Atlas V

Le refroidissement des relations avec la Russie à la suite de l'annexion de la Crimée par ce pays met en évidence la dépendance du constructeur vis-à-vis du constructeur russe qui lui fournit le moteur-fusée RD-180 propulsant le premier étage. Dans ce contexte, ULA décide de remplacer l'Atlas V au cours de la décennie 2020 par le lanceur Vulcan qui doit effectuer son premier vol en 2023. L'invasion de l'Ukraine par la Russie fin février 2022 qui s'accompagne d'une rupture des relations commerciales entre la Russie et les pays occidentaux ne constitue cependant pas une menace pour le lanceur, ULA disposant depuis avril 2021 de la totalité des moteurs-fusées nécessaires pour les lancements restants avant son remplacement par la fusée Vulcan[3]. Le constructeur affirme également qu'il dispose en interne de l'expertise et des pièces détachées nécessaires pour mener à bien ces lancements[4] - [5].

Le RD-180 vue du dessous fixé au premier étage du lanceur Atlas V.

Le premier étage CCB (Common Core Booster (en)), identique pour toutes les versions du lanceur, est haut de 34,26 mètres pour un diamètre de 3,81 mètres. Sa masse à vide est de 21,054 tonnes et il emporte 284,1 tonnes d'oxygène liquide et de RP-1. La structure de l'étage est réalisée en aluminium et comprend de la base au sommet le compartiment moteur, le réservoir de kérosène, une jupe inter-réservoirs (la cloison de séparation entre les deux réservoirs n'est pas commune), le réservoir d'oxygène et une jupe de liaison inter-étages qui englobe la tuyère du moteur du second étage. L'électronique de l'étage est répartie dans une gaine qui court à l'extérieur tout au long de l'étage. L'oxygène liquide est amené jusqu'au moteur par une conduite qui passe par l'extérieur. L'étage est propulsé par un unique moteur-fusée RD-180 du constructeur russe NPO Energomach[6].

Le RD-180 dérive du moteur RD-170 développé par la société soviétique NPO Energomach pour les propulseurs d'appoint du lanceur Energia. Le RD-180 brûle un mélange kérosène/LOX en utilisant un cycle à combustion étagée à haute pression permettant d'obtenir de hautes performances. Ce système d'alimentation repose sur une chambre de précombustion dans laquelle transite tout l'oxygène et 20% du kérosène. Les gaz produits sous haute pression entraînent la turbopompe qui injecte tous les ergols sous très haute pression (266,8 bars) dans les deux chambres de combustion. Un système de refroidissement convectif (dit régénératif) est utilisé pour maintenir la température du moteur à des valeurs acceptables : le kérosène est injecté dans des échangeurs de chaleur situés à trois niveaux du moteur (chambre de combustion, col de la tuyère et à mi-hauteur de la tuyère) avant d'être injecté dans la chambre de combustion. Le rapport d'expansion de la tuyère très élevé (36,8) est optimisé pour le fonctionnement avec une faible pression atmosphérique. La valeur choisie est le maximum autorisé sans générer au début du vol un décollement des flux de gaz qui pourrait endommager la tuyère. Le RD-180 a une poussée de 383 tonnes avec une impulsion spécifique de 311 secondes au sol (dans le vide respectivement 415 tonnes et 338 secondes). Haut de 3,28 mètres et large de 3,15 m (à cause des deux tuyères), il pèse à vide 5,48 tonnes soit un rapport poids poussée de 78,44. l'orientation de la poussée peut être modifiée jusqu'à 8° par rapport à l'axe vertical du lanceur avec deux degrés de liberté. Les changements d'orientation sont réalisés à l'aide de 4 vérins hydrauliques[6] - [7].

Dans les deux réservoirs, les ergols sont maintenus sous pression par de l'hélium qui est stocké dans des réservoirs logés à l'intérieur du réservoir d'oxygène. L'hélium est réchauffé dans un échangeur de chaleur par les gaz en sortie de la turbine entraînant la turbopompe avant d'être injectés dans les réservoirs d'oxygène et de kérosène. La mise à feu du moteur repose sur un igniteur constitué par des ampoules de triéthylaluminium (TEA) qui présente la particularité de s'enflammer de manière spontanée en présence d'oxygène liquide. En cas de démarrage avorté du moteur, il est nécessaire de remplacer ces ampoules et les membranes qui les isolent des circuits dans lesquels circulent les ergols[6].

Selon la version du lanceur, celui-ci peut comporter de 0 à 5 propulseurs d'appoint à propergol solide de type AJ-60A qui apportent chacun une poussée supplémentaire de 1668,4 kN (127 tonnes) durant les 94 premières secondes du vol. L'impulsion spécifique est de 279 secondes. La tuyère est inclinée de 3° vers l'extérieur. Chaque propulseur d'appoint est long de 17 mètres pour un diamètre de 1,58 mètre. Il a une masse à vide de 5,74 tonnes et une masse au lancement de 46,697 tonnes. Les AJ-60A sont fournis par la société Aerojet[6].

ULA a décidé en 2015 de remplacer les AJ-60A par des GEM-63 de Northrop Grumman deux fois moins coûteux et plus puissants. Il s'agit d'une des actions entreprises pour faire face à la concurrence de la Falcon 9 commercialisée à des prix beaucoup plus faibles que les lanceurs traditionnels. Le GEM-63 a été utilisé pour la première fois en vol pour le lancement de la mission militaire USA-310 en décembre 2020. Le nouveau propulseur d'appoint a une poussée de 2 000 kN. Il est long de 17 mètres (20 mètres avec sa tuyère) et son diamètre est de 1,6 mètre. Une évolution de ce propulseur d'appoint, le GEM-63XL, plus long de 1,5 mètre sera utilisée pour propulser le lanceur Vulcan futur remplaçant du lanceur Atlas V[8] - [9].

Un étage Centaur.

Le deuxième étage de type Centaur est similaire à celui de l'Atlas III version des lanceurs Atlas qui a précédé le lanceur Atlas V. L'étage Centaur a été développé à la fin des années 1950 pour répondre aux besoins de l'agence spatiale américaine (NASA). Il fut le premier étage de lanceur à mettre en œuvre le couple d'ergols hydrogène liquide (LH2)/oxygène liquide (LOX), très performant mais également très difficile à maîtriser. L'étage Centaur reprenait la technique de construction du lanceur Atlas, avec une structure très allégée qui contribue à ses performances. L'étage utilisé sur le lanceur Atlas V a un diamètre de 3,05 m, une longueur d'environ 12,68 m et peut-être propulsé selon les versions du lanceur par un ou deux moteurs-fusées de type RL-10). La version à deux moteurs n'a jamais été vendue pour le lancement de satellites. Elle sera utilisée pour les missions avec équipages dont le premier vol doit avoir lieu fin 2018. La version à moteur unique a une masse à vide de 2 243 kg et peut emporter 20 830 kg d'hydrogène liquide et d'oxygène liquide. Il a une poussée dans le vide de 101,8 kN et une impulsion spécifique de 449,7 secondes. Le moteur haut de 2,18 m a un diamètre de 1,45 mètre. Sa masse de 190 kg lui confère un rapport poids/poussée de 57. Le rapport d'expansion de la tuyère de 130 est optimisé pour un fonctionnement dans le vide[6] - [10].

Comme dans les versions précédentes de l'étage Centaur, les réservoirs d'hydrogène liquide et d'oxygène liquide sont structuraux, c'est-à-dire qu'ils jouent à la fois le rôle de coque externe et de réservoir : ils sont dépourvus de longerons et s'ils ne sont pas maintenus sous pression, ils s'effondrent sous leur propre poids. Ils sont recouverts d'une couche d'isolant de 1,6 cm d'épaisseur pour limiter les déperditions thermiques des ergols cryogéniques. Le RL-10 est monté sur cardan et son extrémité peut être écartée de 51 centimètres de l'axe du lanceur par un système électromécanique. Dans la version à deux moteurs ce mécanisme est remplacé par un système hydraulique. Le système d'orientation comprend également 4 moteurs-fusées ayant une poussée de 27 newtons et 8 ayant une poussée de 40,5 N brûlant de l'hydrazine. Ces moteurs-fusées interviennent en particulier lorsque le deuxième étage est en vol inertiel (non propulsé)[6].

La coiffe est disponible dans deux diamètres : 4,2 et 5,4 mètres. Elle englobe la charge utile mais également le second étage sauf la tuyère qui s'insère dans la jupe de liaison inter-étages. Elle est disponible dans plusieurs longueurs pour s'adapter au volume des engins placés sur orbite. Lorsque le diamètre est de 4,2 mètres les longueurs suivantes sont disponibles : 12, 12,9 et 13,8 mètres. Lorsque le diamètre est de 5,4 mètres les longueurs disponibles sont 20,7, 23,4 et 26,5 mètres. Sa masse est comprise selon les modèles entre 2,1 et 4,4 tonnes. Elle est constituée de deux demi-coques de forme cylindrique qui sont largués en altitude après séparation par l'intermédiaire d'un système pyrotechnique associé à des vérins pneumatiques. Elle est réalisée avec des panneaux en composites posés sur une structure en nid d'abeilles en aluminium. La coiffe est fabriquée par le constructeur suisse RUAG Space qui est également le fournisseur de la famille des lanceurs européens Ariane et Vega[6].

Le schéma des versions du lanceur Atlas V.

Chaque modèle est identifié par un numéro à trois chiffres :

• le premier chiffre, qui prend la valeur 4 ou 5, désigne le diamètre de la coiffe en m.
• le deuxième (de 0 à 5) le nombre de propulseurs d'appoint SRB.
• le troisième (1 ou 2) le nombre de moteurs de l'étage Centaur.

Deux variantes n'ont jamais volé :

• toutes les versions sont proposées en option avec un étage Centaur à deux moteurs. Cette option n'a jamais été retenue, excepté la version N22 qui, pour des raisons de sûreté s'est vue doté de ces deux moteurs.
• la version Heavy, capable de placer 25 tonnes en orbite basse, dont le premier étage comprend trois CCB accolés est, comme la Delta IV Heavy, proposée pour les satellites les plus lourds de la USAF américaine. Mais pour des raisons de coût la Delta IV Heavy a toujours été retenue.

Remarque : la version N22 (figurant dans le tableau ci-dessous) n'est pas équipée d'une coiffe, la lettre « N » signifiant « None » (sans).

Pour le lancement de l'Atlas V, ULA dispose de deux sites de lancement. Le premier est le complexe de lancement 41 de la base de lancement de Cape Canaveral qui a été reconstruit en reprenant les principes utilisés pour l'assemblage et le lancement des fusées européennes Ariane 5 : le lanceur est complètement préparé et testé dans un bâtiment d'assemblage avant d'être convoyé sur le site de lancement ce qui permet de travailler sur deux lanceurs en parallèle. L'objectif était de pouvoir lancer 15 fusées par an[2]. Le deuxième complexe de lancement est situé sur la base de Vandenberg. L'assemblage est réalisé de manière traditionnelle à l'aide d'une tour d'assemblage mobile qui s'écarte avant le décollage.

• (en) United Launch Alliance, Atlas V Launch Services User's guide, United Launch Alliance, 2010, 420 p. (lire en ligne) — Guide utilisateur de l'Atlas V mars 2010
• (en) United Launch Alliance, Aft Bulkhead Carrier Auciliary Paylod User's guide, United Launch Alliance, 2014, 80 p. (lire en ligne) — Guide utilisateur pour les charges utiles secondaires fixées sur le second étage.

• Evolved Expendable Launch Vehicle, Programme de l'Armée de l'air américain à l'origine du lanceur
• Atlas, famille des lanceurs à laquelle se rattache l'Atlas V
• Delta IV, lanceur américain de la même catégorie
• Vulcan, lanceur qui doit prendre la suite de l'Atlas V

• (en) Détail des caractéristiques techniques de l'Atlas 551 sur le site Spaceflight101
• (de) Genèse et caractéristiques caractéristiques techniques de l'Atlas V sur le site de Berndt Leitenberger
• (en) [PDF] Synthèse des caractéristiques techniques des lanceurs ULA