Lanceur (astronautique)

fusée utilisée pour transporter une charge utile dans l'espace

Dans le domaine astronautique, un lanceur est une fusée capable de placer une charge utile en orbite autour de la Terre ou de l'envoyer dans l'espace interplanétaire. La charge utile peut être un satellite artificiel, placé en orbite terrestre basse ou en orbite géostationnaire, ou une sonde spatiale qui quitte l’attraction terrestre pour explorer le système solaire. Pour y parvenir un lanceur doit pouvoir imprimer à sa charge utile une vitesse horizontale d'environ 8 km/s et l'élever au-dessus des couches denses de l'atmosphère terrestre (environ 200 km). Pour répondre aux différents besoins des lanceurs de toute taille ont été construits depuis le lanceur SS-520 de 2,6 tonnes capable de placer 4 kg en orbite basse jusqu'à la fusée Saturn V de 3 000 tonnes pouvant placer 130 tonnes sur la même orbite.

Un lanceur est un engin complexe nécessitant la maitrise d'un grand nombre de technologies touchant aux domaines de la métallurgie, de la chimie et de l'électronique. À la suite de la première satellisation d'un engin spatial réussie en 1957 à l'aide d'une fusée Semiorka, l'espace est devenu un enjeu politique puis économique et militaire majeur et les nations les plus avancées sur le plan technique ont progressivement développé leurs propres lanceurs. En 2017, une dizaine de pays (États-Unis, Russie, Europe, Japon, Chine, Inde, Israël, Iran, Corée du Nord, Corée du Sud) disposent de leur propre lanceur. Mais leur coût élevé, compris entre 10 millions € pour un lanceur léger (1 tonne placée en orbite basse) et 200 millions € pour un lanceur lourd (25 tonnes en orbite basse), limite leur usage. Depuis une vingtaine d'années, il y a entre 50 et 100 lancements annuels. Les tirs sont effectués depuis des bases de lancement comprenant de nombreuses installations spécialisées (bâtiment d'assemblage, aire de lancement, centre de contrôle) et situées dans des emplacements choisis en fonction de contraintes de logistique, de sécurité et d'optimisation des performances des lanceurs.

Le lanceur est de manière standard non réutilisable c'est-à-dire que ses composants sont perdus après usage. La perte du lanceur après chaque tir constitue un frein important au développement de l'activité spatiale dans la mesure où il contribue à augmenter son coût de manière significative. Pour abaisser ceux-ci plusieurs techniques permettant de réutiliser tout ou partie du lanceur ont fait l'objet de développements plus ou moins poussés. Le premier lanceur partiellement réutilisable, la navette spatiale américaine, s'est révélée à l'usage plus coûteuse que les lanceurs classiques. La piste du lanceur orbital monoétage utilisant une propulsion classique (X-33) est aujourd'hui abandonnée car elle nécessite de réduire la masse à vide du lanceur dans des proportions qui ne peuvent être atteintes avec les technologies existantes. L'avion spatial utilisant des moteurs aérobies (Skylon) n'a pas dépassé le stade de la planche à dessins. La seule réussite fin 2015 est la récupération du premier étage du lanceur Falcon 9 dont l'intérêt économique, compte tenu des coûts inhérents à la technique utilisée (réduction de la charge utile, coût de récupération et de remise en état, surcoût assurance), n'a pas encore été démontré.

HistoriqueModifier

Premiers lanceursModifier

Durant la décennie 1950, la tension très forte entre l'Union soviétique et les États-Unis et le développement de l'arme atomique conduisent au développement d'engins capables de lancer à grande distance une bombe atomique. Des études sont menés en parallèle autour d'engins ailés non pilotés et de fusées inspirés du missile V2 développé par les Allemands durant la Seconde Guerre mondiale. C'est cette deuxième technique qui l'emporte et très rapidement les deux pays mettent au point une série de missiles balistiques à longue portée. L'utilisation de ce type d'engin pour la mise en orbite est rapidement identifié et les premiers lanceurs opérationnels capables de placer une charge utile en orbite sont mis au point immédiatement après la réalisation des premiers missiles balistiques opérationnels. Le premier lanceur est la fusée soviétique R-7 Semiorka qui place en orbite le le premier satellite artificiel Spoutnik 1. Le lanceur très lourd pour l'époque (plus de 250 tonnes) a une carrière très brève en tant que missile balistique intercontinental mais en tant que lanceur a par contre une carrière particulièrement longue puisqu'elle se poursuit encore aujourd'hui avec la fusée Soyouz.

La première génération de lanceurs américainsModifier

Aux États-Unis, les différents corps militaires ont chacun développé au milieu des années 1950 des missiles balistiques à courte, moyenne ou longue portée. Plusieurs d'entre eux donnent naissance à plusieurs familles de lanceurs à la durée de vie particulièrement longue : ainsi le lanceur Delta II, qui est la dernière version d'une famille de lanceurs développée à partir du missile Thor à la fin des années 1950, ne prend sa retraite qu'en 2017. Les missiles balistiques développés après 1961 ne font plus l'objet de conversions en lanceur à l'exception très marginale du lanceur Minotaur. Durant la décennie 1950 les ingénieurs américains multiplient les innovations grâce aux investissements massifs suscités par la tension entre les deux superpuissances de l'époque plongés en pleine Guerre froide. Si les premiers lanceurs Juno/Mercury-Redstone sont encore très proches sur le plan technique du missile allemand V2, les lanceurs mis au point quelques années plus tard n'ont plus grand-chose de commun avec la fusée de von Braun. La poussée et l'impulsion spécifique des moteurs-fusées est fortement accrue, l'électronique joue un rôle décisif dans le pilotage, de nouvelles combinaisons d'ergols sont mises au point et la masse structurelle est allégée de manière spectaculaire (Atlas). À côté des lanceurs issus de missiles convertis, deux lanceurs légers sans filiation militaire sont développés pour lancer principalement des satellites scientifiques. La fusée Vanguard dont le premier vol a lieu en 1956, et qui possède une charge utile de 45 kg a une courte carrière avec des résultats mitigés. Le lanceur Scout (premier vol 1961, charge utile de 50 à 150 kg) a une carrière qui se prolonge jusqu'en 1984.

La reconversion des missiles balistiques américains en lanceurs
Missile Lanceur(s) dérivé(s)
Désignation Portée Opérateur Opérationnel Lanceur Étages Masse Longueur Charge utile
Orbite basse
Premier vol Vols remarquables Autres lanceurs dérivés
Redstone 300 km Armée de Terre 1958 Juno I ou Jupiter-C 4 29 t 21 m 11 kg 1958 Premier satellite artificiel américain Explorer I
Mercury-Redstone 1 30 t 25 m Vol suborbital : 1,8 t 1960 Premier vol (suborbital) d'un astronaute américain
Jupiter 2 400 km Armée de l'Air 1958 Juno II 4 55 t 24 m 41 kg 1958 Première sonde spatiale américaine Pioneer 4
Thor 2 400 km Armée de l'Air 1958 Thor Able 3 52 t 27 m 120 kg 1958 Lancement de Explorer 6 (première photo de la Terre) Thor-Agena : 1,5 t 1959-1968
Delta-Thor 3 54 t 31 m 226 kg 1960 Delta II : 6,4 t 1990-2017
Atlas 14 000 km Armée de l'Air 1959 Mercury-Atlas 1,5 120 t 29 m 1,36 t 1960 Premier vol spatial américain avec équipage Mercury-Atlas 6 (1962) Atlas-Centaur : 4 t 1962-1983
Atlas II : 7 t 1991-2004
Atlas III : 11 t 200-2005
Titan 10 000 km Armée de l'Air 1961 Titan II 2 154 t 30 m 3,8 t 1964 Lanceur utilisé pour le programme Gemini Titan III C : 29 t 1965-1982
Titan IV : 22 t 1989-2005

En Union soviétique, tous les lanceurs du début de l'ère spatiale sont également dérivés de missiles balistiques développés dans les années 1950. Contrairement à ce qui se passe aux États-Unis, ce mouvement de conversion se poursuit par la suite lorsque de nouveaux modèles de missiles apparaissent.

La reconversion des missiles balistiques soviétiques en lanceurs
Missile Lanceur(s) dérivé(s)
Désignation Portée Constructeur Opérationnel Lanceur Étages Masse Longueur Charge utile
Orbite basse
Premier vol Vols remarquables Autres lanceurs dérivés
R-7 8 000 km OKB-1 1959 Spoutnik 4 269 t 31 m 1,3 t 1957 Premier satellite artificiel Spoutnik 1 Vostok : 5,5 t 1960-1991
Molnia : 1964-2010
Soyouz : 9 t 1966-
R-12 2 000 km 1959 Cosmos 2 48 t 31 m 420 kg 1961 Cosmos M, Cosmos 2
R-14 3 700 km OKB-586 1961 Cosmos 1 2 107 t 26 m 1,4 t 1961 Cosmos 3M, Cosmos 3 : 1964-2012
UR-500 12 000 km OKB-52 - Proton 3 ou 4 693 t 53 m 22,8 t 1965 Cosmos 3M, Cosmos 3 : 1964-2012
UR-100N 10 000 km OKB-52 1982 Rockot 2 107 t 29 m 2 t 1990 Strela : 2003-
R-36 15 000 km OKB-586 1966 Tsiklon 2 2 177 t 32 m 3,4 t 1966 Tsiklon 2M : 2,85 t 1967-2006
Tsiklon 3 : 4,1 t 1977-2009
Dnepr 3 213 t 34 m 4,5 t 1999

Course à l'espace et la montée en puissanceModifier

La course à l'espace entre l'Union soviétique et les États-Unis pousse ces deux pays à développer des lanceurs de plus en plus puissants. Il faut notamment placer en orbite des vaisseaux spatiaux habités de plus en plus lourds, des missions d'exploration du système solaire plus complexes et des satellites de télécommunications (orbite géostationnaire) qui gagnent en capacité.

Les navettes spatiales américaines et soviétiqueModifier

pays premier vol dernier vol
Navette Challenger  
Navette Columbia  
Navette Discovery  
Navette Atlantis  
Navette Endeavour  
Navette Bourane  

Les lanceurs de la décennie 2020Modifier

Plusieurs lanceurs lourds entrent en production durant décennie 2020.

Caractéristiques et performances des lanceurs lourds développés durant la décennie 2010 [1],[2] ,[3] ,[4] ,[5],[6],[7].
Charge utile
Lanceur Premier vol Masse Hauteur Poussée Orbite basse Orbite GTO Autre caractéristique
  H3 (24L) 2020 609 t 63 m 9 683 kN 6,5 t
  New Glenn 2021 82,3 m 17 500 kN 45 t 13 t Premier étage réutilisable
  Vulcan (441) 2021 566 t 57,2 m 10 500 kN 27,5 t 13,3 t
  Space Launch System (Bloc I) 2020 2 660 t 98 m 39 840 kN 70 t
  Ariane 6 (64) 2020 860 t 63 m 10 775 kN 21,6 t 11,5 t
  OmegA (Heavy) 2021 60 m 10,1 t

Mini lanceursModifier

Caractéristiques techniquesModifier

D'un point de vue technique, le lanceur est une fusée dont la principale spécificité est d'être suffisamment puissante pour pouvoir atteindre la vitesse de satellisation minimale qui sur Terre est de 7,9 km/s (vitesse horizontale). Il y a très peu de différences entre un lanceur et les autres types de fusée telles que la fusée-sonde utilisée pour sonder la haute atmosphère dans le cadre d'une mission scientifique ou le missile balistique intercontinental capable d'emporter une charge nucléaire à quelques milliers de kilomètres. Ainsi presque tous les lanceurs du début de l'ère spatiale sont dérivés de missiles balistiques reconvertis : Semiorka (Voskhod, Soyouz, Vostock, Molnia) , Cosmos, Juno , Longue Marche 2/3/4, Atlas, Delta, Titan, Thor. D'autres sont des fusées-sondes améliorées : : ce dernier est d'ailleurs parfois reconverti en lanceur en ne modifiant que la programmation du vol et en réduisant la masse de la charge utile. Le lanceur comme le missile est propulsé par des moteurs-fusées pouvant fonctionner en mode anaérobie. Il comporte plusieurs étages, qui sont largués au fur et à mesure, pour lui permettre d'atteindre la vitesse nécessaire à la mise en orbite. La charge utile qui doit être envoyée dans l'espace est placée au sommet du lanceur sous une coiffe qui est larguée dès que les couches plus denses de l'atmosphère ont été traversées.

Propulsion et ergolsModifier

Le système de propulsion constitue la caractéristique la plus importante d'un lanceur comme pour toute fusée (fusée-sonde, missile balistique). Toutefois le lanceur a des contraintes spécifiques :

  • les lanceurs lourds nécessitent une poussée au décollage particulièrement importante ;
  • la phase de propulsion se poursuit parfois longtemps dans l'espace ;
  • pour certaines orbites la propulsion doit pouvoir être relancée à plusieurs reprises
  • afin de réduire les coûts, certains lanceurs sont développés pour pouvoir être réutilisés avec des répercussions sur les moteurs-fusées mis en œuvre ;
  • la toxicité des ergols utilisés pour la propulsion est de moins en moins bien acceptée dans le contexte de l'activité spatiale

Kérosène / OxygèneModifier

Les premiers missiles balistiques à l'origine des familles de lanceurs qui vont longtemps occuper une place prépondérante utilisent principalement la combinaison d'ergols liquides kérosène/oxygène qui constitue un bon compromis entre performance, masse volumique et complexité de mise en œuvre. Les lanceurs Soyouz, Delta, Atlas utilisent cette technique pour le premier étage.

Ergols hypergoliquesModifier

Pour les missiles balistiques le mélange Kérosène / Oxygène présente l'inconvénient de ne pouvoir être stocké en permanence dans les réservoirs de l'engin et donc de nécessiter une phase de remplissage avant le lancement trop longue (jusqu'à plusieurs heures) pour répondre aux contraintes opérationnelles qui nécessitent un délai de mise à feu de quelques secondes. La deuxième génération de missiles utilise des ergols stockables qui présentent toutefois l'inconvénient d'être très toxiques et moins performants. Les lanceurs dérivés de cette génération de missile sont la fusée américaine Titan, les lanceurs soviétiques, puis russes, Proton, Dnepr, Rockot, Strela ainsi que les lanceurs issus de missiles d'inspiration soviétique : Longue Marche 2/3/4 chinois, Safir iranien, Unha nord-coréen. C'est également ces ergols qui sont utilisés par les lanceurs européens Ariane 1, 2, 3 et 4. La toxicité des ergols et leurs performances réduites ont conduit à l'abandon de ce mode de propulsion au fur et à mesure du renouvellement des familles de lanceurs. En 2017, les principaux lanceurs qui utilisent encore ce mélange sont les Proton en cours de remplacement par l'Angara et les Longue Marche 2/3/4 en cours de remplacement par les Longue Marche 5 6 et 7.

Hydrogène / OxygèneModifier

Propulsion à propergol solideModifier

Méthane oxygèneModifier

Capacité d'un lanceurModifier

La capacité d'un lanceur se mesure selon plusieurs critères. Le principal est la masse qu'il peut satelliser. La charge utile peut occuper un volume important ou nécessiter une accélération et un régime de vibrations réduits que tous les lanceurs ne peuvent pas offrir.

Masse de la charge utileModifier

La performance d'un lanceur se mesure d'abord par sa capacité à placer une charge utile plus ou moins lourde en orbite. On range ainsi les lanceurs dans des grandes catégories reposant sur la masse satellisable : depuis le lanceur léger capable de placer environ 1 à 2 tonnes en orbite basse (par exemple Vega), au lanceur lourd pouvant lancer 20 à 25 tonnes (Ariane 5) en passant par lanceur de taille intermédiaire pouvant emporter une charge d'une dizaine de tonnes (Soyouz). Deux lanceurs plus puissants ont été développés par le passé dans le cadre de la course à la Lune : le lanceur américain Saturn V (130 tonnes en orbite basse dans sa dernière version) et le lanceur soviétique N-1 (95 tonnes). Ces lanceurs très coûteux ont été retirés du service au début des années 1970 après l'arrêt du programme Apollo. Mi 2010 deux lanceurs capables de placer en orbite plus de 25 tonnes sont en phase de développement Falcon Heavy (53 tonnes en orbite basse) et Space Launch System (70 à 130 tonnes).

Volume sous la coiffeModifier

La taille de la coiffe joue un rôle important car elle conditionne le volume des charges utiles emportées. En général la taille de la coiffe est corrélée avec le diamètre du lanceur. Pour permettre l'emport de charges utiles volumineuses, elle a souvent un diamètre plus important que le lanceur mais le rapport de diamètre ne doit pas être trop important pour ne pas générer de contraintes trop fortes sur la structure durant la traversée des couches basses de l'atmosphère.

Lancement multipleModifier

Presque tous les lanceurs sont aujourd'hui qualifiés pour effectuer des lancements multiples c'est-à-dire larguer plusieurs charges utiles sur des orbites différentes.

OrbiteModifier

Selon les missions, le lanceur peut placer sa charge utile sur des orbites différentes. Celles-ci sont caractérisées par leur altitude, la forme de l'orbite (circulaire ou plus ou moins fortement elliptique) et l'inclinaison orbitale. Le type d'orbite visé et la position du site de lancement influent sur la puissance nécessaire pour l'atteindre. La masse que peut placer en orbite un lanceur donné dépend donc de sa destination. Les principales orbites terrestres sont dans l'ordre de puissance nécessaire croissante :

  • l'orbite terrestre basse (LEO) est utilisée par certains satellites scientifiques, la Station spatiale internationale ISS) et les satellites de renseignement ;
  • l'orbite héliosynchrone est utilisée par les satellites d'observation de la Terre et les satellites de renseignement ;
  • l'orbite géostationnaire (GEO) est principalement utilisée par les satellites de télécommunications, les satellites météorologiques et les satellites d'alerte avancée ;
  • l'orbite moyenne est utilisée par les satellites de navigation ;
  • l'orbite de transfert géostationnaire (GTO) est une orbite temporaire très elliptique qui permet au satellite d'atteindre une position où il peut utiliser sa propre propulsion pour se place en orbite géostationnaire ;
  • l'orbite haute pour les satellites scientifiques et certains satellites de télécommunications. Les sondes spatiales à destination de la Lune sont placés sur une orbite de ce type.

Enfin le lanceur peut placer une charge utile sur une orbite interplanétaire c'est-à-dire qui lui permet d'échapper à l'attraction terrestre. Parmi celles-ci, les destinations les plus couramment visées sont :

  • les orbites autour des points de Lagrange L1 et L2 utilisées par les satellites scientifiques : télescope spatial, observation du Soleil et météorologie spatiale ;
  • l'orbite de transfert vers la planète Mars.
Performance de quelques lanceurs en fonction de l'orbite visée
Orbite Ariane 5[8] Vega[9] Soyouz Atlas V (série 500)[10] Falcon 9 V1.1 FT[11] Zenit
Orbite basse 20 t 2 t 18,8 t 22,8 t
Orbite héliosynchrone > 10 t
altitude 800 km inclinaison 0°
1,4 t
altitude 700 km inclinaison 90°
15 t
altitude 200 km
Orbite de transfert géostationnaire > 10 t 8,9 t 8 t
Point de Lagrange L2 6,6 t
Orbite de transfert vers la Lune 7 t
Vitesse de libération 4 550 kg
V = 3,475 km/s
4 t (Mars)

Base de lancementModifier

Le lanceur est tiré depuis une base de lancement qui comprend de nombreuses installations spécialisées : bâtiment d'assemblage, aire de lancement, centre de contrôle. La base de lancement est située dans des emplacements choisis en fonction de contraintes de logistique, de sécurité et d'optimisation des performances des lanceurs. Un carneau d’environ vingt mètres de profondeur reçoit les gaz produit par le fonctionnement des moteurs au décollage.

Lanceurs par pays : état des lieux fin 2019Modifier

Les tableaux ci-dessous résume l'activité de lancement sur trois décennies (1990 à 2019)

  • Les lanceurs retirés avant ne sont pas recensés dans les tableaux
  • La charge utile indiquée est généralement la charge utile de la version la plus puissante pour un lancement en orbite basse.
  • Technologie : p = lanceur à propergol solide, c = lanceur utilisant des ergols cryogéniques, h = ergols hypergoliques, c+p = ergols cryogéniques + propulseurs d'appoint à propergol solide, c+c = ergols cryogéniques + propulseurs d'appoint à ergols cryogéniques, n=navette spatiale

États-UnisModifier

Lanceurs Premier et
dernier vol
Charge
utile
Technologie nbre vols
1957-1989
1990-1999 2000-2009 2010-2019
nbre tirs échecs
totaux
échecs
partiels
nbre
tirs
échecs
totaux
échecs
partiels
nbre
tirs
échecs
totaux
échecs
partiels
Atlas V 2002- LEO : 9,75 à 20 t. c+p 19 0 1 62 0 0
Delta IV 2002- LEO : 8,1 à 23 t. c 11 0 1 29 0 0
Delta/II/III 1960-2018 LEO : jusqu'à 8,3 t. c+p 190 85 3 1 61 0 0 8 0 0
Atlas 1959-2004 LEO : jusqu'à 10,7 t. c+c 495 62 2 1 24 0 0
Navette spatiale américaine 1981-2011 LEO : 24,5 t. n 32 64 0 0 33 1 0 6 0 0
Titan 1964-2005 LEO : 20 t. c+p 190 38 5 1 15 0 0
Scout 1960-1994 LEO : 210 kg p 119 6 0 0
Falcon 9 2010- LEO : 22,8 t. c 77 1 1
Falcon Heavy 2018- LEO : 64 t. c 3 0 0
Antares 2013- LEO : 7 t. c/p 11 1 0
Minotaur 2000- LEO : 1,7 t. p 8 0 0 8 0 0
Pegasus 1990- LEO : 0,4 t. p 28 2 3 12 1 0 2 0 0
Taurus/Minotaur C 1994- LEO : 1,6 t. a 4 0 0 4 0 0 2 1 0
Conestoga 1995-1995 LEO : ? p 1 1 0
Athena 1995-1999 LEO : 0,8 à 2 t. p 6 2 0
SPARK 2015- LEO : 0,3 t. p 1 1 0
Falcon 1 2006-2009 LEO : 0,7 t. c 5 3 0
Total États-Unis 1026 288 13 6 198 7 2 209 4 1

Autres lanceurs :

Russie / UkraineModifier

Lanceurs Premier et
dernier vol
Charge
utile
Technologie nbre vols
1957-1989
1990-1999 2000-2009 2010-2019
nbre tirs échecs
totaux
échecs
partiels
nbre
tirs
échecs
totaux
échecs
partiels
nbre
tirs
échecs
totaux
échecs
partiels
Soyouz 1966- LEO : 9 t. c 1422 215 4 2 101 2 1 163 6 3
Proton 1965- LEO : 21 t. h 182 87 4 3 81 1 3 71 6 2
Angara 2014- LEO : 2 à 23 t. c 2 0 0
Rockot 1990-2019 LEO : 1,95 t. h 0 4 1 0 12 1 0 20 1 1
Zenit 1985- LEO : 13,7 t. c 13 21 5 0 37 2 1 13 1 0
Cosmos 1967-2012 LEO : 0,5 à 1,5 t. h 365 55 1 0 24 1 1 1 0 0
Tsiklon 1966-2009 LEO : 2,8 à 4,1 t. h 200 43 1 1 8 1 1
Dnepr 1999-2015 LEO : 4,5 t. h 0 1 0 0 12 1 0 9 0 0
Strela 2003-2014 LEO : 1,6 t. h 1 0 0 1 0 0
Start 1993- LEO : 0,55 t. p 3 1 0 4 0 0
Volna/Shtil 1995-2005 LEO : 0,1 t. h 1 0 0 5 1 2
Total Russie/ Ukraine 2182 430 17 6 285 10 9 280 14 6

Autres lanceurs

EuropeModifier

Lanceurs Premier et
dernier vol
Charge
utile
Technologie nbre vols
1957-1989
1990-1999 2000-2009 2010-2019
nbre tirs échecs
totaux
échecs
partiels
nbre
tirs
échecs
totaux
échecs
partiels
nbre
tirs
échecs
totaux
échecs
partiels
Ariane 5 1996- LEO : 20 t. c+p 4 1 1 45 1 1 57 0 1
Ariane 4 1988-2003 LEO : 4,6 à 7 t. h 2 87 3 0 23 0 0
Vega 2012- LEO : 2,3 t. p 15 1 0

Autres lanceurs :


ChineModifier

Lanceurs Premier et
dernier vol
Charge
utile
Technologie nbre vols
1957-1989
1990-1999 2000-2009 2010-2019
nbre tirs échecs
totaux
échecs
partiels
nbre
tirs
échecs
totaux
échecs
partiels
nbre
tirs
échecs
totaux
échecs
partiels
Longue Marche 2 1974- LEO : 2 à 9,2 t. h 12 21 1 1 25 0 0 61 1 1
Longue Marche 3 1984- LEO : 5,2 t. h 5 15 1 2 23 0 1 78 0 1
Longue Marche 4 1988- LEO : 4,8 t. h 1 3 0 0 14 0 0 47 3 0
Longue Marche 5 2016- LEO : 23 t. c 3 1 0
Longue Marche 6 2015- LEO : 1,3 t. c 3 0 0
Longue Marche 7 2016- LEO : 13,5 t. c 2 0 0
Longue Marche 11 2015- LEO : 0,7 t. p 8 0 0
Kaituozhe 2002- LEO : 0,35 t. p 2 2 0 1 0 0
Kuaizhou 2013- LEO : 0,6 t. p 9 0 0
Hyperbola 2019- LEO : 0,3 t. p 1 0 0
Jielong 2019- LEO : 0,2 t. p 1 0 0
OS-M 2019- LEO : 0,2 t. p 1 1 0
Zhuque 2018- LEO : 0,3 t. p 1 1 0
Total Chine 18 39 2 3 64 2 1 216 7 2

IndeModifier

Lanceurs Premier et
dernier vol
Charge
utile
Technologie nbre vols
1957-1989
1990-1999 2000-2009 2010-2019
nbre tirs échecs
totaux
échecs
partiels
nbre
tirs
échecs
totaux
échecs
partiels
nbre
tirs
échecs
totaux
échecs
partiels
PSLV 1993- LEO : 3,4 t. p/h+p 5 1 1 11 0 0 31 1 0
GSLV 2002- LEO : 8 t. h/c+p 5 1 2 11 2 0
SLV/ASLV 1979-1994 LEO : 150 kg p 6 2 0 1
Total Inde 6 7 1 2 16 1 2 42 3 0

JaponModifier

Lanceurs Premier et
dernier vol
Charge
utile
Technologie nbre vols
1957-1989
1990-1999 2000-2009 2010-2019
nbre tirs échecs
totaux
échecs
partiels
nbre
tirs
échecs
totaux
échecs
partiels
nbre
tirs
échecs
totaux
échecs
partiels
H-IIA/B 2001- LEO : 19 t. c+p 17 1 0 29 0 0
H-II 1994-1999 LEO : 10 t. c+p 7 1 1
H-I 1986-1992 LEO : 3,2 t. c+p 5 4 0 0
Epsilon 2013- LEO : 1,5 t. p 4 0 0
M-V 1997-2006 LEO : 1,9 t. p 2 0 0 5 1 0
M-3 1974-1993 LEO : jusqu'à 0,77 t. p 23 4 0 1
SS-520 2002- LEO : 20 t. a 2 1 0
Total Japon 28 17 1 2 5 1 0 6 1 0

Autres lanceurs :

  • Lambda (retiré du service)
  • J-I (un seul tir) (retiré du service)
  • N-II (retiré du service)

Autres paysModifier

Lanceurs Premier et
dernier vol
Charge
utile
Technologie nbre vols
1957-1989
1990-1999 2000-2009 2010-2019 2020-2029
nbre tirs échecs
totaux
échecs
partiels
nbre
tirs
échecs
totaux
échecs
partiels
nbre
tirs
échecs
totaux
échecs
partiels
nbre
tirs
échecs
totaux
échecs
partiels
Shavit (Israel) 1988- LEO : 0,5 t. p 4 1 0 3 1 0 3 0 0 0 0 0
VLS-1 (Brésil) 1997-1999 LEO : 0,38 t. p 2 2 0
Safir (Iran) 2008- LEO : 0,05 t. h 2 1 0 6 3 0 0 0 0
Simorgh (Iran) 2017- LEO : 0,35 t. h 1 1 0 1 1 0
Qased (Iran) 2020- h/p 1 0 0
Taepodong (Corée du Nord) 2002- LEO : 20 t. a 1 1 0 2 2 0 3 1 1 0 0 0
Unha (Corée du Nord 2009- LEO : 0,1 t. h 3 1 0 0 0 0
Naro-1 (Corée du Sud) 2009-2013 LEO : 0,1 t. c 1 1 0 2 1 0 0 0 0
Electron (Nouvelle-Zélande) 2014- LEO : 0,2 t. c 10 1 0 0 0 0
Total autres pays 7 4 0 8 5 0 28 8 1

Autres lanceurs :

  • KSLV-2 (en développement) (Corée du Sud)

Lancements en 2017 par pays, lanceur et base de lancementModifier

Graphiques des lancements par pays ayant développé les lanceurs, familles de lanceur et base de lancement utilisées. Chaque lancement est compté une seule fois quel que soit le nombre de charges utiles emportées.

États-Unis: 29 (32,2 %)Chine: 18 (20 %)Russie: 20 (22,2 %)Europe: 9 (10 %)Inde: 5 (5,6 %)Japon: 7 (7,8 %)Ukraine: 1 (1,1 %)Nouvelle-Zélande: 1 (1,1 %) 
  •   États-Unis: 29 (32,2 %)
  •   Chine: 18 (20 %)
  •   Russie: 20 (22,2 %)
  •   Europe: 9 (10 %)
  •   Inde: 5 (5,6 %)
  •   Japon: 7 (7,8 %)
  •   Ukraine: 1 (1,1 %)
  •   Nouvelle-Zélande: 1 (1,1 %)
Longue Marche: 16 (17,8 %)Soyouz: 15 (16,7 %)Falcon 9: 18 (20 %)Atlas V: 6 (6,7 %)Ariane 5: 6 (6,7 %)PSLV: 3 (3,3 %)Delta IV: 2 (2,2 %)H-IIA et B: 6 (6,7 %)Proton: 3 (3,3 %)Autres: 15 (16,7 %) 
  •   Longue Marche: 16 (17,8 %)
  •   Soyouz: 15 (16,7 %)
  •   Falcon 9: 18 (20 %)
  •   Atlas V: 6 (6,7 %)
  •   Ariane 5: 6 (6,7 %)
  •   PSLV: 3 (3,3 %)
  •   Delta IV: 2 (2,2 %)
  •   H-IIA et B: 6 (6,7 %)
  •   Proton: 3 (3,3 %)
  •   Autres: 15 (16,7 %)
Cape Canaveral/Kennedy: 19 (21,1 %)Baïkonour: 13 (14,4 %)Kourou: 11 (12,2 %)Juiquan: 6 (6,7 %)Satish Dhawan: 5 (5,6 %)Xichang: 8 (8,9 %)Plessetsk: 5 (5,6 %)Taiyuan: 2 (2,2 %)Vandenberg: 9 (10 %)Tanegashima: 6 (6,7 %)Autres: 6 (6,7 %) 
  •   Cape Canaveral/Kennedy: 19 (21,1 %)
  •   Baïkonour: 13 (14,4 %)
  •   Kourou: 11 (12,2 %)
  •   Juiquan: 6 (6,7 %)
  •   Satish Dhawan: 5 (5,6 %)
  •   Xichang: 8 (8,9 %)
  •   Plessetsk: 5 (5,6 %)
  •   Taiyuan: 2 (2,2 %)
  •   Vandenberg: 9 (10 %)
  •   Tanegashima: 6 (6,7 %)
  •   Autres: 6 (6,7 %)
Lancements par pays Lancements par famille de lanceurs Vols par base de lancement

Notes et référencesModifier

  1. (en) Norbert Brügge, « SLS », sur Spacerockets (consulté le 11 mai 2019)
  2. (en) Norbert Brügge, « NGLS Vulcan », sur Spacerockets (consulté le 11 mai 2019)
  3. (en) Norbert Brügge, « H-3 NGLV », sur Spacerockets (consulté le 11 mai 2019)
  4. (en) Norbert Brügge, « Ariane NGL », sur Spacerockets (consulté le 11 mai 2019)
  5. (en) Norbert Brügge, « B.O. New Glenn », sur Spacerockets (consulté le 11 mai 2019)
  6. Stefan Barensky, « Bezos et Musk : Course au gigantisme », Aerospatium,
  7. (en) Ed Kyle, « Orbital ATK Next Generation Launch », sur Space Launch Report,
  8. (en) « Brochure Ariane 5 », Arianespace,
  9. (en) « Guide utilisateur Vega », Arianespace,
  10. (en) « Atlas V Launch Services User's Guide », ULA, (consulté le 14 janvier 2017)
  11. (en) « Falcon V9 : Capabilities & Services », SpaceX (consulté le 14 janvier 2017)

BibliographieModifier

  • Seguei Grichkov et Laurent de Angelis, Guide des lanceurs spatiaux (3 d.), Tessier et Ashpool, (ISBN 978-2-909467-10-8)
  • (en) Robert E. Bilstein, Stages to Saturn a technological history of Apollo/Saturn Launch vehicules, University Press of Florida, , 511 p. (ISBN 978-0-8130-2691-6)
  • (en) Dennis R. Jenkins et Roger D Launius, To reach the high frontier : a history of U.S. launch vehicles, The university press of Kentucky, (ISBN 978-0-8131-2245-8)
  • (en) J.D. Hunley, US Space-launch vehicle technology : Viking to space shuttle, University press of Florida, , 453 p. (ISBN 978-0-8130-3178-1)
  • (en) Heribert Kuczera et Peter V. * Sacher, Reusable Space Transportation Systems, Springer, , 251 p. (ISBN 978-3-540-89180-2)
    Les programmes européens de lanceurs réutilisables
  • (en) Virginia P. Dawson et Mark D. Bowles, Taming liquid hydrogen : The Centaur upper stage rocket (1958 - 2002), NASA, , 289 p. (lire en ligne [PDF])

Voir aussiModifier

Sur les autres projets Wikimedia :

Articles connexesModifier

Liens externesModifier