Comité Scientifique et Technique Archives du CECLES-ELDO (Florence) essai en vol de F7; rapport préliminaire sur le tir F8; rapport sur le lancement F6/1
Rapport sur le lancement d'europa 1 F6/1
ELDO-2977 (Florence : historical archives of the european union)
ELDO/T(67)24
Paris, le 22 septembre 1967.
LANCEMENT F6/1
Original : anglais - français
Annexe
ORGANISATION EUROPEENNE POUR LA MISE AU POINT ET LA CONSTRUCTION DE LANCEURS D'ENGINS SPATIAUX
Note du Secrétariat
RAPPORT SUR LE LANCEMENT DE F6/1
Le lancement du véhicule F6/1 a eu lieu à Woomera le 4 août 1967. En raison des difficultés rencontrées avant et au cours de l'essai, des résultats non entièrement satisfaisants obtenus, des interprétations diverses qui en ont été données et de l'intérêt de tirer rapidement des enseignements valables pour les lancements ultérieurs, le Secrétariat a pensé utile de présenter le présent rapport. L'objet de ce rapport est d'attirer l'attention sur les principaux problèmes soulevés à l'occasion de la préparation du lancement et sur les incidents survenus au cours du vol et d'en indiquer les raisons telles qu'elles apparaissent à ce jour, bien que l'analyse des résultats obtenus ne soit pas encore complète. On n'a pas cherché, dans ce document, à indiquer tout ce qui au cours de l'essai a fonctionné correctement, la liste en serait longue; il a paru plus utile de se concentrer sur les problèmes soulevés et les incidents survenus.
1 Historique du lancement
1.1 Le lanceur F6/1 a été introduit dans le programme par le plan-objectif T/5 (mai 1965) comme le premier des lanceurs multi-étages comportant un 2ème étage actif; la date-objectif du lancement était fixée à juin 1967. Lorsque le plan-objectif T6 a été adopté (septembre 1966), quelques changements ont été apportés aux objectifs de l'essai du 2ème étage, mais l'objectif principal, qui était l'essai en vol du 2ème étage actif, restait inchangé ainsi que la date-objectif fixée dans le plan-objectif T7. On trouvera en annexe un tableau résumant les caractéristiques et les objectifs de F5, F6/1 et F6/2.
1.2 Vers la fin de 1966, le programme prenait du retard sur plusieurs points importants qui allaient de la fourniture des ergols du 2ème étage et la préparation de leurs installations de stockage à Woomera à des reports des dates de livraison d'éléments de la centrale d'attitude (ARPU) et des retards dans les essais de qualification de certains composants de l'équipement de contrôle. On pouvait dès lors craindre un report d'au moins six semaines de la date-objectif du lancement fixée au 1er juin 1967. On estimait cependant que l'on pouvait regagner du temps sur tous ces points critiques .et, en décembre 1966, la date du lancement était fixée au 7 juin 1967. Cependant, au début de mars 1967, il devenait évident que, notamment en raison de la nécessité d'allonger la période de préparation du lanceur à Woomera, la date de lancement devait être reportée au moins au 19 juin 1967. Avant que la décision d'adopter cette date n'ait été adoptée à des fins de planification, une grande partie de l'équipement au sol du 2ème étage de F6/1 était détruite dans un accident d'avion survenu le 7 mars à Karachi. Une nouvelle planification des travaux de préparation du 2ème étage à. Woomera a permis néanmoins de réduire à deux semaines le retard causé par cet accident et, le 22 mars 1967, la date de lancement était reportée au 3 Juillet 1967.
1.3 Les travaux effectués sur le lanceur à Woomera ont été poursuivis selon ce plan jusqu'au 22 mai, date à laquelle on a procédé, avec deux jours d'avance, à un essai de tir statique. Cet essai a été arrêté automatiquement à - 4,8 s par suite dues manque de pression dans un circuit d'huile de graissage. Après élimination de cette panne, la seconde tentative a eu lieu le 22 mai et a été arrêtée à - 1 s, la vanne de kérosène ne s'étant pas verrouillée en position d'ouverture. Après vérification et réglage du mécanisme de la vanne, le tir statique a eu lieu avec succès à la troisième tentative, c'est-à-dire le 2 juin, mais ce contretemps a nécessité le report de la date de lancement du 3 au 11 juillet.
1.4 Le compte à rebours a donc commencé le 9 juillet et, à partir de cette date, l'état de préparation du lanceur a toujours été maintenu dans les limites de celui du compte à rebours jusqu'à ce que le lancement ait réellement lieu.
1.5 Le lancement a été effectué avec succès le 4 août 1967 à la neuvième tentative. La succession-de ces tentatives est résumée ci-après :
(i) le compte à rebours débute le 9 juillet pour un lancement le 11 Juillet. La tentative est reportée par suite d'une défectuosité dans le commutateur de gain du pilote automatique du 1er étage;
(ii) le compte à rebours est repris à J-2 le 19 juillet à 05 heures 00 pour un lancement 1e 21 juillet. Le plein du réservoir de peroxyde d'azote du 2éme étage est fait le 19 juillet, mais le compte à rebours est arrêté le 21 juillet à 07 h 45 (- 3 h) par suite d’une défectuosité apparue sur la voie 7 du récepteur WREBUS du 2 éme étage.
(iii) nouvelle tentative pour le 22 juillet, interrompue à - 3 h 30 avant de commencer le remplissage du réservoir de LOX par suite d’une dégradation des conditions atmosphériques déjà défavorables;
(iv) nouvelle tentative pour le 26 juillet, interrompue à 08 h 00 (- 1 h 30) en raison de conditions atmosphériques inacceptables. De plus, le WREBUS cause des difficultés. (Remarque : le 27 Juillet, les hypothèses à utiliser pour le calcul des rafales de vent admissibles sont assouplies).
(v) nouvelle tentative pour le 29 juillet. Le compte à rebours est arrêté automatiquement à H - 3 s par suite d’une défectuosité sur la voie 4 du récepteur WREBUS du 2 éme étage;
vi) nouvelle tentative pour le 30 juillet, interrompue à environ à H - 5 h en raison de vents violents;
(vii) tentative renouvelée pour le 1er août et interrompue à environ à H -5 h en raison de vents violents; (Remarque : le 1er août, les coefficients de sécurité admis pour le 3ème étage sont assouplis;
(viii) tentative renouvelée pour le 3 août et interrompue à H - 15 mn à cause d'une défectuosité dans le programmeur de tangage du système de référence d'attitude actif. ... (4 le lancement est effectué avec succès au début de l’après-midi du 4 août.
1.6 Le lancement du 4 août a été effectué avec la connaissance que cette tentative serait la dernière et serait éventuellement suivie du désassemblage de la fusée et du renvoi du 2ème étage en France.
2. Evènements au cours du vol
2.1 Lanceur
L'accélération au décollage a été nominale pour ce premier essai en vol des propulseurs RZ 12 Mk III.
Une légère perturbation en roulis a été amortie en 7s.
Le programme de tangage a été correctement suivi :
Basculement progressif du lanceur jusqu'à former un angle de 37' à l'instant 100 s et maintien de cet angle jusqu’à 150 s.
La culmination de la trajectoire a été proche de La valeur théorique et s’est produite à 200 km à l’instant 4 mn 50 s. Un écart de 2° en azimut a été signalé et le point de chute du lanceur a été indiqué à proximité de la limite de la zone de retombée, légèrement en deçà de la distance nominale et à 35 km à l’est.
Il avait été prévu que l'arrêt des propulseurs du 1er étage serait commandé par un signal émis par un détecteur de niveau de kérosène mais, en l’occurrence, il a été déclenché environ 2,5 s trop tôt par un signal provenant d'un détecteur de niveau de LOX, restant néanmoins compris dans la fourchette de dispersion probable de 1 %, La vitesse du 1er étage en fin de propulsion a été de 2 % inférieur à la valeur nominale..
La séparation 1er étage- 2éme étage a été réalisée par la mise à feu de tous les boulons explosifs et l'allumage du moteur de séparation à poudre, Toutefois, le boulons ont explosé environ 2 s trop tôt. Le séquenceur du 2éme étage a commencé à fonctionner correctement en mode rapide après réception du signal du 1er étage. L'allumage du générateur de gaz et la pressurisation des réservoirs d'ergols ont été correcte, mais le signal suivant de la séquence qui devait être appliquée à la vanne pyrotechnique 2,7 s après le signal du premier étage n'a pas été fourni, si bien que les vannes principales sont restées fermées et que le vol propulsé du 2éme étage n'a pas eu lieu.
L’ARPU transportée comme passager, parait avoir fonctionné correctement comme référence et programmeur d'attitude,
Les expériences de guidage ont été partiellement réussies. L’appareillage fonctionnel et expérimental du satellite d’essai a paru fonctionner correctement.
Le système de commande de sauvegarde WREBUS a eu de nombreuses défaillances intermittentes sur la voie 4 constatées simultanément sur le 1er et 2éme étages.
L 'ordre de sauvegarde envoyé après la fin du vol propulsé a été reçu correctement par le 2éme étage.
2.2 Champ de tir
F6/1 a été lancé dans des conditions météorologiques en cours de détérioration et, si le tir avait été encore retardé, il aurait risqué d'être annulé en raison d'une couverture optique insuffisante pour les besoins de la sécurité. L'instrumentation a donné de bons résultats compte tenu des circonstances et, à l'exception du système WREBUS.(voir 4.2) et des stations de télémesure latérales (voir 4.4), il apparaît qu'elle sera satisfaisante pour le tir F6/2.
3. Difficultés rencontrées au cours de la préparation du tir
3.1 Limitations imposées par le vent aux tentatives de lancement
Durant la période allant du 11 juillet au 3 août, quatre tentatives de lancement sur les neuf effectuées ont dû être interrompues en raison des vents excessifs qui régnaient dans la haute atmosphère et auraient causé des charges aérodynamiques inadmissibles sur le lanceur multi-étages. Il convient de rappeler que, d’une part, les vents en altitude à Woomera à cette époque de l'année juillet-août sont particulièrement violents et diffèrent sensiblement du profil standard utilisé pour calculer la résistance structurelle du véhicule et que, d'autre part, la structure de F6/1 n'est pas la structure définitive; celle de F6/2 sera améliorée sous cet aspect déjà comme prévu antérieurement. On exécute systématiquement avant chaque tir un calcul de la charge du véhicule en fonction des vents mesurés. Le fait que, plusieurs fois, les charges structurales ainsi déterminées dépassaient les charges admises a conduit à surseoir au lancement. Finalement, après un examen de la méthode utilisée et des marges de prudence qu'elle comportait, il a été décidé d'apporter quelques dérogations aux marges de sécurité adoptées jusqu'alors de façon à permettre un lancement avant la date limite d'utilisation du véhicule sans augmenter notablement le risque d'avoir une rupture en vol.
Les difficultés rencontrées au cours de la préparation ont permis de mettre en évidence l'importance de ce problème. En conséquence, l'ensemble des mesures et calculs de charge qui précèdent le lancement et comprennent
la méthode de prévision,
la mesure de la vitesse du vent,
le calcul des corrections dues au vent (distance et temps),
Pendant le tir, la trajectoire du 1 er étage s’est écartée vers l’est du plan nominal (voir 4.3)). Le point d’impact qui en est résulté a été proche de la limite de la zone de retombée. Dans de telles conditions il est très probable que dans le cas où le 2éme étage aurait été allumé la moindre dérive additionnelle aurait conduit à l’envoi de l’ordre de sauvegarde, avant la fin de la propulsion nominale.
5.3 Conclusions
Les règles de sécurité en vol du champ de tir, imposent des limitations par le fait ;
a) des limites imposées dans les zones de retombées des étages et de la coiffe
b) de la faible ouverture des corridors de vol.
En ce qui concerne la limitation
(a) une solution a été trouvée pour le lancement F6/1. Mais cette limitation pose des problèmes dont la solution n'apparait pas encore pour F6/2, ni pour les lancements orbitaux F7 et suivants même en acceptant certaines réductions sur la masse susceptible d’être mise en orbite.
Quant à la limitation
(b) elle aurait pu se traduire par l'obligation d'Interrompre le vol propulsé du 2éme étage F6/1, si les moteurs de cet étage avaient fonctionné.
Des négociations doivent être poursuivies pour obtenir des autorités australiennes un élargissement convenable des limitations actuelles
Etant donné les nombreuses défaillances montrées par le système de sauvegarde, pendant le vol F6/1, il faut craindre l’apparition de défauts qui conduiraient à l'arrêt du vol d’un lanceur dont la trajectoire serait normale. C’est pourquoi il a été demandé aux autorités australiennes, la suppression de "l'homme mort" de manière que pour l'ensemble de la trajectoire seul l'ordre en provenance du sol puisse provoquer l’arrêt du vol propulsé,
6. Conclusions et répercutions de l’essai sur l’ensemble du programme
6.1 La campagne F6/1 a été plus difficile que toutes celles qui l’ont précédé. Le lancement a eu lieu avec un peu plus de 3 semaines de retard à la neuvième tentative ; trois tentatives ont avorté en raison de conditions atmosphériques défavorables, une en raison de conditions atmosphériques défavorables et d’incidents sur le système de sauvegarde , deux à la suite d’incidents sur le système de sauvegarde et deux par le fait de pannes sur équipements fonctionnels du lanceur.
L'essai proprement dit, le vol, ne fut pas non plus satisfaisant puisque l'un des objectifs principaux, sinon le plus important, n'a pas été atteint : l'allumage du moteur et de ce fait, le fonctionnement du 2éme étage. Il est toutefois démontré que cet incident ne met pas en cause la validité de l'étage puisque son origine est localisée dans l'électronique et dans les circuits associés et peut être corrigée par des modifications assez simples.
Une autre anomalie a été une déviation de la trajectoire qui aurait pu amener une interruption du fonctionnement du 2éme étage par le système de sauvegarde si cet étage avait été propulsé.
Il semble que cette déviation soit imputable au système de référence d’attitude employé, équipement provisoire remplacé dès F6/2 par l'ARPU qui, lui, semble avoir démontré son bon fonctionnement.
Dans un programme de développement de cette complexité on ne peut s'attendre à réussir toujours la totalité des essais. Même, il est préférable que les erreurs de conception et les défauts soient mis en évidence dès les premiers essais.
L'important est que les enseignements en soient précieusement tirés et mis à profit.
Dans ce sens, les enseignements de cette campagne sont nombreux, ils devront être médités et mis à profit par toutes les équipes impliquées. On peut citer :
En général, fiabilité insuffisante surtout dans les circuits électriques et électroniques ; les risques de pannes et les besoins de redondance devront être l'objet d'analyses plus systématiques ;
Correction des facteurs imposant des limitations opérationnelles comme ceux écourtant la durée d'utilisation des étages ;
Meilleures évaluations des charges structurales et des effets dus au vent ;
Réexamen du problème de la sauvegarde et des matériels associés;
Réexamen du problème général de la prise de décisions, au champ de tir, en matière de modifications techniques sur le lanceur.
6.2 Quant aux répercussions de cette campagne sur le programme d'ensemble, on peut les résumer comme suit :
- d'abord, l'incident de F6/1 ne met pas en danger le programme, puisque, d'une part comme le montre l'annexe a cette note, le standard du lanceur F6/2 permet une répétition de l'ensemble des objectifs de F6/1, et d'autre part, le lancement F6/2 est maintenu en 1967, seulement retardé de quelques semaines (date maintenant retenue : 13 novembre 1967) ;
- l'essai du 2ème étage G/3 sera réorienté de façon à permettre la qualification en vol des modifications rendues nécessaires par l'anomalie constatée sur F6/1 (I§ 4.1) ; cet essai est maintenant prévu pour la mi-octobre 1967, et aura donc lieu avant le lancement F6/2. Afin d'éviter à la campagne F7 les risques que pourrait apporter la période de météorologie perturbée à Woomera (voir § 3.1), le Secrétariat a proposé d'avancer F7 à la mi-mai 1968 et étudie la possibilité de ce changement avec les Etats membres.
Finalement, il est encourageant de noter que, malgré cette longue période de travail difficile dans des conditions décevantes, un haut degré de collaboration a été maintenu entre toutes les équipes, le moral de celles-ci a toujours été excellent et le WRE a pleinement apporté son soutien et sa collaboration.
essai en vol F7
ELDO-3010 (Florence historical archives of the european union)
Neuilly, le 11 décembre 1968
Comité Scientifique et Technique Traduit de l’anglais (11.12.68)
ORGANISATION EUROPEENNE POUR LA MISE AU POINT ET LA CONSTRUCTION DE LANCEURS D'ENGINS SPATIAUX
Note du Comité scientifique et technique
1. A sa réunion des 10 et 11 décembre 1968, le Comité scientifique et technique a examiné le "Rapport préliminaire sur le lancement F7" (ELDO/Sec(68)UP/39) et entendu les rapports faits par les délégués des Etats membres et par le Secrétariat sur l'essai en vol F7 qui a eu lieu à Woomera le 30 novembre 1968.
2. En février 1968, le Conseil du CECLES, adoptant une recommandation du comité scientifique et technique, avait approuvé un programme qui prévoyait que l'essai en vol F7 aurait lieu avant la fin de 1968. Il est encourageant de noter qu'en dépit des difficultés intervenues par la suite dans l'industrie française cet objectif a été atteint. Le Comité a été particulièrement heureux que son avis technique, sur lequel il avait fondé sa recommandation au Conseil, ait été confirmé par les résultats de cet essai.
3. Tous les rapports indiquent que, une fois de plus, les efforts de l'OITC, de l'OTL et de toutes les équipes, pendant toute la période de préparation du lancement, ont été dignes d'éloges. L'expérience acquise avec un lanceur d'essais dont, pour la première fois, tous les étages ainsi que le satellite d'essais étaient actifs, et avec une station éloignée de guidage et de trajectographie et un réseau de trajectographie global du satellite d'essais entièrement opérationnels, a été des plus précieuses et a fait apparaître les domaines dans lesquels de améliorations de détail pouvaient être apportées.
4. Bien que le vol orbital du STV n'ait pas eu lieu, le Comité scientifique et technique est unanime à considérer que l'essai en vol F7 a marqué une étape importante dans le programme de développement du CECLES. L'analyse détaillée des informations recueillies en vol est attendue pour confirmer cette conclusion, mais il apparaît qu'aucune modification n'est à apporter aux plans actuellement établis en vue d'un tir F8 vers le milieu de 1969, et que l'on peut envisager cet essai avec confiance.
5. L'un des principaux objectifs de l'essai en vol F7 était de fournir des informations sur les performances du deuxième étage; cet objectif a été atteint. En outre, à la suite de la séparation du troisième étage, l'allumage des moteurs verniers et du propulseur principal de cet étage s'est effectué de façon satisfaisante, et certains des éléments de l'étage (séquenceur, alimentation électrique, répondeur) ont été qualifiés en vol. Le premier étage a de nouveau fonctionné conformément aux spécifications, confirmant ainsi les excellents résultats enregistrés jusqu'ici. Les coiffes ont été larguées correctement et tous les équipements du STV ont fonctionné de façon satisfaisante. Le système ARPU a fonctionné correctement et, comme mentionné plus haut, la station de guidage éloignée et le réseau de trajectographie du STV étaient entièrement opérationnels. Aucun problème n'a été éprouvé pour la trajectographie à partie de la base ni pour le système de sécurité en vol. Les données de télémesure devraient permettre une analyse complète de l'essai en vol.
6. L'interruption prématuré du vol propulsé du troisième étage n'a pas permis de mettre à l'épreuve le système de guidage de radio ni le système de séparation troisième étage/STV, séparation qui aurait été suivie du vol orbital du satellite. Toutefois, il ne faut pas oublier que F7 était le premier essai en vol propulsé du troisième étage, dans des conditions qui ne peuvent être entièrement simulées par des essais au sol. En outre, si - comme on le pense- il se révèle que la défaillance s'est produite dans le système de pressurisation des ergols, l'essai en vol F7 n'aura laissé subsister aucun doute quant à la conception du troisième étage.
7. Le Comité scientifique et technique désire en conséquence exprimer l'avis qu'en dépit de la déception généralement ressentie du fait que le vol orbital du STV n'a pas eu lieu, l'essai F7 marque une étape importante et permet d'envisager avec confiance l'achèvement satisfaisant du programme actuel du CECLES.
rapport préliminaire sur le Tir F8 d'europa 1
ELDO/T(69)8 LANCEMENT 1,8 Traduit de l'anglais (24.9.69) 
Neuilly, le 17 septembre 1969
Note du Secrétariat
RAPPORT PRELIMINAIRE SUR LE LANCEMENT F8
Résumé
Le lancement F8 a eu lieu à Woomera le 3 juillet 1969. Le présent rapport traite des principaux problèmes qui sont apparus pendant la préparation du lancement, des incidents survenus au cours du vol ainsi que de la situation telle qu’elle se présente au stade actuel de l’évaluation.
1. Historique du lancement
1.1. F8 était le deuxième essai en vol du lanceur ELDO-A avec ses trois étages actifs. Comme on se le rappelle, la majorité des objectifs d’essai n’ont pu être atteints au cours de l’essai F7. Des études et des essais au sol ont été effectués par les autorités allemandes afin de déterminer les causes de la défaillance et d’éviter que celle-ci se reproduise. Un rapport a été soumis au conseil scientifique et technique à sa réunion du 9 mai 1969. Les autorités allemandes, le secrétariat et le Comité scientifique et technique ont exprimé leur confiance dans les travaux effectués et dans les mesures prises en vue de F8.
1.2. La définition générale du lanceur F8 était la suivante:
1er étage - identique à celui de F7
2ème étage - identique à celui de F7, sauf que les caractéristiques des séquenceurs étaient intégralement celles du type de fabrication.
3ème étage – identique à celui de F7 sauf que le réservoir était en titane et que les modifications décidées à la suite de F7 avaient été apportées
Charge utile - 355 kg pour le satellite d'essais et l'adaptateur
Guidage – guidage radio opérationnel
1.3.. Le 9 janvier 1969, la date-objectif de F8 a été fixée eu 30 juin 1969. Pendant la période comprise entre COS deux dates, les opérations de préparation Se sont déroulées en suivant presque exactement le plan établi. Les phases principales do l'essai F8 lui-même ont eu lieu conformément au Plan détail_ 14 des essais (DTP): tous les étages ont été érigés aux dates prévues et ce n'est qu'un incident survenu avec un boulon explosif du Sème étage qui a entraîné l'ajournement du lancement du 30 juin au ler juillet. La première tentative de lancement a eu lieu ce jour-là mais a dû être interrompue par suite de la présence d'une couverture de nuages basse et dense. La même situation s'est présentée le 2 juillet et ce n'est que le 3 juillet que le lancement a pu avoir lieu, après un compte à rebours et une séquence automatique très satisfaisants, trois jours seulement après la date fixée six mois auparavant.
2. Evénements au cours du vol
2.1. Premier étage
Les conditions du décollage du premier étage ont été conformes aux conditions nominales et les performances de l'étage ont été satisfaisantes pendant tout le vol propulsé. La trajectoire s'est située à la limite inférieure des tolérances prévues mais, d'après les preuves dont on dispose, le point de chute du ler étage s'est situé dans l'ellipse de dispersion prévue.
La poussée corrigée a été conforme, à 1,5% près, aux valeurs prévues et le bloc pilotage a fonctionné de façon satisfaisante. Toutefois, la vitesse finale du lanceur a, ici encore, été trop faible par rapport à la valeur prévue et cette question est l'objet d'une étude plus approfondie par le Royaume-Uni. Les capteurs de niveau d'oxygène .liquide ont mis en marche la séquence d'arrêt des propulseurs 150,27 s et le signal ABS qui met en route la séparation a été émis à 151,21 s.
2.2. Deuxième étage
La séparation ler/2ème étage a eu lieu dans les conditions nominales à 153,19 s. La séquence d'allumage des propulseurs a démarré à 153,83 s, suivie par l'allumage correct de la phase préliminaire à 154,65 s et de la phase principale à 155,56 s.
La dispersion de l'instant d'allumage des 4 moteurs a été inférieure à 0,05 s pour la phase préliminaire et à 0,01 s pour la phase principale.
L'évaluation préliminaire des résultats a montré que la poussée individuelle et totale des propulseurs a été dans les tolérances admises et que l'accroissement de vitesse a été 4gèrement supérieur à la valeur prévue. Le fonctionnement û bloc pilotage a été satisfaisant et la durée totale de la pulsion s'est située dans les tolérances fixées.
Le capteur de niveau de N2O4, a mis en marche la séquence d'arrêt à 257,15 s et le débuta la diminution de poussée a été enregistré à 258,81 s. D'après l'évaluation préliminaire des résultats, l'arrêt des 4 propulseurs a eu lieu dans les conditions nominales.
La trajectoire au cours du vol du 2ème étage est demeurée au-dessous de la trajectoire prévue et le point de chute s'est situé dans l'ellipse de dispersion prévue.
Le signal de séparation AC3 a été envoyé au 3ème étage entre 258,37 s et 258,83 s et une séparation conforme aux conditions nominales a été enregistrée par le 2ème étage à 259,96 s. Celle-ci a été suivie 0,33 s plus tard, par une forte onde de choc, ayant provoqué une décélération du 2ème étage, apparemment due à l'explosion du 3ème étage.
2.3. Troisième étage
Le signal AC3, qui met en marche la séquence de séparation du 3ème étage, a été reçu du 2ème étage à 258,5 s. Le premier événement de la séquence de séparation, l'allumage des fusées de séparation, a eu lieu à 258,978 s.
Immédiatement après cet instant ont eu lieu, à bord du 3ème étage, plusieurs événements anormaux qui indiquent un défaut de fonctionnement. A 260,3 s la réception des signaux de télémesure du 3ème étage s'est interrompue. Cet instant coïncide avec celui de l'onde de choc décélérant, enregistrée par le 2ème étage, que l'on suppose due à l'explosion du 3ème étage.
Une analyse plus détaillée de la défaillance du 3ème étage est donnée au paragraphe 4.
2.4. Charge utile
Tous les ensembles du satellite d'essais ont fonctionné correctement jusqu'au moment de la disparition du STV au-dessous de l'horizon radio de Gove et ont probablement continué à le faire jusqu'au point de chute.
On a enregistré un fonctionnement normal des cellules solaires à partir du largage de la coiffe.
A l'instant où les signaux de télémesure du 3ème étage ont été perdus, des accélérations anormales ont été enregistrées dans le satellite d'essais.
On ne dispose actuellement d'aucune preuve de séparation normale ou forcée 3ème étage/satellite d'essais.
.2.5. La coiffe
Le largage de la coiffe a été déclenché par le séquenceur du 3ème étage à 179,5 s et le largage s'est effectué correctement. La vitesse latérale initiale était de 6m/s c'est-à-dire supérieure à la valeur obtenue d La trajectoire de la coiffe par rapport au lanceur a été correcte et l'on n'a enregistré aucune perturbation de ce dernier ni de la charge utile.
2.6. Centrale d'attitude ARPU
L’ARPU a fonctionné correctement jusqu’à 260,3s, instant où les signaux de télémesure du 3 éme étage ont été perdus
Les temps du programme de tangage ont été normaux et le fonctionnement de la plateforme a été correct.
2.7. Guidage radio
L’acquisition, par la station Gove, des signaux du répondeur a eu lieu à 241,0 s, instant où le lanceur est passé au-dessus de l'horizon. Ceci a été possible grâce à une modification de procédé qui a permis d'avoir une évaluation visuelle de la qualité des signaux.
Avant que le lanceur atteigne l’angle de site de 5° c’est-à-dire le point où la trajectographie et le guidage auraient dû commencer, les signaux du répondeur ont été perdus à 260,3 s. Ce temps coïncide avec la perte des signaux de télémesure du 3éme étage et par conséquent la perte des signaux du répondeur a probablement été causée par la destruction du 3 éme étage. Aucun ordre de guidage n'a donc pu être transmis
3. Caractéristiques principales des opérations de préparations et de compte à rebours
3.1. Si l’on considère l’opération de lancement, on peut dire que cet essai a fourni la preuve qu’un progrès considérable a été accompli tant dans le domaine technique que dans celui de la préparation du matériel en Europe. Un grand nombre d’essais multi-étage intégrés ont été exécutés à la première ou à la deuxième tentative alors qu’au cours des précédents lancements plusieurs tentatives ont dû être faites en raison de défectuosités du matériel ou d’inexactitudes dans la documentation.
Le lancement F8 a montré surtout que les objectifs les moins spectaculaires de chacun des essais effectués jusqu’ici : mettre au point des procédures de lancement et des techniques de lancement, ont donné des résultats presque satisfaisants dans ce domaine délicat où plusieurs nationalités et plusieurs langues sont en cause.
La répartition révisée des travaux pour les quatre derniers jours du compte à rebours a fait apparaître des avantages considérables sur les dispositions antérieures, car la courte durée du programme du jour du lancement lui-même offre une très grande souplesse dans le choix du créneau. Grâce à l'introduction d'une courte période de travaux de remise en état tous les trois jours, il serait possible de rester au stade moins 6 heures pendant plusieurs jours et d'attendre que les autres conditions opérationnelles soient satisfaites.
. 3.2. Discipline des opérations
Après l'essai F7, le Secrétariat s'était efforcé de mieux faire comprendre la nécessité d'une discipline technique plus stricte et d'une direction plus ferme des opérations au cours d'un lancement. Des réunions et des discussions ont eu lieu avec les Etats membres, en particulier sur la question des comptes rendus d'inspection et de défectuosité. Un progrès manifeste a été noté au cours de l'essai F8 mais il est évident que l'on n'a pas encore donné à ces disciplines l'importance que le Secrétariat souhaiterait qu'on y accorde. La fourniture et le contrôle des pièces de rechange sont encore loin de donner satisfaction pour les étages supérieurs.
3.3 Charges dues au vent
L’essai a montré que le procédé de vérification des charges dues au vent qui a été mis au point est maintenant satisfaisant il a fonctionné sans difficulté au cours des trois tentatives de lancement. Il est également évident qu’avec ce procédé et avec les critères de charge révisées qui sont utilisés, le lanceur ELDO-A ne souffre plus pour le lancement de restrictions inutilement sévères imposées par les vents à haute altitude..
3.4 Sauvegarde de la base
D'autres difficultés, liées à la sauvegarde de la base, se sont fait jour pendant le lancement F8.
3.4.1. Les responsables du 2ème étage ont craint que la marge de sécurité relative à la puissance des signaux des récepteurs WREBUS ne soit pas suffisante pendant les dernières secondes du vol du 2ème étage, en raison de l'atténuation due au jet, pour exclure tout risque d'arrêt automatique par suite de perte de signaux. Lors des précédents tirs, F6/2 et F7, on avait prolongé de 5 s la temporisation du fonctionnement du système de sécurité pendant toute la durée du vol du 2ème étage, avec l'accord du WRE, mais les responsables de la sauvegarde au WRE ont considéré que cette mesure n'était plus justifiée
4. Incidents de vol
4.1. Défaillance du troisième étage
4.1.1. Résultats de la télémesure
L'analyse des enregistrements de Cove et de Mirikata montre que les ordres suivants ont été correctement donnés par le 3ème étage:
a) pressurisation des réservoirs par l'ouverture des vannes VPY 1 à 195 s et VPY 2 à 235 s;
b) signal AC3 - remise en route du séquenceur du 3ème étage à 258,5 s;
c) ordre 805 du séquenceur - allumage des fusées de séparation à 258,978 s;
d) ordre B04 du séquenceur - allumage du générateur de gaz froid à 259,276 s;
e) ordre B16 du séquenceur - débranchement des connexions électriques de l'interface à 259,878 s;
f) ordre B06 du séquenceur - allumage des boulons explosifs pour la séparation 2ème/3ème étage à 259,978 s;
g) ordre B07 du séquenceur - allumage des moteurs verniers à 260,076 s.
Les signaux de télémesure ont été perdus à 260,3 s.
Tous les ordres ont été correctement exécutés, à l'exception de l'événement f). Quoiqu'il existe des indices du déclenchement de la séparation, la durée de la période de contrôle entre B06 et la perte des signaux de télémesure a été trop brève pour que l’on puisse savoir si la séparation a été réussie ou non. L'allumage des moteurs verniers a été enregistré juste avant la perte des signaux de télémesure, de sorte que l'on ne peut rien dire de leur fonctionnement.
Les anomalies suivantes ont été enregistrées peu après B05:
a) faible augmentation de la pression du gaz, de l'ordre de 0,5 ATM., dans le réservoir de comburant à B05 + 27 ms
b) Une onde de pression de + 2 atm. est apparue dans la canalisation de comburant, à proximité de l'un des moteurs verniers, à 805 + 31 ms. •
c) Une augmentation brusque de pression des gaz a eu lieu dans les deux réservoirs, avec une vitesse de variation de l'ordre de 35 atm/s. dans le réservoir de comburant. et de l'ordre de 20 atm/s dans le réservoir de carburant, à partir de 805 + 42 ms. Les capteurs de pression des deux réservoirs sont arrivés à saturation à 22 atm. et sont restés à ce niveau jusqu'à la perte des signaux de télémesure à 260,3 sec. instant auquel il est très probable que le 3ème étage a explosé.
d) La vanne électromagnétique soumise à la pression de gaz du réservoir de carburant de l'un des moteurs verniers au moins (les deux dans le cas de F7) s'est ouverte sans avoir reçu de signal électrique, à 805 + 1 s. approximativement.
Quoique les modifications apportées aux instruments de mesure après le lancement F7 permettent maintenant de situer avec une très haute précision les événements enregistrés, les seuls enregistrements de la télémesure ne permettent pas de déterminer sans équivoque :a cause de la défaillance. Il sera nécessaire de procéder à un certain nombre d'essais au sol afin de reproduire certaines des anomalies qui sont apparues peu après B05.
4.1.2. Evaluation des causes possibles de l'échec
La similitude des résultats de la télémesure des deux essais F7 et F8 semble indiquer que les causes de la défaillance ont été identiques dans les deux cas et qu’elles sont liées à l'ordre B05. En outre, la première anomalie du lancement F8 coïncide à 40 ms près avec celle de F7. Cette répétition de l'instant de la défaillance exclut pratiquement tout défaut de fonctionnement mécanique et conduit à centrer l'étude de la défaillance sur le mauvais fonctionnement d'un circuit électrique. Après F7 la situation n'était pas la même, en ce sens que l'on attribuait une probabilité égale à trois possibilités : deux mécaniques et une électrique. Les systèmes les plus suspects furent donc modifiés en supposant que la cause de la défaillance se trouverait ainsi diminuée.
Il convient, à cet égard, de rappeler deux incidents liés étroitement à l'échec de F7/F8.
Au cours des essais au sol effectués chez FIAT à Turin, sur la coiffe, plusieurs mois avant le lancement de F8, l'explosion accidentelle de l’un des boulons explosifs a eu lieu lors de la vérification de la résistance d’isolement entre les deux filaments de l'allumeur. Le même incident s'est produit à Woomera avec l'un des boulons du 3ème étage, au plan de séparation Lors de la vérification le Jour L-5 sur le lanceur (voir ' également le para. 3.6). Ces deux incidents au sol mettent clairement en évidence la sensibilité de ces allumeurs aux différences de potentiel de courte durée a pu apparaitre entre les deux filaments des allumeurs des boulons d’auto destruction
Compte tenu de ce qui précède, une enquête a été entreprise sur le fonctionnement du système de sécurité du 3éme étage et celle-ci a montré que dans certaines circonstances, une différence de potentiel de courte durée a pu apparaitre entre les deux filaments des allumeurs des boulons d’auto destruction
Pour des raisons de redondance, le 3 éme étage utilise deux systèmes de sécurité qui alimentent chacun l'un des filaments d’un allumeur. Comme les deux systèmes sont flottants, il est possible qu’après la mise à feu des allumeurs de fusée de séparation commandée par B05 une différence de potentiel existe entre les deux systèmes et par conséquent entre les deux filaments d’allumeur, si des court-circuits se sont formés dans les allumeurs de fusée de séparation
On peut conclure de ce qui précède qu'il est très probable que la cause de la défaillance de F7 et F8 est le fonctionnement accidentel des boulons d'auto-destruction du réservoir du 3ème étage dont l'allumage a été provoqué par l'apposition d'une différence de potentiel entre les deux filaments.
En conséquence, il est possible d'en déduire les explications ci-dessous pour les premières anomalies :
Les perturbations de pression a) et b) sont dues aux gaz produits par les dispositifs d'auto-destruction. Le faible écart de temps entre a) et b) correspond à la vitesse de propagation de l'onde de pression jusqu'au point de mesure de b), plus éloigné.
La brusque augmentation de pression c) est due à la réaction chimique du comburant avec le carburant après perforation de la membrane par le boulon d'auto-destruction.
.Les essais au sol ont montré que les vannes d) s'ouvrent lorsque la pression dépasse 32 atm. Il est possible que des pressions égales et supérieures à cette grandeur soient apparues à l’intérieur du réservoir lorsque la réaction chimique s'est produite.
Enfin, lorsque la pression interne du réservoir a dépassé sa pression de rupture, le 3éme étage a explosé et les signaux de la télémesure ont été perdus.
4.1.3. Organisation des enquêtes en Allemagne
Quatre comités ont été créés en vue d'identifier avec précision les causes de l’échec de F8 et de prendre des mesures nécessaires pour le tir F9, à savoir :
a) Le Comité Mandel
Ce comité présidé par M. Mandel de l’ASAT est composé de représentants de l’ASAT, de la DFVLR, de la GfW et du secrétariat du CECLES
Il a pour tâche :
- d'évaluer les résultats du tir F8
- d’étudier en détail et de proposer les essais au sol nécessaires et leur ordre de priorité
- de faire exécuter et de contrôler l'exécution des essais au sol
- de faire apporter les modifications nécessaires
D’établir un calendrier compatible avec le date du 6 avril 1970 prévue pour F9.
Ce comité, qui s'est réuni à cinq reprises en juillet et août, prévoit de tenir de nouvelles réunions à intervalles réguliers. Les principaux résultats des travaux de ce Groupe sont exposés aux paras. 4.1.1, 4.1.2 et 4.1.4.
b) Le Comité Luksch
Placé sous la présidence de h. Luksch (GfW), ce comité est composé de divers conseillers spécialisés auxquels il est fait appel, selon les besoins, auprès d'organismes compétents situés en Allemagne ou dans d'autres pays
Le comité a pour mission de superviser les activités de tous les autres comités de les éclairer, de ses conseils et de leur fournir son appui dans la conduite des enquêtes.
- pour le satellite d'essais, jusqu'à + 14 mn 30 s.
La trajectoire de F8 a pu être obtenue en totalité grâce aux signaux reçus par les trois stations au sol, du fait que les interruptions locales n'ont pas été simultanées, si l'on excepte le problème du 2ème étage mentionné ci-dessus.
L'ordre d'interruption de l'émetteur de télémesure du satellite d'essais a été envoyé par la station au sol de Gove, conformément au plan de vol.
5.2 Systèmes de la base
Aucune difficulté la matériel de trajectographie de la base, ni par le système de sécurité en vol.
5.3 Réseau de trajectographie globale
Le réseau de trajectographie globale était entièrement opérationnel pour l'essai en vol. Il ressort de l'exploitation du réseau de trajectographie qu'il conviendra de consacrer une plus grande attention au problème des communications; en effet, les liaisons de Woomera, de Gove et de COBY ont été interrompues pendant de très longues périodes et l'on peut craindre que ces interruptions n'interviennent au cours des phases critiques de lancement.
6. Résumé
6.1 L'essai F8 avait principalement pour objet de qualifier en vol :
a) le lanceur transportant la charge utile la plus élevée compatible avec les restrictions sur le point de chute imposées par un centre de gravité déplacé vers l'avant ;
b) le 1er étage dans sa configuration définitive et l’équipement de télémesure MK2
c) le 2éme étage doté d'un nouveau séquenceur et d’un nouveau bloc pilotage conforme aux caractéristiques améliorées de CORALIE 1
d) le 3ème étage à guidage radio, doté d'un réservoir en titane et d'une structure du type définitif ;
e) le satellite d'essai doté d'une structure légère et d'un système de séparation identiques à ceux de F7, à l'exception d'un ensemble de cellules solaires réduit et d'un ballast supplémentaire.
6.2 L'objectif a) a été partiellement atteint jusqu'à l'interruption prématurée du vol due à la défaillance du 3ème étage. Les objectifs b) et e) ont été pleinement atteints.
Les objectifs b) et c) ont été pleinement atteints.
L'objectif d) n'a été qu'en partie atteint. Le 3ème étage n'a pu être qualifié en vol durant sa phase de propulsion en raison d'une défaillance intervenue approximativement au moment de la séparation 2ème/3ème étage. En conséquence, certains autres équipements tels que la station de guidage éloignée, le système de séparation 3ème étage/satellite d'essais et le satellite d'essais qui devait être mis en orbite, n'ont pas eu l'occasion de fonctionner.
L'objectif e) n'a donc été, lui aussi, atteint qu'en partie.
6.3 Les autorités allemandes déploient actuellement de grands efforts en vue d'éliminer les causes de l'échec du 3ème étage intervenu au cours des lancements F7 et F8. L'importante organisation mise sur pied en vue de procéder à des enquêtes et d'apporter immédiatement les modifications nécessaires, tout en effectuant simultanément des essais au sol, permet de penser qu'il sera possible d'effectuer un lancement réussi de F9 à la date du 6 avril 1970.