L’injection trans-lunaire (ITL) (en anglais : Trans-lunar injection, abrégé en TLI) est une manœuvre propulsive utilisée pour placer un vaisseau spatial en orbite autour de la Terre sur une trajectoire qui le fera arriver à une orbite lunaire.

Principe général

Un vaisseau spatial effectue une injection trans-lunaire pour commencer un transfert lunaire à partir d'une orbite de stationnement circulaire basse autour de la Terre. L'allumage du moteur augmente la vitesse de l'engin spatial, en changeant son orbite d'une orbite basse terrestre circulaire à une orbite très excentrique. Alors que l'engin spatial commence à tourner sur l'arc de transfert lunaire, sa trajectoire se rapproche d'une orbite elliptique autour de la Terre avec un apogée proche du rayon de l'orbite de la Lune. L'allumage de moteur est calculé et chronométré pour mener le vaisseau spatial jusqu'à la sphère d'influence de la Lune, lui permettant ainsi d'entrer dans son orbite.

Méthode employée

Les trajectoires de transfert lunaires typiques suivent le principe général des transferts de Hohmann, bien que des transferts à basse énergie aient également été utilisés dans certains cas, comme pour la sonde Hiten. Pour des missions de courte durée sans perturbations significatives provenant de sources extérieures au système Terre-Lune, un transfert rapide de Hohmann est généralement privilégié.

Notes et références

Voir aussi

• (en) Cet article est partiellement ou en totalité issu de l’article de Wikipédia en anglais intitulé « Trans-lunar injection » (voir la liste des auteurs).

Liens externes

• (en) Arthur J. Schwaniger, Lunar flight study series, vol. 5 : Trajectories in the Earth-Moon Space with Symmetrical Free Return Properties (note technique), 1^er juin 1963 (résumé, lire en ligne [PDF])

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SA-9, pour « Saturn Apollo-9 », également désigné A-103^,, (COSPAR ID : 1965-009B, SATCAT No. 1088), fut le huitième vol du lanceur américain Saturn I et le quatrième vol de sa deuxième version, aussi désignée « Block II ». Il fut également le troisième vol à lancer une maquette (aussi désignée « simulateur de masse », ou « boilerplate ») du module de commande Apollo en orbite terrestre basse.

Ce vol fut également le premier d'une série de trois vols — SA-9, SA-8 et SA-10 — à embarquer un exemplaire de la série de satellites à vocation scientifique Pegasus^,, conçus pour étudier et évaluer le danger représenté par les micrométéoroïdes pour les engins spatiaux circulant en orbite basse.

Des problèmes et des retards lors de la fabrication du premier étage du vol SA-8 perturbèrent l'ordre initial des lancements, et le vol SA-9 fut en fait lancé avant le vol SA-8^,. L'ordre de numérotation des lanceurs demeura toutefois respecté, le lanceur A-103 du vol SA-9 arrivant derrière le lanceur A-102 du vol SA-7^,.

Caractéristiques de la mission

Objectifs et nouveautés

Sur les douze objectifs assignés à la mission, deux étaient liés à la mise en œuvre du satellite Pegasus 1, premier des trois satellites Pegasus devant être tirés par une Saturn I. Huit objectifs étaient liés aux performances des systèmes de la fusée, un était lié au largage de la tour de sauvetage et le dernier était lié à la séparation de la maquette du module de commande Apollo.

Les deux objectifs liés au satellite Pegasus étaient la démonstration du bon fonctionnement des systèmes électroniques, structurels et mécaniques de l'engin, puis la collecte de données sur les micrométéoroïdes en orbite basse. Comme la trajectoire du lancement avait été calculée pour insérer le satellite dans la bonne orbite, elle différait substantiellement de celle des missions précédentes SA-6 et SA-7.

Le lanceur consistait en un premier étage S-I, un deuxième étage S-IV et une case à instruments (Instruments Unit, IU). Il emportait une maquette du module de commande^,,, surnommée « boilerplate » (en français : « tôle d'acier de haute qualité relativement épaisse utilisée dans la construction d'une chaudière »), jouant en fait le rôle de simulateur de masse. Désignée « BP-16 »^, — pour « Boilerplate-16 » —, elle avait une masse de 4 500 kg et reproduisait la forme et la taille du module de commande « réel » totalement équipé^,. Larguée une fois arrivée en orbite, elle était surmontée d'une tour de sauvetage, qui devait elle être larguée plus tôt pendant l'ascension, juste après la séparation entre le premier et le deuxième étages. L'ensemble était fixé au sommet d'un module de service factice réalisé en aluminium, lui-même fixé au S-IV via un adaptateur. Le satellite, d'une masse de 1 451,5 kg et mesurant 5,28 × 2,13 × 2,41 m, était replié sur lui-même, enfermé à l'intérieur du module de service et fixé à l'adaptateur, ce dernier étant fixé au deuxième étage de la fusée. La maquette du module de commande servait ainsi également de carénage pour protéger le satellite. Une fois arrivé en orbite, l'ensemble formé par le deuxième étage — vidé de ses ergols —, la case à équipements, l'adaptateur, le module de service factice et le satellite, avait une masse de 10 500 kg. La configuration était telle que ces éléments restaient attachés une fois arrivés en orbite, le satellite se déployant depuis l'intérieur du module de service factice ; seule la maquette du module de commande devait se séparer du reste de la fusée et évoluer sur une orbite différente^,. Lorsque les panneaux de capteurs du satellite étaient déployés, l'envergure atteignait 29,3 m.

Avec le vol SA-9, les lanceurs Saturn I commencèrent à embarquer un nouveau type de case à instruments, qui ressemblait de plus en plus aux futures unités à instruments qui seraient embarqués par les vols des fusées Saturn IB et Saturn V. Sur l'ancienne version de cette unité, afin de réaliser un contrôle thermique correct, les baies à équipements tubulaires étaient pressurisées et baignées dans un gaz inerte. Toutefois, sur la nouvelle version, les instruments étaient directement installés sur les parois du segment cylindrique, et la nouvelle conception supprimait la pressurisation et l'emploi de gaz inerte. L'élimination de ces systèmes permit de réduire la masse de la case à équipements, mais également sa hauteur, qui fut divisée par deux, ce qui améliora au passage les caractéristiques aérodynamiques des futurs exemplaires de la Saturn I « Block II ».

Afin de pouvoir embarquer le satellite Pegasus, le deuxième étage S-IV et la case à instruments durent subir d'autres modifications mineures. Comme l'absorption de chaleur risquait d'affecter l'équilibre thermique du satellite, la compagnie Douglas livra cet exemplaire du S-IV avec une couche de peinture spéciale pour diminuer le facteur thermique. Il reçut également un nouvel équipement, qui consistait en un « système auxiliaire d'évents non propulsifs » (en anglais : « auxiliary non propulsive vent system »), devant limiter les oscillations excessives et rendre la stabilisation en orbite plus efficace. Les concepteurs y intégrèrent également la nouvelle version de la case à instruments.

Inversion de l'ordre des lancements

Initialement prévues pour faire partie du programme de qualification de la fusée Saturn I, les trois missions Pegasus furent en fait effectuées comme des missions opérationnelles, après que les dirigeants de la NASA décidèrent de déclarer le lanceur opérationnel, à la suite du succès du vol SA-7^,,.

La séquence de lancement des missions initialement prévue fut inversée pour les vols SA-8 et SA-9, en raison de changements dans le processus de leur fabrication. En effet, tous les exemplaires du premier étage S-I des lanceurs des précédentes missions avaient été fabriqués au Marshall Space Flight Center (MSFC) de la NASA, également concepteur de l'étage. Mais, à partir de l'année 1961, la NASA décida de délaisser l'idée de la fabrication « en interne » du matériel spatial pour se reposer sur des contractants industriels^,. La Chrysler Corporation fut désignée comme contractant principal pour la fabrication du S-I au Centre d'assemblage de Michoud, en Louisiane, devant produire et assurer les essais de vingt exemplaires de l'étage pour les fusées Saturn. La compagnie Douglas, qui avait déjà reçu le contrat pour les deuxièmes étages S-IV l'année précédente, ne changeait rien et continuait de fabriquer et livrer des étages S-IV à Cap Canaveral. Comme la compagnie Chrysler commençait tout juste à accumuler de l'expérience, la fabrication et les tests du premier étage du vol SA-8 furent bien plus lents que ceux du dernier exemplaire du premier étage fabriqué au Centre Marshall^,,. Finalement, le vol SA-9 décolla trois mois avant le vol SA-8. Ironie du sort, le dernier étage S-I fabriqué par le Centre Marshall allait servir à lancer Pegasus 1, le premier satellite conçu et fabriqué par ce même centre.

Vol

Préparation pré-vol

Les différents étages et systèmes constituant le lanceur du vol SA-9 arrivèrent au Centre spatial de Cap Canaveral entre les 10 et 22 octobre 1964. Le satellite Pegasus 1 arriva le 29 décembre 1964

Les officiels de la NASA planifièrent le lancement de SA-9 pour le 16 février 1965, et les techniciens de la Base de lancement de Cap Canaveral travaillèrent d'arrache-pied pour pouvoir respecter le calendrier des préparations pré-vol. Une fois la charge utile Pegasus enfermée dans la maquette de vaisseau Apollo servant de carénage et fixée à son adaptateur, le personnel fixa l'ensemble à l'étage S-IV, le 13 janvier. Le jour suivant, les employés finirent de fixer la maquette du module de commande à la fusée. Désireux de réaliser des opérations de manière optimale, le personnel de la NASA et des principaux contractants continuèrent à s'affairer autour du satellite jusqu'aux dernières minutes avant le lancement. Ainsi, le 14 février, seulement deux jours avant le lancement, les techniciens du Centre Marshall et de la Fairchild réalisèrent d'ultimes modifications dans le sous-système de détection des micrométéoroïdes du satellite.

Dans l'ensemble, les préparations pré-lancement de la mission se déroulèrent sans problème majeur et, le 16 février, la fusée était présente sur son pas de tir, prête à décoller^,.

Lancement

La fusée décolla le 16 février 1965 à 14 h 37 min 3 s UTC (9 h 37 min 3 s EST) depuis le pas de tir LC-37B (en), à Cap Canaveral^,,,,,, embarquant avec elle le plus gros satellite jamais lancé jusqu'alors. Ce fut également la première fois qu'une fusée Saturn fut utilisée pour emmener une charge utile scientifique dans l'espace.

Il n'y eut que deux arrêts techniques du compte-à-rebours avant le lancement. Le premier, d'une durée de 30 minutes fut utilisé pour effectuer un cycle de décharge/recharge d'une des batteries du satellite, afin de vérifier son bon fonctionnement. Le deuxième, d'une durée de 1 h 7 min, fut causé par une panne de courant ayant affecté l'ordinateur du centre de sécurité des vols de l'Eastern Test Range.

Le lancement fut nominal et, approximativement 10 min 30 s après le décollage, le vaisseau spatial fut inséré sur une orbite de 495 × 743 km^, avec une inclinaison à 31.76° et une période orbitale de 97,1 minutes. La tour de sauvetage fut larguée pendant l'ascension, tandis que la maquette du module de commande fut larguée vers une orbite différente de celle du lanceur, afin de ne pas perturber les mesures scientifiques du satellite Pegasus. La masse totale placée en orbite était de 15 375 kg, dont 1 451,5 kg pour le satellite seul. Une caméra télécommandée, installée au sommet de l'étage S-IV, retransmit l'observation étrange du déploiement silencieux et hésitant des « ailes » du Pegasus.

Analyse post-lancement

La trajectoire et la vitesse orbitale atteintes furent très proches de celles prévues. La capsule Apollo — servant de carénage pour le satellite — se sépara du reste de la fusée environ 804 s après le lancement, puis le déploiement des longs panneaux de détecteurs du satellite débuta une minute plus tard. La durée de vie prévue du satellite en orbite devait être de 1 188 jours. Il fut retiré du service le 29 août 1968. Bien que quelques dysfonctionnements mineurs eurent lieu à la fois sur la fusée et sur le satellite, la mission SA-9 fut quand-même déclarée réussie, car tous les objectifs fixés avaient été atteints. Le vaisseau resta en orbite jusqu'au 10 juillet 1985, puis plongea dans l'atmosphère et s'écrasa dans l'océan.

Les dégâts causés au pas de tir par les moteurs de la fusée pendant le lancement furent décrits comme étant « les plus légers à ce jour ». Il y eut toutefois un léger dégât des eaux à cause d'un joint torique cassé, et une cascade d'eau vint inonder les équipements électriques et de soutien du lanceur.

Au cours de sa quatrième orbite, le satellite enregistra son premier impact de micrométéoroïde^,. Deux semaines plus tard, le compte atteignit à peine une vingtaine d'impacts, et en mai, on ne comptait pas plus de 70 impacts^,. Les missions suivantes du programme Pegasus n'enregistrèrent pas plus d'impacts et permirent aux scientifiques de se rendre compte que les micrométéoroïdes ne représentaient pas forcément un grand danger pour les futurs vaisseaux Apollo.

Notes et références

Notes

Références

Voir aussi

Articles connexes

• Programme Apollo
• Saturn I
• Pegasus (satellite)
• Module de commande et de service Apollo
• Tour de sauvetage

Bibliographie

 : document utilisé comme source pour la rédaction de cet article.

• (en) Charles D. Benson et William Barnaby Faherty, Moonport : A History of Apollo Launch Facilities and Operations, CreateSpace Independent Publishing Platform, coll. « The NASA History Series », 1^er janvier 1978, 1^re éd., 656 p. (ISBN 1-4700-5267-9 et 978-1-47005-267-6, lire en ligne [PDF]).
• (en) Roger E. Bilstein, Stages to Saturn : A Technological History of the Apollo/Saturn Launch Vehicles, Andesite Press, coll. « The NASA History Series », 8 août 2015 (1^re éd. 1996), 538 p. (ISBN 978-1-297-49441-3 et 1-297-49441-5, lire en ligne [PDF]).
• (en) Courtney G. Brooks, James M. Grimwood, Loyd S. Swenson, Jr. et Paul Dickson, Chariots for Apollo : The NASA History of Manned Lunar Spacecraft to 1969, Dover Publications Inc., coll. « Dover Books on Astronomy », 26 mars 2009 (1^re éd. 1979), 576 p. (ISBN 978-0-486-46756-6 et 0-486-46756-2, lire en ligne).
• (en) Apollo Program Summary Report (JSC-09423), Houston, Texas, États-Unis, NASA, avril 1975 (lire en ligne [PDF]).
• (en) Ivan D. Ertel et Mary Louise Morse, The Apollo Spacecraft : A Chronology, vol. 1 : Through November 7, 1962, CreateSpace Independent Publishing Platform, coll. « The NASA Historical Series », 3 février 2014 (1^re éd. 1969), 284 p. (ISBN 978-1-4954-1397-1 et 1-4954-1397-7, lire en ligne [PDF]).

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SA-10, pour « Saturn Apollo-10 », également désigné A-105^,, (COSPAR ID : 1965-060A, SATCAT No. 1468), fut le dixième et dernier vol du lanceur américain Saturn I et le sixième et dernier vol de sa deuxième version, aussi désignée « Block II ». Il fut également le cinquième et dernier vol à lancer une maquette (aussi désignée « simulateur de masse », ou « boilerplate ») du module de commande Apollo en orbite terrestre basse.

Ce vol fut également le dernier d'une série de trois vols — SA-9, SA-8 et SA-10 — à embarquer un exemplaire de la série de satellites à vocation scientifique Pegasus^,, conçus pour étudier et évaluer le danger représenté par les micrométéoroïdes pour les engins spatiaux circulant en orbite basse.

Objectifs de la mission

Comme lors des deux missions précédentes, les objectifs principaux de la mission étaient la collecte de données sur les micrométéoroïdes, ainsi que la démonstration du fonctionnement du mode de guidage itératif du lanceur et l'évaluation de la précision des divers systèmes embarqués. De même, le lanceur et la charge utile de la mission étaient similaires à ceux du vol précédent SA-8, avec une maquette (boilerplate) du module de service Apollo recevant un « quad » — appelé ainsi car sur le vaisseau Apollo, chaque bloc de RCS contenait quatre petits moteurs — doté de capteurs pour mesurer les contraintes subies pendant le vol.

Le lanceur consistait en un premier étage S-I, un deuxième étage S-IV et une case à instruments (Instruments Unit, IU). Il emportait une maquette du module de commande^,,, surnommée « boilerplate » (en français : « tôle d'acier de haute qualité relativement épaisse utilisée dans la construction d'une chaudière »), jouant en fait le rôle de simulateur de masse. Désignée « BP-9 »^, — pour « Boilerplate-9 » —, elle avait une masse de 4 600 kg et reproduisait la forme et la taille du module de commande « réel » totalement équipé^,. Larguée une fois arrivée en orbite, elle était surmontée d'une tour de sauvetage, qui devait elle être larguée plus tôt pendant l'ascension, juste après la séparation entre le premier et le deuxième étages. L'ensemble était fixé au sommet d'un module de service factice réalisé en aluminium, lui-même fixé au S-IV via un adaptateur. Le satellite, d'une masse de 1 451,5 kg et mesurant 5,28 × 2,13 × 2,41 m, était replié sur lui-même, enfermé à l'intérieur du module de service et fixé à l'adaptateur, ce dernier étant fixé au deuxième étage de la fusée. La maquette du module de commande servait ainsi également de carénage pour protéger le satellite. Une fois arrivé en orbite, l'ensemble formé par le deuxième étage — vidé de ses ergols —, la case à équipements, l'adaptateur, le module de service factice et le satellite, avait une masse de 10 500 kg. La configuration était telle que ces éléments restaient attachés une fois arrivés en orbite, le satellite se déployant depuis l'intérieur du module de service factice ; seule la maquette du module de commande devait se séparer du reste de la fusée et évoluer sur une orbite différente^,. Le satellite Pegasus 3 avait les mêmes dimensions que les deux exemplaires précédents de la série Pegasus. Lorsque les panneaux de capteurs du satellite étaient déployés, l'envergure atteignait 29,3 m.

Vol

Préparation pré-vol

L'étage S-IV arriva à Cap Canaveral le 8 mai 1965, tandis que l'étage S-I et la case à équipements le 1^er juin^,. Le satellite Pegasus 3, troisième et dernier de la série des satellites Pegasus, arriva le 21 juin 1965.

Afin d'accueillir les vols des missions suivantes, réalisés à l'aide du nouveau lanceur Saturn IB, la NASA avait décidé d'appliquer des modifications au pas de tir LC-37B^,. Ces modifications devant débuter en août, la date limite pour le lancement avait été fixée au 31 juillet 1965, ce qui donna relativement peu de temps aux équipes au sol pour préparer le vol^,.

Lancement

Un test complet du compte-à-rebours fut effectué le 27 juillet, celui-ci se déroulant sans le moindre incident.

Le compte-à-rebours final du lancement fut mis en route le 29 juillet 1965 puis, à 13 h 0 min 0 s UTC), la fusée décolla depuis le pas de tir LC-37B (en), à Cap Canaveral^,,,,,, réalisant un vol proche de la perfection^,. Il n'y eut qu'un seul arrêt technique du compte-à-rebours avant le lancement. D'une durée de 30 minutes, il fut utilisé pour s'assurer que l'horaire du décollage corresponde bien avec l'ouverture de la fenêtre de lancement.

Le lancement fut nominal et, approximativement 10 min 30 s après le décollage, le vaisseau spatial fut inséré sur une orbite de 528 × 531 km^, avec une inclinaison à 28.8° et une période orbitale de 95,2 minutes. La tour de sauvetage fut larguée pendant l'ascension, tandis que la maquette du module de commande fut larguée vers une orbite différente de celle du lanceur, afin de ne pas perturber les mesures scientifiques du satellite Pegasus. La masse totale placée en orbite était de 15 621 kg, dont 1 423,6 kg pour le satellite seul. Un peu moins d'une minute après le largage du module de commande, le satellite Pegasus 3 déploya ses ailes. Les officiels de la NASA calculèrent l'heure de lancement afin d'éviter des interférences dans les communications avec les deux Pegasus, lancés précédemment, qui étaient toujours en orbite et utilisaient la même fréquence (136,89 Mhz) pour rester en liaison avec le sol^,. Pegasus 3 fut inséré en orbite à un angle de 120° — soit un tiers d'orbite — par rapport à son prédécesseur.

Analyse post-lancement

La trajectoire du vol fut proche de celle prévue, avec une orbite très circulaire et un vol quasiment parfait^,,. La capsule Apollo — servant de carénage pour le satellite — se sépara du reste de la fusée 816 s après le lancement, puis le déploiement des longs panneaux de détecteurs du satellite débuta 40 s plus tard. La durée de vie prévue du satellite en orbite devait être de 720 jours. Il fut retiré du service le 29 août 1968.

Comme lors des deux vols précédents, Pegasus 3 n'enregistra pas beaucoup d'impacts de micrométéoroïdes, ce qui permit aux scientifiques de se rendre compte que les micrométéoroïdes ne représentaient pas forcément un grand danger pour les futurs vaisseaux Apollo. Le vaisseau resta en orbite jusqu'au 4 août 1969, avant de retomber dans l'atmosphère et s'écraser dans l'océan.

La mission fut déclarée réussie, car tous les objectifs — principaux et secondaires — fixés avaient été atteints^,,.

Notes et références

Notes

Références

Voir aussi

Articles connexes

• Programme Apollo
• Saturn I
• Saturn IB
• Pegasus (satellite)
• Module de commande et de service Apollo
• Tour de sauvetage

Bibliographie

 : document utilisé comme source pour la rédaction de cet article.

• (en) Charles D. Benson et William Barnaby Faherty, Moonport : A History of Apollo Launch Facilities and Operations, CreateSpace Independent Publishing Platform, coll. « The NASA History Series », 1^er janvier 1978, 1^re éd., 656 p. (ISBN 1-4700-5267-9 et 978-1-47005-267-6, lire en ligne [PDF]).
• (en) Roger E. Bilstein, Stages to Saturn : A Technological History of the Apollo/Saturn Launch Vehicles, Andesite Press, coll. « The NASA History Series », 8 août 2015 (1^re éd. 1996), 538 p. (ISBN 978-1-297-49441-3 et 1-297-49441-5, lire en ligne [PDF]).
• (en) Apollo Program Summary Report (JSC-09423), Houston, Texas, États-Unis, NASA, avril 1975 (lire en ligne [PDF]).
• (en) Courtney G. Brooks, James M. Grimwood, Loyd S. Swenson, Jr. et Paul Dickson, Chariots for Apollo : The NASA History of Manned Lunar Spacecraft to 1969, Dover Publications Inc., coll. « Dover Books on Astronomy », 26 mars 2009 (1^re éd. 1979), 576 p. (ISBN 978-0-486-46756-6 et 0-486-46756-2, lire en ligne).
• (en) Gordon W. Solmon et E. L. Leonard, Range Safety Data for Saturn SA-10 (Range Safety Data Report #4-65), Huntsville, Alabama (États-Unis), NASA, George C. Marshall Space Flight Center, 17 juin 1965, 182 p. (lire en ligne [PDF]).
• (en) SA-10 Flight Mechanical Summary (NASA TM X-53293), Huntsville, Alabama (États-Unis), NASA, George C. Marshall Space Flight Center, 13 juillet 1965, 71 p. (lire en ligne [PDF]).
• (en) Vibration And Acoustic Analyses – Saturn SA-10 Flight (NASA TM X-53366), Huntsville, Alabama (États-Unis), NASA, George C. Marshall Space Flight Center, 8 décembre 1965, 94 p. (lire en ligne [PDF]).
• (en) Ivan D. Ertel et Mary Louise Morse, The Apollo Spacecraft : A Chronology, vol. 1 : Through November 7, 1962, CreateSpace Independent Publishing Platform, coll. « The NASA Historical Series », 3 février 2014 (1^re éd. 1969), 284 p. (ISBN 978-1-4954-1397-1 et 1-4954-1397-7, lire en ligne [PDF]).

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• Portail des États-Unis
• Portail de la guerre froide

SA-8, pour « Saturn Apollo-8 », également désigné A-104^,, (COSPAR ID : 1965-039A, SATCAT No. 1385), fut le neuvième vol du lanceur américain Saturn I et le cinquième vol de sa deuxième version, aussi désignée « Block II ». Il fut également le quatrième vol à lancer une maquette (aussi désignée « simulateur de masse », ou « boilerplate ») du module de commande Apollo en orbite terrestre basse.

Ce vol fut également le deuxième d'une série de trois vols — SA-9, SA-8 et SA-10 — à embarquer un exemplaire de la série de satellites à vocation scientifique Pegasus^,, conçus pour étudier et évaluer le danger représenté par les micrométéoroïdes pour les engins spatiaux circulant en orbite basse.

Des problèmes et des retards lors de la fabrication du premier étage du lanceur (astronautique) perturbèrent l'ordre initial des lancements, et le vol SA-8 fut en fait lancé après le vol SA-9^,. L'ordre de numérotation des lanceurs demeura toutefois respecté, le lanceur A-104 du vol SA-8 arrivant derrière le lanceur A-103 du vol SA-9^,.

Caractéristiques de la mission

Objectifs

Les principaux objectifs de la mission étaient la collecte de données sur les micrométéoroïdes, ainsi que la démonstration du fonctionnement du mode de guidage itératif du lanceur et l'évaluation de la précision des divers systèmes embarqués. La mission étant globalement la même, la trajectoire de vol était similaire à celle de la mission précédente, SA-9. De même, le lanceur et la charge utile de la mission SA-8 étaient similaires à ceux du vol SA-9, à l'exception toutefois de l'installation d'un seul bloc de moteurs de contrôle d'attitude sur la boilerplate du module de service Apollo. Sur ce « quad » — appelé ainsi car sur le vaisseau Apollo, chaque bloc de RCS contenait quatre petits moteurs — était installée de l'instrumentation pour mesurer les températures subies pendant le vol. Cet ensemble différait également de celui de la mission SA-5 par le fait que deux des moteurs du quad étaient des prototypes, alors que sur les vols précédents, tous les moteurs étaient simulés.

Le lanceur consistait en un premier étage S-I, un deuxième étage S-IV et une case à instruments (Instruments Unit, IU). Il emportait une maquette du module de commande^,,, surnommée « boilerplate » (en français : « tôle d'acier de haute qualité relativement épaisse utilisée dans la construction d'une chaudière »), jouant en fait le rôle de simulateur de masse. Désignée « BP-26 »^, — pour « Boilerplate-26 » —, elle avait une masse de 4 400 kg et reproduisait la forme et la taille du module de commande « réel » totalement équipé^,. Larguée une fois arrivée en orbite, elle était surmontée d'une tour de sauvetage, qui devait elle être larguée plus tôt pendant l'ascension, juste après la séparation entre le premier et le deuxième étages. L'ensemble était fixé au sommet d'un module de service factice réalisé en aluminium, lui-même fixé au S-IV via un adaptateur. Le satellite, d'une masse de 1 451,5 kg et mesurant 5,28 × 2,13 × 2,41 m, était replié sur lui-même, enfermé à l'intérieur du module de service et fixé à l'adaptateur, ce dernier étant fixé au deuxième étage de la fusée. La maquette du module de commande servait ainsi également de carénage pour protéger le satellite. Une fois arrivé en orbite, l'ensemble formé par le deuxième étage — vidé de ses ergols —, la case à équipements, l'adaptateur, le module de service factice et le satellite, avait une masse de 10 500 kg. La configuration était telle que ces éléments restaient attachés une fois arrivés en orbite, le satellite se déployant depuis l'intérieur du module de service factice ; seule la maquette du module de commande devait se séparer du reste de la fusée et évoluer sur une orbite différente^,. Le satellite Pegasus 2 avait les mêmes dimensions que le Pegasus I. Lorsque les panneaux de capteurs du satellite étaient déployés, l'envergure atteignait 29,3 m.

Inversion de l'ordre des lancements

Initialement prévues pour faire partie du programme de qualification de la fusée Saturn I, les trois missions Pegasus furent en fait effectuées comme des missions opérationnelles, après que les dirigeants de la NASA décidèrent de déclarer le lanceur opérationnel, à la suite du succès du vol SA-7^,,.

La séquence de lancement des missions initialement prévue fut inversée pour les vols SA-8 et SA-9, en raison de changements dans le processus de leur fabrication. En effet, tous les exemplaires du premier étage S-I des lanceurs des missions SA-1 à SA-7 avaient été fabriqués au Marshall Space Flight Center (MSFC) de la NASA, également concepteur de l'étage. Mais, à partir de l'année 1961, la NASA décida de délaisser l'idée de la fabrication « en interne » du matériel spatial pour se reposer sur des contractants industriels^,. La Chrysler Corporation fut désignée comme contractant principal pour la fabrication du S-I au Centre d'assemblage de Michoud, en Louisiane, devant produire et assurer les essais de vingt exemplaires de l'étage pour les fusées Saturn. La compagnie Douglas, qui avait déjà reçu le contrat pour les deuxièmes étages S-IV l'année précédente, ne changeait rien et continuait de fabriquer et livrer des étages S-IV à Cap Canaveral. Comme la compagnie Chrysler commençait tout juste à accumuler de l'expérience, la fabrication et les tests du premier étage du vol SA-8 furent bien plus lents que ceux du dernier exemplaire du premier étage fabriqué au Centre Marshall^,,. Finalement, le vol SA-8 décolla trois mois après le vol SA-9.

Vol

Préparation pré-vol

L'étage S-IV arriva à Cap Canaveral le 25 février 1965, l'étage S-I le 28 février et la case à équipements le 8 mars. Le satellite Pegasus 2, second de la série des satellites Pegasus, arriva le 21 avril 1965. Les préparations pré-vol durèrent 86 jours.

Lors des premiers lancements de la version Block II de la fusée Saturn I, les techniciens de la compagnie Douglas se chargeaient de la vérification de l'étage S-IV, alors que les techniciens de Chrysler travaillaient en parallèle avec les techniciens de Cap Canaveral sur l'étage S-I. Début 1965, la mission SA-8 marqua le décollage du premier étage S-I construit par Chrysler, le contractant assumant également la responsabilité de la vérification de l'étage. Cela marqua également la fin d'un chapitre, pour les techniciens des équipes de lancement : désormais, les techniciens civils de Cap Canaveral n'allaient plus opérer sur les installations de lancement, mais agiraient plutôt en tant que managers.

Lancement

Le compte-à-rebours final du lancement fut mis en route le 24 mai dans l'après-midi, puis se déroula sans incident jusqu'au petit matin du 25 mai 1965 à 2 h 35 min 1 s EST (7 h 35 min 5 s UTC), lorsque la fusée décolla depuis le pas de tir LC-37B (en), à Cap Canaveral^,,,,,, réalisant alors le premier décollage de nuit d'une fusée du programme Apollo. Il n'y eut qu'un seul arrêt technique du compte-à-rebours avant le lancement. D'une durée de 35 minutes, il fut utilisé pour s'assurer que l'horaire du décollage corresponde bien avec l'ouverture de la fenêtre de lancement.

Le lancement fut nominal et, approximativement 10 min 30 s après le décollage, le vaisseau spatial fut inséré sur une orbite de 505 × 747 km^, avec une inclinaison à 31.78° et une période orbitale de 97,1 minutes. La tour de sauvetage fut larguée pendant l'ascension, tandis que la maquette du module de commande fut larguée vers une orbite différente de celle du lanceur, afin de ne pas perturber les mesures scientifiques du satellite Pegasus. La masse totale placée en orbite était de 15 473 kg, dont 1 397 kg pour le satellite seul. Une minute après le largage du module de commande, le satellite Pegasus 2 déploya ses ailes. Les officiels de la NASA calculèrent l'heure de lancement afin d'éviter des interférences dans les communications avec Pegasus I, lancé trois mois plus tôt, qui était toujours en orbite et utilisait la même fréquence que son successeur. Pegasus 2 fut inséré en orbite à un angle de 120° — soit un tiers d'orbite — par rapport à son prédécesseur.

Analyse post-lancement

La trajectoire du vol fut proche de celle prévue. La capsule Apollo — servant de carénage pour le satellite — se sépara du reste de la fusée environ 806 s après le lancement, puis le déploiement des longs panneaux de détecteurs du satellite débuta une minute plus tard. La durée de vie prévue du satellite en orbite devait être de 1 220 jours. Il fut retiré du service le 29 août 1968. Bien que plusieurs petits dysfonctionnements se produisirent dans le système de propulsion du premier étage, la mission SA-8 fut quand-même déclarée réussie, car tous les objectifs fixés avaient été atteints.

Comme lors du vol précédent, Pegasus 2 n'enregistra pas beaucoup d'impacts de micrométéoroïdes, ce qui permit aux scientifiques de se rendre compte que les micrométéoroïdes ne représentaient pas forcément un grand danger pour les futurs vaisseaux Apollo. Le vaisseau resta en orbite jusqu'au 8 juillet 1989, avant de retomber dans l'atmosphère et s'écraser dans l'océan.

Notes et références

Notes

Références

Voir aussi

Articles connexes

• Programme Apollo
• Saturn I
• Pegasus (satellite)
• Module de commande et de service Apollo
• Tour de sauvetage

Bibliographie

 : document utilisé comme source pour la rédaction de cet article.

• (en) Charles D. Benson et William Barnaby Faherty, Moonport : A History of Apollo Launch Facilities and Operations, CreateSpace Independent Publishing Platform, coll. « The NASA History Series », 1^er janvier 1978, 1^re éd., 656 p. (ISBN 1-4700-5267-9 et 978-1-47005-267-6, lire en ligne [PDF]).
• (en) Roger E. Bilstein, Stages to Saturn : A Technological History of the Apollo/Saturn Launch Vehicles, Andesite Press, coll. « The NASA History Series », 8 août 2015 (1^re éd. 1996), 538 p. (ISBN 978-1-297-49441-3 et 1-297-49441-5, lire en ligne [PDF]).
• (en) Courtney G. Brooks, James M. Grimwood, Loyd S. Swenson, Jr. et Paul Dickson, Chariots for Apollo : The NASA History of Manned Lunar Spacecraft to 1969, Dover Publications Inc., coll. « Dover Books on Astronomy », 26 mars 2009 (1^re éd. 1979), 576 p. (ISBN 978-0-486-46756-6 et 0-486-46756-2, lire en ligne).
• (en) Apollo Program Summary Report (JSC-09423), Houston, Texas, États-Unis, NASA, avril 1975 (lire en ligne [PDF]).
• (en) Pamelia B. Pack et Gordon W. Solmon, SA-8 Operational Trajectory (NASA TM X-53262), Huntsville, Alabama (États-Unis), NASA, George C. Marshall Space Flight Center, 17 mai 1965, 51 p. (lire en ligne [PDF]).
• (en) Manned Space Flight Network Performance Analysis for the SA-8 Mission (NASA TM X-55242), Greenbelt, Maryland (États-Unis), Goddard Space Flight Center, 29 juillet 1965, 30 p. (lire en ligne [PDF]).
• (en) H. J. Weichel, SA-8 Flight Test Data Report (NASA TM X-53308), Huntsville, Alabama (États-Unis), NASA, George C. Marshall Space Flight Center, 2 août 1965, 88 p. (lire en ligne [PDF]).
• (en) Ivan D. Ertel et Mary Louise Morse, The Apollo Spacecraft : A Chronology, vol. 1 : Through November 7, 1962, CreateSpace Independent Publishing Platform, coll. « The NASA Historical Series », 3 février 2014 (1^re éd. 1969), 284 p. (ISBN 978-1-4954-1397-1 et 1-4954-1397-7, lire en ligne [PDF]).

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SA-6, pour « Saturn Apollo-6 », également désigné A-101^,, (COSPAR ID : 1964-025A, SATCAT No. 800), fut le sixième vol du lanceur américain Saturn I et le deuxième vol de sa deuxième version, aussi désignée « Block II ». Il fut le premier vol à lancer une maquette (aussi désignée « simulateur de masse », ou « boilerplate ») du module de commande Apollo en orbite terrestre basse.

Prenant place au cœur de la montée en puissance du programme Apollo, SA-6 décolla le 28 mai 1964 de Cap Canaveral, en Floride, pour des essais se déroulant sur quatre orbites, soit un vol d'environ six heures. Le vaisseau et son étage supérieur effectuèrent toutefois un total de 54 orbites avant de rentrer dans l'atmosphère et retomber dans l'Océan Pacifique, le 1^er juin 1964.

Le vol ne connût qu'une seule anomalie : l'un des huit moteurs du premier étage se coupa prématurément, mais le système de guidage de la fusée compensa ce problème par une combustion plus longue des sept moteurs restants. Le vol SA-6 fut suivi par quatre vols supplémentaires pour vérifier les caractéristiques aérodynamiques des modules de commande et de service Apollo (CSM), ainsi que de leur tour de sauvetage.

Objectifs de la mission

Lors des cinq premiers vols de la fusée Saturn I, cette dernière avait reçu un cône de nez de fusée Jupiter-C, une pièce largement éprouvée qui permettait aux ingénieurs de se focaliser sur le développement du lanceur. Afin de vérifier les caractéristiques aérodynamiques du module de commande et de service Apollo (ou CSM, pour « Command and Service Module »), le vol SA-6 embarquait une maquette du module de commande^,, surnommée « boilerplate » (en français : « tôle d'acier de haute qualité relativement épaisse utilisée dans la construction d'une chaudière »), jouant en fait le rôle de simulateur de masse. Désignée « BP-13 » — pour « Boilerplate-13 » — elle avait une masse de 7 700 kg et reproduisait la forme et la taille du module de commande « réel » totalement équipé^,. Le vaisseau reçut également une tour de sauvetage factice. Le tout était fixé au sommet d'un module de service factice réalisé en aluminium, qui restait fixé au deuxième étage S-IV et à sa case à instruments. En orbite, l'ensemble formé par le CSM et le deuxième étage avaient une masse de 16 900 kg.

La maquette du CSM était équipée de 116 capteurs, enregistrant les contraintes, la pression et les accélérations rencontrées au cours du vol. Elle était également équipée de trois installations de télémesure

Vol

Préparation pré-vol

La préparation pré-vol de la mission SA-6 arriva avec son lot de nouveautés, de problèmes et de reports de calendrier, mais elle demeura bien moins pénible que celle du vol SA-5, qui dura 70 jours de plus que la moyenne du temps de préparation des vols restants SA-6 à SA-10, qui était de 91 jours.

La maquette (boilerplate) du vaisseau Apollo utilisée lors de ce vol, la BP-13 (maquette n^o 13), était l'une des trente maquettes du vaisseau construites par North American pour les essais préliminaires du programme Apollo. Le Centre des vols habités (Manned Spacecraft Center, MSC) avait déjà procédé à plusieurs tests de boilerplates sur le centre d'essais de White Sands, afin de tester le vaisseau pour des impacts sur le sol et la surface de l'eau, le système de parachutes de récupération, les système d'abandon au lancement, et effectuer des essais de flottaison et des simulations d'évacuation d'urgence en mer. Le vol SA-6 fut l'occasion de vérifier la compatibilité du vaisseau avec un lanceur de type Saturn.

La vérification de la maquette BP-13 avait commencé en décembre 1963 lorsque G. Merrit Preston, directeur des opérations au secteur Florida Operations du Manned Spacecraft Center à Houston, au Texas, envoya George T. Sasseen et une équipe de quarante personnes à l'usine de Downey du constructeur North American, en Californie. Pendant deux mois, les équipes de la NASA et de North American soumirent la BP-13 à de nombreuses séries de tests intensifs, allant de simples vérifications sur la ligne d'assemblage à des vols simulés. Le vaisseau subit une nouvelle longue série de tests après avoir été transféré en Floride. Début avril, l'équipe était prête à arrimer la maquette au sommet de la fusée. Pendant les six semaines suivantes, l'équipe résolut divers problèmes liés aux systèmes de refroidissement du vaisseau et au mécanisme de largage de la tour de sauvetage factice. Un temps important fut également passé à vérifier les systèmes de télémesure et des 116 capteurs qui devaient enregistrer les réponses structurelles et thermiques du vaisseau pendant son vol.

Lancement

Il ne fallut pas moins de trois tentatives pour parvenir à lancer la fusée.

La première tentative, le 20 mai, fut annulée après que l'oxygène liquide ait endommagé un treillis métallique pendant un test, entraînant une contamination du carburant. La deuxième tentative de lancement, six jours plus tard, se déroula sans problème jusqu'à 115 minutes du lancement, lorsqu'un compresseur de climatisation défaillant entraîna une surchauffe du système de guidage de la fusée. Le lancement fut alors à nouveau reporté.

Le 28 mai, jour de la troisième tentative de lancement, l'équipe au sol dut à nouveau affronter quelques problèmes récurrents et ordonner plusieurs arrêts de compte-à-rebours. Des vapeurs d'oxygène liquide émanaient de l'étage S-IV troublant la liaison visuelle entre une fenêtre optique à l'intérieur de la case à équipements de la fusée et un théodolite à terre. Le problème disparut après un arrêt de décompte de 38 minutes, lorsque le vent éloigna les vapeurs de la fusée. Toutefois, il fallut ajouter une autre heure d'arrêt le temps de régler un problème avec un clapet de remplissage de l'oxygène liquide. Le problème optique entre la case a équipements et le théodolite réapparut enfin dans les dernières minutes du décompte, cette fois causé par des vapeurs émanant de la tour de service. Ce théodolite était nécessaire pour que l'ordinateur du compte-à-rebours permette le lancement de la fusée. Si sa vision était obstruée, il annulait le lancement trois secondes avant l'heure prévue, par mesure de sécurité. Les ingénieurs le jugèrent finalement non-critique et bricolèrent rapidement l'ordinateur pour se passer de lui, permettant aux opérations de lancement de reprendre normalement, 75 minutes plus tard.

La fusée décolla finalement le 28 mai 1964 à 17 h 7 min 0 s UTC depuis le LC-37B (en), à Cap Canaveral^,,. Le vol se déroula de façon nominale jusqu'à 117,3 secondes après le décollage, moment où le moteur H-1 n^o 8 du premier étage s'éteignit prématurément^,, 24 secondes en avance sur l'heure prévue. Contrairement au test réalisé lors du vol SA-4, cet arrêt n'était pas prévu, mais la fusée compensa parfaitement le problème en brûlant les ergols restants dans les sept moteurs encore fonctionnels pendant 2,7 secondes de plus que la durée initialement prévue, ainsi qu'en ajustant automatiquement son orientation pour ne pas sortir de sa trajectoire prévue^,. Cet événement, seule défaillance connue subie par un moteur H-1 au cours des quinze lancements des fusées Saturn I et Saturn IB, mit en évidence la capacité de la fusée à gérer une panne de moteur pendant le vol (en anglais : "engine-out" capability)^,.

Le premier étage se sépara et le deuxième alluma ses moteurs. Dix secondes plus tard, la tour de sauvetage fut larguée comme prévu. Pendant ce temps, huit nacelles contenant des caméras qui avaient été conçues pour observer la séparation des deux étages avaient été larguées pour être récupérées sur Terre. Le deuxième étage s'arrêta 624,5 secondes après le lancement — soit 1,26 secondes plus tôt que prévu —, avec l'étage et la maquette du vaisseau Apollo placés sur une orbite de 182 × 227 km^,. Les systèmes de télémesure continuèrent à transmettre les données récoltées par les capteurs jusqu'à l'épuisement des batteries, au cours de la quatrième orbite. Le véhicule effectua un total de 54 orbites, retombant dans l'atmosphère à l'est de l'île de Canton, dans l'Océan Pacifique, le 1^er juillet 1964^,.

Analyse post-lancement

Le vol SA-6 fut un succès, tous les objectifs de la mission ayant été remplis comme prévu^,,.

La télémesure parvint à transmettre toutes les données souhaitées en continu pendant tout le vol, à l'exception d'une petite coupure de trois secondes pendant la séparation des deux étages. L'échauffement cinétique produit pendant l'ascension de la fusée produisit une valeur de température maximale sur la structure de la tour de sauvetage 20 % en dessous de la limite prévue à la conception du lanceur, qui était de 288 °C. L'analyse des données de pression, contraintes et accélérations enregistrées pendant le vol indiquèrent que la structure du véhicule était adaptée aux divers domaines de vol rencontrés.

Le cause de la défaillance du moteur n^o 8 du premier étage fut rapidement découverte par les ingénieurs lors de l'analyse des données retransmises par la télémesure. Ils déduisirent que les dents d'un des engrenages de la turbopompe de ce moteur avaient été arrachées, ce qui avait mené à son arrêt brutal pendant l'ascension de la fusée. Heureusement, les techniciens travaillant au Centre Marshall et à Rocketdyne avaient effectué de nombreux tests de la turbopompe au sol et en avaient déjà déduit qu'elle était trop fragile et qu'il fallait repenser sa conception. Une modification déjà prévue concernait justement la largeur des dents des engrenages, et ce nouveau modèle de pompe était déjà prévu pour voler lors de la mission SA-7. Cet incident ne remit alors pas en cause le calendrier des vols prévus du lanceur Saturn I et il n'y eut plus le moindre problème avec les moteurs H-1 en vol.

Notes et références

Notes

Références

Voir aussi

Articles connexes

• Programme Apollo
• Saturn I
• Module de commande et de service Apollo

Bibliographie

 : document utilisé comme source pour la rédaction de cet article.

• (en) Courtney G. Brooks, James M. Grimwood, Loyd S. Swenson, Jr. et Paul Dickson, Chariots for Apollo : The NASA History of Manned Lunar Spacecraft to 1969, Dover Publications Inc., coll. « Dover Books on Astronomy », 26 mars 2009 (1^re éd. 1979), 576 p. (ISBN 978-0-486-46756-6 et 0-486-46756-2, lire en ligne).
• (en) Charles D. Benson et William Barnaby Faherty, Moonport : A History of Apollo Launch Facilities and Operations, CreateSpace Independent Publishing Platform, coll. « The NASA History Series », 1^er janvier 1978, 1^re éd., 656 p. (ISBN 1-4700-5267-9 et 978-1-47005-267-6, lire en ligne [PDF]).
• (en) Roger E. Bilstein, Stages to Saturn : A Technological History of the Apollo/Saturn Launch Vehicles, Andesite Press, coll. « The NASA History Series », 8 août 2015 (1^re éd. 1996), 538 p. (ISBN 978-1-297-49441-3 et 1-297-49441-5, lire en ligne [PDF]).
• (en) Apollo Program Summary Report (JSC-09423), Houston, Texas, États-Unis, NASA, avril 1975 (lire en ligne [PDF]).
• (en) Ivan D. Ertel et Mary Louise Morse, The Apollo Spacecraft : A Chronology, vol. 1 : Through November 7, 1962, CreateSpace Independent Publishing Platform, coll. « The NASA Historical Series », 3 février 2014 (1^re éd. 1969), 284 p. (ISBN 978-1-4954-1397-1 et 1-4954-1397-7, lire en ligne [PDF]).

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