KOUROU. Juillet 2013 ARIANE 5. Données relatives au Vol VA214 ALPHASAT INSAT-3D

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1 KOUROU Juillet 2013 ARIANE 5 Données relatives au Vol VA214 ALPHASAT INSAT-3D

2 Vol 214 Ariane 5 Satellites : ALPHASAT INSAT 3D Sommaire 1. Introduction Le Lanceur L La mission VA Les charges utiles La campagne de lancement La fenêtre de lancement La chronologie finale Le séquentiel vol ASTRIUM et les programmes ARIANE

3 1. Introduction Le Vol 214 est le 70 ème lancement Ariane 5 et le troisième lancement de l'année Il intervient après une série de 55 succès consécutifs du lanceur Ariane 5. C est un lanceur de type ARIANE 5 ECA (Evolution Cryotechnique type A), le plus puissant de la gamme ARIANE 5. Le vol 214 est une mission commerciale du lanceur Ariane 5. Le lanceur L569 est le treizième de la famille A5ECA livré par ASTRIUM ST 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 A5ECA et couvre la période Ce lanceur est donc le quarante-quatrième lanceur complet livré à Arianespace, intégré et contrôlé sous la responsabilité d ASTRIUM au Bâtiment d Intégration Lanceur (BIL). Dans une configuration lancement double avec l utilisation d'un SYLDA5 famille D sous coiffe longue (d une hauteur totale de 17 m), il emporte le satellite de télécommunications ALPHASAT en position haute, et le satellite météorologique INSAT 3D en position basse. Placé sous la coiffe longue RUAG Aerospace AG ALPHASAT construit par : ASTRIUM est sanglé sur un adaptateur PAS 1666S de : placé à l intérieur du SYLDA 5 D de : RUAG Aerospace AB ASTRIUM ST INSAT 3D construit par est sanglé sur un adaptateur PAS 937S de : placé sur un atténuateur de choc MFD-D de I.S.R.O. RUAG Aerospace AB EADS-CASA La conduite des opérations au Bâtiment d Assemblage Final (BAF) où sont mis en place les satellites - et des opérations de lancement depuis le pas de tir dédié à ARIANE5 (ELA3) est assurée par Arianespace. 3

4 2. Le Lanceur L569 Description du lanceur Il est constitué d un composite supérieur fixé sur l EPC, comprenant : la Coiffe, la structure porteuse de charges utiles SYLDA 5, l Upper Composite constitué de l Etage à ergols cryotechniques ESCA, la Case à équipements, le Cône 3936, 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 ASTRIUM ST 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 533 s et fournit l essentiel de l énergie cinétique nécessaire à la mise en orbite des charges utiles 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 169 km d altitude pour cette mission, l étage se désolidarise du composite supérieur et retombe dans l océan Atlantique. Les Etages d Accélération à Poudre de type C : 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 2001 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 135 s, ils sont ensuite séparés de l EPC par découpe pyrotechnique et retombent en mer. 5

6 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 Supérieur Cryotechnique de type A : Le 3 ème étage ESCA a été développé pour la version A5ECA du lanceur Ariane 5 Plus, autour du moteur HM7B repris du 3 ème étage Ariane 4. Il est constitué de : deux réservoirs contenant 14,7 t d ergols (hydrogène et d oxygène liquide), du moteur HM7B, dont la durée de fonctionnement pour ce vol, est d environ 957 s, qui délivre une poussée dans le vide de 6,5 t ; sa tuyère est articulée suivant deux axes pour permettre le pilotage. Sur cette mission, l ESCA ne comporte qu une seule sphère Hélium pour les besoins de pressurisation des réservoirs de l étage et de commande des électrovannes. L'ESCA et son système SCAR La mission de l ESCA est d apporter le complément d énergie nécessaire à la satellisation des charges utiles sur l orbite visée. L étage assure également par l intermédiaire du SCAR (Système de Contrôle d Attitude et de Roulis) le contrôle en roulis du composite supérieur pendant la phase propulsée et son orientation au profit des charges utiles avant leur séparation durant la phase balistique. 6

7 Le bâti-moteur de l'esc-a EADS ST Lanceur Ariane 5 ECA en transfert vers le pas de tir ZL3 au moment de la RSL ESA/CNES/ARIANESPACE/Service optique CSG La Case à Equipements de type C-Fiber Placement : Elle est constituée d une structure cylindrique en carbone située au-dessus de l ESCA, et abritant une partie des équipements électriques nécessaires à la mission (2 calculateurs, 2 centrales inertielles, électroniques séquentielles, alimentations électriques, unités centrales pour la télémesure, ). Pour la 16 ème fois, le cylindre et le cône de la case sont issus d un nouveau procédé de dépôt des fibres de carbone sur un moule avant cuisson de la structure. Pour la 29 ème fois, l'upper Composite {ESC-A + Case à équipement + Cône 3936} a été assemblé sur le site d'astrium ST de Brême, ceci pour répondre aux nécessités imposées par l'augmentation des cadences de productions pour les prochaines années. Assemblage de l'upper Composite sur le site de Brême EADS Astrium 7

8 La Coiffe : De forme ogivale, elle assure la protection des charges utiles 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 5,4 m 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 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. Depuis le vol 175-L534, la coiffe est revêtue d une FAP (Fairing Acoustic Protection) plus légère. Coiffes en cours de fabrication RUAG Aerospace AG 8

9 Le SYLDA 5 (SYstème de Lancement Double Ariane 5) : Ce système permet l emport d une seconde charge utile principale à l intérieur d un des trois modèles de coiffe. Il existait 6 versions de cette structure interne de diamètre 4,6 m. Les hauteurs de ces structures varient entre 4,9 m et 6,4 m (échelonnées tous les 0,3 m) pour des volumes utiles allant de 50 m 3 à 65 m 3. Pour cette mission, c est la version SYLDA 5 D d une hauteur de 5,50 m qui sera utilisée, pour la première fois, permettant l'emport de la charge utile basse INSAT 3D. Pour la cinquième fois, la structure aura été fabriquée suivant un nouveau procédé de «co-cuisson» qui permet de rationaliser le processus industriel. SYLDA 5 n 56-D du lanceur L569 aux Mureaux ASTRIUM ST 9

10 3. La mission VA214 La mission Charge Utile La mission principale du vol 214 est d'injecter sur une orbite GTO standard à inclinaison réduite les charges utiles commerciales ALPHASAT et INSAT 3D : Altitude de l'apogée Altitude du périgée km 248,1 km Inclinaison 3,5 Argument du périgée 178 Longitude du nœud ascendant -122,975(*) (*) par rapport à un axe fixe, figé à H 0 3 s et passant par le pas de tir ELA3 à Kourou Les masses d ALPHASAT et d INSAT 3D sont respectivement de 6649 kg et de 2061 kg. Compte tenu des masses des adaptateurs et du SYLDA 5, ceci conduit à une performance totale de 9 674,1 kg demandée au lanceur sur l'orbite décrite précédemment. Pour rappel, la performance maximale offerte par le lanceur Ariane 5 ESC-A, pour une orbite standard inclinée à 6, est supérieure à kg (performance atteinte lors du lancement VA212 le 7 février 2013 par le lanceur L568 On notera qu une partie de la marge de performance est utilisée pour réduire l inclinaison de l orbite visée. Cela montre aussi l'adaptabilité du lanceur en termes de masse de charge utile. 10

11 Description des différentes phases du vol La référence des temps étant H 0 (1 s avant la date d ouverture de la vanne hydrogène de la chambre du moteur Vulcain de l EPC), l'allumage du Vulcain est effectué à H 0 +2,7s, 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 775 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 93 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 lors de la chute de poussée des propulseurs à poudre. La séparation effective s exécute dans la seconde qui suit cet événement. 11

12 Cet instant est référencé H 1. Il intervient à environ H s, l altitude atteinte alors est de 66,7 km, la vitesse relative est de 2013 m/s. 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. Pour cette mission, le largage coiffe intervient vers 198 s, à une altitude de 107,2 km. Le vol guidé EPC vise une orbite prédéterminée, fixée par les objectifs de performances et la nécessité de maîtriser la retombée de l EPC dans l Atlantique. L arrêt du moteur Vulcain est commandé lorsque les caractéristiques de l orbite atteinte sont : Altitude de l apogée Altitude du périgée 168,9 km ,1 km Inclinaison 6,038 Argument du périgée -42,53 Longitude du nœud ascendant -121,53 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 un angle de -2,50, et la longitude du point d'impact est de 5,74 W. La phase de vol propulsé «ESCA» qui suit, dure plus de 16 minutes. Elle se termine sur ordre du calculateur de bord quand il estime, à partir des calculs élaborés sur la base des informations de la centrale inertielle, que l orbite visée est atteinte. Cet instant est référencé H 3. Il intervient à H0+1501,3 s. 12

13 La phase balistique qui suit, a pour objectifs d'assurer : le pointage du composite supérieur dans les directions requises pour ALPHASAT et INSAT 3D, ainsi que dans la direction déterminée pour le SYLDA 5, la mise en spin longitudinal du lanceur avant la séparation d ALPHASAT, la stabilisation 3 axes du lanceur avant les séparations du SYLDA 5 et d INSAT 3D, les séparations d ALPHASAT, du SYLDA 5 et d INSAT 3D, la mise en spin finale du composite à 45 /s, la passivation du réservoir pressurisé LOX puis celle du réservoir LH2 de l ESCA précédée d une phase de pré-passivation par ouverture simultanée des 8 tuyères SCAR, tout en gérant à court et moyen termes l espacement des corps en orbite. La phase balistique de cette mission se décompose en 21 phases élémentaires, présentées ciaprès. On notera la séparation d ALPHASAT en phase 5, celle du SYLDA 5 en phase 8 et celle d INSAT 3D en phase

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17 La planche suivante présente l étagement relatif des différents corps créé par la phase balistique Le suivi télémesure pendant la mission est assuré par les stations de Kourou, Galliot, Natal, Ascension, Libreville et Malindi. Compte tenu de la trajectoire retenue pour cette mission, la trajectoire présente deux trous de visibilité : de l ordre de 85 secondes entre Natal et Ascension et de l ordre de 26 secondes entre Ascension et Libreville. 17

18 Les planches suivantes présentent : la situation des principaux événements du vol, l évolution de l altitude et de la vitesse du lanceur pendant le vol propulsé 18

19 4. Les charges utiles INMARSAT INMARSAT (pour INternational MARitime SATellite organization) est une compagnie de télécommunication Britannique. INMARSAT était au départ une organisation internationale fondée en 1979, pour établir des communications satellite pour l ensemble de la communauté maritime. Elle a été privatisée en avril INMARSAT exploite aujourd hui 37 stations terrestres et une flotte de 11 satellites, issus de trois générations, assurant les fonctions téléphonie, données, télex et télécopie. La dernière génération, composée de 3 satellites INMARSAT IV lancés entre 2005 et 2008, devrait être opérationnelle jusqu en ALPHASAT en orbite [vue d artiste] ASTRIUM - ESA INMARSAT développe actuellement, sur son nouveau réseau mondial à large bande BGAN (Broadband Global Area Network), un vaste éventail d applications à haut débit destinées aux terminaux mobiles utilisateurs des marchés terrestre, aéronautique et maritime. Le lancement de la génération INMARSAT V est prévu vers ALPHASAT ALPHASAT est le premier satellite à utiliser la capacité élevée de la nouvelle plateforme ALPHABUS. Plate-forme la plus puissante du marché, ALPHABUS constitue la réponse européenne à la demande accrue de charges utiles de communication plus volumineuses permettant de fournir des services à la fois meilleurs et plus rapides de télédiffusion directe, radiodiffusion sonore numérique, accès au haut débit et mobiles. D envergure résolument européenne, le programme ALPHASAT est une véritable référence en matière de coopération : le satellite a été conçu et fabriqué dans le cadre d un partenariat public privé (PPP) entre INMARSAT et l ESA, à travers un contrat industriel conclu entre INMARSAT et Astrium. De nombreux partenaires de toute l Europe ont contribué au programme, soutenu par l ESA et les agences spatiales nationales. ALPHABUS a été co-développée par ASTRIUM, en tant que partenaire principal, et Thales Alenia Space (TAS), avec une vaste équipe de collaborateurs industriels présents dans toute l Europe. 19

20 Le satellite Conçu et fabriqué par ASTRIUM, ALPHASAT incarne trois réalisations exceptionnelles en une. Non seulement il compte plus de 200 faisceaux étroits et possède des capacités de formation numérique de faisceaux, mais il est également le premier satellite à utiliser la capacité élevée de la nouvelle plate-forme satellitaire européenne ALPHABUS. Enfin, il sera équipé de quatre charges utiles hébergées de démonstration technologique pour le compte de l Agence spatiale européenne (ESA). C est en fait le nombre de faisceaux et la capacité de formation numérique de faisceaux qui marquent son niveau de raffinement technologique. La charge utile tire le meilleur profit du spectre restreint disponible en bande L pour gérer efficacement un large volume de communications avec un maximum de flexibilité à la fois en termes de fréquence et de répartition de la puissance des faisceaux selon les besoins en débit des usagers. Les huit processeurs intégrés (IP), mis au point par Astrium, constituent les éléments clés de cette charge utile. Etrennée par ALPHASAT, la toute nouvelle plate-forme ALPHABUS est la plus puissante du marché. Elle est qualifiée pour couvrir des missions emportant un satellite d une masse au lancement atteignant 8800 kg, d une puissance et d une masse de charge utile allant respectivement jusqu à 22 kw et 2000 kg. Réalisés sous la maîtrise d œuvre d ASTRIUM, le satellite et la charge utile d ALPHASAT abritent un nombre impressionnant d innovations mises au point en Europe. Les huit processeurs numériques intégrés d ASTRIUM constituent un élément central de la charge utile de communications géomobiles de nouvelle génération en bande L : ils permettent en effet une répartition de la capacité avec une flexibilité sans précédent, grâce au «découpage» des canaux et à la formation de faisceaux. Le processeur intégré (IP) développé pour la mission ALPHASAT marque la dernière évolution en date de la gamme de processeurs de signaux numériques (DSP) d Astrium. Il repose sur la technologie modulaire du processeur de nouvelle génération d ASTRIUM, déclinable à d autres applications, telles que les missions à large bande et militaires. La principale fonction des processeurs intégrés d ALPHASAT porte sur le routage et la combinaison de canaux vers le faisceau souhaité - des éléments essentiels pour la génération de faisceaux étroits et le gain associé au niveau des canaux. Les processeurs intégrés offrent ainsi à ALPHASAT une flexibilité maximum, à la fois en termes de fréquence et de répartition de la puissance aux faisceaux, afin de répondre aux exigences du trafic. Les huit grands processeurs pèsent environ 250 kg et fonctionnent en parallèle à bord d AL- PHASAT, qui se dote ainsi d une capacité de traitement embarquée, permettant de réaliser plus de mille milliards d opérations par seconde Ces nouvelles technologies permettront à ALPHASAT de faciliter les communications à travers l Europe, l Asie, l Afrique et le Moyen-Orient, et d offrir un surcroît de capacité pour traiter plus de 750 canaux en bande L avec une qualité supérieure, en particulier au profit des usagers de téléphones satellite. Grâce à une utilisation plus efficace du spectre, le satellite desservira des régions dépourvues d infrastructures terrestres, en particulier en situation de crise et d urgence humanitaire. Les autorités gouvernementales pourront ainsi maintenir le contact avec les populations dispersées et assurer une transmission voix-données absolument cruciale pour des secteurs comme la presse, le transport maritime et l industrie pétrolière et gazière, par exemple. 20

21 Charges utiles de démonstration technologique L ESA a décidé de choisir quatre charges utiles de démonstration technologique (Technological Demonstration Payload), embarquées sur ALPHASAT, après plusieurs études et une série d activités d installation préliminaires : Un terminal de télécommunications laser de pointe, permettant de faire la démonstration de liaisons de télécommunications GEO/LEO à 1064 nm (TDP 1) Une expérience de télécommunications en bande Q/V destinée à évaluer la compatibilité de cette bande de fréquence avec de futures applications commerciales (TDP 5) Un suiveur stellaire de technologie avancée équipé de capteurs à pixels actifs (TDP 6) Un moniteur environnemental permettant de surveiller l environnement radiatif GEO et ses effets sur les composants électroniques et les capteurs (TDP 8) 8 ième satellite d INMARSAT confié à Arianespace, ALPHASAT présente les principales caractéristiques suivantes * Dimensions 7,15 x 4,30 x 3,10 m envergure des panneaux solaires 40 m * Masse au décollage 6 648,7 kg * Puissance * Propulsion * Stabilisation * Capacité de transmission * Position orbitale 25 Est Puissance Charge Utile : > 12 kw 1 batterie Li-Ion Réservoirs à ergols bi-liquides (MMH & NTO) Moteur d apogée 400 N et tuyères 10 N pour le contrôle d orbite Spinné en transverse à la séparation Stabilisation 3-axes en orbite Communications mobiles en bande L & C 750 canaux en bande L 400 Narrow spots * Couverture Europe, Afrique et Moyen-Orient / Asie La durée de vie attendue est supérieure à 15 ans 21

22 Zone de Couverture globale du réseau INMARSAT IV INMARSAT 22

23 ALPHASAT après ses tests en chambre anéchoïque ESA- S.Corvaja 23

24 ALPHASAT lors de son entrée dans la chambre à vide. ASTRIUM 24

25 INSAT 3D I.S.R.O. Le programme spatial Indien a été lancé avec l objectif de développer une technologie spatiale indépendante pour l appliquer à la réalisation d un ensemble de projets nationaux. Dans cet esprit, I.S.R.O. (Indian Space Research Organisation) a développé avec succès: Deux systèmes majeurs de satellites: INSAT (Indian National SATellites) pour les communications, IRS (Indian Remote Sensing) pour la gestion des ressources naturelles Deux familles de lanceurs: PSLV (Polar Satellite Launch Vehicle) pour lancer des satellites de type IRS, GSLV (Geostationary Satellite Launch Vehicle) pour les satellites de type INSAT I.S.R.O. exploite aujourd hui une constellation de 9 satellites de Télécommunications, un satellite de Navigation, un satellite Météorologique, 11 satellites d Observation Terrestre et un satellite Scientifique. I.S.R.O. a, aujourd hui, conduit de nombreux projets notamment la réalisation de 66 satellites et 38 lancements, avec 35 Charges Utiles non-indiennes. INSAT 3D INSAT 3D est un satellite météorologique de très haute technologie, conçu, réalisé et intégré par I.S.R.O., destiné à remplacer à terme les satellites KALPANA-1 et INSAT 3A, lancé il y a 10 ans par Ariane 5 (L514, V160 avec GALAXY XII). Equipé de 6 canaux Imageur et de 19 canaux Sounder, il fournira un ensemble données relatives au sol, à la mer, aux nuages, aux vents, à l atmosphère et aux échanges d énergie entre ces différents milieux. Le satellite est aussi équipé de répéteurs pour la transmission de données, et d une charge utile de recherche et de sauvetage en cas de catastrophe naturelle. INSAT 3D (Vue d artiste). I.S.R.O. 25

26 16 ième satellite confié par I.S.R.O. à Arianespace, INSAT 3D, basé sur la plateforme I-2K bus, présente les principales caractéristiques suivantes : * Dimensions 2,40 x 1,65 x 1,55 m * Masse au décollage kg * Puissance Puissance Charge Utile : > 1200 W 2 batteries Ni - Cd * Propulsion Réservoirs à ergols bi-liquides (MMH & MON3) * Stabilisation * Capacité de transmission Stabilisé 3 axes à la séparation Stabilisation 3-axes en orbite 6 Imagers 19 Sounders * Position orbitale 82 Est Data Relay Transponder & Satellite-Aided Search and Rescue * Couverture Sous continent Indien La durée de vie attendue est supérieure à 7 ans INSAT 3D à Kourou lors de test de déploiement de panneau solaire. I.S.R.O. 26

27 INSAT 3D lors d essais à Bangalore. I.S.R.O. 27

28 INSAT 3D sur son PAS 937S ESA-CNES-ARIANESPACE-Optique du CSG-JM Guillon. 28

29 5. La campagne de lancement ESCA en cours d intégration chez ASTRIUM Brême EADS ST Opération de sortie de dock d'intégration, de basculement et de mise en container de transport de l'etage Cryotechnique Ariane 5 aux Mureaux EADS ST photo : Studio Bernot L'Etage Principal Cryotechnique (EPC) est chargé au Havre sur le Toucan en direction la Guyane EADS ST photo : JL 29

30 Les principales étapes de la campagne du vol 214 sont résumées ci-après : Déstockage et érection de l'étage EPC dans le Bâtiment d Intégration Lanceur (BIL) les 24 & 25 avril 2013 Transfert des Etages d Accélération à Poudre (EAP) les 25 & 26 avril 2013 Accostage de l EPC sur les EAP le 26 avril 2013 Déstockage et érection de l'upper Composite le 13 mai 2013 Contrôle de synthèse Lanceur le 28 mai 2013 Réception lanceur par Arianespace le 3 juin 2013 Lancement réussi mission VA213 L592 ATV # 4 Albert EINSTEIN le 5 juin 2013 Arrivée d INSAT 3D à Kourou le 11 juin 2013 Arrivée d ALPHASAT à Kourou le 18 juin 2013 Transfert BIL BAF le 26 juin 2013 Remplissage d ALPHASAT Assemblage sur son adaptateur Transfert au BAF Intégration sur le SYLDA Remplissage d INSAT 3D Assemblage sur son adaptateur Transfert au BAF Intégration sur le lanceur du 5 au 8 juillet 2013 le 11 juillet 2013 le 11 juillet 2013 le 12 juillet 2013 du 5 au 9 juillet 2013 le 12 juillet 2013 le 15 juillet 2013 le 16 juillet 2013 Intégration de la Coiffe sur le SYLDA le 15 juillet 2013 Intégration du composite (ALPHASAT + PAS 1666S + SYLDA + Coiffe) sur le lanceur les 17 & 18 juillet 2013 Répétition Générale le 19 juillet 2013 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 les 22 & 23 juillet 2013 le 23 juillet 2013 le 24 juillet 2013 Chronologie finale de lancement le 25 juillet

31 Kourou : transfert du lanceur du Bâtiment d'intégration Lanceur (BIL) au Bâtiment d'assemblage Final (BAF) Kourou : érection d un Upper Composite dans le Bâtiment d'intégration Lanceur (BIL) ESA/ARIANESPACE/Service optique CSG Kourou : transfert du Bâtiment d'assemblage Final (BAF) en zone de lancement pour la Répétition de la Séquence de Lancement (RSL). ESA/ARIANESPACE/Service optique CSG 31

32 6. La fenêtre de lancement Pour un lancement le 25 juillet 2013, avec un H 0 à 19 h 53 min en T.U., la fermeture de la fenêtre intervient à 21 h 11 min en T.U. La fenêtre de lancement a donc une durée totale de1 heure 18 minutes : Heure de Londres, Stevenage et Portsmouth le 25 juillet 2013 de 20h53 à 22h11 Heure de Paris, et Toulouse le 25 juillet 2013 de 21h53 à 23h11 Heure de Bengalore le 26 juillet 2013 de 01h23 à 02h41 Heure de Washington le 25 juillet2013 de 15h53 à 17h11 Heure de Kourou le 25 juillet 2013 de 16h53 à 18h11 TEMPS UNIVERSEL le 25 juillet 2013 de 19h53 à 21h11 Rappelons que la fenêtre de lancement résulte d un compromis entre les contraintes lanceur et les contraintes des charges utiles. La fenêtre de tir est inchangée en cas de report de tir les 26, 27 et 28 juillet. Au delà, elle évolue légèrement. Elle passe : - de 19h55 à 21h11 du 29 juillet au 1 er août, - de 19h55 à 21h10 le 2 août, - de 19h57 à 21h10 du 3 au 7 août. 32

33 7. 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 H 0-6h H 0-5h H 0-5h H 0-4h H 0-3h H 0-30mn Contrôle des chaînes électriques Assainissements et mise en configuration de l EPC et du Vulcain pour le remplissage et la mise en froid 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 30 mn) mise en froid des lignes sol (durée 30 mn) remplissage des réservoirs de l étage (durée 2 h) compléments de pleins (jusqu à la séquence synchro) Pressurisation des systèmes de pilotage et de commande : (GAT pour les EAP et GAM pour l EPC) Remplissage de l ESCA en quatre phases : pressurisation des stockages sol (durée 30 mn) mise en froid des lignes sol (durée 30 mn) remplissage des réservoirs de l étage (durée 1 h) compléments de pleins (jusqu à la séquence synchro) Mise en froid du moteur Vulcain Préparation de la Séquence Synchronisée H 0-7mn Début de la séquence synchronisée (*) (*) Pour une séquence standard, elle démarre à H 0-7mn et regroupe l ensemble des opérations lanceur conduisant au décollage. Pour le vol 173, par exemple, compte tenu du chargement LOX EPC requis pour les besoins de performances, la séquence synchronisée avait débuté à H 0-12mn. 33

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