Vega

Vega
Lanceur léger
Vega sur son pas-de-tir, avant le lancement de Sentinel-2.
Vega sur son pas-de-tir, avant le lancement de Sentinel-2.
Données générales
Pays d’origine Europe
Constructeur Drapeau de l'Italie Avio
Premier vol Vega :
Vega-C : 7 juillet 2022 (prévision)
Statut Vega : Opérationnel
Vega-C : en développement
Lancements (échecs) Vega : 20 (2)
Hauteur Vega : 30 mètres
Vega-C : 36 mètres
Diamètre 3 mètres
Masse au décollage Vega : 136 tonnes
Vega-C : 212 tonnes
Étage(s) 4
Poussée au décollage Vega : 230 tonnes
Vega-C :
Version décrite Vega et Vega-C
Autres versions Vega E
Charge utile
Orbite basse Vega : 2,3 tonnes
Vega-C : 3,3 tonnes
Orbite héliosynchrone Vega : 1,5 tonnes
Vega-C : 2,3 tonnes
Dimension coiffe Vega : ∅ 2,6 m x 7,88 m
Vega-C : ∅ 3,3 m x 9,35 m
Motorisation
Ergols Propergol solide
Avum : UDMH/Peroxyde d'azote
1er étage Vega : P80 : 2 103 kN
Vega-C : P120C : 4 323 kN
2e étage Zefiro 23 : 935 kN
Vega-C : Zefiro 40 : 1 304 kN
3e étage Zefiro 9 : 221 kN
4e étage AVUM : RD-843 2,5 kN

Vega Écouter (en italien : Vettore Europeo di Generazione Avanzata, « Vecteur européen de génération avancée ») est un lanceur léger de l'Agence spatiale européenne (ESA) développé sous maîtrise d'œuvre italienne dont le premier vol a lieu le depuis le Centre spatial guyanais de Kourou en Guyane.

Dans sa version de 2022 (Vega-C) le lanceur européen permet de placer en orbite terrestre basse une ou plusieurs charges utiles dont la masse totale peut aller jusqu'à 3,3 tonnes, ou que 2,3 tonnes sur une orbite héliosynchrone. Les lancements de Vega, qui sont commercialisés par Arianespace, ont lieu depuis l'ensemble de lancement Vega (ELV) installé à Kourou. L'Agence spatiale européenne table sur un ou deux lancements par an dans un premier temps.

Vega comporte quatre étages dont les trois premiers sont à propergol solide. Le premier étage, dérivé des étages d'accélération à poudre (EAP) d'Ariane 5, utilise, pour la première fois sur un étage à propulsion solide de cette taille, une enveloppe réalisée en fibre de carbone pré-imprégnée de résine polyépoxyde au lieu de l'acier, ce qui permet d'abaisser fortement la masse à vide. Cette évolution sera appliquée par la suite aux étages d'accélération à poudre permettant du nouveau lanceur européen Ariane 6. Le coût de développement de Vega se monte à 710 millions d'euros, plus 400 millions d'euros au titre du programme d'accompagnement VERTA qui finance les cinq premiers vols ainsi qu'une amélioration des performances.

Le développement d'une version du lanceur plus puissante, baptisée Vega-C et caractérisée principalement par le remplacement de ses deux premiers étages, est décidée en 2014. Elle doit effectuer son premier vol en 2022. La capacité d'emport vers une orbite héliosynchrone passe de 1,5 à 2,3 tonnes au prix d'une augmentation substantielle de la masse au décollage qui passe à 230 tonnes. Le premier étage est identique au propulseur d'appoint du lanceur Ariane 6. Une version entrainant le remplacement des deux derniers étages par un unique étages à ergols liquides (Vega-E) est en cours de développement.

Contexte[modifier | modifier le code]

Absence européenne du créneau des lanceurs légers/moyens[modifier | modifier le code]

Le lanceur Vega (à gauche) à l'échelle d'Ariane 5.

Le marché des lanceurs de satellites est segmenté en trois catégories qui se différencient par leur capacité d'emport :

L'Agence spatiale européenne est, jusqu'à l'apparition de Vega, uniquement présente sur le segment des lanceurs lourds avec Ariane 5, et elle confie le lancement de la plupart de ses satellites, qui ne nécessitent pas la puissance d'un lanceur lourd, à des fusées russes au coût modéré. Pour les satellites « légers », les lanceurs utilisés sont Rokot (satellites SMOS, PROBA-2, GOCE, CryoSat, GRACE), Dnepr (TerraSAR-X, Prisma, Picard, CryoSat-2, DEMETER) ou indien tel que PSLV (Megha-Tropiques, AGILE, PROBA-1). Le lancement des satellites européens de taille moyenne est généralement confié au lanceur Soyouz.

Autonomie contre coûts[modifier | modifier le code]

Le développement d'un nouveau lanceur même de petite taille nécessite un investissement important qui ne peut être amorti à travers le prix facturé aux utilisateurs propriétaires de satellites. Le développement du lanceur Ariane, qui remporte un succès commercial, est depuis ses débuts handicapé par des problèmes de financement qui ne sont toujours pas complètement réglés. Dans le cas d'un lanceur de petite taille, l'investissement n'est même pas contrebalancé par l'acquisition d'une plus grande expertise technique et la présence de nombreuses alternatives commerciales à faible coût limitent encore l'attrait d'un lanceur européen positionné sur ce créneau. La décision de construire un lanceur de ce type résulte donc avant tout d'un choix politique dont l'objectif est d'accroître dans ce domaine l'indépendance de l'Europe vis-à-vis de l'extérieur.

Besoins de lancement européens[modifier | modifier le code]

Les projets spatiaux de l'Agence spatiale européenne et de ses pays membres dans le domaine institutionnel (non commercial) aboutissent au lancement dans les années les plus fastes d'une dizaine de satellites par an dont cinq à six sont des engins de moins de 1,5 tonne[note 1]. Le marché mondial des satellites commerciaux du même tonnage représente de 9 à 11 satellites par an, mais il y a une concurrence relativement importante puisque près d'une dizaine de lanceurs peuvent prendre en charge la mise en orbite de ce type de satellite[note 2].

Marché potentiel des lanceurs européens : en grisé marché potentiel de Vega (évaluation de 2009)[1]
Orbite Masse Nombre satellites
institutionnels européens
Nombre satellites
commerciaux (international)
Orbite de transfert géostationnaire +
sondes interplanétaires
2 à 5 tonnes (+ micros) 1,5 par an
40 % < 3 tonnes
16 à 22 par an
Orbite moyenne de 1,6 à 4,9 tonnes 3 par an
(Galileo 30 satellites)
0
Orbite basse satellites lourds de 7 à 20 tonnes 0,5 par an (ATV) 0
Orbite basse satellites moyens/lourds de 1,5 à 4 tonnes 1,5 par an 1 par an
Orbite basse petits satellites de 0,5 à 1,5 tonne 2 à 2,5 par an 2 à 3 par an
hors constellation
Orbite basse mini et microsatellites de 50 à 500 3 à 4 par an 7 à 8 par an
hors constellation

Historique du développement[modifier | modifier le code]

Expérience italienne des lanceurs légers[modifier | modifier le code]

Au cours des années 1960, l'industrie spatiale italienne acquiert une expérience dans le domaine des lanceurs en tirant des lanceurs Scout américains depuis la plate-forme San Marco que l'Italie possède au large du Kenya : l'Italie met ainsi en orbite 9 satellites scientifiques entre 1966 et 1988. L'arrêt de la fabrication du lanceur Scout en 1994 interrompt cette activité. BPD filiale de Fiat Avio propose en 1995 de développer un petit lanceur à propergol solide de 16 tonnes capable de placer 700 kilogrammes en orbite terrestre basse. L'industrie italienne a en effet à cette époque acquis une solide compétence dans le domaine de la propulsion à propergol solide à travers la réalisation des propulseurs à poudre (PAP) du lanceur Ariane 4 et sa participation dans la fabrication des étages d'accélération à poudre (EAP) d'Ariane 5. En 1997, ce projet de lanceur est revu avec des capacités augmentées (1 600 kg en orbite polaire pour la version baptisée Vega K) dans le cadre d'une association avec le constructeur ukrainien Bureau d'études Ioujnoïe (NPO Yuzhnoye) qui doit fournir un quatrième étage à ergols liquides[2].

Premières esquisses et lancement du projet (1998-2000)[modifier | modifier le code]

En , l'Agence spatiale italienne (ASI) propose à l'Agence spatiale européenne de développer dans le cadre européen un lanceur permettant de lancer un satellite de 800 kg en orbite héliosynchrone depuis Kourou avec une coiffe de 2 mètres de diamètre pour un coût de production inférieur à 20 millions de dollars américains. Pour réduire les coûts, des technologies existantes sont réutilisées et le nouveau lanceur, baptisé Vega, est lancé à partir des installations réaménagées du premier lanceur européen Ariane 1. Le premier vol est envisagé pour 2003. Les membres de l'ESA acceptent en de financer uniquement une phase de pré-étude. Alors que cette phase est achevée, les représentants des pays membres de l'ESA, réunis en , ne parviennent pas à se mettre d'accord pour financer le développement du lanceur[3].

Durant la période d'incertitude qui suit, l'étage à poudre Zefiro 23, qui doit constituer le second étage de Vega, est testé sur banc d'essais et les spécifications du lanceur sont modifiées après une nouvelle étude de marché : la charge utile maximale pour l'orbite polaire passe de 0,8 tonne à 1,5 tonne. L'option technique la plus structurante du projet est le choix pour le premier étage P80 d'une enveloppe en fibre de carbone pré-imprégnée de résine polyépoxyde au lieu de l'acier habituellement utilisé pour résister aux pressions et températures rencontrés sur un propulseur à propergol solide de cette taille. Cette solution permet de réduire fortement la masse à vide de l'étage ; le lanceur Vega doit jouer le rôle de démonstrateur technologique pour une technique qui peut être appliquée par la suite aux étages d'accélération à poudre (EAP) d'Ariane 5. Néanmoins, cette solution implique de prolonger la phase d'étude conduisant à un premier lancement fin 2005. En , le développement du lanceur Vega est adopté en tant que programme facultatif[note 3] : sept États de l'agence spatiale européenne (Italie, France, Belgique, Espagne, Pays-Bas, Suisse et Suède) acceptent de financer le nouveau lanceur. Le programme est lancé sous maîtrise d'œuvre italienne. Le budget alloué au projet est de 335 millions d'euros. Le développement du P80 fait l'objet d'un programme distinct piloté par le CNES et d'une enveloppe budgétaire de 123 millions d'euros : la moitié de cette somme est apportée par la société italienne Avio tandis que le solde est fourni par des participations de l'Italie, de la France, de la Belgique et des Pays-Bas[3],[4].

Fabrication (2000-2011)[modifier | modifier le code]

Le programme n'est pas lancé immédiatement car le marché des lanceurs s'effondre à la suite de l'éclatement de la bulle spéculative Internet en qui met fin à la multiplication des satellites de télécommunications. Par ailleurs, les défaillances du lanceur Ariane 5 et le financement de la participation européenne à la Station spatiale internationale drainent les ressources financières de l'Agence[2]. L'ESA confie, en , le développement du lanceur au groupe italien European Launch Vehicle (ELV) détenu à 70 % par Avio et à 30 % par l'Agence spatiale italienne. Le premier lancement est planifié à l'époque pour 2006. Mais les conséquences de l'échec du premier vol de Ariane 5 ECA repoussent cette échéance à fin 2007. En 2006, le premier étage P80 et le deuxième étage Zefiro 23 du lanceur effectuent leur premier test sur banc d'essais. Début 2009, le portique mobile du futur pas de tir du lanceur à Kourou effectue un premier test de roulement. Un test d'assemblage de Vega sur le pas de tir est effectué fin 2010 et début 2011, avec des maquettes des étages du lanceur pour valider le chargement du carburant et le fonctionnement des circuits électriques et les dispositifs mécaniques. En , les éléments du premier lanceur sont transportés par voie maritime jusqu'à Kourou pour le premier vol de qualification planifié pour [5]. Vega effectue avec succès son premier vol le [6]. Au cours des années suivantes, la cadence des tirs passe de un par an à deux ou trois par an à partir de 2015.

Programme d'accompagnement VERTA[modifier | modifier le code]

Le programme de développement de Vega est suivi d'un programme d'accompagnement, baptisé VERTA (Vega Research and Technology Accompaniment), visant à financer 5 vols et à améliorer les performances tout en industrialisant la production du lanceur. VERTA finance quatre lancements de satellites de l'Agence spatiale européenne : PROBA-V, ADM-Aeolus, LISA Pathfinder et IXV. Le premier vol VERTA sous la responsabilité d'Arianespace a lieu le [7], un peu plus d'un an après le vol de qualification du lanceur.

Par ailleurs, un premier contrat commercial est signé le pour le lancement des satellites GMES ESA/EUMETSAT, Sentinel-2b et -3b programmé pour 2014-2016[8].

Développement de la version Vega C[modifier | modifier le code]

Les différentes versions du lanceur Vega en production ou envisagées.

En décembre 2014, l'Agence spatiale européenne donne son feu vert pour le développement d'une version plus puissante du lanceur, baptisée Vega-C, dont le premier vol est prévu en 2019. Les objectifs sont de renforcer la position de la fusée Vega sur le marché des lanceurs à court et moyen terme, accroitre sa capacité d'au moins 200 kilogrammes tout en n'augmentant pas les coûts par rapport à version existantes[9]. Le premier étage P120C, qui constitue la principale évolution et sera également utilisé par le lanceur moyen/lourd Ariane 6, est testé pour la première fois sur banc d'essais en juillet 2018. Deux tests ultérieurs réalisés en janvier 2019 et en octobre 2020 confirment son bon fonctionnement[10]. Le premier vol de cette version, qui doit remplacer complètement la version d'origine, est programmé pour le 7 juillet 2022.

Vega Evolution[modifier | modifier le code]

L'agence spatiale européenne donne son accord fin novembre 2017 le développement d'une version améliorée de la Vega-C, baptisée Vega-E (E comme évolution), ainsi que la réalisation d'un petit avion spatial réutilisable (Space Rider) qui doit être emporté par le lanceur. La Vega-E est caractérisée par le remplacement du troisième étage Zefiro-9 et de l'étage AVUM par un étage unique à ergols liquides propulsé par un moteur à ergols liquides M10 brulant un mélange de méthane et d'oxygène liquide[9]. Le premier vol est programmé vers 2026.

Développement des lancements de groupe de satellites (2018)[modifier | modifier le code]

En avril 2018, Arianespace décide de commercialiser des lancements Vega en mode « rideshare », c'est-à-dire emportant un nombre élevé de petites charges utiles distinctes allant du nanosatellite (CubeSat de quelques kilogrammes) au micro-satellite de 500 kilogrammes. Ce marché, qui se développe rapidement, est monopolisé par le lanceur indien PSLV et le lanceur de SpaceX Falcon 9. Un dispenseur adapté à la fusée Vega et permettant d'acueillir 10 à 15 micro et nanosatellites ou distributeurs de nanosatellites est mis au point. Cet équipement, développé par les sociétés tchèque SAB Aerospace et italienne Bercella, est modulaire pour s'adapter aux différentes configurations des charges utiles[11]. La première mission SSMS (Small Spacecraft Mission Service en français service de lancement des petits satellites), emportant 53 satellites représentant une masse totale de 877 kg (1327 kg avec le dispenseur) est lancée avec succès le 3 septembre 2020 (16e vol du lanceur Vega). Les sept premiers satellites sont placés sur une orbite héliosynchrone à 515 kilomètres d'altitude, les suivants à une altitude de 530 kilomètres. Les satellites placés en orbite comprennent notamment ESAIL, ION-SCV 1, ÑuSat, NewSat-6, UPMSat 2, NEMO-HD, GHGSat C1, 14 CubeSat 3U de type Flock-4V et 12 picosatellites (250 grammes)[12],[13].

Conséquences du conflit russo-ukrainien ()[modifier | modifier le code]

Vega est affecté par les conséquences de l'invasion de l'Ukraine par la Russie qui débute fin car sa disponibilité est menacée. En effet, le dernier étage Avum est fourni par l'entreprise ukrainienne Ioujmach, dont l'établissement est située à Dnipro en pleine zone du conflit[14].

Coûts[modifier | modifier le code]

Le coût total du programme (hors Vega-C et E) se monte à 710 millions d'euros, auxquels s'ajoutent 400 millions d'euros au titre du programme d'accompagnement VERTA. Par ailleurs, Avio investit 76 millions d'euros pour développer l'étage P80. Le financement du développement du lanceur et de VERTA est pris en charge par l'Italie (58,5 % pour le développement du lanceur et 57,8 % pour VERTA, respectivement), la France (25,3 et 23,1 %), la Belgique (6,9 et 5,6 %), l'Espagne (4,6 et 7,7 %), les Pays-Bas (3,2 et 2 %), la Suisse (1 et 1,6 %) et la Suède (0,6 et 0,7 %)[8].

Caractéristiques techniques détaillées du lanceur[modifier | modifier le code]

Schéma de Vega.

Vega complète la gamme d'Arianespace, aux côtés du lanceur lourd Ariane 5 et du lanceur moyen russe Soyouz. Vega est conçu pour lancer des satellites de petite taille en orbite terrestre basse ou en orbite héliosynchrone. Le lanceur Vega comprend trois étages à propergol solide, surmontés d'un étage supérieur propulsé par un moteur-fusée brûlant des ergols liquides.

Version initiale (2012-2021)[modifier | modifier le code]

Caractéristiques générales[modifier | modifier le code]

La version initiale du lanceur Vega a masse totale de 136 tonnes pour une hauteur de 30 mètres et un diamètre maximal de 3 mètres.

Premier étage P80[modifier | modifier le code]

Le premier étage, baptisé P80, utilise la propulsion à propergol solide de type HPTB. Il reprend le diamètre de 3 mètres des étages d'accélération à poudre (EAP) d'Ariane 5 et le propergol utilisé est, comme pour ce lanceur, du propergol composite avec une légère évolution dans la composition. La longueur est de 11,2 mètres contre 31 mètres pour les étages d'accélération à poudre de l'Ariane 5. Mais dans les autres domaines il introduit d'importantes innovations. Celles-ci font l'objet d'un programme de financement important car il est à l'origine prévu qu'elles soient mises en œuvre par la suite aux étages d'accélération à poudre d'Ariane 5 avec des gains substantiels de charge utile à la clé (1 tonne). Elles seront en fait mise en œuvre sur Ariane 6 qui remplace Ariane 5 à compter de 2022.

  • La plus importante concerne l'enveloppe qui est beaucoup plus légère car réalisée en fibre de carbone pré-imprégnée de résine polyépoxyde au lieu de l'acier. La protection thermique qui s'interpose entre l'enveloppe et le bloc de propergol est un caoutchouc à densité réduite développé par Avio S.p.A. Ce revêtement est mis en place au moment de la réalisation de l'enveloppe.
  • L'architecture de la tuyère, dont le rapport de section est de 16, est simplifiée avec un nombre de pièces réduit et un système de liaison mécanique de type anneau élastique moins onéreuse que la liaison boulonnée des étages d'accélération à poudre. Les mouvements de tangage et de lacet sont contrôlés en modifiant l'orientation de la poussée. Ceci est réalisé en faisant pivoter la tuyère qui peut être braquée de 6,5° à l'aide d'un système électromécanique qui tire son énergie d'accumulateurs ion-lithium. Ce système est plus simple que le mécanisme électrohydraulique utilisé sur Ariane 5. Le roulis est contrôlé par quatre des six petits moteurs-fusées à ergols liquides brûlant de l'hydrazine du quatrième étage Avum.
  • L'allumeur a également une architecture simplifiée.

L'enveloppe est réalisée en Italie tandis que le propergol est coulé à Kourou, en Guyane dans une usine dont le développement est financé par le CNES. L'étage contient 88 tonnes de propergol de type polybutadiène hydroxytéléchélique (PBHT 1912). L'étage est dépourvu d'ailerons aérodynamiques et le lanceur est donc instable sur le plan aérodynamique. Une jupe cylindrique en aluminium prolonge la structure de l'étage vers le bas tandis qu'une jupe de liaison inter-étages conique également en aluminium réunit l'étage P80 au deuxième étage en faisant passer le diamètre du lanceur de 3 mètres à 1,9 mètre[15],[16],[17].

L'étage a une masse totale de 96,2 tonnes dont 87,7 tonnes de propergols. Sa poussée maximale est de 3 015 kilonewtons (dans le vide) et son impulsion spécifique dans les mêmes conditions de 280 secondes. Il fonctionne durant 110 secondes[18].

Deuxième étage Zefiro 23[modifier | modifier le code]

La tuyère du deuxième étage Zefiro 23.

Le deuxième étage, baptisé Zefiro 23, est dérivé de l'étage Zefiro 16 qui est déjà en cours de développement en Italie alors que le projet Vega n'existe pas encore ; le premier test en banc d'essais du Zefiro 16 est réalisé en 1998. Pour pouvoir être adopté comme second étage du lanceur Vega, il faut allonger l'étage en faisant passer la masse de propergol solide de type PBHT 1912 de 16 à 24 tonnes. L'étage Zefiro 23 a un diamètre beaucoup plus faible que celui du P80 (1,9 mètre contre 3 mètres) et est long de 8,39 mètres. La structure est réalisée, comme sur le premier étage, en fibre de carbone pré-imprégnée de résine polyépoxyde. La tuyère utilise la technique du joint flexible et peut être braquée de 7°. L'orientation de la poussée s'effectue avec le même système que le premier étage. La poussée maximale dans le vide est de 1 120 kN l'impulsion spécifique est de 280 secondes et l'étage fonctionne durant 77 secondes[19],[17],[18].

Troisième étage Zefiro 9[modifier | modifier le code]

Le troisième étage (12 tonnes dont 10,6 tonnes de propergol solide), baptisé Zefiro 9, reprend les caractéristiques du deuxième étage. La tuyère peut être braquée de 6° avec les mêmes mécanismes que les deux autres étages. La poussée maximale dans le vide est de 317 kN l'impulsion spécifique est de 296 secondes et l'étage fonctionne durant 120 secondes[19],[17],[18].

Étage supérieur AVUM et case à équipements[modifier | modifier le code]

L'étage Avum+ (version de l'étage Avum utilisée par Vega-C) est soumis à des tests de vibration.

Le lanceur Vega est surmonté d'un étage supérieur AVUM (Attitude and Vernier Upper Module) qui regroupe un moteur-fusée à ergols liquides stockables UDMH/peroxyde d'azote, plusieurs petits propulseurs intervenant dans le contrôle d'attitude dès le début du vol ainsi que la case à équipements du lanceur qui regroupe les calculateurs chargés de la navigation du guidage et du pilotage. Le propulseur principal RD-843 (ou RD-868P) d'une poussée de 2,45 kN est un développement de la société ukrainienne du Bureau d'études Ioujnoïe (KB Yuzhnohe) dérivé du moteur du 3e étage du lanceur Dnepr. La tuyère montée sur cardan peut être inclinée de 10°. Le moteur a une masse à vide de 688 kilogrammes et il emporte 550 kg d'ergols injectés dans la chambre de combustion par pressurisation des réservoirs et a une impulsion spécifique de 314,6 secondes dans le vide. Il peut être allumé jusqu'à 5 reprises, ce qui autorise dans la phase finale du vol une grande souplesse dont les autres lanceurs dans cette catégorie ne disposent pas[note 4] : il permet de corriger un écart de trajectoire résultant du fonctionnement des étages inférieurs ; si le lanceur emporte plusieurs charges utiles, il permet de les placer sur différentes orbites. L'étage dispose d'un système de contrôle d'attitude reposant sur six moteurs-fusées à ergols liquides brulant de l'hydrazine d'une poussée unitaire de 240 newtons dont 2 sont dédiés au contrôle du roulis. Cet ensemble intervient :

Cas à équipements[modifier | modifier le code]

La case à équipements emporte l'avionique du lanceur. Celle-ci comprend notamment le système de guidage, navigation et pilotage GNC (Guidance, Navigation and Control), SAS (Electric Safeguard Subsystem) et de télémesures TMS (TeleMetry Subsystem). Le calculateur de bord est dix fois plus puissant que celui d'Ariane 5 ; il utilise un microprocesseur de type SPARC V7 32 bits, tolérant aux radiations et utilisé dans le domaine spatial, doté d'une puissance de traitement de 13 Mips. Il doit à terme être également installé sur le lanceur Ariane 5[20],[21].

Composite supérieur[modifier | modifier le code]

Le composite supérieur est la partie du lanceur qui renferme les satellites recouverts par la coiffe. La coiffe d'une hauteur de 7,88 mètres a un diamètre de 2,6 mètres, une mase de 540 kilogrammes et un volume de 20 m3. Le largage de la coiffe s'effectue verticalement via des tubles poussoirs mis en mouvement par une charge pyrotechnique. La coiffe se sépare horizontalement en deux demi-coques qui sont maintenues solidaires par un collier de serrage. L'adaptateur VESPA de 250 kg permet des lancements doubles avec différentes combinaisons et d'emporter en plus jusqu'à 6 nanosatellites[21].

Principales caractéristiques du lanceur Vega dans sa version initiale[19]
Caractéristiques Premier étage Deuxième étage 3e étage 4e étage
Nom P80 Zefiro 23 Zefiro 9 AVUM
Pays de fabrication Drapeau de la France France Drapeau de l'Italie Italie Drapeau de l'Italie Italie Drapeau de l'Ukraine Ukraine
Hauteur 11,2 mètres 8,39 mètres 4,12 mètres 2,04 mètres
Diamètre 3 mètres 1,9 mètre 1,9 mètre 1,9 mètre
Masse 95,8 tonnes 25,6 tonnes 10,9 tonnes 1,3 tonne
Masse de propergols 88 tonnes 23,9 tonnes 10,1 tonnes 550 kg
Poussée 3 040 kN 1 200 kN 313 kN 2,45 kN
Impulsion spécifique 280 s (vide) 289 s (vide) 295 s (vide) 315,2 s (vide)
Ergols / moteur Propergol solide
PBHT 1912
Propergol solide
PBHT 1912
Propergol solide
PBHT 1912
UDMH/peroxyde d'azote

Moteur RD-843

Temps de combustion 106,8 s 71,7 s 109,6 s 667 s

Version Vega-C[modifier | modifier le code]

La Vega-C est une nouvelle version plus puissante de la fusée, pouvant lancer 2,3 tonnes sur une orbite polaire ou héliosynchrone contre 1,5 tonnes dans le version d'origine. Sa charge maximale en orbite basse est de 3,3 tonnes[22]. Son développement ayant été décidé en décembre 2014, elle effectuer son premier vol en 2022. Elle est principalement caractérisée par le remplacement de ses deux premiers étages par des versions ayant une poussée supérieure. La hauteur du lanceur passe à 35 mètres et sa masse au décollage à 210 tonnes (contre 130 tonnes)[9].

Premier étage P120C[modifier | modifier le code]

Le premier étage P80 est remplacé par le P120C qui est également utilisé comme propulseur d'appoint de la fusée Ariane 6. Le P120C est haut de 13,8 m pour un diamètre de 3,4 m. Sa masse totale est de 155 t dont 141,6 t de propergol solide de type PBHT. L'étage produit une poussée maximale de 4 650 kN dans le vide. Son impulsion spécifique dans le vide atteint 279 s. Il fonctionne durant 136 secondes. Pour orienter la poussée afin de contrôler les mouvements de tangage et de lacet, la tuyère peut pivoter de 5,9°. Le roulis est contrôlé par quatre des six petits moteurs-fusées à ergols liquides brûlant de l'hydrazine du quatrième étage Avum. L'enveloppe (le corps du propulseur), dont la masse est de 8,3 tonnes, est fabriquée par Avio et obtenue par bobinage et placement automatique de préimprégnés carbone-époxy. Un anneau inférieur en aluminium reçoit l'électronique du système d'orientation de poussée, des batteries ainsi que des systèmes de sauvegarde. L'anneau inter-étages est une structure conique en alumiunium. La séparation avec le deuxième étage est effectué à l'aide de charges pyrotechniques qui cisaillent les liaisons et de rétrofusées qui freinent le premier étage. La tuyère qui est fournie par ArianeGroup est réalisée dans plusieurs matériaux composites dont du carbone/polymère. Elle est conçue de manière à résister à l'expulsion à très grande vitesse des gaz extrêmement chauds générés par le moteur. La coulée du moteur et son intégration au lanceur sont effectués sur le site du Centre Spatial Guyanais à Kourou[23] .

Deuxième étage Zefiro 40[modifier | modifier le code]

Le deuxième étage Zefiro 23 de la version d'origine du lanceur est remplacé par un Zefiro 40 qui emporte 36,2 tonnes de propergol solide et fournit une poussée de 1 304 kilonewtons dans le vide avec une impulsion spécifique de 293,5 secondes. L'étage est haut de 8,07 mètres pour un diamètre de 2,4 mètres. La durée de fonctionnement est de 92,9°. Pour orienter la poussée afin de contrôler les mouvements de tangage et de lacet, la tuyère peut pivoter de 5.9°. Le roulis est contrôlé par quatre des six petits moteurs-fusées à ergols liquides brûlant de l'hydrazine du quatrième étage Avum[23].

Autres modifications[modifier | modifier le code]

  • La structure de l'étage AVUM est allégée de 100 kilogrammes et permet d'emporter 150 kilogrammes d'ergols. Sa masse à vide passe à 698 kg et im emporte 740 kilogrammes d'ergiks[23].
  • Le lanceur Vega-C dispose d'une coiffe de plus grand diamètre (3 mètres contre 2,6 mètres.)[23].
Principales caractéristiques du lanceur Vega-C[24]
Caractéristiques Premier étage Deuxième étage 3e étage 4e étage
Nom P120C Zefiro 40 Zefiro 9 AVUM
Pays de fabrication Drapeau de l'Italie Italie / Drapeau de la France France Drapeau de l'Italie Italie Drapeau de l'Italie Italie Drapeau de l'Ukraine Ukraine
Hauteur 14 mètres 8,07 mètres 4,12 mètres 2,04 mètres
Diamètre 3 mètres 2,36 mètre 1,9 mètre 1,9 mètre
Masse 155 tonnes 40,5 tonnes 10,9 tonnes 1,3 tonne
Masse de propergols 141,6 tonnes 36,2 tonnes 10,1 tonnes 550 kg
Poussée 4 057 kN 1 304 kN 313 kN 2,45 kN
Impulsion spécifique 260 s (vide) 294 s (vide) 295 s (vide) 315,2 s (vide)
Ergols / moteur Propergol solide
PBHT 1912
Propergol solide
PBHT 1912
Propergol solide
PBHT 1912
UDMH/peroxyde d'azote

Moteur RD-848

Temps de combustion 133 s 93 s 119,6 s 465 s

Versions en développement ou envisagées[modifier | modifier le code]

D'autres évolutions du lanceur Vega sont envisagées ou en cours de développement [25],[26].

Vega E[modifier | modifier le code]

Moteur-fusée M10 qui doit propulser le troisième étage de la version Vega-E.

Vega E est une version en cours de développement caractérisée par le remplacement du 3e étage et de l'étage AVUM par un nouvel étage utilisant un moteur-fusée à ergols liquides M10 (en) brûlant des ergols cryotechniques (méthane/oxygène) et développé spécifiquement pour ce lanceur. Ce moteur de 10 tonnes de poussée (98 kilonewtons), caractérisé par une impulsion spécifique de 362 secondes, est développé par Avio avec initialement une participation de KB Khimautomatiki, entreprise russe[27]. Le premier vol de la version Vega-E est programmé en 2026[28].

Performances[modifier | modifier le code]

Le lanceur Vega est conçu pour placer en orbite terrestre basse des satellites pouvant aller jusqu'à deux ou trois tonnes (Vega-C). Il peut lancer plusieurs satellites en les insérant sur des orbites différentes. Le lanceur est conçu pour une fiabilité de 98 %. La précision de l'orbite obtenue est de ±15 km (semi-axe majeur), ±0,0012 (excentricité), ±0,15° (inclinaison orbitale) et ±0,2° (Longitude du nœud ascendant)[29],[30]

Sources : [31],[32]
Orbite Charge utile¹ Inclinaison orbitale Périgée Apogée
Orbite héliosynchrone Vega : 1,4 tonnes
Vega C : 2,3 tonnes
600 km 600 km
Orbite polaire Vega : 1,43 tonnes 90° 700 km 700 km
Vega C : 2,25 tonnes 88° 200 km 500 km
Orbite équatoriale elliptique Vega : 1,963 tonnes 5,4° 250 km 1500 km
Vega C : 1,7 tonnes 250 km 5700 km
¹ Y compris l'adaptateur et les structures porteuses (sylda,...)

Participants industriels[modifier | modifier le code]

Le lanceur Vega est de manière majoritaire développé par l'industriel italien Avio qui est par ailleurs le maître d'œuvre du projet à travers sa participation à ELV[33] :

  • Avio (Italie) réalise l'enveloppe du 1er étage ainsi que 50 % du bloc de poudre (en participant, à 50 %, dans Europropulsion et REGULUS), les 2e et 3e étages et les tests de l'étage AVUM. Cette société est responsable de l'intégration de tous les étages.
  • Herakles (France) développe la tuyère du premier étage, le corps d'allumeur ainsi que 50 % du bloc de poudre (à travers sa participation à 50 % dans Europropulsion et REGULUS).
  • SABCA (Belgique) développe le système de contrôle d'orientation des tuyères (vérins électromécaniques et leurs électroniques de contrôle) des 1er, 2e, 3e et 4e étages ainsi que la jupe située à la base du 1er étage.
  • Thales Alenia Space (France/Italie) développe l'avionique avec des sous-traitants comme Saab (pour le calculateur de bord et son logiciel) et Saft pour les batteries.
  • Zodiac Data Systems (France) développe la télémesure (y compris la transmission en bande S) et la télé-neutralisation.
  • RUAG (Suisse) développe la coiffe.
  • EADS CASA (Espagne) développe l'adaptateur (composite) ainsi que la structure de l'étage AVUM.
  • KB Yuzhnoye (Ukraine) développe le module de propulsion de l'étage AVUM.
  • Stork Product Engineering (Pays-Bas) développe les allumeurs des étages 1, 2 et 3.
  • Dutch Space (Pays-Bas) réalise la jupe interétages 1/2.

ELV participe également aux opérations de préparation et de lancement aux côtés d'Arianespace.

Installations au sol[modifier | modifier le code]

L'aire de lancement ELV du lanceur se trouve en haut à gauche de la carte non loin de l'aire de lancement d'Ariane 5.
Le composite (coiffe et charges utiles) en cours d'installation sur le lanceur Vega dans le portique mobile.

La zone de lancement ELV[modifier | modifier le code]

Le lancement de Vega se fait depuis l'Ensemble de lancement Vega (ELV) situé sur la base de lancement de Kourou en Guyane. L'ELV est réalisé en convertissant l'ensemble de lancement ELA-1 utilisé autrefois pour les vols d’Ariane 1 qui se situe à environ 1,5 km au sud-ouest du pas de tir du lanceur Ariane 5.

Contrairement à ce qui se passe pour Ariane 5, le nouveau lanceur est assemblé directement sur l'aire de lancement dans une tour de montage mobile[note 5] qui le protège des intempéries et dispose d'un pont roulant d'une capacité de levage de 40 tonnes permettant de hisser les différents composants[34]. Cette conception, qui a le mérite de la simplicité, limite la cadence de tir ; celle-ci ne doit toutefois pas être très élevée[note 6] compte tenu de la concurrence des lanceurs existants[35]. La voie ferrée utilisée pour reculer la tour d'assemblage avant le tir ainsi que la table de lancement sur laquelle repose le lanceur sont situés sur un massif en béton qui surplombe de plusieurs mètres la zone de lancement. Des carneaux situés sous le lanceur canalisent les flammes et les gaz produits à la mise à feu du premier étage et les rejettent sur les côtés et amortissent les vibrations.

Déroulement d'un lancement[modifier | modifier le code]

Opérations de préparation[modifier | modifier le code]

Les opérations de préparation et de lancement sont prises en charge par la société Arianespace. Le lanceur est assemblé sur la table de lancement à l'aide du portique mobile. Des rampes permettent aux véhicules d'accéder au massif de béton pour amener les différents composants du lanceur. Peu avant le lancement le portique mobile, qui est monté sur rails, s'écarte du lanceur. Celui-ci est seulement fixé par sa base à la table de lancement relié à un mât ombilical par des câbles électriques et des tuyaux qui permettent le chargement en ergols liquides de l'étage AVUM, la climatisation de la charge utile et le contrôle de celle-ci ainsi que du lanceur.

Lancement[modifier | modifier le code]

Lancement de Vega VV20 en 2021.

Le déroulement du lancement dans un cas typique comprend les phases suivantes[36] :

  • Lorsque le compte à rebours s'achève le premier étage est mis à feu et le lanceur s'élance immédiatement à la verticale puis le programme qui pilote le lanceur incline progressivement le lanceur tout en maintenant une incidence nulle[note 7]. Le premier étage est largué à l'aide de charges pyrotechniques et de rétrofusées à T+104 secondes alors que le lanceur atteint une vitesse de 1 877 m/s et le deuxième étage s'allume.
  • Durant le vol du deuxième étage, l'incidence nulle est maintenue. Le deuxième étage s'éteint et est largué à l'aide de charges pyrotechniques et de rétrofusées à T+175 secondes alors que la vitesse est de 4 275 m/s. Le lanceur entame une phase de croisière non propulsée. Dix-neuf secondes[note 8] après l'extinction du deuxième étage, la coiffe est larguée et 44 secondes plus tard à T+239 s alors que la vitesse est de 4 181 m/s, le troisième étage est allumé.
  • Le troisième étage fonctionne jusqu'à T+356 s, la vitesse du lanceur est alors de 7 804 m/s mais le satellite est toujours sur une trajectoire suborbitale. La séparation est réalisée par section d'un collier solidarisant les deux étages et par des ressorts. L'étage AVUM est immédiatement allumé pour continuer à rehausser l'orbite et modifier si nécessaire le plan orbital. Il est éteint lorsque le satellite se trouve sur l'orbite elliptique visée.
  • Si l'orbite recherchée est circulaire, l'étage AVUM est allumé une deuxième fois après une phase de croisière non propulsée. L'étage AVUM peut être allumé en tout à cinq reprises pour parvenir à placer le satellite sur l'orbite souhaitée.
  • Après séparation avec la charge utile, l'étage AVUM est allumé une dernière fois pour déclencher sa rentrée atmosphérique en conformité avec les règles internationales sur les débris spatiaux.

Historique des vols[modifier | modifier le code]

Vol de qualification VV01 (13 février 2012)[modifier | modifier le code]

Le fonctionnement du lanceur Vega est qualifié par son vol inaugural VV01 (VV pour Vol Vega) qui a lieu le [6]. Dans le cadre de ce vol, Vega emporte une charge utile de 700 kg qui doit être placée sur une orbite circulaire de 1 450 km avec une inclinaison de 71°. Cette charge utile comprend[37] :

Échec du lancement de [modifier | modifier le code]

Le décollage a lieu comme prévu le à h 53 UTC. À 130 s, peu après la séparation du premier étage et l'allumage du deuxième, le lanceur s'écarte de la trajectoire prévue ce qui conduit à l'abandon de la mission et à la perte du satellite Falcon Eye 1[38]. Les débris retombent dans l'océan Atlantique sans causer de dommage.

La commission d'enquête immédiatement constituée rend ses conclusions le . Elle identifie une défaillance thermo-structurale dans le dôme avant de l'enveloppe de l'étage à propergol solide Z23 comme étant la cause probable de l’échec. Le premier étage remplit parfaitement sa mission et le moteur Z23 du deuxième fonctionne correctement pendant 14 s jusqu'à sa défaillance brutale qui brise le lanceur en deux parties. À 213 s, les responsables de la sauvegarde déclenchent l'ordre de neutralisation au lanceur. Les télémesures sont reçues jusqu'à 314 s. La commission d'enquête demande des analyses complémentaires pour confirmer le diagnostic ainsi que la correction des sous-systèmes, processus et équipements mis en cause par les résultats de ces investigations[39]. Arianespace et l'ESA prévoient un retour en vol du lanceur au cours du premier trimestre de 2020[40].

Échec du lancement de [modifier | modifier le code]

Le 17e lancement, qui devait positionner en orbite deux satellites, échoue à la suite d'une déviation de trajectoire de Vega[41],[42]. Le lanceur et ses deux satellites sont déclarés perdus immédiatement après l'allumage du 4e étage à h 52 UTC. Le premier satellite était TARANIS, satellite de télédétection qui devait étudier les phénomènes lumineux (sprites, TLE) et les bouffées de rayons gamma (TGF) observées dans l'atmosphère terrestre, notamment au dessus des orages. L'autre était SEOSAT-Ingenio, premier satellite d'observation de la Terre espagnol[43]. L'analyse de la télémétrie semble indiquer dès le lendemain que les câbles de deux actionneurs de commande du vecteur poussée étaient inversés. Les commandes destinées à l'un des actionneurs seraient passées à l'autre, ce qui aurait engendré la perte de contrôle[44]. Une « commission d'enquête indépendante » (CEI) conjointe entre Arianespace et l'ESA confirme la cause de la défaillance le et recommande des mesures correctives[45],[46], après quoi le lanceur pourra reprendre du service. La commission explique que l'inversion des connexions électriques est due à une procédure d’intégration trompeuse et qu'elle n'a pas été détectée à travers les différentes étapes de contrôle et les tests exécutés entre l'intégration de l'étage supérieur AVUM et l'acceptation finale du lanceur, en raison d'incohérences entre les exigences spécifiques et les contrôles prescrits. Selon le directeur général d'Avio, le maître d'œuvre de Vega, ce problème n'a pas eu lieu dans le passé car les employés avaient l'expérience des procédures et étaient capables de combler les lacunes dans la documentation[47]. Un groupe de travail piloté par l'ESA et Arianespace est mis en place dans la foulée pour mettre en œuvre la feuille de route proposée par la CEI et suivre de près son application par Avio[48]. Ces actions rendent possible le lancement suivant (VV18) le . Cette mission transportant le premier satellite Pléiades Neo construit par Airbus Defence and Space, celui-ci a pu, à sa demande, vérifier que toutes les actions avaient été correctement menées en ayant un aperçu de la mise en œuvre des recommandations. Le lancement VV18 permet à Vega de renouer avec le succès, plus de 5 mois après cet échec[49].

Historique des vols réalisés et vols planifiés[modifier | modifier le code]

La fréquence de lancement prévue est de une à deux missions par an pendant dix ans avec la possibilité de porter cette fréquence à quatre missions, limite fixée par les installations de lancement. L'ESA et Arianespace passent commande à European Launch Vehicle (ELV), l'industriel responsable du programme, de cinq lanceurs Vega pour les missions financées par le programme VERTA. En 2011, avant le premier tir de qualification, Arianespace engrange deux commandes pour deux satellites de la série Sentinel chargés de l'observation de la Terre et des océans (tirs planifiés pour 2014 et 2016)[50]. Le premier contrat non européen est signé en 2012 pour le lancement au Centre spatial guyanais de Kourou en Guyane, d'un satellite d'observation de la Terre DZZ-HR, pour le compte du gouvernement du Kazakhstan, construit par la société européenne Astrium (groupe EADS), d'un poids au décollage d'environ 900 kilogrammes, sur une orbite héliosynchrone placée à environ 750 kilomètres d'altitude, au deuxième trimestre 2014[51].

Nombre de lancements réussis / échecs
1
2
3
4
5
6
2010
2015
2020
  • Succès
  • Échec
  • Échec partiel
  • Planifié


Vega et le marché des petits lanceurs[modifier | modifier le code]

Vega est en concurrence avec de nombreux lanceurs sur le marché relativement étroit des charges utiles de petite taille à destination de l'orbite terrestre basse. On peut citer notamment les lanceurs russo-ukrainiens Rokot et Dnepr, le lanceur indien PSLV, les lanceurs américains Taurus et Minotaur I à IV, certains lanceurs chinois Longue Marche et des lanceurs en cours de développement comme les lanceurs russes Soyouz-2-1v et Angara 1.1 et les lanceurs américains Falcon 1e (lanceur abandonné) et Minotaur V[71].

Début 2012, le prix commercial officiel d'un lancement Vega est de 32 millions de dollars américains. Le coût de fabrication est de 25 millions de dollars si la fréquence de deux vols par an est maintenue, et les coûts de commercialisation (Arianespace) et de lancement (Kourou) se montent à 7 millions de dollars. Selon les responsables du programme, Vega peut se permettre d'être 20 % plus cher que ses concurrents compte tenu de la qualité de la prestation[72].

Vega et ses principaux concurrents[73]
Caractéristiques Vega Taurus PSLV Soyouz 2-1v Angara 1.1
Masse au décollage 137 t 73 t 294 t 160 t 149 t
Hauteur 29,9 m 27,9 m 44 m 44 m 34,9 m
Diamètre m 2,35 m 2,8 m 2,05 m 2,9 m
Charge utile en orbite héliosynchrone 1,5 t 0,66 t 1,2 t
Charge utile en orbite polaire 1,5 t 1,07 t 1,55 t
Charge utile en orbite basse circulaire 2,3 t 1,35 t 3,7 t t t
Prix officiel d'un lancement 32 millions de dollars 30–40 millions de dollars 25–35 millions de dollars 30 millions de dollars 15 millions de dollars
Prix au kg (orbite basse) 14 000 dollars 30 000 dollars 10 000 dollars 10 000 dollars 7 500 dollars
Taux de succès 15 sur 17 (88 %) 6 sur 9 (67 %) 37,5 sur 39 (96 %) 6 sur 6 (100 %) -
Nombres maximal de lancements consécutifs réussis

Pourcentages sur le nombre de vols

14

82 %

5

56 %

35

90 %

6

100 %

-

Multimédia : vidéos[modifier | modifier le code]

Notes et références[modifier | modifier le code]

Notes[modifier | modifier le code]

  1. Ces engins ne donnent pas forcément lieu à autant de lancements du fait des lancements multiples. Ces chiffres comprennent les satellites lancés par les pays membres hors projet ESA comme Pléiades ou Megha-Tropiques.
  2. Au début des années 2000, il se lance une centaine de satellites par an via environ 80 lancements. Près de 60 % sont des satellites institutionnels extra européens lancés exclusivement par des lanceurs nationaux.
  3. Contrairement aux programmes obligatoires, les pays membres de l'Agence spatiale européenne ne sont pas obligés de financer ce type de programme.
  4. Le propergol solide ne permet ni de modifier la poussée en cours de vol (celle-ci est fixée par la forme du canal qui traverse le bloc de poudre) ni d'interrompre le fonctionnement d'un étage.
  5. Une structure de 1 100 tonnes pour 44 mètres de haut.
  6. La cadence initiale est de un à deux lancements par an, et pourrait être portée à trois ou quatre lancements par la suite.
  7. Vega comme tous les lanceurs modernes est dépourvu d'ailerons aérodynamiques à sa base et comporte une coiffe importante. Il est donc instable sur le plan aérodynamique (il a tendance à se mettre en travers par rapport à sa vitesse de déplacement) ; le système de pilotage doit compenser cette tendance et maintenir un angle d'incidence nul en braquant à la demande la tuyère pour modifier l'orientation de la poussée.
  8. En fonction des contraintes thermiques de la charge utile le largage de la coiffe peut avoir lieu entre t+200 et t+260 s.

Références[modifier | modifier le code]

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Sources et bibliographie[modifier | modifier le code]

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  • (en) Vega C User's manual (issue 0), Arianespace, (lire en ligne) — Manuel utilisateur de la version Vega-C.
  • Dossier de presse vol VV01, Agence spatiale européenne, (lire en ligne) — Dossier de presse fourni pour le premier lancement de la fusée Vega.

Voir aussi[modifier | modifier le code]

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Articles connexes[modifier | modifier le code]

Liens externes[modifier | modifier le code]