- ESPACE (CONQUÊTE DE L’) - Lanceurs et vaisseaux spatiaux
- ESPACE (CONQUÊTE DE L’) - Lanceurs et vaisseaux spatiauxLes véhicules de lancement sont des vaisseaux autopropulsés, du type «plus lourd que l’air», utilisés pour mettre un vaisseau secondaire ou une charge utile sur une trajectoire balistique. Ils sont proches parents des engins antérieurs, les missiles téléguidés ou les fusées de l’armée, destinés à transporter leurs ogives vers les objectifs militaires. Les véhicules de lancement doivent être cependant dotés d’une plus grande souplesse de fonctionnement, afin d’accomplir une grande variété de tâches.Le but d’un vaisseau spatial est de transporter une cargaison dans l’espace et parfois de la ramener à terre. Celle-ci comprend tantôt des instruments, tantôt l’homme et des instruments.Le vaisseau doit contenir le «milieu d’ambiance» et les services requis par l’appareillage, c’est-à-dire l’équipement associé aux expériences, aux mesures, etc., effectuées par le vaisseau; par exemple, des détecteurs de radiation, des caméras de télévision et des compteurs de micrométéorites. Un milieu d’ambiance approprié implique le maintien au niveau convenable de la température, de la pression, des vibrations admissibles, de la rigidité et de la conduction thermique. Quant aux services, ils comprennent: une plate-forme incorporée; les deux sources d’énergie, électrique et de propulsion; les télécommunications; un système permanent de contrôle qui détermine la condition dans laquelle se trouve le vaisseau; un centre de commande qui distribue les différents signaux particuliers à chaque type d’appareillage de la cabine; et un centre de guidage et de navigation.Le milieu d’ambiance et les services requis par l’appareillage sont généralement semblables d’un vaisseau à l’autre, tandis que l’appareillage varie considérablement. La gamme s’étend du satellite pourvu d’une instrumentation délicate et complexe destinée à des mesures de haute précision au simple transmetteur (cas du premier satellite Vanguard).Deux facteurs sont d’importance primordiale dans la conception du vaisseau habité: le poids et la fiabilité; étant admis que pour une expédition de l’homme sur la Lune, pour chaque kilogramme ramené à terre, 750 kg du véhicule de lancement sont nécessaires; ou encore, puisque la poussée au décollage est de 25 p. 100 supérieure au poids, qu’une poussée additionnelle de 1 000 kg est exigée pour chaque kilogramme de poids supplémentaire. La fiabilité est généralement assurée en multipliant tous les éléments dont le non-fonctionnement mettrait la mission en péril. Dans les vols humains, le pilote peut appréciablement améliorer la fiabilité en analysant les pannes en détail et en agissant pour y remédier.1. Les premiers lanceursHistoriqueL’utilisation scientifique des fusées fut suggérée par le Russe Konstantin Tsiolkovski dans son traité sur le voyage dans l’espace (1903). Le 16 mars 1926, l’Américain Robert Goddard lança la première fusée, utilisant un moteur à propergol liquide. Le développement rapide de l’aéronautique durant les années trente et quarante fut adapté efficacement à la technologie des fusées et produisit le V 2 en Allemagne (1938-1945), le premier avion supersonique X-1 aux États-Unis (1947), et la série des missiles balistiques. Le perperfectionnement des systèmes de guidage et de contrôle joua un rôle capital dans l’utilisation rapide de l’énergie des fusées [cf. MISSILES].StructureLes véhicules de lancement consistent généralement en un ou plusieurs étages de fusées utilisant des systèmes de guidage précis en connexion avec des systèmes de contrôle, qui commandent les mécanismes de manœuvre. Les petites fusées-sondes et les étages supérieurs des grosses fusées sont parfois stabilisés dans une orientation déterminée, au moyen de rotations produites par des sources d’énergie auxiliaires ou par des ailerons aérodynamiques.La cellule d’un véhicule de lancement contient essentiellement les réservoirs de propergol, qui occupent la plus grande partie du volume de l’engin. La propulsion des moteurs est habituellement obtenue au moyen des forces de réaction produites soit par la combustion à haute pression d’un combustible et d’un oxydant liquides, soit par celle d’un propergol solide. La propulsion provenant de la combustion avec l’oxygène de l’air, comme celle qui est réalisée dans les statoréacteurs, est étudiée pour les étages inférieurs des véhicules de lancement.GuidageLes systèmes de guidage se composent de plusieurs éléments principaux qui permettent d’obtenir: d’une part, une information de vol continue déterminant la position du véhicule, sa vitesse et son orientation angulaire; d’autre part, utilisant les données ci-dessus, les calculs servant aux commandes de contrôle appropriées. Les éléments de guidage peuvent être disposés à la fois à bord du véhicule et au sol. Lorsque tous les éléments sont réunis dans le véhicule, le système de guidage est dit «inertiel», et l’efficacité du guidage dépend de la précision des «senseurs» inertiels (gyromètres et accéléromètres), qui permettent de déterminer la position et l’orientation. Ces systèmes, qui sont insensibles aux influences extérieures (par exemple le brouillage des ondes radio) sont communément employés pour les missiles militaires. Les autres véhicules utilisent le plus souvent conjointement un équipement situé au sol et des éléments aéroportés, afin d’améliorer la souplesse de fonctionnement, la performance et la précision.Aires de lancementLa préparation finale du vol d’un véhicule de lancement a lieu sur un champ de tir qui comporte des services de contrôle, d’approvisionnement, de photographie, de calibrage, de repérage, de télémétrie, de synchronisation et de sécurité. Dans les années quatre-vingt, on trouvait des aires de lancement: aux États-Unis, le cap Kennedy (Floride), le Vandenberg Air Force Base (Californie), le Johnon Space Center (Texas), dans l’île de Wallops (Virginie); en U.R.S.S., à Kapustin Yar près de Volgograd, à Baïkonour, à Plesetsk, le Troup près de Kalingrad; au Japon, Kagoshima Space Center et Tanegashima Space Center; en Australie, à Woomera; en République centrafricaine, la plate-forme de San Marco; en Chine, à Jiuquan et Xichang; en Suède, à Kiruna; au Brésil, à Alcantara; en Inde, à Sriharikota. La base para-équatoriale de Kourou, en Guyane française, est entrée en fonctions en 1970.Les véhicules sont, en général, lancés verticalement et contrôlés en roulis, tangage et lacet afin d’obtenir la trajectoire finale convenable. Dans le cas d’engins à plusieurs étages, on peut commodément utiliser les périodes d’approche ou les orbites d’attente pour modifier la direction de vol. L’analyse de trajectoire est une technique hautement spécialisée qui emploie des équipes expérimentées et l’informatique.Télécommunications avec les véhicules et les vaisseauxLes stations au sol sont habituellement équipées des moyens de repérage et de télémétrie requis par les lancements. Il est également nécessaire de repérer et d’enregistrer les données télémétriques pour les vaisseaux effectuant de longs vols à partir de bases éloignées du site de lancement. Celles-ci sont reliées à un centre commun par radio et par un réseau terrestre.Plusieurs réseaux ont été prévus pour satisfaire les besoins de repérage et d’acquisition de données sur une longue durée. La N.A.S.A. a organisé trois réseaux à usage civil: celui des satellites terrestres, celui des vols habités et celui d’exploration lointaine. La responsabilité du développement, de l’exécution et de l’opération du repérage principal des satellites, habités ou non, est gérée par des centres de contrôle, comme le Centre de vol spatial Robert Goddard de Greenbelt (Maryland). Le Jet Propulsion Laboratory de Pasadena (Californie) est chargé du réseau des expéditions lointaines. Les stations du réseau des satellites sont établies en plusieurs points du globe, sur les cinq continents. Le Smithsonian Astrophysical Laboratory de Cambridge (Massachusetts) commande un réseau optique planétaire, permettant d’observer les satellites géodésiques. Le repérage des satellites automatiques est fondé essentiellement sur un système interférométrique qui opère dans la bande de fréquence 136-137 MHz. Les mesures télémétriques sont effectuées au moyen d’antennes puissantes situées dans les stations de lecture de données et enregistrées sur bande magnétique.Les satellites habités sont repérés par radar, en raison de la basse altitude des vols en orbite terrestre. Le réseau de repérage lointain consiste en stations équipées d’antennes à «disque» orientables, disposées autour de la Terre de façon à permettre une surveillance continue des vaisseaux planétaires.Caractéristiques des véhicules de lancementUne fusée à étage unique soumise à une force de gravitation et à une traînée nulles subit un accroissement de vitesse dans la direction de la poussée, selon la loi classique des fusées:où 蓮v est l’accroissement de vitesse d’un véhicule idéal; I est l’impulsion spécifique du mélange propulseur utilisé dans le moteur de la fusée et est égal à la poussée divisée par le flux de propergol; g est la constante de gravitation; m i est la masse du véhicule au début de la poussée; m est sa masse à la fin de la poussée.La quantité Ig , exprimée en unités de vitesse, est la «vitesse effective d’échappement» de la fusée. Elle sert à mesurer l’efficacité du combustible. Ses valeurs typiques sont de 2 000 à 4 000 mètres/seconde; une valeur couramment obtenue est 3 000 m/s. Les masses m i et m comprennent la masse inerte ou la charge utile du vaisseau. En la négligeant, le rapport m i /m devient une mesure de l’efficacité structurelle de la construction de l’étage. Des valeurs de m i /m entre 5 et 10 étaient courantes. Les valeurs inférieures sont associées à la présence de réservoirs de construction renforcée et les valeurs plus élevées à l’introduction de la régulation en pression.Il est commode d’employer une échelle logarithmique pour la charge utile, dans les tables de performance. Pour une fusée à plusieurs étages, la vitesse idéale est la somme des vitesses idéales de chaque charge. Ainsi:En pratique, il y a déperdition de vitesse du fait des forces gravitationnelles et aérodynamiques. Ces pertes dépendent essentiellement des caractéristiques du véhicule et de la trajectoire choisie, et leur estimation est complexe.2. Les vaisseaux spatiauxConception et constructionLes propriétés principales que requiert un vaisseau spatial sont la fiabilité et la longévité; le vaisseau doit fonctionner, et ce durablement. Le coût total d’un programme spécifique de développement dépend de la capacité du constructeur à remplir ces deux exigences. Un satellite qui fonctionne assez longtemps pour réunir les observations expérimentales désirées supprime le besoin de vaisseaux supplémentaires pour recueillir les mêmes données, et par conséquent économise le coût de la fabrication d’autres engins et celui des lancements. La longue durée et la fiabilité sont donc les clefs de voûte du succès en technologie spatiale, non seulement pour les mises sur orbite terrestre, mais surtout pour les voyages interplanétaires. Le voyage vers Mars, par exemple, dure près d’un an, temps pendant lequel le vaisseau doit accomplir sans défaillance ses tâches de guidage et de navigation, et effectuer des mesures scientifiques. Si sa mission est de se poser sur Mars, il doit être alors en mesure de fonctionner à sa surface. L’année martienne dure environ deux années terrestres; que la marche du satellite soit assurée durant tout ce temps en l’absence complète d’intervention humaine a constitué une des performances les plus difficiles à laquelle un constructeur se soit attaqué (sondes Viking).Les tout premiers satellites étaient remarquables par leur simplicité. Leur tendance à la forme sphérique rendait la force de traînée constante, et facilitait le calcul et le repérage des orbites résultantes. Les sources d’énergie étaient de type simple: batteries ou panneaux de cellules solaires de petite dimension qui captaient l’énergie du Soleil. Les émetteurs et l’électronique associée étaient rudimentaires. Le succès de cette conception fut illustré par le satellite Vanguard-1, qui fonctionna sur orbite sans interruption pendant plus de cinq ans.L’importance d’une main-d’œuvre spécialisée et d’un contrôle rigoureux de la qualité dans la construction du vaisseau spatial est évidente. Cependant, on sait que la fiabilité diminue très vite lorsque le nombre de composantes et la complexité de conception augmentent. Aussi, dans le domaine des satellites complexes, il fut nécessaire de mettre au point des installations permettant l’essai des vaisseaux avant leur lancement.Essentiellement, le fonctionnement du vaisseau spatial requiert: une conception simple, raisonnable; une main-d’œuvre hautement spécialisée; un contrôle minutieux de la qualité du matériel; des essais mécaniques de résistance aux accélérations et aux vibrations ; des essais thermiques et des essais sous vide ; des essais de résistance aux radiations; des essais de guidage et de contrôle; enfin, des essais complets de contrôle de performance en vol.Essais de résistance aux accélérations et aux vibrationsTout satellite doit pouvoir supporter les accélérations et les vibrations dues au lancement. On a donc construit un appareillage capable de recréer les conditions auxquelles le vaisseau sera soumis. Les accélérations du lancement sont simulées par une centrifugeuse. Il est possible de programmer de telles accélérations, ce qui permet d’examiner et de contrôler le vaisseau en détail au point de vue mécanique, structural et élastique.On utilise une machine à vibrations, pour révéler les résonances capables de causer une défaillance structurale ou des déformations. De même que les résonances provoquées par le vent peuvent détruire un grand pont suspendu, de petites vibrations peuvent causer la rupture des panneaux solaires, des antennes et des principales composantes du satellite. Les essais de résistance aux vibrations ont joué un rôle essentiel dans la découverte des points faibles de la conception mécanique, qui n’auraient pu autrement être décelés. 30 p. 100 environ des défaillances des vaisseaux se manifestent durant les essais de vibrations.Essais de pression et de températureUn des dangers importants qui menacent la bonne marche du vaisseau est la basse pression de l’espace extérieur. Des composantes, placées dans le vide, peuvent éclater et certains matériaux s’évaporer ou perdre leurs caractéristiques de fonctionnement. Le vide de l’espace étant considérablement plus poussé que ceux couramment obtenus en laboratoire, on a développé la technique du vide. Vers 1965, les chambres à vide capables d’abriter un vaisseau spatial complet atteignaient des vides de 10-6 mm de mercure et parfois de 10-8 mm. Des pressions plus basses étaient possibles pour les composantes plus petites.La température constitue un autre problème, car le vaisseau est exposé directement au rayonnement du Soleil, en l’absence de la protection que dispense l’écran atmosphérique de la Terre. La quantité de chaleur dépend de la conductivité thermique et de la capacité de rayonnement du satellite. La température du vaisseau est liée à la chaleur qu’il absorbe et, particulièrement, à la chaleur qu’il rayonne. Il est nécessaire de réaliser un bon équilibre thermique afin de réduire l’écart des températures extrêmes et d’obtenir des changements graduels de la température, lorsque ceux-ci sont inévitables. La température agit directement sur la longévité des composants électroniques: les températures élevées sont en général défavorables à leur fiabilité et à leur durée. Les changements brusques de température sont également dangereux en ce qu’ils entraînent le travail et l’usure thermiques, phénomènes qui peuvent provoquer la défaillance du système électronique et des circuits. Les caractéristiques de température, de rayonnement et d’équilibre thermique sont éprouvées à terre, de manière complète, dans des chambres thermiques, habituellement combinées avec les chambres à vide. La chaleur d’un «Soleil» artificiel est dirigée sur le satellite. Les parois des chambres d’essais sont refroidies aux températures du corps noir de l’espace au moyen de réfrigérants. Le satellite lui-même est orienté vers le «Soleil», selon un programme défini, afin de simuler le plan de vol dans l’espace. Des thermocouples répartis dans le satellite mesurent le flux de chaleur instantané et la distribution interne des températures sous différentes conditions de fonctionnement. C’est ainsi que les «points chauds» peuvent être détectés et éliminés.Essais de résistance aux radiationsLes radiations intenses en provenance du Soleil et du cosmos constituent un danger pour la performance et la durée des composants électroniques, aussi bien que pour les caractéristiques de certains matériaux de structure. Les cellules solaires, les composants électroniques, etc., peuvent être sérieusement endommagés par les radiations, en particulier au cours des orages solaires importants. On entreprit, dès les années soixante, la construction d’équipements destinés à éprouver les composants et les vaisseaux soumis à un environnement fortement radioactif.Essais de guidage et de contrôleAfin de réaliser dans l’espace le contrôle efficace du satellite, il est nécessaire de disposer à terre d’installations qui permettent l’essai complet des servomécanismes de guidage et de contrôle. Un excellent système consiste à monter le vaisseau assemblé de manière à lui permettre des rotations selon les trois axes (de roulis, de tangage et de lacet). On peut, dans ces conditions, programmer le servomécanisme et faire effectuer au vaisseau toutes les manœuvres désirées. En même temps, le système est placé dans la chambre thermique à vide et peut être mis en fonctionnement durant de longues périodes afin de déterminer sa durée de vie dans l’environnement spatial. C’est ainsi que les déficiences des différents composants du système de contrôle peuvent être décelées et corrigées. La réalisation des systèmes de guidage complexe représente une performance remarquable du point de vue de la fiabilité et de la longévité. Les systèmes passifs de contrôle d’attitude sont parfois préférés à cause de leur simplicité. Toutefois, les exigences de fonctionnement requièrent souvent un contrôle direct et immédiat des trois modes du mouvement ou encore des mesures de positions successives très précises.Par exemple, la sonde O.S.O. (Observatoire solaire orbital) pouvait être orientée dans une direction donnée avec une précision d’une minute d’arc, et pour les satellites O.A.O. (Observatoire astronomique orbital) l’exigence de précision se mesurait en secondes d’arc. Dans ce cas, des systèmes complexes de commande et de contrôle sont indispensables et ces systèmes déterminent de manière vitale la fiabilité et le fonctionnement du satellite. La meilleure approche pour les mettre au point consiste dans les essais de guidage et de contrôle de longue durée effectués en laboratoire.D’importance égale, cependant, sont les mesures effectuées en vol par la télémesure et l’instrumentation de contrôle général (détection des pannes), car il est nécessaire, pour améliorer la fiabilité et la longévité, de déterminer les causes du non-fonctionnement des satellites précédents. Pour cette raison, une certaine portion du poids et de l’énergie doit être affectée à l’instrumentation de contrôle général, laquelle enregistre de façon continue les performances du vaisseau spatial et de ses circuits, les températures, les tensions et les courants ainsi que le fonctionnement général de l’engin. Ainsi, dans l’environnement spatial réel, la conception et la performance du vaisseau peuvent être contrôlées et analysées, et des modifications effectuées avant les lancements suivants.Types de satellites et sondesQuelques satellites et sondes des origines sont présentés ici, afin d’illustrer leur diversité et certaines de leurs caractéristiques.Satellite de structure atmosphériqueLe satellite dit «de structure atmosphérique» Explorer-17 était un engin de 184 kg qui transportait des instruments destinés à mesurer la densité, la pression, la composition et la température de l’atmosphère. La cabine était une sphère scellée hermétiquement, et presque totalement étanche afin d’éviter la contamination de l’espace par le satellite. Ainsi, par exemple, à l’apogée, la pression intérieure du satellite était 1013 fois plus élevée que celle du vide poussé de l’espace extérieur; toute fuite de gaz aurait compromis la mesure de l’air raréfié environnant.L’énergie électrique du satellite était fournie par des batteries chimiques à l’argent-zinc pesant à peu près 75 kg. Le fonctionnement de l’ensemble des instruments consommait 110 watts, puissance qui pouvait être maintenue pendant soixante-dix heures. Aucun stockage de données n’étant prévu à bord du vaisseau, et les émissions de données ne durant que cinq minutes environ, plusieurs centaines d’émissions étaient possibles. La durée de vie utile du satellite avait été prévue de deux à trois mois (l’observation fut de quatre-vingt-dix-neuf jours).Après mise en orbite, la rotation fut stabilisée à 1,5 cycle par seconde. Une inclinaison de 580 sur le plan de l’équateur permettait un survol de la surface terrestre jusqu’aux régions arctique et antarctique. La période était de quatre-vingt-dix minutes. Le vaisseau comportait un système d’attitude pour la détermination de l’orientation de son axe de rotation par rapport à un plan de référence; cette information était indispensable à l’interprétation correcte des mesures. Un système à quatre composants fut utilisé, comprenant: deux détecteurs optiques mesurant respectivement l’angle d’une source lumineuse vue par le détecteur et l’angle azimutal, un commutateur Soleil-Lune et deux détecteurs fonctionnant dans l’infrarouge.Le commutateur Soleil-Lune réduisait le gain de l’amplificateur pour l’observation du Soleil et le rétablissait pour celle de la Lune. Les deux détecteurs infrarouges étaient munis de faisceaux d’angle solide égal à 20, montés sur un support commun, respectivement à 220 au nord et au sud de l’équateur du satellite. Opérant sur une longueur d’onde de 7 à 15 micromètres, ils détectaient la discontinuité de l’horizon terrestre. Avant lancement, des dispositions furent prises pour assurer la stabilité en vol du satellite autour d’un axe de rotation prédéterminé. Les batteries et les composants électroniques furent répartis de manière à produire un moment d’inertie maximal autour de cet axe.Le «satellite de structure atmosphérique» fut le premier à faire usage du système télémétrique PCM/FM (pulse-code modulation : modulation en impulsions codées), capable de fournir 40 canaux séparés d’information numérique et une puissance de 500 mW. Les satellites antérieurs employaient le système PFM/AM (pulse-frequency modulation : modulation des impulsions en fréquence).La possibilité de sélectionner les expériences tandis que le satellite serait sur orbite fut prévue. À cet effet, deux récepteurs de commande furent utilisés, assurant chacun deux commandes distinctes. Le nombre de combinaisons possibles permettait de résoudre les interférences possibles entre les différents détecteurs. Alors que la mise en marche des détecteurs était commandée du sol, l’arrêt de fonctionnement de tout l’appareillage était automatique et exécuté par les instruments de bord, afin d’éviter le gaspillage d’énergie lorsque le satellite passerait hors de portée du récepteur de commande.Explorateur interplanétaireL’«explorateur interplanétaire» Explorer-18 était un vaisseau de 62,6 kg placé sur une orbite fortement elliptique de 197 500 km d’apogée et de 193 km de périgée, inclinée à 330 sur l’équateur, avec une période d’environ quatre jours. Il était destiné à l’étude des radiations et des champs magnétiques interplanétaires au voisinage de la Terre et de la Lune. Explorer-21 et Explorer-26 avaient la même destination.Explorer-18 était une cellule octogonale de 71 cm de large et 30 cm de profondeur, faite d’alvéoles de nylon et de fibre de verre. Un magnétomètre à vapeur de rubidium était monté sur un mât de 1,80 m au sommet de la cellule et deux autres magnétomètres étaient portés par des bras latéraux de 4,27 m. Quatre panneaux munis de cellules solaires fournissaient l’énergie nécessaire.Le satellite émettait continuellement des informations durant son vol, sur la fréquence de 136,11 MHz. Les signaux de l’émetteur (d’un poids de 0,680 kg et d’une puissance de 4 watts) pouvaient être reçus par les stations de la N.A.S.A. à des distances de 200 000 km. Les données furent enregistrées de façon ininterrompue au cours des six premiers mois, puis pendant 25 p. 100 du temps durant le reste de la vie du satellite. Le système télémétrique était conçu pour une transmission des renseignements seize fois plus rapide que leur enregistrement.Observatoire solaire orbitalL’Observatoire solaire orbital (O.S.O.) était destiné à effectuer une série d’expériences sur l’étude du Soleil. La moitié de la charge totale consistait en charge utile d’instruments.O.S.O. comprenait deux structures distinctes: une «roue» à neuf compartiments en forme de secteurs et une structure semi-circulaire montée au-dessus de la roue, appelée la «voile». Lorsque la sonde fut en orbite, trois bras déployés autour de la roue ralentirent sa rotation à 30 tours par minute; ces bras pouvaient servir d’antennes. Le diamètre de la roue était de 1,12 m. Cinq des compartiments, d’une capacité de 13,6 kg chacun, étaient utilisables pour les expériences. En orbite, la roue tournait à la manière d’un gyroscope, chacun des secteurs faisant face au Soleil toutes les deux secondes.La voile, fixée à la roue par un axe mobile, était orientée en permanence dans la direction du Soleil. Elle supportait un réseau de cellules solaires qui fournissait l’énergie et recharge les batteries. Celles-ci produisaient une puissance de 16 watts, dont 9 alimentent l’appareillage expérimental. La voile portait, en outre, deux compartiments destinés aux expériences, qui devaient être orientés vers le Soleil. Chacun d’eux portait environ 23 kg d’équipement qui pouvaient être combinés pour doubler la capacité en volume et en poids.Les données expérimentales étaient enregistrées sous forme numérique sur une bande magnétique à déroulement continu durant la période orbitale de quatre-vingt-quinze minutes. La lecture à grande vitesse de la bande était ensuite commandée par la station au sol. Le premier O.S.O. fut lancé en 1962, le deuxième en 1965, le troisième, qui échoua, et le quatrième en mars et octobre 1967, les cinquième et sixième en 1969, le septième en 1974 et le huitième en 1975.MarinerLes sondes Mariner, destinées à explorer les planètes Vénus et Mars, avaient des caractéristiques communes. Pesant 230 kg environ, elles utilisaient deux systèmes de référence célestes pour la stabilisation des trois axes du vaisseau et pour l’orientation de la face des panneaux solaires en direction du Soleil. Chaque sonde comportait une fusée de guidage à mi-parcours pour effectuer les corrections de trajectoire et était équipée d’antennes directionnelles et d’une antenne omnidirectionnelle. Les Mariner transportaient tous un équipement destiné à la mesure du champ magnétique, des radiations et des particules chargées dans l’espace interplanétaire et au voisinage des planètes. Cependant, les expériences conçues pour la mesure des caractéristiques des planètes elles-mêmes furent chaque fois différentes. Mariner-2 pesait 202 kg et fut lancé vers Vénus par une fusée Atlas-Agena, le 27 août 1962, sur une trajectoire de 290 millions de kilomètres parcourue en 109 jours. La sonde mesurait 1,52 m à la base et 3 m en hauteur. En position de croisière, avec ses antennes et ses panneaux solaires déployés, son envergure atteignait 5 m. Elle fut la première à effectuer des mesures près d’une planète et à envoyer ces informations à la Terre. La sonde passa à moins de 35 000 km de Vénus.Le 14 juillet 1965, sept mois et demi après son lancement, Mariner-4, succédant à Mariner-2, fut la première sonde à effectuer avec succès le passage au voisinage de Mars. Elle continua ensuite à envoyer des données sur l’environnement interplanétaire.Le nombre de détecteurs de particules nucléaires fut doublé, de Mariner-2 à Mariner-4. Les lignes de force du champ magnétique, détectées par un fluxmètre sur Mariner-2, furent mesurées sur Mariner-4 au moyen d’un appareil à résonance moléculaire plus sensible. La mesure des micrométéorites de l’espace interplanétaire fut également améliorée sur Mariner-4. La grande quantité de mesures orbitales précises obtenue durant les mois de fonctionnement des sondes Mariner fut à la base de progrès importants accomplis dans la connaissance des constantes physiques fondamentales du système solaire.À cause de la couche nuageuse qui recouvre Vénus et des limitations de poids imposées à Mariner-2, la seule mission de cette sonde fut l’établissement d’une carte des températures de la planète. Sur Mariner-4, l’instrument d’observation était une caméra de télévision qui prit 22 photographies de la surface de Mars. L’utilisation des données précises obtenues au moyen des techniques de repérage permit d’améliorer la connaissance de la masse et de l’atmosphère de la planète.Les deux sondes utilisèrent pour la stabilisation selon les trois axes deux systèmes de référence célestes – pour Mariner-2, le Soleil et la Terre, pour Mariner-4, le Soleil et Canopus. Les deux sondes étaient équipées d’une fusée de correction à mi-parcours et de cellules aux silicones pour l’énergie électrique. Mariner-4 était plus grand et plus lourd que Mariner-2, avec une envergure maximale de plus de 6,70 m. De la base au sommet de l’antenne, les deux vaisseaux mesuraient environ 3 m. Mariner-4, avec son poids de près de 260 kg, contenait près de 140 000 composants. Les deux sondes différaient d’aspect par le nombre de panneaux solaires, la forme de la structure de base, la construction des mâts de l’antenne omnidirectionnelle et la disposition des antennes directives et des instruments planétaires.Un cadre octogonal de magnésium contenant sept compartiments d’électronique et un système de propulseurs de correction répartis sur le périmètre formait la cellule de base de Mariner-4. Les compartiments eux-mêmes constituaient l’armature du vaisseau. Quatre panneaux solaires, mesurant 1,80 m de long et 90 cm de large, étaient fixés au sommet, ou face solaire, de l’octogone.Parce que sa mission vers Mars éloignait la sonde du Soleil, une surface supplémentaire de cellules solaires dut être ajoutée à Mariner-4. Environ 28 200 cellules semi-conductrices furent montées sur les quatre panneaux et fournirent la source principale d’énergie électrique de la sonde – lancement et manœuvres exceptés. Les réacteurs du contrôle d’attitude et les pales solaires qui stabilisaient la sonde dans la direction du Soleil étaient montés à l’extrémité des panneaux solaires. L’énergie électrique fournie par ceux-ci alimentait un couple de régulateurs de puissance dont chacun pouvait supporter la charge électrique totale.L’intérieur de l’octogone contenait les bouteilles de gaz et les régulateurs du double système de contrôle d’attitude à gaz. Le réservoir du propulseur du moteur à combustible liquide servant à effectuer la correction à mi-parcours était fixé sur une console à l’intérieur de l’octogone, tandis que la tuyère pointait à travers l’un des huit côtés. Deux séries de réacteurs de contrôle d’attitude, constituées de six réacteurs chacune, qui assuraient le contrôle du vaisseau selon trois axes, étaient montées à l’extrémité des panneaux solaires.L’antenne directive était fixée au sommet de la sonde au moyen d’une superstructure munie de huit pieds. Son réflecteur à «disque», en aluminium alvéolaire, était elliptique, de section parabolique, mesurant 1,17 m de long sur 54 cm de large. L’antenne, qui ne pesait que 2 kg, était fixe. L’antenne omnidirectionnelle à faible gain était montée à l’extrémité d’un tube d’aluminium de 9,8 cm de diamètre, à 2,23 m de la structure octogonale. Le tube servait de guide d’ondes à l’antenne.Le système de repérage de l’étoile Canopus était logé dans l’ombre du vaisseau, sur la structure annulaire inférieure de l’octogone, où le champ d’observation est dégagé. Des détecteurs solaires étaient disposés à la fois sur les surfaces supérieure et inférieure du corps de sonde, afin de réaliser une couverture angulaire totale. La sonde Mariner-5 de 245 kg fut lancée du cap Kennedy le 14 juin 1967, pour effectuer une mission de quatre mois en direction de Vénus. Sa trajectoire passa à moins de 4 000 km de Vénus en octobre 1967, soit dix fois plus près que celle de Mariner-2 en décembre 1962. L’objectif essentiel de la mission de Mariner-5 était de relever des données scientifiques sur la nature de Vénus et de son environnement. La mission recueillit également des renseignements sur l’environnement interplanétaire durant une période d’activité solaire croissante.Les changements les plus notables apportés à Mariner-5 par rapport à Mariner-4 et requis par un vol qui le rapprochait du Soleil au lieu de l’en éloigner comprenaient le retournement et la réduction des panneaux solaires, le montage d’un bouclier solaire du côté de la cellule octogonale exposé au Soleil, et la redistribution des instruments et des détecteurs à l’intérieur de la sonde. D’autres modifications dans la conception de Mariner-4 furent rendues nécessaires par les caractéristiques de la trajectoire et par la nouvelle série d’expériences que ce satellite devait effectuer.Observatoire géophysique orbitalEn 1964, le premier observatoire géophysique orbital, O.G.O.-1, était placé sur une orbite elliptique autour de la Terre. Ce type de sonde était plus grand que celui de la classe des Explorers. Pesant un peu plus de 450 kg, il pouvait abriter jusqu’à cinquante expériences différentes.Il comprenait une stabilisation au moyen de volants d’inertie à moteur et de réacteurs à gaz froid destinée à maintenir une face de la sonde vers la Terre de façon qu’un axe du vaisseau soit orienté continuellement en direction du centre de la Terre. Les rames solaires étaient orientées sans cesse vers le Soleil afin de produire l’énergie maximale. La charge utile d’un O.G.O. consistait surtout en instruments capables d’observations et de mesures coordonnées de plusieurs aspects simultanés de la Terre et de l’environnement terrestre, dans le dessein d’obtenir une vue plus claire de leurs corrélations et de leur variation en fonction de l’activité solaire.Deux types de sondes O.G.O. furent utilisés. O.G.O., ou Observatoire géophysique orbital excentrique, fut placé, comme O.G.O.-1, sur une orbite elliptique fortement excentrique qui s’étendait dans l’espace interplanétaire proche, au-delà du champ magnétique terrestre, ou magnétosphère.P.O.G.O., Observatoire géophysique polaire, fut placé à basse altitude sur une orbite polaire, pour étudier principalement la haute atmosphère et l’ionosphère, et pour enregistrer les radiations incidentes.O.G.O. avait la forme d’une boîte (1,80 憐 0,9 憐 0,9 m) dont les côtés étaient des panneaux d’aluminium superposés en sandwich, et dans laquelle étaient logés les instruments scientifiques et l’équipement nécessaire à la production d’énergie, la télémesure, les télécommunications et le contrôle d’attitude. À l’extérieur de la boîte étaient disposés des antennes pour les télécommunications, des supports pour celles des expériences qui devaient être isolées du vaisseau et des autres instruments, un mât et des compartiments pour l’appareillage qui exigeait un alignement dans la direction de l’orbite, deux panneaux d’une surface totale de 7 mètres carrés, munis de cellules solaires, une antenne pour la radio-astronomie et les appareils expérimentaux qui devaient être orientés dans la direction du Soleil. O.G.O.-1 ressemblait en orbite à un insecte géant de 6,10 m d’envergure. O.G.O.-2 et O.G.O.-3, lancés respectivement en octobre 1965 et en juin 1966, étaient analogues à O.G.O.-1; trois autres satellites compléteront cette série: le dernier, O.G.O.-6, fut lancé en 1969.RangerRanger-7, un vaisseau de 366 kg, fut lancé par une fusée Atlas-Agena B le 28 juillet 1964. Sa mission consistait à prendre des photographies de la Lune, avant de s’écraser à sa surface. De forme tubulaire, l’engin était équipé de deux «ailes» déployées à angle droit au bas de la tour. Ces ailes, conçues pour être orientées face au Soleil durant le vol, supportaient les panneaux de cellules convertissant la lumière solaire en énergie électrique nécessaire au fonctionnement de l’appareillage. Six caméras de télévision, logées dans la tour, pointaient vers la Lune à travers une ouverture située au centre de la tour. À son sommet, une antenne omnidirectionnelle était utilisée au cours du lancement et de la correction à mi-parcours. Orientée à l’opposé de la Lune, face à la Terre, une antenne à disque transmettait les photographies.Au cours des dix-sept dernières minutes de son vol, Ranger-7 fit parvenir plus de 4 000 photographies à haute résolution de la surface de la Lune, dont la dernière fut prise à une altitude d’environ 500 m. Ranger-8 et Ranger-9 ont rempli ensuite avec succès des missions analogues.SurveyorLa sonde Surveyor-1, lancée le 30 mai 1966 du cap Kennedy, avait pour mission de se poser «en douceur» sur la Lune. Environ seize heures après le lancement, la correction à mi-parcours fut effectuée; elle provoqua l’atterrissage dans une région située au nord du cratère Flamsteed dans la mer des Tempêtes. La télémesure ayant indiqué qu’une des deux antennes n’avait pu se déployer entièrement, on opéra sur l’autre antenne une manœuvre finale, qui assura l’orientation en direction de la Terre pendant la descente de l’engin. La sonde répondit normalement aux commandes et atterrit avec succès le 2 juin 1966. Sa vitesse verticale au moment de l’impact était d’environ 3 m par seconde.Pendant les douze jours de fonctionnement de Surveyor-1 sur la Lune, la sonde transmit plus de 10 000 photographies. Elles indiquèrent que l’engin avait atterri sur une surface dénudée, relativement plane, sombre, entourée de collines et de petites montagnes et que le terrain en pente douce jusqu’à un ou deux kilomètres du point d’impact était couvert de cratères de toutes dimensions, de quelques centimètres à quelques centaines de mètres, et parsemé de fragments de roche dont la taille variait de un millimètre à plus de un mètre.La structure de base, qui comprenait des plates-formes de montage et des fixations pour les systèmes de production d’énergie, de télécommunications, de propulsion et de contrôle de vol, ainsi qu’une plate-forme destinée aux montages expérimentaux, était construite à l’aide de tubes d’aluminium à parois minces, dont les éléments sont assemblés en forme de triangle. Des «pieds» amortisseurs étaient fixés au moyen de charnières aux trois coins inférieurs de la structure. Pendant le lancement, le «train d’atterrissage» était rentré dans des logements spéciaux. Par précaution supplémentaire, aux trois angles de la base de la cellule on disposa des blocs amortisseurs d’aluminium alvéolaire, susceptibles de s’écraser sous l’effet du choc. Un mât vertical muni de mécanismes servant à orienter le plateau de l’antenne à haut gain et le panneau solaire était monté au sommet de la structure. La carcasse de l’engin pesait moins de 27 kg et l’équipement de montage des appareils 10,4 kg.Surveyor-1 avait une hauteur de 3 m et son train d’atterrissage en trépied s’inscrivait dans un cercle de 4,3 m de diamètre. Pesant 995 kg au départ, son poids à l’atterrissage n’était plus que de 270 kg après consommation des propergols et autres combustibles, et largage du radar d’altitude et de la cellule de la rétrofusée principale.Dans la sonde étaient prévus deux compartiments pourvus d’une régulation thermique et leur température était maintenue dans les limites acceptables au moyen de couches de peinture absorbante et réfléchissante réparties avec soin, de «chemins» de conduction et de commutateurs thermiques, ainsi que de petits radiateurs électriques disposés sur la face obscure. L’une des chambres, dont la température était maintenue entre 5 0C et 50 0C, abritait les télécommunications et la plus grande part de l’électronique produisant l’énergie électrique. L’autre compartiment, maintenu entre 漣 15 0C et 50 0C, contenait les commandes et l’interprétation des signaux. Le panneau solaire consistait en une série de réseaux de 792 cellules unitaires, d’environ 0,85 m2 de superficie; il fournissait jusqu’à 85 watts de puissance pendant le vol et sur la surface lunaire. Des batteries argent-zinc servaient à stocker l’énergie et à alimenter les surcharges.Le système inertiel de détection et de contrôle d’attitude pendant le vol de croisière et les manœuvres de correction à mi-parcours, ainsi que celles d’atterrissage, était constitué par un repérage de l’étoile Canopus, un détecteur solaire et un gyromètre sur chacun des trois axes. Pendant le vol de croisière, un système auxiliaire de petits réacteurs à gaz froid exerçait le contrôle d’attitude. Durant la descente, le contrôle était commandé initialement par l’autopilote, les moteurs des vérins et par un radar d’altitude qui commandait la mise à feu de la rétrofusée principale. Ensuite, le vaisseau était gouverné et décéléré par des radars de mesure de la vitesse et de l’altitude, lesquels, en collaboration avec la calculatrice analogique du bord, l’autopilote et les moteurs, réalisaient un guidage automatique en circuit fermé de la descente finale.Pour les télécommunications, Surveyor-1 transportait deux émetteurs, deux récepteurs, deux antennes omnidirectionnelles et l’antenne directive à disque, utilisée pour la transmission des images télévisées en 600 lignes.Les informations de repérage et les données mécaniques étaient transmises continuellement sur la fréquence de 2 295 MHz, avec une puissance de 10 watts. La liaison radio comprenait également des décodeurs qui transmettaient aux différents sous-systèmes situés à bord de la sonde des ordres appropriés reçus de la Terre et des systèmes de traitement des signaux qui effectuaient leur mise en forme, nécessaire à la retransmission vers la Terre.La caméra de télévision du bord transmettait, sur commande de la Terre, en 200 et en 600 lignes, des images de la surface lunaire. Le tube Vidicon, l’obturateur, le diaphragme et l’optique étaient montés en position presque verticale et surmontés d’un miroir ajustable, en azimut et en élévation, au moyen de moteurs. L’insertion de filtres par télécommande fut aussi prévue pour permettre l’évaluation chromatique des photographies. L’obturateur de la caméra, normalement réglé pour une exposition de 150 millisecondes, pouvait se régler sur des temps d’exposition plus longs, sur commande de la Terre.Surveyor-1 transportait, en outre, plus de cent instruments mécaniques divers, dont les lectures étaient transmises à la Terre par télémétrie. Ceux-ci comprenaient des indicateurs de température, des jauges d’effort, des accéléromètres et des indicateurs de position. Le poids de cette charge utile, batterie auxiliaire comprise, était de 28,8 kg.Une panne de moteur d’un vérin, durant la manœuvre de correction à mi-parcours, provoqua la culbute de Surveyor-2, lancé le 20 septembre 1966, et son écrasement trois jours plus tard.Surveyor-3, semblable dans son principe à Surveyor-1 et à Surveyor-2, était muni de dispositifs nouveaux. Comme pour les vaisseaux précédents, son équipement comportait un système de télévision d’observation et l’instrumentation nécessaire pour déterminer les caractéristiques du sol lunaire et mesurer les températures et la réflectivité radar. Des miroirs fixes furent ajoutés à Surveyor-3, afin d’étendre le champ de vision de la caméra. Un nouvel appareil, destiné à prélever des échantillons du sol lunaire, comprenait une pelle excavatrice de 12 cm de long sur 5 cm de large, capable de creuser une tranchée de 45 cm de profondeur et de remuer le sol lunaire, dans le champ de la caméra de télévision. Surveyor-3, lancé le 17 avril 1967, atterrit avec succès le 19 avril. Du fait de l’inclinaison du vaisseau, celui-ci put prendre des photographies d’une éclipse du Soleil occulté par la Terre, et des photographies de cette dernière. L’excavatrice automatique, télécommandée de la Terre et opérant sous l’œil de la caméra de Surveyor-3, testa l’aspect et la structure du sol lunaire et creusa quatre tranchées.Tandis que le système de transmission de Surveyor-4 refusait tout service sur la Lune, la mission de Surveyor-5 fut aussi un succès: en plus des caméras et de l’excavatrice, Surveyor-5 transportait un appareillage expérimental de diffusion des rayons alpha qui permettait une analyse chimique du sol lunaire. Surveyor-6 fut le quatrième succès, Surveyor-7 se posa le 9 janvier 1968.Vaisseaux habitésLa forme extérieure d’un vaisseau habité et les matériaux utilisés sont commandés par la vitesse de rentrée dans l’atmosphère, vitesse qui, selon les missions, approche celle des satellites ou celle qui est nécessaire pour échapper à l’attraction terrestre. La chaleur énorme engendrée au cours de la rentrée est dissipée soit par le rayonnement thermique de la surface du vaisseau, soit par l’évaporation ou l’ébullition d’une couche superficielle (ablation). Par exemple, dans les capsules Mercury et Gemini la plus grande partie de la chaleur dissipée provenait de l’ablation de la surface du bouclier plat placé à l’avant. La chaleur était également rejetée par le corps conique de la capsule sur lequel des lamelles très minces (0,4 mm) d’un alliage à haute température atteignaient rapidement une température d’équilibre et émettaient de la chaleur par rayonnement. La forme écrasée de l’avant des capsules Mercury, Gemini et Apollo était également un facteur d’élimination de la chaleur. Cette disposition favorisait la formation d’une onde de choc, laquelle dissipait à son tour une grande partie de l’énergie cinétique du vaisseau; en conséquence, seule une petite fraction de l’énergie totale était convertie en chaleur à la surface du véhicule.Les systèmes secondaires destinés à fournir l’atmosphère habitable et l’énergie électrique nécessaire, à déterminer et à maintenir l’attitude, la trajectoire et la vitesse convenables et à assurer les télécommunications étaient logés à l’intérieur du véhicule spatial.Le système de contrôle du milieu d’ambiance fournissait de l’oxygène à la température, la pression et le degré d’humidité normaux, et éliminait l’oxyde de carbone et autres gaz toxiques. Dans tous les véhicules américains, on prévoyait une pression d’oxygène de 294 hectopascals, pour les besoins respiratoires. Dans le vaisseau soviétique Vostok, un mélange standard d’oxygène et d’azote à la pression de 880 hectopascals fut employé. Bien que l’atmosphère de la cabine rende celle-ci habitable, le pilote était protégé par une combinaison pressurisée qui permettait la survie dans le cas où la cabine serait transpercée par un météorite ou endommagée d’autre façon. Les sources d’énergie électrique comprenaient des batteries ordinaires, des piles solaires et des piles à combustible hydrogène-oxygène. Les batteries conviennent pour les courtes missions de deux à trois jours; pour les missions de longue durée, les piles solaires et les piles à combustible fournissent une puissance plus élevée pour un poids moindre. Les piles à combustible peuvent fournir de l’eau potable comme sous-produit.Le contrôle d’attitude du vaisseau était exercé au moyen de petits moteurs-fusées (thrusters ). Ceux-ci pouvaient être mis à feu automatiquement ou encore manuellement par le pilote qui utilisait un manche de contrôle analogue à celui des avions. Quelle que soit la méthode choisie, l’information nécessaire concernant l’attitude du vaisseau était fournie par un autopilote, qui mesurait l’attitude et ses variations au moyen de gyroscopes. Dans les missions de satellites terrestres, il est important de stabiliser la capsule de manière précise autour des trois axes de rotation, juste avant la mise à feu des rétrofusées, afin que la rentrée du vaisseau soit effectuée selon une orientation convenable. Dans les missions de rendez-vous et les missions lunaires, l’attitude doit également être contrôlée au cours des corrections de trajectoire et des manœuvres d’amarrage.Des systèmes de guidage et de navigation servent à déterminer la position et la vitesse du véhicule dans l’espace, à évaluer les corrections de parcours à appliquer pour obtenir la trajectoire désirée, et à mesurer les changements de vitesse et de direction au cours des manœuvres. Un système de guidage typique comprend un dispositif de mesure inertiel (ensemble de gyroscopes et d’accéléromètres) qui évalue les trois vecteurs accélération par rapport à un point fixe de l’espace, et un ordinateur de guidage qui traduit les mesures d’accélération en données de trajectoire et détermine les corrections de parcours nécessaires. Ainsi informé, le pilote peut appliquer les poussées dans la direction convenable.Les systèmes de télécommunications à bord des véhicules habités comprennent des récepteurs et émetteurs oraux, des émetteurs-récepteurs télémétriques pour la transmission des mesures, et des balises radar pour la transmission de l’information de repérage au réseau de stations terrestres.
Encyclopédie Universelle. 2012.