KOUROU Février 2014 ARIANE 5. Données relatives au Vol VA217 ABS-2 ATHENA-FIDUS

KOUROU Février 2014 ARIANE 5 Données relatives au Vol VA217 ABS-2 ATHENA-FIDUS

Vol VA217 Ariane 5 Satellites : ABS-2 Athena-Fidus Sommaire 1. Introduction... 3 2. Le Lanceur L572... 4 3. La mission VA217... 10 4. Les charges utiles... 18 5. La campagne de lancement... 28 6. La fenêtre de lancement... 31 7. La chronologie finale... 32 8. Le séquentiel vol... 36 9. Airbus Defence and Space et les programmes ARIANE... 38 2

1. Introduction Le Vol VA217 est le 72 ème lancement Ariane 5 et le premier lancement de l'année 2014. Il intervient après une série de 57 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 VA217 est une mission commerciale du lanceur Ariane 5. Le lanceur L572 est le seizième de la famille A5ECA 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 A5ECA et couvre la période 2010 2016. Il a été prolongé, le 14 décembre 2013, par une commande de 18 lanceurs ECA supplémentaires, qui doivent être lancés à partir de 2017. Ce lanceur est donc le quarante-septième lanceur complet livré à Arianespace, intégré et contrôlé sous la responsabilité d AIRBUS DEFENCE AND SPACE au Bâtiment d Intégration Lanceur (BIL). Dans une configuration lancement double avec l utilisation d'un SYLDA5 famille B sous coiffe longue (d une hauteur totale de 17 m), il emporte les satellites de télécommunications ABS-2 en position haute, et Athena-Fidus en position basse. Placé sous la coiffe longue RUAG Aerospace AG ABS-2 construit par : SPACE SYSTEMS / LORAL est sanglé sur un adaptateur PAS 1194C de : SPACE AIRBUS DEFENCE AND placé à l intérieur du SYLDA 5 B de : AIRBUS DEFENCE AND SPACE Athena-Fidus construit par : THALES-ALENIA SPACE est sanglé sur un adaptateur PAS 1194C de : SPACE AIRBUS DEFENCE AND 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

2. Le Lanceur L572 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 4

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 529,8 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 158,5 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 134 s, ils sont ensuite séparés de l EPC par découpe pyrotechnique et retombent en mer. 5

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 968 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

Le bâti-moteur de l'esc-a Astrium 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 19 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 32 ème fois, l'upper Composite (ESC-A + Case à équipement + Cône 3936) a été assemblé sur le site de Brême, ceci pour répondre aux nécessités imposées par l'augmentation des cadences de production pour les prochaines années. Assemblage de l'upper Composite sur le site de Brême Astrium 7

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

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 B d une hauteur de 6,10 m, permettant l'emport de la charge utile basse Athena-Fidus. Pour la huitième fois, la structure aura été fabriquée suivant un nouveau procédé de «co-cuisson» qui permet de rationaliser le processus industriel. SYLDA 5 n 58-B du lanceur L572 aux Mureaux Astrium 9

3. La mission VA217 La mission Charge Utile La mission principale du vol 217 est d'injecter sur une orbite GTO standard les charges utiles commerciales ABS-2 et Athena-Fidus : Altitude de l'apogée Altitude du périgée 35 786 km 244,4 km Inclinaison 6 Argument du périgée 178 Longitude du nœud ascendant -119,593(*) (*) 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 ABS-2 et d Athena-Fidus sont respectivement de 6 329,9 kg et de 3080 kg. Compte tenu des masses des adaptateurs et du SYLDA 5, ceci conduit à une performance totale de 10 214 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 10 300 kg (10317 kg, performance atteinte lors du lancement VA212, le 7 février 2013 par le lanceur L568, au profit des satellites AZERSPACE / AFRICASAT-1A, pour AZERCOSMOS OJS Co et AMAZONAS-3, pour Grupo HISPASAT) 10

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 773,4 tonnes et la poussée initiale de 13 000 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 91 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

Cet instant est référencé H 1. Il intervient à environ H 0 +140 s, l altitude atteinte alors est de 65,2 km, la vitesse relative est de 2018,2 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 200 s, à une altitude de 108,9 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 158,6 km -1 032,1 km Inclinaison 6,24 Argument du périgée -44,84 Longitude du nœud ascendant -119,42 Cet instant est référencé H 2. Il intervient vers H 0 + 529,8 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 -2,20, et la longitude du point d'impact est de 6,89 W. La phase de vol propulsé «ESCA» qui suit, dure quasiment 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 vers H0 + 1509 s. 12

La phase balistique qui suit, a pour objectifs d'assurer : le pointage du composite supérieur dans les directions requises pour ABS-2 et Athena- Fidus, ainsi que dans la direction déterminée pour le SYLDA 5, la mise en spin transverse du lanceur avant la séparation d ABS-2 la stabilisation 3 axes du lanceur avant la séparation du SYLDA 5, la mise en spin longitudinale du lanceur avant la séparation d Athena-Fidus, les séparations d ABS-2, du SYLDA 5 et d Athena-Fidus, 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 18 phases élémentaires, présentées ciaprès. On notera la séparation d ABS-2 en phase 5, celle du SYLDA 5 en phase 9 et celle d Athena-Fidus en phase 12. 13

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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 117 secondes entre Natal et Ascension et de l ordre de 61 secondes entre Ascension et Libreville. 16

Les planches suivantes présentent : la situation des principaux événements du vol, les évolutions de l altitude et de la vitesse du lanceur pendant le vol propulsé 17

4. Les charges utiles ABS-2 ABS-2 en orbite (vue d artiste) Space Systems / LORAL A.B.S. : La société A.B.S. (Asia Broadcast Satellite) a été créée pour répondre à la forte demande des diffuseurs et des opérateurs télécom, en Asie, en Russie, en Afrique et au Moyen-Orient. Si le siège de la société est implanté aux Bermudes, elle dispose de nombreux bureaux en adéquation avec ses marchés. En septembre 2006, A.B.S. a acquis son premier satellite, Intersputnik-1 (LMI-1), de Lockheed Martin. Il a été renommé ABS-1. Aujourd hui, après d autres acquisitions de satellites en orbite, ABS dispose aujourd hui d une flotte de cinq satellites organisée à partir de trois positions orbitales : ABS-1, ABS-1A et ABS-2i à 75 Est, pour l Asie, l Afrique, l Europe et l Océanie ABS-7 à 116 Est, pour le Moyen-Orient ABS-3 à 3 Ouest, pour l Afrique ABS, par le lancement d ABS-2, inaugure une nouvelle phase de son évolution. Deux autres satellites, ABS-3A & ABS-2A, destinés aux positions orbitales 3 Est et 75 Ouest, seront lancés en 2014 et 2015. ABS, qui peut atteindre plus des trois quarts de la population mondiale, offre une étendue complète de solutions point à point, incluant la réception à domicile, la diffusion de télévision par câble, la connexion de réseaux de téléphonie mobile, des colonnes vertébrales pour service internet ou terminaux satellites ponctuels, avec différent flux de données en protocole internet via ses accès aux réseaux asiatiques, européens, moyen-orientaux et africains. Le satellite: ABS-2 sera l un des plus puissants satellites de l hémisphère Est. Doté d une charge utile d une puissance de 12 kw, de 89 transpondeurs actifs en bande C, Ka et Ku, il sécurisera et accroitra l offre d ABS sur sa position premium de 75 E. Il fournira des services de télécommunications, de télévision directe (DTH), d applications multimédia, et de transmissions de données sur l Asie, la Russie et la CEI, l Afrique, l Europe et le Moyen-Orient. Il devrait, à terme, avec ABS- 2A, remplacer ABS 1, ABS 1A et ABS-2i. 18

43 ième charge utile construite par Space Systems Loral lancée par Arianespace, ABS-2 est basé sur la plateforme FS-1300. Ses principales caractéristiques sont rappelées dans le tableau suivant : * Dimensions 8,30 x 3,50 x 3,50 m envergure en orbite 26 m * Masse au décollage 6329,9 kg * Puissance * Propulsion * Stabilisation * Capacité de transmission * Position orbitale 75 Est Puissance Charge Utile : > 16,7 kw (EoL) 3 Batteries Li-Ion Réservoirs à ergols bi-liquides (MMH & NTO) Moteur d apogée 455 N et tuyères 22 N pour le contrôle d orbite Spin transverse lent à la séparation stabilisation 3-axes en orbite 51 répéteurs en bande Ku 6 répéteurs en bande Ka 32 répéteurs en bande C * Couverture Asie, Afrique de l Est et du Sud, Europe, Océanie (voir cartes) La durée de vie attendue est supérieure à 15 ans ABS-2 Synoptique des antennes Space Systems / LORAL 19

Zone de Couverture d ABS-2 en bande Ku A.B.S. Zone de Couverture d ABS-2 en bande Ka A.B.S. 20

Zone de Couverture d ABS-2 en bande C A.B.S. 21

ABS-2 en chambre anéchoïque à Palo-Alto Space Systems / LORAL 22

ABS-2 lors du remplissage en ergols au S5B à Kourou. ESA / ARIANESPACE / Service optique CSG / P.BAUDON 23

Athena-Fidus Athena-Fidus en orbite (vue d artiste) Thales-Alenia Space Le Programme Satellite géostationnaire de télécommunications très haut débit (près de 3 Gbit/s), Athena- Fidus (Access on THeatres for European Nations Allied forces - French Italian Dual Use Satellite) servira indifféremment les personnels français et italiens. Une nouvelle étape pour l indépendance des deux pays puisqu ils achetaient jusqu à présent des capacités SATCOM à l OTAN. Soucieux de préserver son budget de la Défense, le gouvernement Italien s est tourné vers ses voisins européens pour réaliser ce projet en coopération. Fort d une longue expérience de projets menés en commun, il s est orienté très logiquement, vers un partenariat avec la France. Ainsi Athena-Fidus succède notamment aux programmes de coopération dual franco-italien ORFEO (COSMO-SKYMED et PLEIADES (lancés en 2011 & 2012)) et SICRAL 2 (qui sera lancé en fin d année), ainsi qu au programme HELIOS-IIB (coopération Italie, France, Allemagne, Belgique, Espagne et Grèce, lancé en 2004 & 2009,). Par ailleurs, la France et l Italie participent un autre projet commun MUSIS. Avec les partenaires du programme HELIOS II, se prépare la future génération de satellites d observation optique et radar, qui succédera aux systèmes HELIOS II, COSMO-SKYMED et SAR-Lupe. 24

Le programme Athena-Fidus comprend un satellite géostationnaire fonctionnant en bandes Ka et EHF et son segment sol de contrôle associé. Le satellite utilisera les standards de télécommunications civiles les plus performants, DVB-RCS et DVB-S2, afin d optimiser la capacité de transmission et la disponibilité des services. Il fournira des capacités aux ministères de la Défense français et italien ainsi qu aux acteurs institutionnels de la sécurité de ces pays (sécurité civile, sécurité intérieure : police, pompiers, carabinieri). La Mission Depuis 1985, les militaires français utilisent les satellites géostationnaires du programme Syracuse pour communiquer. Les charges utiles militaires installées initialement sur les satellites de télécommunications TC2 de France Telecom le sont désormais sur des satellites dédiés (Syracuse 3A & 3B, lancés en octobre 2005 et août 2006 par Ariane 5) appartenant à l Etat major des armées (EMA). Avec les satellites Syracuse 3, le système est sécurisé, résistant au brouillage et protégé contre la guerre électronique. La France assure ainsi ses communications militaires de la métropole jusqu aux forces déployées à l extérieur du pays. Commandements et renseignements sont véhiculés à longue distance par Intranet, téléphone, fax, rapidement et en toute confidentialité. Des besoins complémentaires sont rapidement apparus avec l évolution des concepts d opération. Ainsi, ils nécessitent une plus grande capacité de transmission haut-débit sans pour autant exiger une résistance au brouillage à toute épreuve (communications non stratégiques). Se joignent à cette requête les services de la Sécurité Civile dont les besoins en communications haut débit par satellite se font de plus en plus précis (pompiers, sécurité, carabinieri, etc.) Le programme Athéna-Fidus répond à ces attentes en offrant des services complémentaires par rapport à la flotte actuelle des satellites militaires nationaux. Il utilise les technologies les plus avancées du domaine civil utilisées pour l Internet haut débit. Le développement de la composante spatiale du projet Athena-Fidus est confié au CNES et à l Agence Spatiale Italienne (ASI). Le programme a été réalisé principalement par les sociétés Thales Alenia Space et Telespazio. Le satellite et sa charge utile, ont été fabriqués sur les sites de Cannes, Toulouse et Rome. Basé sur une plate-forme Spacebus 4000B2, de Thales Alenia Space, le satellite Athena- Fidus a une masse au lancement de 3080 kg et une durée de vie opérationnelle supérieure à 15 ans. Le satellite emporte deux charges utiles, une française et une Italienne. 25

Athena-Fidus Thales Alenia Space 26

Athena-Fidus en chambre anéchoîque Thales Alenia Space 27

5. La campagne de lancement ESCA en cours d intégration chez ASTRIUM Brême Astrium Opération de sortie de dock d'intégration, de basculement et de mise en container de transport de l'etage Cryotechnique Ariane 5 aux Mureaux Astrium photo : Studio Bernot L'Etage Principal Cryotechnique (EPC) est chargé au Havre sur le Toucan en direction la Guyane Astrium (photo : JL) 28

Les principales étapes de la campagne du vol 217 sont résumées ci-après : Déstockage et érection de l'étage EPC dans le Bâtiment d Intégration Lanceur (BIL) les 5 & 6 novembre 2013 Transfert des Etages d Accélération à Poudre (EAP) les 6 & 7 novembre 2013 Accostage de l EPC sur les EAP le 7 novembre 2013 Déstockage et érection de l'upper Composite le 13 novembre 2013 Contrôle de synthèse Lanceur le 27 novembre 2013 Arrivée d ABS-2 à Kourou le 6 décembre 2013 Arrivée d Athena-Fidus à Kourou le 10 décembre 2013 Réception lanceur par Arianespace le 12 décembre 2013 Transfert BIL BAF le 17 décembre 2013 Mise en configuration d attente du lanceur le 20 décembre 2013 Reprise campagne BAF lanceur le 6 janvier 2014 Début de la phase d échange du divergent Hm7b le 8 janvier 2014 Retour sur ligne nominale BAF après échange divergent Hm7b le 21 janvier 2014 Remplissage d ABS-2 Assemblage sur son adaptateur Transfert au BAF Intégration sur le SYLDA Remplissage d Athena-Fidus Assemblage sur son adaptateur Transfert au BAF Intégration sur le lanceur le 15 janvier 2014 le 21 janvier 2014 le 23 janvier 2014 le 24 janvier 2014 le 20 janvier 2014 le 24 janvier 2014 le 27 janvier 2014 le 28 janvier 2014 Intégration de la Coiffe sur le SYLDA le 25 janvier 2014 Intégration du composite (ABS-2 + PAS 1194C + SYLDA B + Coiffe) sur le lanceur le 29 janvier 2014 Répétition Générale le 31 janvier 2014 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 3 & 4 février 2014 le 4 février 2014 le 5 février 2014 Chronologie finale de lancement le 6 février 2014 24 novembre : Flushing du moteur HM7b Astrium 29

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 30

6. La fenêtre de lancement Pour un lancement le 06 février 2014, avec un H 0 à 20h 30 min en T.U., la fermeture de la fenêtre intervient à 22 h 35 min en T.U. La fenêtre de lancement a donc une durée totale de 125 minutes : Heure de Washington et des Bermudes le 06 février 2014 de 15h30 à 17h35 Heure de Paris, Rome Toulouse et Cannes le 06 février 2014 de 21h30 à 23h35 Heure de Hong-Kong le 07 février 2014 de 04h30 à 06h35 Heure de Palo-Alto le 06 février 2014 de 12h30 à 14h35 Heure de Kourou le 06 février 2014 de 17h30 à 19h35 TEMPS UNIVERSEL le 06 février 2014 de 20h30 à 22h35 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 jusqu au 19 février, puis elle évolue légèrement en cas de report de tir : de 20h30 à 22h34 du 20 au 23 février, de 20h30 à 22h33 du 24 au 28 février 31

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. 32

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. 33

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 0-6 mn Isolement sphère Hélium de l ESCA 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 Arrêt compléments plein LOX ESCA Passage en Pvol LOX ESCA H 0-3 mn 40 : Arrêt compléments de plein LH2 ESCA H 0-3 mn10 Passage en Pvol du RLH2 ESCA H 0-2 mn Ouverture des vannes d alimentation du Vulcain 2 Fermeture des vannes sol de mise en froid du moteur H 0 1mn 5s Fin des pressurisations réservoirs de l ESCA par le sol Début des contrôles d étanchéité des plaques à clapets de l ESCA SYSTEMES ELECTRIQUES H 0-6mn 30s Armement des barrières de sécurité des lignes pyrotechniques H 0-3 mn 30 Calcul du H 0 sol et contrôle Passage du 2 ème OBC en mode observateur H 0-3 mn Chargement du H 0 dans les 2 OBC Contrôle du H 0 chargé par rapport au H 0 sol H 0-2 mn 30s Arrêt réchauffage électrique piles EPC et Case Arrêt réchauffage électrique allumage Vulcain 2 H 0-1 mn 50s Pré-braquage de la tuyère du HM7B H 0 1mn 5s Commutation sol / bord de l alimentation électrique du lanceur 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 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 34

SEQUENCE IRREVERSIBLE H 0-6s Armement et allumage des AMEF destinés à brûler l hydrogène qui s écoulera lors de la mise en froid de la chambre au démarrage du Vulcain Commande retrait plaques puis bras cryotechniques H 0-5,5s Commutation de la gérance du Bus de communication d information au sol vers l OBC H 0-3s SEQUENCE d ALLUMAGE Vérification des états des calculateurs Passage en «mode vol» des systèmes de référence inertiels Activation de la pressurisation Hélium Surveillance des pressions LOX et LH2 Activation des fonctions navigation, guidage, pilotage H 0-2,5s Contrôle du braquage de la tuyère du HM7B H 0 1,4s Fermeture des vannes de purge moteur H 0-0,2s Vérification au plus tard par l OBC de l acquisition du compte rendu bras cryotechniques rétractés H 0 H 0 + 6,65s Allumage du moteur Vulcain et vérification de son bon fonctionnement (H 0 +1s correspond à l ouverture de la vanne chambre hydrogène) H 0 + 6,9s Fin du contrôle de bon fonctionnement du Vulcain H 0 + 7,05s Allumage des EAP 35

8. Le séquentiel vol temps /H 0 (s) temps/h 0 (mn) événement altitude (km) masse (t) Vrel (m/s) - - - - Vol propulsé EAP - EPC - - - 7,30 0 07 Décollage --- 773,4 0 12,54 0 13 Début de la manœuvre de basculement 0,09 746,6 35,7 17,05 0 17 Début de la manœuvre en roulis 0,33 722,2 73,4 22,6 0 23 Fin de la manœuvre de basculement 0,89 692,2 125,4 32,05 0 32 Fin de la manœuvre en roulis 2,44 643,9 210,7 49,29 0 49 Transsonique (Mach 1) 6,80 575,4 324,3 68,35 1 08 Pdyn max. 13,44 498,3 521,0 112,37 1 52 140,2 2 20 Passage à γ max (41,77 m/s 2 ) Passage à γ = 6,22 m/s² H 1 40,0 305,6 1582,3 65,2 251,8 2018 141,0 2 21 Séparation EAP 65,9 176,8 2020 - - - - Vol propulsé EPC - - - - 200,1 3 20 Largage de la coiffe 108,9 155,2 2301 331 5 31 Point intermédiaire 158,3 112,7 3409 481 8 01 Acquisition Natal 160,7 63,8 5720 521 8 41 Perte Galliot 158,7 50,7 6674 529,8 8 49 Extinction de l EPC (H 2 ) 158,5 48,0 6908 535,8 8 55 Séparation de l EPC 158,5 29,4 6934 - - - - Vol propulsé ESC-A - - - - 539,7 8 59 Allumage de l ESCA 158,5 29,4 6936 721 12 01 Perte Natal 149,1 26,8 7360 826 13 46 Acquisition Ascension 142,7 25,2 7629 902 15 02 Altitude minimale 141,4 24,8 7707 1051 17 31 Perte Ascension 159,3 21,9 8225 1096 18 16 Acquisition Libreville 172,9 21,3 8345 1261 21 01 Point intermédiaire 273,1 18,8 8772 1381 23 01 Acquisition Malindi 412,3 17,0 9071 1509 25 09 Extinction de l ESCA (H 3-1 ) 634,5 15,2 9373 36

temps /H 0 temps/h 0 altitude Evénement (s) (mn) (km) - - - - Phase «balistique» - - - 1512 25 12 Phase 3 Orientation au profit d ABS-2 641 1604 26 44 Phase 4 Mise en spin tranverse au profit d ABS-2 859 1642 27 22 Séparation d ABS-2 (H 4.1 ) 962 1654 27 34 Phase 7 Orientation pour la manœuvre d éloignement 997 1715 28 35 Phase 8 Manœuvre d éloignement & orientation au profit du SYLDA 1174 1818 30 18 Séparation du SYLDA (H 4.2 ) 1504 1828 30 28 Phase 10 Orientation au profit d Athena-Fidus 1538 1931 32 11 Phase 11 Mise en spin lent au profit d Athena-Fidus 1900 1952 32 32 Séparation d Athena-Fidus (H 4.3 ) 1977 1961 32 41 Phase 13 Despin du composite supérieur 2013 1965 32 45 Phase 14 Orientation pour les manœuvres d éloignement 2026 2020 33 40 Phase 15 Manœuvre d éloignement 2235 2140 35 40 Phase 16 Orientation ESC-A pour mise en spin finale 2708 2216 36 56 Phase 17 Mise en spin à 45 /s 3015 2313 38 33 Passivation réservoir Oxygène (claquage S34) 3429 2583 43 03 Passivation ESC-A (claquage S37) 4576 Remarque : Ce séquentiel de vol prévisionnel a été déterminé avec les dernières données lanceur disponibles pour la simulation finale et reste indicatif. Décollage du lanceur L570, mission EUTELSAT 25B - Es hail-1 / GSAT 7, le 29 août 2013 37

9. 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 40 000 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. 38

Airbus Defence and Space livre 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. 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 Aquitaine 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 39

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", o 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 and Space : http://airbusdefenceandspace.com Site internet ARIANESPACE : www.arianespace.com 40