Atlas (fusée) - Définition

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Le missile intercontinental Atlas

Tir d'un missile Atlas (1958)

Le lanceur Atlas dérive comme presque tous les lanceurs développés dans les années 1950 d'un missile balistique (la seule exception est le lanceur américain Vanguard). L'Atlas est le premier missile intercontinental développé par les États-Unis. Pour atteindre les performances exigées par l'Armée américaine, l'ingénieur d'origine belge Charlie Bossart de la société Convair , a recours à la technique du réservoir-ballon : les réservoirs sont structuraux (c'est-à-dire qu'ils jouent à la fois le rôle de coque externe et de réservoir) et sont dépourvus de longerons; s'ils ne sont pas maintenus sous pression ils s'effondrent sous leur propre poids. Cette technique de construction délicate à maîtriser et relativement coûteuse permet d'alléger au maximum le poids de la fusée. Par ailleurs le missile comporte un étage et demi : deux moteurs (sur trois) utilisés au lancement sont largués en vol : la mise à feu de tous les moteurs se fait ainsi au départ (l'allumage d'un moteur en vol était à l'époque problématique).

Le premier lancement réussi d'un missile Atlas eut lieu le 17 décembre 1957. Plusieurs versions du missile sont développées : les versions A, B et C sont utilisées pour la mise au point du missile. Les versions D, E et F sont des versions opérationnelles : certains de ces missiles seront réutilisés après leur retrait du service comme lanceur. Environ 126 missiles sont déployés dans les bases de lancement. Le missile entre en service opérationnel en 1959. Sa carrière est relativement brève car le temps de préparation avant son lancement (remplissage des réservoirs) devient rapidement incompatible avec les exigences militaires : le dernier missile est désarmé en 1965.

Caractéristiques des principaux modèles du lanceur Atlas

Atlas D/E/F Atlas Agena A/B/D Atlas Centaur Atlas G/H/I Atlas II Atlas III Atlas V
Période D : 1959-1967
E : 1960-1995
F : 1961-1985
A : 1960-1961
B : 1961-1966
D : 1963-1978
1962-1983 G : 1984-1989
H : 1983-1987
I : 1990-1997
II : 1991-1998
II-A : 1992-2002
II-AS : 1993-2004
III-A : 2000-2003
III-B : 2002-2005
V 4xx : 2002-
V-5xx : 2003-
V-HLV :
Lancements/réussis D : 16/16
E : 23/21
F : 21/20
A : 4/2
B : 28/5
D : 75/7
61/51 G : 7/5
H : 5/5
I : 11/8
II : 10/10
II-A : 22/22
II-AS : 26/26
III-A : 2/2
III-B : 4/4
V 4xx : 16/15
V-5xx : 3/3
HLV : 0/0
Charge utile 1,36 t (LEO) 2,30 t (LEO)
1,00 t (GTO)
0,50 t (ESC)
4,00 t (LEO)
1,80 t (GTO)
1,00 t (ESC)
5,9 t (LEO)
2,3 t (GTO)
7,28 t (LEO)
3,04 t (GTO)
10,7 t (LEO)
4,48 t (GTO)
9 à 20 t (LEO)
5 à 9 t (GTO)
Missions remarquables Programme Mercury sondes Mariner
sondes Ranger
sondes Lunar Orbiter
sondes Surveyor
sondes Mariner
sondes Pioneer

MRO
New Horizons
LRO / LCROSS

Caractéristiques techniques
Longueur 20 m 30 à 36 m 33 à 38 m 43,77 m 47,42 m 53,10 m 59,1 m.
Diamètre 3,05 m 3,05 m 3,05 m 3,05 m 3,05 m 3,05 m 3,8 m.
Masse totale 122,0 t 124 à 155 t 136 à 148 t 164,3 t 187,7 t 225,5 t 334 t. à 500 t.
Nombre d'étages 2,5 2,5 2,5 2,5 2,5 2 2
Propulseur d'appoint
Moteurs 2 x LR-89-5 2 x LR-89-5 ou -7 2 x LR-89-5 ou -7 2 x LR-89-7 2 x RS-56-OBA 0 à 5 (n) Atlas SRB
Poussée 1645 kN 1645 ou 1896 kN 1645 ou 1896 kN 1896 kN 2094 kN n x 1270 kN
Ergols Kérosène et LOX Kérosène et LOX Kérosène et LOX Kérosène et LOX Kérosène et LOX Solide
Durée de la combustion 120 s 120 s 120 s 174 s 172 s 94 s.
Masse totale/masse à vide / 3,175 t / 3,05 t / 3,18 t / 3,65 t / 4,19 t n x 41 / 4 t.
Premier étage
Moteurs LR-105-5 LR-105-5 LR-105-5 LR-105-7 RS-56-OSA RD-180 RD-180
Poussée (au niveau de la mer) 363 kN 363 kN 386 kN 363 kN 386 kN 3852 kN 3827 kN
Ergols Kérosène et LOX Kérosène et LOX Kérosène et LOX Kérosène et LOX Kérosène et LOX Kérosène et LOX Kérosène et LOX
Masse totale/à vide 117,8/4,93 t 117,2/2,39 t 117,4/3,70 t 142,5/4,24 t 162,5/2,05 t 195,6 / 13,73 t 305 / 21 t
Durée de la combustion 309 s 250 s 335 s 266 s 283 s 241 s
Longueur 20,7 m 20,3 m 18,3 m 22,2 m 28,9 m 32,46 m
Diamètre 3,05 m 3,05 m 3,05 m 3,05 m 3,05 m 3,05 m 3,81 m
2ème étage
Désignation (avec ou sans) Agena Centaur Centaur Centaur Centaur Centaur
Moteur Bell XLR81-BA-5 2xP&W RL-10-A1 2xP&W RL-10A-3A 2xP&W RL-10A-4 P&W RL-10A-4-2 4x1 : 1xP&W RL-10A-4-2
4x2 : 2xP&W RL-10A-4-2
Poussée 68,9 kN 71,2 kN 146,8 kN 185 kN 198,3 kN
Ergols Solide hydrazine et
acide nitrique fumant rouge
LH2 et LOX LH2 et LOX LH2 et LOX LH2 et LOX LH2 et LOX
Masse totale/à vide 3790/885 kg 15,6/2,0 t 15,6/1,7 t 15,6/2,1 t 22,96/2,1 t 4x1 :22,8/2,1 t.
4x2 : 22,6/1,9 t.
Durée de la combustion 120 s 430 s 402 s 392 s 460 s 4x1 : 920 s.
4x2 : 460 s.
Longueur 4,7 m 9,15 m 9,15 m 10,10 m III-A : 10,06 m
III-B : 11,89 m (SEC)
11,74 m.(DEC)
12,68 m
Diamètre 1,52 m 3,05 m 3,05 m 3,05 m 3,05 m 3,05 m
Coiffe
Diamètre 4,2 m 4,2 ou 5,4 m
Longueur 12,2 m à 13,1 m 12,2 à 26,58 m
Masse 2,1 à 2,3 t. 2,1 à 4,4 t.
Sources :
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