Évidemment, il est impossible de lancer une Ariane 6 depuis l’atmosphère de Vénus. La tâche de lancer le VHP est attribuée à un lanceur spécifique réutilisable. Le lanceur est constitué de deux étages.

2.2.1. 1er étage

Le premier étage doit être puissant mais suffisamment petit pour pouvoir être lancé par une Ariane 6. Il utilise donc du méthane comme carburant, ce qui, comparé à l’hydrogène, implique une masse d’ergols supérieure (Isp plus faible) mais un volume réduit (densité plus importante). Il doit donc avoir un petit réservoir d’hydrogène liquide pour la récupération. L’étage comprend des réserves de carburant supplémentaire. Elles permettent d’effectuer une poussée après la séparation du 2ème étage, pour réduire la distance et donc rentrer plus rapidement au pas de tir et démarrer au plus tôt le remplissage de l’étage.

1er étage Remarque Masse (kg)
Moteur Raptor selon données connues 900
Structure + réservoir Avec réservoir d’hydrogène 2 000
Ballons   250
Hydrogène de récupération   500
RCS   200
Système de propulsion atmosphérique   100
Informatique   50
Ergols de retour rapide Delta-V = 341 m/s 500
???? Réserve de conception   500
Masse à vide L = 19,75 m, diam = 4,5m 5 000
M ergols   75 000
     
Isp (s)   330
Poussée (kN)   1 900
1er étage après stabilisation atmosphérique

2.2.2   2ème étage

Le 2ème étage utilise de l’hydrogène pour ses performances et pour réduire la taille du premier étage. Vu qu’il est conçu pour lancer des VHP ou des RCR (voir §3.2.3) qui ont une propulsion autonome, il n’est pas mis en orbite, ce qui évite d’avoir besoin d’ergols pour le freinage. Cela fait aussi qu’il va « retomber » loin du camp de base, plusieurs éléments permettent d’y retourner.

  • La convection des vents vers l’équateur ramène naturellement l’étage vers la bonne latitude.
  • Suivant le sens de rotation de l’atmosphère, l’étage sera devant la base. Au vu du gradient de vitesse des vents en fonction de l’altitude, l’étage se placera plus bas (vent plus lent) que la base pour se faire rattraper.
  • L’étage est équipé d’un système de propulsion par hélice. Dans un premier temps, il sert à accélérer le retour effectué grâce au vent. Une fois situé à quelques kilomètres de l’objectif, la base et l’étage sont dans la même masse d’air (ils se déplacent donc à la même vitesse) et une propulsion permet de s’approcher à moins de 100 m du pas de tir.
  • Une fois l’approche effectuée, des drones autonomes porte-câble venant du pas de tir arrimeront l’étage pour le ramener sur le premier étage.

Le retour peut tout de même prendre plusieurs semaines. Ce délai n’a pas d’impact sur le temps entre deux tirs car il sera masqué par le temps de remplissage du premier étage.

Etage supérieur Remarque Masse (kg)
Moteurs 2 RL10 modifiés 550
Réservoirs + structure   950
Ballons   100
Hydrogène de récupération   175
RCS   100
Système de propulsion atmosphérique Moteur électrique + panneau solaire 150
Informatique   50
???? Réserve de conception   175
Masse à vide L = 7,5 m, diam = 4,5 m 2 250
M ergols   17 500
     
Isp (s)   464
Poussée (kN)   2 x 220

2.2.3     Remorqueur Captif Réutilisable (RCR)

Au vu de la taille du lanceur, ce dernier n’est pas capable de lancer directement le VHP sur une trajectoire interplanétaire. Au cours d’un premier lancement, la fusée vénusienne placera en orbite un remorqueur qui attendra le temps que la fusée refasse le plein pour lancer le VHP. Les deux véhicules feront ensuite un amarrage orbital pour que le remorqueur puisse rehausser l’orbite du VHP. Ce dernier pourra seul finir l’injection en orbite de transfert. Vu que le remorqueur reste en orbite vénusienne, il peut ensuite faire un freinage atmosphérique pour rentrer au pas de tir.

Au cours de l’attente du VHP (200 jours), le RCR sera réchauffé par le rayonnement solaire (2600 W/m²) et vénusien (1900 W/m²). Pour éviter l’ébullition des ergols, le vaisseau est donc équipé d’un « pack froid » constitué de deux « pare soleil » qui font tomber le flux reçu à quelques dizaines de Watts. Le premier couvre la section frontale (plus étroite) toujours orientée face au soleil grâce au contrôle par gyroscope. Le second couvre la surface supérieure et arrière pour protéger du rayonnement vénusien. Des radiateurs sont installés pour éliminer le flux thermique résiduel.

RCR Remarque Masse (kg)
Moteur RL10 modifié 275
Structure + réservoir    1 000
Bouclier thermique   400
Ballon   100
Hydrogène de récupération   175
RCS   100
Système de propulsion atmosphérique   50
Informatique   25
Pack froid Maintient les ergols liquides 150
???? Réserve de conception   200
Masse à vide L = 8 m, D = 3,5 m 2 500
M ergols   10 500
     
Isp (s)   464
Poussée (kN)   220
RCR en mode d’attente

2.2.4. calcul de tir

À l’altitude de tir, la masse volumique de l’air est plus faible qu’au niveau de la mer sur Terre (voir §2.3). De plus, la masse de la planète étant plus faible, ces deux facteurs réduisent les pertes aérodynamiques, gravitationnelles et la vitesse orbitale, ce qui rend une mise en orbite vénusienne plus facile que sur Terre. Malgré tout, pour conserver une importante marge de sécurité, et pour envisager une réutilisation terrestre du lanceur, il est préférable de conserver un objectif de Delta-V pour l’orbite basse de 9300 m/s. Le lanceur à lui seul n’est pas capable de placer les charges utiles (RCR et VHP) en orbite, elles devront donc allumer leur moteur pour finaliser la mise en orbite. Afin d’avoir un profil de vol identique, les RCR et VHP ont la même masse pleine, et fournissent le même Delta-V pour finaliser la mise en orbite.

             Mise en orbite du RCR

  M initiale (t) M ergols (t) M vide (t) Isp (N*s/kg) Delta-V (m/s)
RCR 13,00 5,23 7,77 4 550,0 2 340,45
2ème étage 32,75 17,50 15,25 4 500,0 3 439,45
1er étage 112,75 75,00 37,75 3 237,3 3 542,21
DELTA-V total 9 322,12

            Mise en orbite du VHP

  M initiale (t) M ergols (t) M vide (t) Isp (N*s/kg) Delta-V (m/s)
VHP 13,00 5,40 7,60 4 360,0 2 340,45
2ème étage 32,75 17,50 15,25 4 500,0 3 439,45
1er étage 112,75 75,00 37,75 3 237,3 3 542,21
DELTA-V total 9 322,12

               Libération du VHP

  M initiale (t) M ergols (t) M vide (t) Isp (N*s/kg) Delta-V (m/s)
VHP 7,60 2,60 5,00 4 360,0 1 825,58
RCR 15,37 5,27 10,10 4 500,0 1 910,46
DELTA-V total 3 736,04

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