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.
Atlas D/E/F | Atlas Agena A/B/D | Atlas Centaur | Atlas G/H/I | Atlas II | Atlas III | Atlas V | |
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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 | |||
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 : |