteurs sont allumés et ses systèmes de navigation activés afin de l injecter sur une orbite de transfert. Après trois à cinq jours en orbite, le cargo arrive en vue de la Station ; ses ordinateurs commandent alors les manœuvres d approche finale qui durent deux orbites, c est la phase dite de Rendez-vous. La vitesse relative des deux corps est de quelques centimètres par seconde alors que les deux vaisseaux filent à une vitesse orbitale d environ km/h. Le Rendez-vous est entièrement automatique jusqu à l arrimage; en cas de problème, les ordinateurs de l ATV ou l équipage de la Station pourront déclencher la manœuvre anticollision préprogrammée, entièrement indépendante du système de navigation principal. Pour un tir jusqu'au 31 juillet, l'arrimage est prévu le 12 août. Le Centre de Contrôle ATV (ATV-CC) à Toulouse pendant le vol Ariane 5 ATV4 ESA 18

19 L ATV une fois arrimé, l équipage de la Station peut pénétrer dans le Cargo Carrier pour en décharger le fret : nourriture, équipements scientifiques et matériel de maintenance. Les réservoirs de combustible sont raccordés à la Station ; la livraison d air oxygène ou azote est effectuée par l équipage directement dans l atmosphère ambiante de l ISS ; l équipage pompe également l eau des réservoirs de l ATV pour la transférer vers les réservoirs de l ISS. La mission de ravitaillement une fois terminée, l ATV va devenir alors un local à poubelles, les déchets de la Station y étant peu à peu remisés (ceux-ci se consumeront en même temps que le cargo lors de la rentrée dans l atmosphère). Après fermeture de l écoutille par l équipage de la Station, la séparation ATV s effectuera automatiquement de 25 janvier ESA Puis ses moteurs procèderont à sa désorbitation; la rentrée dans l atmosphère se fera le 10 février 2015 avec un angle moins prononcé que pour les vols précédents afin de réaliser l'expérience "Shallow reentry" dans le cadre de pré-études sur la rentrée de l'iss. Différentes expériences (contenant des accéléromètres, caméras infra-rouge, etc.) seront positionnés par l'équipage de l'iss dans l'atv : REBR-W pour la NASA, I-Ball pour la JAXA et BU pour l'esa. Les mesures recueillies seront transmissent de manière autonome par le réseau de communication par satellites "Iridium". Elles permettront de bien observer la rentrée destructive de l'atv sous faible incidence, et de fournir des données qui permettront de mieux estimer les zones de débris lors de la retombée de l'iss. L ATV n a pas pour mission de lancer des hommes dans l espace, mais ceux-ci auront accès à son module pressurisé, lorsqu il sera arrimé à la Station, sans avoir besoin de revêtir de combinaison spatiale. Positions des expériences à l'intérieur de l'atv Airbus Defence & Space 19

20 Le véhicule L ATV est constitué de deux modules : - un module d avionique et de propulsion, appelé Module de Service, qui assure sa navigation en orbite avec quatre moteurs principaux et 28 petits moteurs pour le contrôle d attitude. Une fois arrimé, l ATV peut alors participer au contrôle d attitude de l ISS, désaturer ses roues à inertie, effectuer les manœuvres d évitement des débris spatiaux et rehausser son orbite afin de compenser les effets de traînée aérodynamique. - un module pressurisé, appelé Cargo Carrier (transporteur de fret ) qui s arrime à la l ISS ; d un volume de 48 m 2, il est modulaire. Ce module pressurisé transporte huit casiers permettant de ranger du matériel dans des sacs de taille différente. Il est équipé de plusieurs réservoirs pouvant contenir de l eau potable, du combustible destiné au système de propulsion de la Station et de l air (oxygène, azote) pour l équipage. Dans le nez de l ATV sont installés les différents systèmes d approche et le mécanisme d amarrage fabriqué en Russie Les principales caractéristiques de l ATV, sont rappelées dans le tableau suivant : * Dimensions Hauteur : 9,8 m diamètre structure principale : 4,5 m envergure en orbite 22,3 m (panneaux solaires déployés) au décollage (inclut le SDM et le GNSS/OCAM) kg * Masse * Puissance sèche (structure) kg ergols : 4356 kg dont 2118 kg au profit de l'iss 5,20 kw (4,60 kw en fin de vie) batteries : 4 x NiCd et 4 x LiMnO 2 * Propulsion bi-ergol : MMH MON3 (4 tuyères principales de 490 N) * Stabilisation * Capacité de transmission * Configuration du cargo A. Einstein * Stations Sol stabilisé 3 axes contrôle d attitude bi-liquide MMH MON3 (220N) (4 groupes de 5 tuyères et 4 jeux de 2 tuyères) Antennes : - TDRS TM/TC : bande S - GPS : bande L - Liaison Proxy TM/TC : bande S - Radar KURS : bande C Masse sèche cargo : kg Oxygène : 100 kg Eau : 848 kg Ergols pour l ISS : 860 kg Centre de Contrôle ATV : Toulouse, avec utilisation : - du réseau TDRSS et du satellite ARTEMIS - des centres de la NASA et de RSC (Moscou) via l ISS La durée de vie attendue est de 6 mois (docké à l ISS) 20

21 Le LIRIS Demonstrator (Laser Infra-Red Imaging Sensors) : Des études sont actuellement menées sur le "rendez-vous non coopératif", dont un cas pratique serait par exemple la récupération d un satellite en panne (non piloté). Dans ce cadre, l'objectif du LIRIS Demonstrator, développé par Airbus Defence and Space avec le support de l'esa, est de tester les nouvelles technologies de capteurs de navigation, le rendez-vous de l ATV avec l ISS offrant une opportunité unique dans l'environnement spatial. LIRIS se décompose en 2 expériences, provenant de filiales d'airbus Defence and Space: 2 caméras "infra-rouge" et d'une caméra "visible", fournies par Sodern un LIDAR (senseur laser restituant des images 3D) fourni par Jena Optronik. L ATV a été modifié pour implémenter ces capteurs sur la partie frontale LIDAR senseur Airbus Defence & Space Visible Camera IR Camera IR Camera Les senseurs seront activés lors de la phase d approche et «photographieront» l ISS et les images seront transmises à des enregistreurs implémentés à l'intérieur de l'atv, qui seront démontés par l équipage après arrimage à l ISS. Ils seront ensuite redescendus au sol grâce à un Véhicule russe Soyuz puis restitués à Airbus Defence and Space, les données seront exploitées ultérieurement conjointement par Sodern, JenaOptronik et Airbus Defence and Space. Vue simulée de l'iss en Infra-Rouge Sodern Vue simulée de l'iss par un LIDAR Jena-Optronik Image centrale vue par les différents capteurs lors des essais sol Airbus Defence & Space 21

22 Participants au programme ATV : 30 sociétés à la fois européennes, russes ou américaines partagent le travail sous la direction d'astrium ST pour la construction des véhicules ATV. La répartition des activités de développement est la suivante : Airbus Defence & Space (France) - maître d œuvre du développement du segment spatial ATV, - ingénierie système et véhicule, - algorithmes et logiciels de vol pour le guidage, navigation et contrôle, - algorithmes et logiciels de vol pour le bon fonctionnement automatisé du véhicule, - développement des moyens et plate-formes d essais - vérification et qualification du véhicule et de ses interfaces externes Alcatel Alenia Space (Italie) - développement et intégration du Cargo Carrier (module de fret) - études thermiques en support à l ingénierie système et véhicule Airbus Defence & Space (Allemagne) - sous-système de propulsion et de reboost, - intégration du spacecraft et du véhicule Airbus Defence & Space (Fance) - sous-système avionique, - intégration de la baie avionique RUAG Aerospace (Suisse) - structures du module de service (spacecraft) Dutch Space (Pays Bas) - panneaux solaires Intégration de l'atv5 à Brême Airbus Defence & Space 22

23 Kourou : Chargement des ergols dans l'atv5 Copyright Airbus Defence and Space GmbH Kourou : Chargement du cargo ATV5 ESA 23

24 6. La campagne de lancement Les principales étapes de la campagne du vol VA219 sont résumées ci-après : Arrivée de l ATV à Pariacabo le 29 octobre 2013 Déstockage et érection de l'étage EPC dans le Bâtiment d Intégration le 22 avril Lanceur (BIL) Transfert des Etages d Accélération à Poudre (EAP) BSE BIL les 22 & 23 avril Accostage de l EPC sur les EAP le 24 avril Déstockage et érection de la case à équipements le 28 avril Déstockage et érection de l EPS le 28 avril Contrôle de synthèse lanceur le 15 mai Réception lanceur par Arianespace le 26 mai Transfert BIL BAF le 05 juin Transfert de l ATV au BAF Intégration ATV sur le lanceur Mise en place de la coiffe autour de l ATV Remplissage SCA Remplissage EPS en MMH Remplissage EPS en N2O4 Répétition Générale Armements lanceur Revue d'aptitude au Lancement Transfert du lanceur du BAF vers la Zone de Lancement (ZL3) Remplissage de la sphère Hélium de l EPC Chronologie finale de lancement H 0 le 23 juin le 26 juin le 11 juillet le 22 juillet le 23 juillet le 24 juillet le 24 juillet le 25 juillet le 26 juillet le 28 juillet le 28 juillet le 29 juillet 24

25 Kourou : hissage de l 'EPC dans le Bâtiment d intégration Lanceur (BIL) Kourou : transfert d un EAP du BSE au BIL ESA/ARIANESPACE/Service optique CSG L ATV-5 suspendu ESA Kourou, hissage de l'eps sur la case au BIL ESA/ARIANESPACE/Service optique CSG 25

26 7. La fenêtre de lancement Pour un lancement le 29 juillet 2014, le H 0 intervient à 23h 47 mn 38 secondes en T.U. Pour cette mission, il n y a pas de fenêtre de lancement. Heure Paris et Brême le 30 juillet 2014 à 1h47mn Heure de Kourou le 29 juillet 2014 à 20h47mn Heure TEMPS UNIVERSEL le 29 juillet 2014 à 23h47mn L instant H0 fixe diminue d environ 23 mn par jour pour les jours suivants : Le 30 juillet 2014, le tir est prévu à 23h 25mn 04 s (T.U.) 26

27 8. La chronologie finale Sont rassemblées sous ce vocable toutes les opérations de préparation du lanceur, des satellites et de la base de lancement dont le bon déroulement autorise l allumage du moteur Vulcain, puis des EAP à l heure de lancement choisie, le plus tôt possible dans la fenêtre de lancement autorisée par les satellites. La chronologie se termine par une séquence synchronisée gérée par les calculateurs du banc de contrôle Ariane à partir de H 0-7 mn. Dans certains cas, une phase pré-séquence synchronisée peut être nécessaire pour optimiser les remplissages en Ergols de l EPC (*). Si la durée d un arrêt de chronologie détermine H 0 au-delà de la fenêtre de lancement, le lancement est reporté à J+1 ou J+2 suivant la cause du problème et la solution apportée. H 0-7h 30 Contrôle des chaînes électriques, des indicateurs rouges, du temps décompte Assainissements et mise en configuration de l EPC et du Vulcain pour le remplissage et la mise en froid H 0-6h H 0-5h Préparation finale de la Zone de lancement : fermetures des portes, retrait des sécurités, mise en configuration de remplissage des circuits fluides Chargement du Programme de Vol Essais des liaisons hertziennes entre lanceur et BLA Alignement des centrales inertielles Evacuation de la zone de lancement Remplissage de l EPC en quatre phases : pressurisation des stockages sol (durée ½ h) mise en froid des lignes sol (durée ½ h) remplissage des réservoirs de l étage (durée 2 h) compléments de pleins (jusqu à la séquence synchro) H 0-5h Pressurisation des systèmes de pilotage et de commande : (GAT pour les EAP et GAM pour l EPC) H 0-3h H 0-30mn Mises-en froid du moteur Vulcain Préparation de la Séquence Synchronisée H 0-7mn Début de la séquence synchronisée (*) 27

28 La séquence synchronisée Ces opérations sont pilotées par le Contrôle Commande Opérationnel (CCO) de l ELA3 de façon entièrement automatique. Durant cette séquence tous les moyens participant au lancement sont synchronisés par le «temps décompte» distribué par le CSG. Dans une première phase (jusqu à H 0-6s) le lanceur est mis progressivement en configuration de vol par le calculateur appelé CCO (Contrôle Commande Opérationnel). Tout arrêt de séquence synchronisée ramène automatiquement le lanceur dans la configuration à H 0 7 mn. Dans une deuxième phase (de H 0 6s jusqu à H 0-3, 2s) ou séquence irréversible, la séquence synchronisée n est plus dépendante du temps décompte du CSG, elle fonctionne sur horloge interne. La dernière phase est la phase d allumage du lanceur. La séquence d allumage est directement réalisée par l OBC (ordinateur de bord). Les systèmes sol réalisent quelques actions en parallèle de la séquence d allumage bord. 28

29 SYSTEMES FLUIDES H 0-6mn 30s Arrêt des compléments de pleins (LOX et LH2) Compléments de pleins LOX et LH2 à la valeur vol Ouverture des vannes de sécurité des déluges de la table de lancement H 0-4 mn Pressurisation vol des réservoirs de l EPC Isolement des réservoirs et début de la purge des ombilicaux en interface sol / bord EPC H 0-2 mn : Ouverture des vannes d alimentation du Vulcain 2 Fermeture des vannes sol de mise en froid du moteur H 0-30s Contrôle des purges des ombilicaux sol / bord Ouverture des vannes de refroidissement du guide jet EPC H 0 16,5 s Gonflage du système correcteur POGO Arrêt des ventilations POP Coiffe, POE case, EPC H 0 12 s Commande ouverture vannes déluge SYSTEMES ELECTRIQUES H 0-6mn 30s Armement des barrières de sécurité des lignes pyrotechniques H 0-6 mn : Arrêt réchauffage électrique réservoirs EPS H 0-3 mn 30 : Calcul du H0 sol et contrôle Passage du 2 ème OBC en mode observateur H 0-3 mn Chargement du H0 dans les 2 OBC Contrôle du H0 chargé par rapport au H0 sol H 0-2 mn 30s : Arrêt réchauffage électrique piles EPC et Case, arrêt réchauffage électrique allumage Vulcain 2 H 0 1mn Commutation sol / bord de l alimentation électrique du lanceur H 0-37s Démarrage de l automatisme de la séquence d allumage Démarrage des enregistreurs des mesures bord Armements des barrières de sécurité électriques des lignes pyrotechniques H 0-22s Activation des systèmes de pilotage des étages inférieurs du lanceur Autorisation de la prise de gérance par l OBC 29

30 9. Le séquentiel vol temps /H 0 temps/h 0 altitude Vitesse Masse événement (s) (mn) (km) (m/s) (t) 7, décollage ,0 12, début de la manœuvre de basculement 0, ,6 17, début de la manœuvre de roulis 0, ,1 37, fin de la manœuvre de roulis 3, ,9 48, Transsonique (Mach = 1) 6, ,1 68, Pdyn max. 13, ,1 111, passage à γ max (41,6 m/s 2 ) 39, ,8 143, passage à γ = 6,15 m/s² "H 1 " 66, ,4 144, Séparation EAP 66, , Vol propulsé EPC 212, Largage de la coiffe 109, ,9 485,0 8' 05" Acquisition Station Navale Ariane 135, ,6 515,0 8 35" Perte Galliot 135, ,7 527, Extinction de l EPC (H 2 ) 136, ,6 533, Séparation de l EPC 137, , Vol propulsé EPS 540, Allumage de l EPS (K2.1) 138, ,5 745, Acquisition Açores 147, ,6 790, Perte Station Navale Ariane 147, ,2 917, Fin orientation roulis 145, ,9 924, Début de blowdown 145, , , Extinction de l EPS-1 (H 3-1 ) 145, , Phase balistique intermédiaire Perte Açores 148, , Phase de barbecue 150, , despin puis ré-orientaion 192, , Phase de barbecue 193,7 7,506 23, Despin puis ré-orientation 249, , ' 40" Acquisition Adélaïde 257, , Spin puis boost 259, , Deuxième allumage EPS (K2.2) 264, , Extinction EPS-2 (H3.2) 265, ,6 30

31 temps /H 0 (s) temps/h 0 (mn) événement altitude (km) Phase «balistique» Phase 1 : orientation au profit l ATV 265, h01 01 Acquisition Awarua 266, h02 31 Perte Adélaïde 267, h03 01 Phase 2 : 2ème orientation pour pointage antenne TDRS 267, h03 57 Séparation de l ATV 268, h04 11 Manoeuvres d évitement composite (orientation, boost contrôlé,etc...) 268, h09 46 Perte Awarua 270, h14 11 phase de barbecue 269, h17 57 Despin orientation composite dans la direction du boost de désorbitation 254, h21 41 Phase de tassement d ergols (spin à 30 /s, puis 9,4 /s puis boost spinné en vue du rallumage) 256, h24 01 Acquisition Perth 258, h24 22 Troisième allumage EPS (K2.3) 259, h24 37 Extinction EPS-3 (H3.3) 259, h28 15 Passivation EPS 249,7 Remarque : Ce séquentiel de vol prévisionnel a été déterminé avec les dernières données lanceur disponibles pour la simulation finale et reste indicatif. ATV Jules Verne vue de l'iss 31

32 10. Airbus Defence and Space et les programmes ARIANE Airbus Defence and Space est une division du groupe Airbus, née du regroupement des activités de Cassidian, Astrium et Airbus Military. Cette nouvelle division est le numéro un européen de l industrie spatiale et de la défense, le numéro deux mondial de l industrie spatiale et fait partie des dix premières entreprises mondiales du secteur de la défense. Elle réalise un chiffre d affaires annuel d environ 14 milliards d euros avec un effectif de quelque employés. La nouvelle Business Line Space Systems est le leader européen du transport spatial, des infrastructures orbitales et des systèmes satellitaires. Elle est formée à partir des anciennes entités Space Transportation et Satellites d Astrium. Space Systems sera le n 1 mondial pour les lanceurs commerciaux et le leader européen des satellites et des systèmes orbitaux. Space Systems sert des clients institutionnels tels que l Agence spatiale européenne (ESA) et les agences spatiales nationales, les ministères de la Défense nationaux, des organismes civils et militaires et des clients commerciaux. Disposant de moyens de conception, de production et d essais à la pointe de l industrie mondiale, Space Systems maitrise l ensemble des compétences et des technologies clés nécessaires au développement et à la conduite des grands systèmes spatiaux : du lanceur à la livraison d un satellite en orbite, en passant par la fabrication, l installation et la gestion en orbite du laboratoire Columbus sur la Station spatiale internationale. Space Systems assure à l Europe un accès autonome à l espace en tant que maître d œuvre d Ariane 5 et livre à Arianespace, qui commercialise les services de lancement, un lanceur intégré et testé. Elle fournit les principaux éléments d Ariane 5 : tous les étages, la case à équipements, l adaptateur Sylda, le logiciel de vol, l analyse de mission et de nombreux sousensembles. Ses équipes travaillent également à la définition des nouvelles générations de lanceurs européens, Ariane 5ME et Ariane 6. 32

33 Airbus Defence and Space délivre donc à Arianespace un lanceur testé dans sa configuration en sortie du Bâtiment d'intégration du Lanceur en Guyane constitué: Site d Intégration aux Mureaux o de l'etage Principal Cryotechnique intégré aux Mureaux, Ce site est situé près de Cryospace, un GIE AIR LIQUIDE ASTRIUM qui réalise les réservoirs cryotechniques de l EPC. A proximité se trouve également, l Installation de Simulation Fonctionnelle, où Airbus Defence and Space a mis au point le système électrique et le logiciel du lanceur, ainsi que le système de guidage-pilotage et navigation. Site d Aquitaine o des Etages d'accélération à Poudre intégrés en Guyane par Europropulsion, Ces étages sont intégrés dans les bâtiments spécifiques du Centre spatial guyanais à partir du moteur MPS (livré par Europropulsion) et d autres éléments (électriques, pyrotechniques, hydrauliques, etc.) venant d Europe. C est la première fois qu un élément majeur du lanceur est réalisé en Guyane française Site d Intégration à Brême o d'un Composite Supérieur intégré à Brême, constitué de l'etage Supérieur Cryotechnique (version A), de la case à équipements et d'un cône d'interface avec les Charges utiles, Les établissements allemands d Ottobrunn, près de Munich, et de Lampoldshausen, fournissent les chambres de combustion du moteur principal d Ariane 5, le Vulcain, ainsi que le moteur Aestus pour les versions de base de l étage supérieur 33

34 o o du SYstème de Lancement Double Ariane5 (Sylda5) structure porteuse permettant les lancements doubles, intégrée aux Mureaux et adaptée aux particularités des clients "Charges Utiles", du programme de vol testé aux Mureaux et dont les données résultent du processus d'analyse de mission également conduit par Airbus Defence and Space. Par ailleurs, Airbus Defence and Space est responsable de fournir à Arianespace les exigences de mise en œuvre du lanceur jusqu'au décollage et offre en conséquence les prestations relatives aux opérations ou le support technique pour garantir l'aptitude au lancement. Airbus Defence and Space possède en outre l ensemble des expertises nécessaires pour assurer le contrôle d un programme aussi complexe : la gestion du programme : management du risque, gestion de configuration, sûreté de fonctionnement, documentation la gestion technique : approbation de la définition et de la qualification des éléments du lanceur, contrôle de cohérence d ensemble, gestion des interfaces l ingénierie système : études d ensemble (aérodynamiques, acoustiques, thermiques, structurales, mécanique de vol, guidage et pilotage, pogo), essais (acoustiques, thermiques, maquettes dynamiques et électriques). l analyse des données de vol après chaque lancement Site internet Airbus Defence & Space: Site internet Arianespace : 34