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Lanceur (astronautique)

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Pour les articles homonymes, voirLanceur.

Fusée Vostok

Dans le domaineastronautique,unlanceurest unefuséecapable de placer unecharge utileenorbiteautour de laTerreou de l'envoyer dans l'espace interplanétaire.La charge utile peut être unsatellite artificiel,placé enorbite terrestre basseou enorbite géostationnaire,ou unesonde spatialequi quitte l’attraction terrestre pour explorer lesystème solaire.Pour y parvenir un lanceur doit pouvoir imprimer à sa charge utile une vitesse horizontale d'environ8km/set 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 lanceurSS-520de 2,6 tonnes capable de placer 4 kg en orbite basse jusqu'à la fuséeSaturn Vde 3 000 tonnes pouvant y placer 140 tonnes[1].

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 fuséeSemiorka,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 desbases de lancementcomprenant 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 deréutiliser tout ou partie du lanceuront fait l'objet de développements plus ou moins poussés. Le premier lanceur partiellement réutilisable, lanavette spatiale américaine,s'est révélée à l'usage plus coûteuse que les lanceurs classiques. La piste dulanceur orbital monoétageutilisant 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 spatialutilisant des moteursaérobies(Skylon) n'a pas dépassé le stade de la planche à dessins. La seule réussite fin 2015 est la récupération du premier étage du lanceurFalcon 9dont 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.

Historique

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Premiers lanceurs

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Les Allemands réalisent leurs premières tentatives de lancement de fusées en 1931. Mais les premiers lancements réussis n'ont lieu qu'en 1942: leV2est la première fusée moderne, utilisée à des fins militaires. En 1945, les ingénieurs allemands sont une prise de guerre que se partagent les Américains (opération Paperclip) et les Soviétiques (opération Osoaviakhim).

Durant la décennie 1950, la tension très forte entre l'Union soviétiqueet lesÉtats-Uniset 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 missileV2développé par les Allemands durant laSeconde 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 soviétiqueR-7 Semiorkaqui place en orbite lele premiersatellite artificielSpoutnik 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 fuséeSoyouz.

La première génération de lanceurs américains

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AuxÉtats-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 lanceurDelta II,qui est la dernière version d'une famille de lanceurs développée à partir du missileThorà 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 lanceurMinotaur.Durant la décennie 1950 les ingénieurs américains multiplient les innovations grâce aux investissements massifs suscités par la tension entre les deuxsuperpuissancesde l'époque plongés en pleineGuerre froide.Si les premiers lanceursJuno/Mercury-Redstonesont encore très proches sur le plan technique du missile allemandV2,les lanceurs mis au point quelques années plus tard n'ont plus grand-chose de commun avec la fusée devon Braun.Lapousséeet l'impulsion spécifiquedesmoteurs-fuséesest fortement accrue, l'électroniquejoue un rôle décisif dans le pilotage, de nouvelles combinaisons d'ergolssont 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 fuséeVanguarddont 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 lanceurScout(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 4 29 t 21 m 11 kg 1958 Premiersatellite artificielaméricainExplorer I
Mercury-Redstone 1 30 t 25 m Vol suborbital:1,8 t 1960 Premier vol (suborbital) d'unastronauteaméricain
Jupiter 2 400 km Armée de l'Air 1958 JunoII 4 55 t 24 m 41 kg 1958 Premièresonde spatialeaméricainePioneer 4
Thor 2 400 km Armée de l'Air 1958 ThorAble 3 52 t 27 m 120 kg 1958 Lancement deExplorer 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 équipageMercury-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 TitanII 2 154 t 30 m 3,8 t 1964 Lanceur utilisé pour leprogramme 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 Premiersatellite artificielSpoutnik 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 Cosmos1 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 Rokot 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 puissance

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Articles détaillés:Saturn VetProton (fusée).

Lacourse à l'espaceentre 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 soviétique

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Articles détaillés:Navette spatiale américaine,Corps portantetBourane.
pays premier vol dernier vol
NavetteChallenger
NavetteColumbia
NavetteDiscovery
NavetteAtlantis
NavetteEndeavour
NavetteBourane
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Les lanceurs de la décennie 2020

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Plusieurs lanceurs lourds entrent en production durant la décennie 2020.

Caractéristiques et performances des lanceurs lourds développés durant la décennie 2010[2],[3],[4],[5],[6],[7],[8].
Charge utile
Lanceur Premier vol Masse Hauteur Poussée Orbite basse Orbite GTO Autre caractéristique
Drapeau du JaponH3 (24L) 2020 609t 63m 9 683kN 6,5t
Drapeau des États-UnisNew Glenn 2021 82,3m 17 500kN 45t 13t Premier étage réutilisable
Drapeau des États-UnisVulcan(441) 2021 566t 57,2m 10 500kN 27,5t 13,3t
Drapeau des États-UnisSpace Launch System(Bloc I) 2020 2 660t 98m 39 840kN 70t
Drapeau de l’Union européenneAriane 6(64) 2020 860t 63m 10 775kN 21,6t 11,5t
Drapeau des États-UnisOmegA(Heavy) 2021 60m 10,1t

Mini lanceurs

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Caractéristiques techniques

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D'un point de vue technique, le lanceur est unefuséedont 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 lafusée-sondeutilisée 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: ces dernières sont d'ailleurs parfois reconverties 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 modeanaérobie.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 unecoiffequi est larguée dès que les couches plus denses de l'atmosphère ont été traversées.

Propulsion et ergols

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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 unepousséeau 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 / Oxygène

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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 lanceursSoyouz,Delta,Atlasutilisent cette technique pour le premier étage.

Ergols hypergoliques

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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 américaineTitan,les lanceurs soviétiques, puis russes,Proton,Dnepr,Rockot,Strelaainsi que les lanceurs issus de missiles d'inspiration soviétique:Longue Marche 2/3/4 chinois,Safiriranien,Unhanord-coréen. C'est également ces ergols qui sont utilisés par les lanceurs européensAriane1, 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 lesProtonen cours de remplacement par l'Angara et les Longue Marche 2/3/4 en cours de remplacement par lesLongue Marche 56et7.

Hydrogène / Oxygène

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Propulsion à propergol solide

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Méthane oxygène

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Capacité d'un lanceur

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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 utile

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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 lelanceur légercapable de placer environ 1 à 2 tonnes en orbite basse (par exempleVega), 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 américainSaturn V(140 tonnes en orbite basse dans sa dernière version) et le lanceur soviétiqueN-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 développementFalcon Heavy(53 tonnes en orbite basse) etSpace Launch System(70 à 130 tonnes).

Volume sous la coiffe

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La taille de lacoiffejoue 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 multiple

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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.

Orbite

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Article détaillé:Orbite.

Selon les missions, le lanceur peut placer sa charge utile sur desorbitesdifférentes. 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, laStation spatiale internationaleISS) et les satellites de renseignement;
  • l'orbite héliosynchroneest 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 moyenneest 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 hautepour 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 despoints de LagrangeL1et L2utilisées par les satellites scientifiques: télescope spatial, observation du Soleil et météorologie spatiale;
  • l'orbite de transfert vers la planèteMars.
Performance de quelques lanceurs en fonction de l'orbite visée
Orbite Ariane 5[9] Vega[10] Soyouz Atlas V(série 500)[11] Falcon 9V1.1 FT[12] Zenit
Orbite basse 20 t 2 t 9 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 3,2 t 8,9 t 8 t 3,8 t
Point de LagrangeL2 6,6 t
Orbite de transfertvers la Lune 7 t
Vitesse de libération 4 550 kg
V∞= 3,475 km/s		 4 t (Mars)

Base de lancement

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Le lanceur est tiré depuis unebase de lancementqui 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.

Synthèse de l'activité de lancement entre 2012 et 2022

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Nombre de lancements spatiaux par pays (sélection) et par année

Avec 78 lancements lesÉtats-Unisreprennent la tête du classement grâce à la multiplication des vols de Falcon 9 (60) portés par le déploiement de la constellationStarlink.La Chine repasse en deuxième position mais avec un nombre de tirs qui continue de progresser (+9 par rapport à l'année précédente). Le nombre de tirs de la Russie, qui se maintient en 3eplace, progresse (+5 tirs). L'Europe fait un score médiocre (échec du lanceur légerVegaet retard du premier volAriane 6). L'Inde, sans doute mal remise des répercussions de l'épidémie du Covid, n'a pas retrouvé son rythme de lancement d'avant crise. L'activité de lancement japonaise est pratiquement à l'arrêt avec un seul tir de son lanceurEpsilonqui est un échec. Enfin la Nouvelle-Zélande maintient le rythme de lancement de son micro-lanceur.
Nombre de lancements spatiaux par lanceur (sélection) et par année

Le lanceur Falcon 9 avec 60 vols en 2022 (nouveau record) domine le marché. Suivent des lanceurs anciens:SoyouzetLongue Marche 2/3/4. La fuséeElectron(9 vols en 2022) domine largement le marché très actif des micro-lanceurs. L'Atlas V qui devrait être remplacé progressivement à compter de l'année prochaine fait également un bon score (7 vols en 2022).
Nombre de lancements spatiaux par type et par année

La part de marché des lanceurs lourds croit fortement principalement grâce à l'envolée des tirs de la fusée Falcon 9. Les micros-lanceurs et lanceurs légers voient le nombre de tir croitre sensiblement tandis que celui des lanceurs moyens stagne.

Lanceurs par pays: état des lieux fin 2019

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

  • Les lanceurs retirés avantne 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 àpropergol solide,c = lanceur utilisant des ergolscryogéniques,h = ergolshypergoliques,c+p = ergols cryogéniques +propulseurs d'appointà propergol solide, c+c = ergols cryogéniques + propulseurs d'appoint à ergols cryogéniques, n=navette spatiale

États-Unis

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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
Atlas V 2002- LEO: 9,75 à 20 t. c+p 19 0 1 62 0 0 4 0 0
Delta IV 2002- LEO: 8,1 à 23 t. c 11 0 1 29 0 0 1 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: 0,21 t. p 119 6 0 0
Falcon 9 2010- LEO: 22,8 t. c 77 1 1 26 0 0
Falcon Heavy 2018- LEO: 64 t. c 3 0 0 0 0 0
Antares 2013- LEO: 7 t. c/p 11 1 0 3 0 0
Minotaur 2000- LEO: 1,7 t. p 8 0 0 8 0 0 1 0 0
Pegasus 1990- LEO: 0,4 t. p 28 2 3 12 1 0 2 0 0 0 0 0
Taurus 1994-2017 LEO: 1,6 t. a 4 0 0 4 2 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 0 0 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 35 0 0

Autres lanceurs:

Russie / Ukraine

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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
TotalRussie/ Ukraine 2182 430 17 6 285 10 9 280 14 6

Autres lanceurs

Europe

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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
Vega 2012- LEO: 2,3 t. p+h 0 0 0 0 0 0 0 15 1 0
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. c+h 2 87 3 0 23 0 0 0 0 0
Ariane 3 1984-1989 GTO: 2,7 t. c+h 11 0 0 0 0 0 0 0 0 0
Ariane 2 1986-1989 GTO: 2,2 t. c+h 6 0 0 0 0 0 0 0 0 0
Ariane 1 1979-1986 GTO: 1,8 t. c+h 11 0 0 0 0 0 0 0 0 0
Europa 1968-1971 GTO: 0,15 t. c+h 11 0 0 0 0 0 0 0 0 0
Diamant 1965-1975 LEO: 0,13 à 0,22 t. c+p 12 0 0 0 0 0 0 0 0 0

Autres lanceurs:

  • Projet Europa (Europe):
    • Cora(test de 2èmeet 3èmeétages d'Europa)
  • Programme des Pierres Précieuses (France):
    • Agathe (test des télémesures et installations au sol du lanceur Diamant)
    • Topaze (test du guidage et du pilotage du lanceur Diamant)
    • Emeraude(test du 1erétage du lanceur Diamant)
    • Saphir (intégration des 1eret 2èmeétages du lanceur Diamant)
    • Rubis (test du 3èmeétage, de la coiffe et du suivi de satellisation du lanceur Diamant)

Chine

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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
TotalChine 18 39 2 3 64 2 1 216 7 2

Inde

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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
TotalInde 6 7 1 2 16 1 2 42 3 0

Japon

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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
TotalJapon 28 17 1 2 22 2 0 35 1 0

Autres lanceurs:

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

Autres pays

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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 lancement

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Graphiques des lancements par pays ayant développé les lanceurs, familles de lanceur etbase de lancementutilisées. Chaque lancement est compté une seule fois quel que soit le nombre decharges utilesemportées.

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 références

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  1. ↑(en)«Alternatives for Future U.S. Space-Launch Capabilities», surCongressional Budget Office(consulté le).
  2. ↑(en)Norbert Brügge, «SLS», surSpacerockets(consulté le)
  3. ↑(en)Norbert Brügge, «NGLS Vulcan», surSpacerockets(consulté le)
  4. ↑(en)Norbert Brügge, «H-3 NGLV», surSpacerockets(consulté le)
  5. ↑(en)Norbert Brügge, «Ariane NGL», surSpacerockets(consulté le)
  6. ↑(en)Norbert Brügge, «B.O. New Glenn», surSpacerockets(consulté le)
  7. ↑Stefan Barensky, «Bezos et Musk: Course au gigantisme»,Aerospatium,
  8. ↑(en)Ed Kyle, «Orbital ATK Next Generation Launch», surSpace Launch Report,
  9. ↑(en)«Brochure Ariane 5»,Arianespace,
  10. ↑(en)«Guide utilisateur Vega»,Arianespace,
  11. ↑(en)«Atlas V Launch Services User's Guide»,ULA,(consulté le)
  12. ↑(en)«Falcon V9: Capabilities & Services»,SpaceX(consulté le)

Bibliographie

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  • (en)Don Edberg et Willie Costa,Design of Rockets and Space Launch Vehicles (2ème édition),American Institute of Aeronautics & Astronautics,,1051p.(ISBN978-1624106415)
    Conception d'un lanceur spatial. Description des principaux lanceurs américains, déroulement du vol, installations de lancement.
  • Seguei Grichkov et Laurent de Angelis,Guide des lanceurs spatiaux (3 d.),Tessier et Ashpool,(ISBN978-2-909467-10-8)
  • (en)Robert E. Bilstein,Stages to Saturn a technological history of Apollo/Saturn Launch vehicules,University Press of Florida,,511p.(ISBN978-0-8130-2691-6)
  • (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,(ISBN978-0-8131-2245-8)
  • (en)J.D. Hunley,US Space-launch vehicle technology: Viking to space shuttle,University press of Florida,,453p.(ISBN978-0-8130-3178-1)
  • (en)Heribert Kuczera et Peter V. * Sacher,Reusable Space Transportation Systems,Springer,,251p.(ISBN978-3-540-89180-2)
    Les programmes européens de lanceurs réutilisables
  • (en)Virginia P.Dawsonet Mark D.Bowles,Taming liquid hydrogen: The Centaur upper stage rocket (1958 - 2002),NASA,,289p.(lire en ligne[PDF])

Voir aussi

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Articles connexes

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Liens externes

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