Vega
Modèle:Voir homonymes Modèle:Infobox Fusée
Vega <templatestyles src="Prononciation/styles.css" />{{#invoke:Prononciation|prononciation}} (en italien : Modèle:Lang, « Vecteur européen de génération avancée ») est un lanceur léger de l'Agence spatiale européenne (ESA) développé sous maîtrise d'œuvre italienne dont le premier vol a lieu le Modèle:Date- depuis le Centre spatial guyanais de Kourou en Guyane.
Dans sa version de 2022 (Vega-C), le lanceur européen permet de placer en orbite terrestre basse une ou plusieurs charges utiles dont la masse totale peut aller jusqu'à Modèle:Unité, ou Modèle:Unité sur une orbite héliosynchrone. Les lancements de Vega, qui sont commercialisés par Arianespace, ont lieu depuis l'ensemble de lancement Vega (ELV) installé à Kourou. L'Agence spatiale européenne table sur un ou deux lancements par an dans un premier temps.
Vega comporte quatre étages dont les trois premiers sont à propergol solide. Le premier étage, dérivé des étages d'accélération à poudre (EAP) d'Modèle:Lnobr, utilise, pour la première fois sur un étage à propulsion solide de cette taille, une enveloppe réalisée en fibre de carbone pré-imprégnée de résine polyépoxyde au lieu de l'acier, ce qui permet d'abaisser fortement la masse à vide. Cette évolution sera appliquée par la suite aux étages d'accélération à poudre du nouveau lanceur européen Modèle:Nobr. Le coût de développement de Vega se monte à Modèle:Nobr d'euros, plus Modèle:Nobr d'euros au titre du programme d'accompagnement VERTA qui finance les cinq premiers vols ainsi qu'une amélioration des performances.
Le développement d'une version du lanceur plus puissante, baptisée Vega-C et caractérisée principalement par le remplacement de ses deux premiers étages, est décidée en 2014. Elle a effectué son premier vol le Modèle:Date-. La capacité d'emport vers une orbite héliosynchrone passe de 1,5 à Modèle:Unité au prix d'une augmentation substantielle de la masse au décollage qui passe à Modèle:Nobr. Le premier étage est identique au propulseur d'appoint du lanceur Ariane 6. Une version entraînant le remplacement des deux derniers étages par un unique étage à ergols liquides (Vega-E) est en cours de développement.
Contexte
Absence européenne du créneau des lanceurs légers/moyens
Le marché des lanceurs de satellites est segmenté en trois catégories qui se différencient par leur capacité d'emport :
- lanceurs lourds comme Modèle:Lnobr, Proton, Modèle:Lnobr rom, Modèle:Lnobr ou Modèle:Lnobr rom capables d'emporter jusqu'à Modèle:Nobr en orbite terrestre basse ;
- lanceurs moyens comme Zenit, Longue Marche 3 ou Soyouz (de Modèle:Unité) ;
- lanceurs légers comme Rokot ou PSLV.
L'Agence spatiale européenne est, jusqu'à l'apparition de Vega, uniquement présente sur le segment des lanceurs lourds avec Modèle:Nobr, et elle confie le lancement de la plupart de ses satellites, qui ne nécessitent pas la puissance d'un lanceur lourd, à des fusées russes au coût modéré. Pour les satellites « légers », les lanceurs utilisés sont Rokot (satellites SMOS, PROBA-2, GOCE, CryoSat, GRACE), Dnepr (TerraSAR-X, Prisma, Picard, CryoSat-2, DEMETER) ou indien tel que PSLV (Megha-Tropiques, AGILE, PROBA-1). Le lancement des satellites européens de taille moyenne est généralement confié au lanceur Soyouz.
Autonomie contre coûts
Besoins de lancement européens
Les projets spatiaux de l'Agence spatiale européenne et de ses pays membres dans le domaine institutionnel (non commercial) aboutissent au lancement dans les années les plus fastes d'une dizaine de satellites par an dont la moitié sont des engins de moins de Modèle:Unité<ref group="note">Ces engins ne donnent pas forcément lieu à autant de lancements du fait des lancements multiples. Ces chiffres comprennent les satellites lancés par les pays membres hors projet ESA comme Pléiades ou Megha-Tropiques.</ref>. Modèle:Refnec, mais il y a une concurrence relativement importante puisque près d'une dizaine de lanceurs peuvent prendre en charge la mise en orbite de ce type de satellite<ref group="note">Au début des années 2000, il se lance une centaine de satellites par an via environ Modèle:Nobr. Près de 60 % sont des satellites institutionnels extra européens lancés exclusivement par des lanceurs nationaux.</ref>.
| Orbite | Masse | Nombre satellites institutionnels européens |
Nombre satellites commerciaux (international) |
|---|---|---|---|
| Orbite de transfert géostationnaire + sondes interplanétaires |
Modèle:Unité (+ micros) | 1,5 par an 40 % < Modèle:Nobr |
16 à 22 par an |
| Orbite moyenne | de Modèle:Unité | 3 par an (Galileo Modèle:Nobr) |
0 |
| Orbite basse satellites lourds | de Modèle:Unité | 0,5 par an (ATV) | 0 |
| Orbite basse satellites moyens/lourds | de Modèle:Unité | 1,5 par an | 1 par an |
| Orbite basse petits satellites | de Modèle:Unité | 2 à 2,5 par an | 2 à 3 par an hors constellation |
| Orbite basse mini et microsatellites | de Modèle:Unité | 3 à 4 par an | 7 à 8 par an hors constellation |
Historique du développement
Expérience italienne des lanceurs légers
Au cours des Modèle:Nobr, l'industrie spatiale italienne acquiert une expérience dans le domaine des lanceurs en tirant des lanceurs Scout américains depuis la plate-forme San Marco que l'Italie possède au large du Kenya : l'Italie met ainsi en orbite Modèle:Unité entre 1966 et 1988. L'arrêt de la fabrication du lanceur Scout en 1994 interrompt cette activité. BPD filiale de Fiat Avio propose en 1995 de développer un petit lanceur à propergol solide de Modèle:Nobr capable de placer Modèle:Nobr en orbite terrestre basse. L'industrie italienne a en effet à cette époque acquis une solide compétence dans le domaine de la propulsion à propergol solide à travers la réalisation des propulseurs à poudre (PAP) du lanceur Modèle:Nobr et sa participation dans la fabrication des étages d'accélération à poudre (EAP) d'Modèle:Nobr. En 1997, ce projet de lanceur est revu avec des capacités augmentées (Modèle:Unité en orbite polaire pour la version baptisée Modèle:Nobr) dans le cadre d'une association avec le constructeur ukrainien Bureau d'études Ioujnoïe (NPO Yuzhnoye) qui doit fournir un quatrième étage à ergols liquides<ref name="Astronautixvega">Modèle:Lien web.</ref>.
Premières esquisses et lancement du projet (1998-2000)
En Modèle:Date-, l'Agence spatiale italienne (ASI) propose à l'Agence spatiale européenne de développer dans le cadre européen un lanceur permettant de lancer un satellite de Modèle:Unité en orbite héliosynchrone depuis Kourou avec une coiffe de Modèle:Nobr de diamètre pour un coût de production inférieur à Modèle:Nobr de dollars américains. Pour réduire les coûts, des technologies existantes sont réutilisées et le nouveau lanceur, baptisé Vega, est lancé à partir des installations réaménagées du premier lanceur européen Modèle:Nobr. Le premier vol est envisagé pour 2003. Les membres de l'ESA acceptent en Modèle:Date- de financer uniquement une phase de pré-étude. Alors que cette phase est achevée, les représentants des pays membres de l'ESA, réunis en Modèle:Date-, ne parviennent pas à se mettre d'accord pour financer le développement du lanceur<ref name="Barbera2002">Modèle:Lien web.</ref>.
Durant la période d'incertitude qui suit, l'étage à poudre [[Zefiro (propulseur à poudre)|Modèle:Nobr]], qui doit constituer le second étage de Vega, est testé sur banc d'essais et les spécifications du lanceur sont modifiées après une nouvelle étude de marché : la charge utile maximale pour l'orbite polaire passe de Modèle:Unité à Modèle:Unité. L'option technique la plus structurante du projet est le choix pour le premier étage P80 d'une enveloppe en fibre de carbone pré-imprégnée de résine polyépoxyde au lieu de l'acier habituellement utilisé pour résister aux pressions et températures rencontrés sur un propulseur à propergol solide de cette taille. Cette solution permet de réduire fortement la masse à vide de l'étage ; le lanceur Vega doit jouer le rôle de démonstrateur technologique pour une technique qui peut être appliquée par la suite aux étages d'accélération à poudre (EAP) d'Modèle:Nobr. Néanmoins, cette solution implique de prolonger la phase d'étude conduisant à un premier lancement fin 2005. En Modèle:Date-, le développement du lanceur Vega est adopté en tant que programme facultatif<ref group="note">Contrairement aux programmes obligatoires, les pays membres de l'Agence spatiale européenne ne sont pas obligés de financer ce type de programme.</ref> : sept États de l'agence spatiale européenne (Italie, France, Belgique, Espagne, Pays-Bas, Suisse et Suède) acceptent de financer le nouveau lanceur. Le programme est lancé sous maîtrise d'œuvre italienne. Le budget alloué au projet est de Modèle:Nobr d'euros. Le développement du P80 fait l'objet d'un programme distinct piloté par le CNES et d'une enveloppe budgétaire de Modèle:Nobr d'euros : la moitié de cette somme est apportée par la société italienne Avio tandis que le solde est fourni par des participations de l'Italie, de la France, de la Belgique et des Pays-Bas<ref name="Barbera2002" />,<ref name="Veclani2011">Modèle:Lien web.</ref>.
Fabrication (2000-2011)
Le programme n'est pas lancé immédiatement car le marché des lanceurs s'effondre à la suite de l'éclatement de la bulle spéculative Internet en Modèle:Date- qui met fin à la multiplication des satellites de télécommunications. Par ailleurs, les défaillances du lanceur Modèle:Nobr et le financement de la participation européenne à la Station spatiale internationale drainent les ressources financières de l'Agence<ref name="Astronautixvega" />. L'ESA confie, en Modèle:Date-, le développement du lanceur au groupe italien Modèle:Lang (ELV) détenu à 70 % par Avio et à 30 % par l'Agence spatiale italienne. Le premier lancement est planifié à l'époque pour 2006. Mais les conséquences de l'échec du premier vol de Modèle:Nobr repoussent cette échéance à fin 2007. En 2006, le premier étage P80 et le deuxième étage Modèle:Nobr du lanceur effectuent leur premier test sur banc d'essais. Début 2009, le portique mobile du futur pas de tir du lanceur à Kourou effectue un premier test de roulement. Un test d'assemblage de Vega sur le pas de tir est effectué fin 2010 et début 2011, avec des maquettes des étages du lanceur pour valider le chargement du carburant et le fonctionnement des circuits électriques et les dispositifs mécaniques. En Modèle:Date-, les éléments du premier lanceur sont transportés par voie maritime jusqu'à Kourou pour le premier vol de qualification planifié pour Modèle:Date-<ref name="MilestonesVegaArianespace">Modèle:Lien web.</ref>. Vega effectue avec succès son premier vol le Modèle:Date-<ref name=ESA13022012/>. Au cours des années suivantes, la cadence des tirs passe de un par an à deux ou trois par an à partir de 2015.
Programme d'accompagnement VERTA
Le programme de développement de Vega est suivi d'un programme d'accompagnement, baptisé VERTA (Modèle:Lang), visant à financer Modèle:Nobr et à améliorer les performances tout en industrialisant la production du lanceur. VERTA finance quatre lancements de satellites de l'Agence spatiale européenne : [[PROBA-V|PROBA-Modèle:V]], ADM-Aeolus, Modèle:Lang et IXV. Le premier vol VERTA sous la responsabilité d'Arianespace a lieu le Modèle:Date-<ref>Communiqué d'Arianespace, Modèle:Consulté le.</ref>, un peu plus d'un an après le vol de qualification du lanceur.
Par ailleurs, un premier contrat commercial est signé le Modèle:Date- pour le lancement des satellites GMES ESA/EUMETSAT, Sentinel-2b et -3b programmé pour 2014-2016<ref name="ESAflyer">Modèle:Lien web.</ref>.
Développement de la version Vega C
En décembre 2014, l'Agence spatiale européenne donne son feu vert pour le développement d'une version plus puissante du lanceur, baptisée Vega-C, dont le premier vol était prévu en 2019. Les objectifs sont de renforcer la position de la fusée Vega sur le marché des lanceurs à court et moyen terme, accroitre sa capacité d'au moins Modèle:Nobr tout en n'augmentant pas les coûts par rapport à version existantes<ref name=EOPortal-Vega-Evolution/>. Le premier étage P120C, qui constitue la principale évolution et sera également utilisé par le lanceur moyen/lourd Ariane 6, est testé pour la première fois sur banc d'essais en juillet 2018. Deux tests ultérieurs réalisés en janvier 2019 et en octobre 2020 confirment son bon fonctionnement<ref name=SpaceNews08102020>Modèle:Lien web.</ref>. Le vol inaugural de cette version a eu lieu avec succès le Modèle:Date-<ref>Modèle:Lien web.</ref>.
Vega Evolution
L'agence spatiale européenne donne son accord fin novembre 2017 pour le développement d'une version améliorée de la Vega-C, baptisée Vega-E (E comme évolution), et la réalisation d'un petit avion spatial réutilisable (Space Rider) qui doit être emporté par le lanceur. La Vega-E est caractérisée par le remplacement du troisième étage Zefiro-9 et de l'étage AVUM par un étage unique à ergols liquides propulsé par un moteur à ergols liquides M10 brûlant un mélange de méthane et d'oxygène liquide<ref name=EOPortal-Vega-Evolution/>. Le premier vol est programmé vers 2026.
Développement des lancements de groupe de satellites (2018)
En avril 2018, Arianespace décide de commercialiser des lancements Vega en mode Modèle:Citation étrangère, c'est-à-dire emportant un nombre élevé de petites charges utiles distinctes allant du nanosatellite (CubeSat de quelques kilogrammes) au micro-satellite de Modèle:Nobr. Ce marché, qui se développe rapidement, est monopolisé par le lanceur indien PSLV et le lanceur de SpaceX Falcon 9. Un dispenseur adapté à la fusée Vega et permettant d'accueillir 10 à 15 micro et nanosatellites ou distributeurs de nanosatellites est mis au point. Cet équipement, développé par les sociétés tchèque SAB Aerospace et italienne Bercella, est modulaire pour s'adapter aux différentes configurations des charges utiles<ref>Modèle:Lien web.</ref>. La première mission SSMS (Small Spacecraft Mission Service en français service de lancement des petits satellites), emportant 53 satellites représentant une masse totale de Modèle:Unité (Modèle:Unité avec le dispenseur) est lancée avec succès le 3 septembre 2020 (Modèle:16e du lanceur Vega). Les sept premiers satellites sont placés sur une orbite héliosynchrone à Modèle:Nobr d'altitude, les suivants à une altitude de Modèle:Nobr. Les satellites placés en orbite comprennent notamment ESAIL, ION-SCV 1, ÑuSat, NewSat-6, UPMSat 2, NEMO-HD, GHGSat C1, 14 CubeSat 3U de type Flock-4V et 12 picosatellites (Modèle:Nobr)<ref>Modèle:Lien web.</ref>,<ref>Modèle:Lien web.</ref>.
Conséquences du conflit russo-ukrainien (Modèle:Date-)
Vega est affecté par les conséquences de l'[[invasion de l'Ukraine par la Russie en 2022|invasion de l'Ukraine par la Russie qui débute fin Modèle:Date-]] car sa disponibilité est menacée. En effet, le dernier étage AVUM est fourni par l'entreprise ukrainienne Ioujmach, dont l'établissement est située à Dnipro en pleine zone du conflit<ref name=DO>Modèle:Lien web.</ref>.
Coûts
Le coût total du programme (hors Vega-C et E) se monte à Modèle:Nobr d'euros, auxquels s'ajoutent Modèle:Nobr d'euros au titre du programme d'accompagnement VERTA. Par ailleurs, Avio investit Modèle:Nobr d'euros pour développer l'étage P80. Le financement du développement du lanceur et de VERTA est pris en charge par l'Italie (58,5 % pour le développement du lanceur et 57,8 % pour VERTA, respectivement), la France (25,3 et 23,1 %), la Belgique (6,9 et 5,6 %), l'Espagne (4,6 et 7,7 %), les Pays-Bas (3,2 et 2 %), la Suisse (1 et 1,6 %) et la Suède (0,6 et 0,7 %)<ref name="ESAflyer" />.
Caractéristiques techniques détaillées du lanceur
Vega complète la gamme d'Arianespace, aux côtés du lanceur lourd Modèle:Nobr et du lanceur moyen russe Soyouz. Vega est conçu pour lancer des satellites de petite taille en orbite terrestre basse ou en orbite héliosynchrone. Le lanceur Vega comprend trois étages à propergol solide, surmontés d'un étage supérieur propulsé par un moteur-fusée brûlant des ergols liquides.
Version initiale (2012-2021)
Caractéristiques générales
La version initiale du lanceur Vega a une masse totale de Modèle:Nobr pour une hauteur de Modèle:Nobr et un diamètre maximal de Modèle:Nobr.
Premier étage P80
Le premier étage, baptisé P80, utilise la propulsion à propergol solide de type HTPB. Il reprend le diamètre de Modèle:Nobr des étages d'accélération à poudre (EAP) d'Modèle:Nobr et le propergol utilisé est, comme pour ce lanceur, du propergol composite avec une légère évolution dans la composition. La longueur est de Modèle:Unité contre Modèle:Nobr pour les étages d'accélération à poudre de l'Ariane 5. Mais dans les autres domaines il introduit d'importantes innovations. Celles-ci font l'objet d'un programme de financement important car il est à l'origine prévu qu'elles soient mises en œuvre par la suite aux étages d'accélération à poudre d'Modèle:Nobr avec des gains substantiels de charge utile à la clé (Modèle:Nobr). Elles seront en fait mise en œuvre sur Ariane 6 qui remplace Ariane 5 à compter de 2022.
- La plus importante concerne l'enveloppe qui est beaucoup plus légère car réalisée en fibre de carbone pré-imprégnée de résine polyépoxyde au lieu de l'acier. La protection thermique qui s'interpose entre l'enveloppe et le bloc de propergol est un caoutchouc à densité réduite développé par Avio S.p.A. Ce revêtement est mis en place au moment de la réalisation de l'enveloppe.
- L'architecture de la tuyère, dont le rapport de section est de 16, est simplifiée avec un nombre de pièces réduit et un système de liaison mécanique de type anneau élastique moins onéreuse que la liaison boulonnée des étages d'accélération à poudre. Les mouvements de tangage et de lacet sont contrôlés en modifiant l'orientation de la poussée. Ceci est réalisé en faisant pivoter la tuyère qui peut être braquée de 6,5° à l'aide d'un système électromécanique qui tire son énergie d'accumulateurs ion-lithium. Ce système est plus simple que le mécanisme électrohydraulique utilisé sur Modèle:Nobr. Le roulis est contrôlé par quatre des six petits moteurs-fusées à ergols liquides brûlant de l'hydrazine du quatrième étage AVUM.
- L'allumeur a également une architecture simplifiée.
L'enveloppe est réalisée en Italie tandis que le propergol est coulé à Kourou, en Guyane dans une usine dont le développement est financé par le CNES. L'étage contient Modèle:Nobr de propergol de type polybutadiène hydroxytéléchélique (Modèle:Nobr). L'étage est dépourvu d'ailerons aérodynamiques et le lanceur est donc instable sur le plan aérodynamique. Une jupe cylindrique en aluminium prolonge la structure de l'étage vers le bas tandis qu'une jupe de liaison inter-étages conique également en aluminium réunit l'étage P80 au deuxième étage en faisant passer le diamètre du lanceur de Modèle:Nobr à Modèle:Unité<ref>Modèle:Lien web.</ref>,<ref>Modèle:Lien web.</ref>,<ref name="ESABR196">Modèle:Lien web.</ref>.
L'étage a une masse totale de Modèle:Unité dont Modèle:Unité de propergols. Sa poussée maximale est de Modèle:Unité (dans le vide) et son impulsion spécifique dans les mêmes conditions de Modèle:Nobr. Il fonctionne durant Modèle:Nombre<ref name=ManuelVegap20>Modèle:Harvsp.</ref>.
Deuxième étage Zefiro 23
Le deuxième étage, baptisé [[Zefiro (propulseur à poudre)|Modèle:Nobr]], est dérivé de l'étage Zefiro 16 qui est déjà en cours de développement en Italie alors que le projet Vega n'existe pas encore ; le premier test en banc d'essais du Modèle:Nobr est réalisé en 1998. Pour pouvoir être adopté comme second étage du lanceur Vega, il faut allonger l'étage en faisant passer la masse de propergol solide de type Modèle:Nobr de 16 à Modèle:Nobr. L'étage Modèle:Nobr a un diamètre beaucoup plus faible que celui du P80 (Modèle:Unité contre Modèle:Nobr) et est long de Modèle:Unité. La structure est réalisée, comme sur le premier étage, en fibre de carbone pré-imprégnée de résine polyépoxyde. La tuyère utilise la technique du joint flexible et peut être braquée de 7°. L'orientation de la poussée s'effectue avec le même système que le premier étage. La poussée maximale dans le vide est de Modèle:Unité l'impulsion spécifique est de Modèle:Nobr et l'étage fonctionne durant Modèle:Nobr<ref name="manueli3ch1p6" />,<ref name="ESABR196" />,<ref name=ManuelVegap20/>.
Troisième étage Zefiro 9
Le troisième étage (12 tonnes dont Modèle:Unité de propergol solide), baptisé [[Zefiro (propulseur à poudre)|Modèle:Nobr]], reprend les caractéristiques du deuxième étage. La tuyère peut être braquée de 6° avec les mêmes mécanismes que les deux autres étages. La poussée maximale dans le vide est de Modèle:Unité l'impulsion spécifique est de Modèle:Nobr et l'étage fonctionne durant Modèle:Nobr<ref name="manueli3ch1p6" />,<ref name="ESABR196" />,<ref name=ManuelVegap20/>.
Étage supérieur AVUM et case à équipements
Le lanceur Vega est surmonté d'un étage supérieur AVUM (Modèle:Lang) qui regroupe un moteur-fusée à ergols liquides stockables UDMH/peroxyde d'azote, plusieurs petits propulseurs intervenant dans le contrôle d'attitude dès le début du vol ainsi que la case à équipements du lanceur qui regroupe les calculateurs chargés de la navigation du guidage et du pilotage. Le propulseur principal RD-843 (ou RD-868P) d'une poussée de Modèle:Nombre est un développement de la société ukrainienne du Bureau d'études Ioujnoïe (KB Yuzhnohe) dérivé du moteur du Modèle:3e du lanceur Dnepr. La tuyère montée sur cardan peut être inclinée de 10°. Le moteur a une masse à vide de Modèle:Nobr et il emporte Modèle:Unité d'ergols injectés dans la chambre de combustion par pressurisation des réservoirs et a une impulsion spécifique de Modèle:Unité dans le vide. Il peut être allumé jusqu'à cinq reprises, ce qui autorise dans la phase finale du vol une grande souplesse dont les autres lanceurs dans cette catégorie ne disposent pas<ref group="note">Le propergol solide ne permet ni de modifier la poussée en cours de vol (celle-ci est fixée par la forme du canal qui traverse le bloc de poudre) ni d'interrompre le fonctionnement d'un étage.</ref> : il permet de corriger un écart de trajectoire résultant du fonctionnement des étages inférieurs ; si le lanceur emporte plusieurs charges utiles, il permet de les placer sur différentes orbites. L'étage dispose d'un système de contrôle d'attitude reposant sur six moteurs-fusées à ergols liquides brulant de l'hydrazine d'une poussée unitaire de Modèle:Nobr dont deux sont dédiés au contrôle du roulis. Cet ensemble intervient :
- pour le contrôle en roulis des Modèle:2e, Modèle:3e et Modèle:4e ;
- pour le contrôle d'attitude du lanceur durant la phase de croisière non propulsée<ref name="manueli3ch1p6" />,<ref name="ESABR196" />,<ref name="LeitenbergerVega">Modèle:Lien web.</ref>,<ref name=ManuelVegap20/>.
Case à équipements
La case à équipements emporte l'avionique du lanceur. Celle-ci comprend notamment le système de guidage, navigation et pilotage GNC (Modèle:Lang), SAS (Modèle:Lang) et de télémesures TMS (Modèle:Lang). Le calculateur de bord est dix fois plus puissant que celui d'Modèle:Nobr ; il utilise un microprocesseur de type SPARC V7 Modèle:Nobr, tolérant aux radiations et utilisé dans le domaine spatial, doté d'une puissance de traitement de Modèle:Nobr. Il doit à terme être également installé sur le lanceur Modèle:Nobr<ref name="LeitenbergerVega" />,<ref name="VegaBocciarelli2011">Modèle:Lien web.</ref>.
Composite supérieur
Le composite supérieur est la partie du lanceur qui renferme les satellites recouverts par la coiffe. La coiffe d'une hauteur de Modèle:Unité a un diamètre de Modèle:Unité, une mase de Modèle:Unité et un volume de Modèle:Unité. Le largage de la coiffe s'effectue verticalement via des tubles poussoirs mis en mouvement par une charge pyrotechnique. La coiffe se sépare horizontalement en deux demi-coques qui sont maintenues solidaires par un collier de serrage. L'adaptateur VESPA de Modèle:Unité permet des lancements doubles avec différentes combinaisons et d'emporter en plus jusqu'à six nanosatellites<ref name="VegaBocciarelli2011" />.
Version Vega-C
La Vega-C est une nouvelle version plus puissante de la fusée, pouvant lancer Modèle:Unité sur une orbite polaire ou héliosynchrone contre Modèle:Unité dans le version d'origine. Sa charge maximale en orbite basse est de Modèle:Unité<ref>Modèle:Lien web.</ref>. Son développement ayant été décidé en décembre 2014, elle effectuera son premier vol en 2022. Elle est principalement caractérisée par le remplacement de ses deux premiers étages par des versions ayant une poussée supérieure. La hauteur du lanceur passe à Modèle:Unité et sa masse au décollage à Modèle:Unité (contre Modèle:Unité)<ref name=EOPortal-Vega-Evolution>Modèle:Lien web.</ref>.
Premier étage P120C
Le premier étage P80 est remplacé par le P120C qui est également utilisé comme propulseur d'appoint de la fusée Ariane 6. Le P120C est haut de Modèle:Unité pour un diamètre de Modèle:Unité. Sa masse totale est de Modèle:Unité dont Modèle:Unité de propergol solide de type PBHT. L'étage produit une poussée maximale de Modèle:Unité dans le vide. Son impulsion spécifique dans le vide atteint Modèle:Unité. Il fonctionne durant Modèle:Unité. Pour orienter la poussée afin de contrôler les mouvements de tangage et de lacet, la tuyère peut pivoter de Modèle:Unité. Le roulis est contrôlé par quatre des six petits moteurs-fusées à ergols liquides brûlant de l'hydrazine du quatrième étage AVUM+. L'enveloppe (le corps du propulseur), dont la masse est de Modèle:Unité, est fabriquée par Avio et obtenue par bobinage et placement automatique de préimprégnés carbone-époxy. Un anneau inférieur en aluminium reçoit l'électronique du système d'orientation de poussée, des batteries ainsi que des systèmes de sauvegarde. L'anneau inter-étages est une structure conique en aluminium. La séparation avec le deuxième étage est effectué à l'aide de charges pyrotechniques qui cisaillent les liaisons et de rétrofusées qui freinent le premier étage. La tuyère qui est fournie par ArianeGroup est réalisée dans plusieurs matériaux composites dont du carbone/polymère. Elle est conçue de manière à résister à l'expulsion à très grande vitesse des gaz extrêmement chauds générés par le moteur. La coulée du moteur et son intégration au lanceur sont effectués sur le site du Centre Spatial Guyanais à Kourou<ref name=ManuelVegap22>Modèle:Harvsp.</ref>.
Deuxième étage Zefiro 40
Le deuxième étage [[Zefiro (propulseur à poudre)|Modèle:Nobr]] de la version d'origine du lanceur est remplacé par un Zefiro 40 qui emporte Modèle:Unité de propergol solide et fournit une poussée de Modèle:Unité dans le vide avec une impulsion spécifique de Modèle:Unité. L'étage est haut de Modèle:Unité pour un diamètre de Modèle:Unité. La durée de fonctionnement est de 92,9 secondes. Pour orienter la poussée afin de contrôler les mouvements de tangage et de lacet, la tuyère peut pivoter de Modèle:Angle. Le roulis est contrôlé par quatre des six petits moteurs-fusées à ergols liquides brûlant de l'hydrazine du quatrième étage AVUM+<ref name=ManuelVegap22/>.
Autres modifications
- La structure de l'étage AVUM+ est allégée de 98 kilogrammes et permet d'emporter 190 kilogrammes d'ergols supplémentaires. Sa masse à vide passe à Modèle:Unité et il emporte Modèle:Unité d'ergols auxquels s'ajoutent les Modèle:Unité du moteur<ref name=ManuelVegap22/>.
- Le lanceur Vega-C dispose d'une coiffe de plus grand diamètre (Modèle:Unité contre Modèle:Unité)<ref name=ManuelVegap22/>,<ref>Modèle:Lien web.</ref>.
Versions en développement ou envisagées
D'autres évolutions du lanceur Vega sont envisagées ou en cours de développement <ref>Modèle:Lien web.</ref>,<ref>Modèle:Lien web.</ref>.
Vega E
Vega E est une version en cours de développement caractérisée par le remplacement du Modèle:3e et de l'étage AVUM par un nouvel étage utilisant un moteur-fusée à ergols liquides M10 brûlant des ergols cryotechniques (méthane/oxygène) et développé spécifiquement pour ce lanceur. Ce moteur de Modèle:Unité de poussée (Modèle:Unité), caractérisé par une impulsion spécifique de Modèle:Nobr, est développé par Avio avec initialement une participation de KB Khimautomatiki, entreprise russe<ref>Modèle:Article.</ref>. Le premier vol de la version Vega-E est programmé en 2026<ref name=Avio19012022>Modèle:Lien web.</ref>.
Performances
Le lanceur Vega est conçu pour placer en orbite terrestre basse des satellites pouvant aller jusqu'à deux ou trois tonnes (Vega-C). Il peut lancer plusieurs satellites en les insérant sur des orbites différentes. Le lanceur est conçu pour une fiabilité de 98 %. La précision de l'orbite obtenue est de Modèle:Unité (demi-grand axe), ±0,0012 (excentricité), ±0,15° (inclinaison orbitale) et ±0,2° (longitude du nœud ascendant)<ref>Modèle:Harvsp.</ref>,<ref>Modèle:Harvsp.</ref>
| Orbite | Charge utile¹ | Inclinaison orbitale | Périgée | Apogée |
|---|---|---|---|---|
| Orbite héliosynchrone | Vega : 1,4 tonne Vega C : Modèle:Unité |
600 km | 600 km | |
| Orbite polaire | Vega : 1,43 tonne | 90° | 700 km | 700 km |
| Vega C : 2,25 tonnes | 88° | 200 km | 500 km | |
| Orbite équatoriale elliptique | Vega : 1,963 tonne | 5,4° | 250 km | 1500 km |
| Vega C : 1,7 tonne | 6° | 250 km | 5700 km | |
| ¹ Y compris l'adaptateur et les structures porteuses (sylda,...) | ||||
Participants industriels
Le lanceur Vega est de manière majoritaire développé par l'industriel italien Avio qui est par ailleurs le maître d'œuvre du projet à travers sa participation à ELV<ref name="ESAindustrial">Modèle:Lien web.</ref> :
- Avio (Italie) réalise l'enveloppe du Modèle:1er ainsi que 50 % du bloc de poudre (en participant, à 50 %, dans Europropulsion et REGULUS), les Modèle:2e et Modèle:3e et les tests de l'étage AVUM. Cette société est responsable de l'intégration de tous les étages.
- Herakles (France) développe la tuyère du premier étage, le corps d'allumeur ainsi que 50 % du bloc de poudre (à travers sa participation à 50 % dans Europropulsion et REGULUS).
- SABCA (Belgique) développe le système de contrôle d'orientation des tuyères (vérins électromécaniques et leurs électroniques de contrôle) des Modèle:1er, Modèle:2e, Modèle:3e et Modèle:4e ainsi que la jupe située à la base du Modèle:1er.
- Modèle:Lang (France/Italie) développe l'avionique avec des sous-traitants comme Saab (pour le calculateur de bord et son logiciel) et Saft pour les batteries.
- [[Zodiac Aerospace#Zodiac Aircraft Systems|Modèle:Lang]] (France) développe la télémesure (y compris la transmission en bande S) et la télé-neutralisation.
- RUAG (Suisse) développe la coiffe.
- EADS CASA (Espagne) développe l'adaptateur (composite) ainsi que la structure de l'étage AVUM.
- KB Yuzhnoye (Ukraine) développe le module de propulsion de l'étage AVUM.
- Modèle:Lang (Pays-Bas) développe les allumeurs des Modèle:Nobr, 2 et 3.
- Modèle:Lang (Pays-Bas) réalise la jupe Modèle:Nobr.
ELV participe également aux opérations de préparation et de lancement aux côtés d'Arianespace.
Installations au sol
La zone de lancement ELV
Le lancement de Vega se fait depuis l'Ensemble de lancement Vega (ELV) situé sur la base de lancement de Kourou en Guyane. L'ELV est réalisé en convertissant l'ensemble de lancement ELA-1 utilisé autrefois pour les vols d’Modèle:Nobr qui se situe à environ Modèle:Unité au sud-ouest du pas de tir du lanceur Modèle:Nobr.
Contrairement à ce qui se passe pour Modèle:Nobr, le nouveau lanceur est assemblé directement sur l'aire de lancement dans une tour de montage mobile<ref group="note">Une structure de Modèle:Unité pour Modèle:Unité de haut.</ref> qui le protège des intempéries et dispose d'un pont roulant d'une capacité de levage de Modèle:Unité permettant de hisser les différents composants<ref>Modèle:Lien web.</ref>. Cette conception, qui a le mérite de la simplicité, limite la cadence de tir ; celle-ci ne doit toutefois pas être très élevée<ref group="note">La cadence initiale est de un à deux lancements par an, et pourrait être portée à trois ou quatre lancements par la suite.</ref> compte tenu de la concurrence des lanceurs existants<ref>Modèle:Lien web.</ref>. La voie ferrée utilisée pour reculer la tour d'assemblage avant le tir ainsi que la table de lancement sur laquelle repose le lanceur sont situés sur un massif en béton qui surplombe de plusieurs mètres la zone de lancement. Des carneaux situés sous le lanceur canalisent les flammes et les gaz produits à la mise à feu du premier étage et les rejettent sur les côtés et amortissent les vibrations.
Déroulement d'un lancement
Opérations de préparation
Les opérations de préparation et de lancement sont prises en charge par la société Arianespace. Le lanceur est assemblé sur la table de lancement à l'aide du portique mobile. Des rampes permettent aux véhicules d'accéder au massif de béton pour amener les différents composants du lanceur. Peu avant le lancement le portique mobile, qui est monté sur rails, s'écarte du lanceur. Celui-ci est seulement fixé par sa base à la table de lancement relié à un mât ombilical par des câbles électriques et des tuyaux qui permettent le chargement en ergols liquides de l'étage AVUM, la climatisation de la charge utile et le contrôle de celle-ci ainsi que du lanceur.
Lancement
Le déroulement du lancement dans un cas typique comprend les phases suivantes<ref name="manueli3ch2p3">[[#Manueli3|Manuel du lanceur Vega Modèle:Nobr]], Modèle:P. Modèle:Op. cit..</ref> :
- Lorsque le compte à rebours s'achève le premier étage est mis à feu et le lanceur s'élance immédiatement à la verticale puis le programme qui pilote le lanceur incline progressivement le lanceur tout en maintenant une incidence nulle<ref group="note">Vega comme tous les lanceurs modernes est dépourvu d'ailerons aérodynamiques à sa base et comporte une coiffe importante. Il est donc instable sur le plan aérodynamique (il a tendance à se mettre en travers par rapport à sa vitesse de déplacement) ; le système de pilotage doit compenser cette tendance et maintenir un angle d'incidence nul en braquant à la demande la tuyère pour modifier l'orientation de la poussée.</ref>. Le premier étage est largué à l'aide de charges pyrotechniques et de rétrofusées à Modèle:Nombre alors que le lanceur atteint une vitesse de Modèle:Unité et le deuxième étage s'allume.
- Durant le vol du deuxième étage, l'incidence nulle est maintenue. Le deuxième étage s'éteint et est largué à l'aide de charges pyrotechniques et de rétrofusées à Modèle:Nombre alors que la vitesse est de Modèle:Unité. Le lanceur entame une phase de croisière non propulsée. Dix-neuf secondes<ref group="note">En fonction des contraintes thermiques de la charge utile le largage de la coiffe peut avoir lieu entre t+200 et Modèle:Nombre.</ref> après l'extinction du deuxième étage, la coiffe est larguée et Modèle:Nombre plus tard à Modèle:Nombre alors que la vitesse est de Modèle:Unité, le troisième étage est allumé.
- Le troisième étage fonctionne jusqu'à Modèle:Nombre, la vitesse du lanceur est alors de Modèle:Unité mais le satellite est toujours sur une trajectoire suborbitale. La séparation est réalisée par section d'un collier solidarisant les deux étages et par des ressorts. L'étage AVUM est immédiatement allumé pour continuer à rehausser l'orbite et modifier si nécessaire le plan orbital. Il est éteint lorsque le satellite se trouve sur l'orbite elliptique visée.
- Si l'orbite recherchée est circulaire, l'étage AVUM est allumé une deuxième fois après une phase de croisière non propulsée. L'étage AVUM peut être allumé en tout à cinq reprises pour parvenir à placer le satellite sur l'orbite souhaitée.
- Après séparation avec la charge utile, l'étage AVUM est allumé une dernière fois pour déclencher sa rentrée atmosphérique en conformité avec les règles internationales sur les débris spatiaux.
- Installations de la zone de lancement Vega
-
-
-
Historique des vols
Vol de qualification VV01 (13 février 2012)
Le fonctionnement du lanceur Vega est qualifié par son vol inaugural VV01 (VV pour Vol Vega) qui a lieu le Modèle:Date-<ref name=ESA13022012>Modèle:Lien web.</ref>. Dans le cadre de ce vol, Vega emporte une charge utile de Modèle:Unité qui doit être placée sur une orbite circulaire de Modèle:Unité avec une inclinaison de 71°. Cette charge utile comprend<ref name="factsheet">Modèle:Lien web.</ref> :
- Le satellite géodésique à rétro-réflecteurs LARES de Modèle:Unité destiné à mesurer l'effet Lense-Thirring de la théorie de la relativité générale qui prend la suite des deux satellites italo-américain LAGEOS en améliorant d'un Modèle:Nobr la qualité des données. Il est développé par l'Italie.
- Le nanosatellite ALMASat-1 de format CubeSat triple développé par l'université de Bologne destiné à valider l'architecture technique développée pour ce format.
- sept nanosatellites de format CubeSat :
- Xatcobeo développé conjointement par l'université de Vigo et l'Institut national de technique aérospatiale en Espagne comporte un démonstrateur de logiciel pilotant le déploiement d'un panneau solaire et d'antennes radios.
- ROBUSTA développé par l'université de Montpellier pour tester les effets des radiations sur le fonctionnement d'un composant comprenant des transistors bipolaires.
- Modèle:Lien de l'École polytechnique de Turin pour tester un système de contrôle d'attitude.
- Goliat développé par l'université de Bucarest emporte une caméra optique et des instruments de mesure Modèle:Page h' des doses de radiations et des flux de micrométéorites.
- PW-Sat de l'université de Varsovie doit tester un équipement déployable destiné à freiner le satellite afin d'accélérer la rentrée atmosphérique des CubeSats.
- MaSat-1 de l'université technologique et économique de Budapest doit tester des équipements d'avionique.
- UniCubeSat GG de l'université de Rome « La Sapienza » emporte une expérience d'étude du champ gravitationnel de la Terre.
Échec du lancement de Modèle:Date-
Le décollage a lieu comme prévu le Modèle:Date- à Modèle:Heure. À Modèle:Unité, peu après la séparation du premier étage et l'allumage du deuxième, le lanceur s'écarte de la trajectoire prévue ce qui conduit à l'abandon de la mission et à la perte du satellite [[Falcon Eye|Modèle:Lang]]<ref>Modèle:Lien web.</ref>. Les débris retombent dans l'océan Atlantique sans causer de dommage.
La commission d'enquête immédiatement constituée rend ses conclusions le Modèle:Date-. Elle identifie une défaillance thermo-structurale dans le dôme avant de l'enveloppe de l'étage à propergol solide Z23 comme étant la cause probable de l’échec. Le premier étage remplit parfaitement sa mission et le moteur Z23 du deuxième fonctionne correctement pendant Modèle:Unité jusqu'à sa défaillance brutale qui brise le lanceur en deux parties. À Modèle:Unité, les responsables de la sauvegarde déclenchent l'ordre de neutralisation au lanceur. Les télémesures sont reçues jusqu'à Modèle:Unité. La commission d'enquête demande des analyses complémentaires pour confirmer le diagnostic ainsi que la correction des sous-systèmes, processus et équipements mis en cause par les résultats de ces investigations<ref>Modèle:Lien web.</ref>. Arianespace et l'ESA prévoient un retour en vol du lanceur au cours du premier trimestre de 2020<ref name="place">Modèle:Article.</ref>.
Échec du lancement de Modèle:Date-
Le 17 novembre 2020, le Modèle:17e, qui devait positionner en orbite deux satellites, échoue à la suite d'une déviation de trajectoire de Vega<ref name="www.arianespace.com_taranis">Modèle:Lien web.</ref>,<ref>Modèle:Lien web.</ref>. Le lanceur et ses deux satellites sont déclarés perdus immédiatement après l'allumage du Modèle:4e à Modèle:Heure. Le premier satellite était TARANIS, satellite de télédétection qui devait étudier les phénomènes lumineux (sprites, TLE) et les bouffées de rayons gamma (TGF) observées dans l'atmosphère terrestre, notamment au dessus des orages. L'autre était SEOSAT-Ingenio, premier satellite d'observation de la Terre espagnol<ref>Modèle:Lien web.</ref>. L'analyse de la télémétrie semble indiquer dès le lendemain que les câbles de deux actionneurs de commande du vecteur poussée étaient inversés. Les commandes destinées à l'un des actionneurs seraient passées à l'autre, ce qui aurait engendré la perte de contrôle<ref>Modèle:Lien web.</ref>. Une « commission d'enquête indépendante » (CEI) conjointe entre Arianespace et l'ESA confirme la cause de la défaillance le Modèle:Date- et recommande des mesures correctives<ref>Modèle:Lien web.</ref>,<ref>Modèle:Lien web.</ref>, après quoi le lanceur pourra reprendre du service. La commission explique que l'inversion des connexions électriques est due à une procédure d’intégration trompeuse et qu'elle n'a pas été détectée à travers les différentes étapes de contrôle et les tests exécutés entre l'intégration de l'étage supérieur AVUM et l'acceptation finale du lanceur, en raison d'incohérences entre les exigences spécifiques et les contrôles prescrits. Selon le directeur général d'Avio, le maître d'œuvre de Vega, ce problème n'a pas eu lieu dans le passé car les employés avaient l'expérience des procédures et étaient capables de combler les lacunes dans la documentation<ref>Modèle:Lien web.</ref>. Un groupe de travail piloté par l'ESA et Arianespace est mis en place dans la foulée pour mettre en œuvre la feuille de route proposée par la CEI et suivre de près son application par Avio<ref>Modèle:Lien web.</ref>. Ces actions rendent possible le lancement suivant (VV18) le Modèle:Date-. Cette mission transportant le premier satellite Pléiades Neo construit par Modèle:Lang, celui-ci a pu, à sa demande, vérifier que toutes les actions avaient été correctement menées en ayant un aperçu de la mise en œuvre des recommandations. Le lancement VV18 permet à Vega de renouer avec le succès, plus de 5 mois après cet échec<ref>Modèle:Lien web.</ref>.
Échec du lancement de Modèle:Date-
Le 21 décembre 2022, le Modèle:22e (premier lancement commercial de la version Vega-C), qui devait positionner en orbite les deux satellites Pléiades Neo 5 et 6, échoue à la suite d'une défaillance de son second étage Modèle:Nobr<ref>Modèle:Article</ref>. Après l'allumage nominal de cet étage après 144 secondes de vol, une baisse de pression a été observée, conduisant à la fin prématurée de la mission<ref>Modèle:Lien web</ref>. Le lanceur et ses deux satellites sont déclarés perdus environ 3 minutes après le décollage<ref>Modèle:Lien web.</ref>,<ref>Modèle:Lien web</ref>. La paire de satellites était assurée pour une valeur totale de 225 millions de dollars<ref>Modèle:Lien web</ref>. Les vols de Vega sont aussitôt suspendus<ref>Modèle:Lien web</ref>, et une commission d’enquête indépendante est annoncée dans la journée par Arianespace et l'ESA<ref>Modèle:Lien web</ref>. Cet échec est retentissant pour l'industrie spatiale européenne car il coïncide avec la fin de vie d'Ariane 5, les retards d'Ariane 6, et l'arrêt des vols Soyouz depuis le Centre spatial guyanais faisant suite à l'invasion de l'Ukraine par la Russie. Sans Vega, l'Europe se retrouve ainsi temporairement sans lanceur disponible<ref>Modèle:Lien web</ref>. Le Modèle:Date-, les conclusions de l'enquête révèlent que la défaillance en vol provient du col de la tuyère du Modèle:Nobr. Cette pièce critique, en composite carbone/carbone, n'a supporté ni la pression ni la température du vol en raison d'une trop forte érosion thermo-mécanique, due à un manque d'homogénéité du matériau. Alors qu'ArianeGroup fournissait les cols de tuyère des étages Modèle:Nobr sur Vega, le maître d’œuvre Avio, dans une logique de réduction de coûts, a décidé pour Modèle:Nobr de confier la fabrication de cette pièce à la société ukrainienne Youjnoye. Seuls trois exemplaires ont pu être livrés avant la guerre en Ukraine et la fermeture de l'usine de Dnipro. Les exemplaires fournis auparavant pour les tests et le vol inaugural avaient des caractéristiques supérieures aux spécifications requises par Avio ; le col de tuyère responsable de l'échec était le premier à être conforme. C'est pourquoi le problème n'avait jamais été détecté<ref>Modèle:Lien web</ref>. Le composite carbone/carbone utilisé étant inapte, il est alors interdit de vol et remplacé par un matériau équivalent produit par ArianeGroup. Avio a ainsi depuis confié à nouveau la fabrication des cols de tuyère à ArianeGroup, ce qui devrait faciliter le retour en vol de Vega-C, prévu en fin d'année 2023 avec le lancement de Sentinel 1-C<ref>Modèle:Lien web.</ref>,<ref>Modèle:Lien web</ref>,<ref>Modèle:Lien web.</ref>,<ref>Modèle:Lien web.</ref>. Le Modèle:Date-, l'essai à feu statique de requalification de l'étage Z40 échoue à cause d'une nouvelle anomalie, toujours due à la tuyère<ref>Modèle:Lien web</ref>. Ce nouveau problème devrait encore retarder le retour en vol de Vega C<ref>Modèle:Lien web</ref>.
Historique des vols réalisés et vols planifiés
La fréquence de lancement prévue est de une à deux missions par an pendant dix ans avec la possibilité de porter cette fréquence à quatre missions, limite fixée par les installations de lancement. L'ESA et Arianespace passent commande à Modèle:Lang (ELV), l'industriel responsable du programme, de cinq lanceurs Vega pour les missions financées par le programme VERTA. En 2011, avant le premier tir de qualification, Arianespace engrange deux commandes pour deux satellites de la série Sentinel chargés de l'observation de la Terre et des océans (tirs planifiés pour 2014 et 2016)<ref>Modèle:Lien web.</ref>. Le premier contrat non européen est signé en 2012 pour le lancement au Centre spatial guyanais de Kourou en Guyane, d'un satellite d'observation de la Terre DZZ-HR, pour le compte du gouvernement du Kazakhstan, construit par la société européenne Astrium (groupe EADS), d'un poids au décollage d'environ Modèle:Unité, sur une orbite héliosynchrone placée à environ Modèle:Unité d'altitude, au deuxième trimestre 2014<ref>la société Arianespace, commande du mercredi Modèle:Date-, d'après Challenges.fr.</ref>.
{{ #invoke:Diagramme | histogramme | hauteur = 500 | largeur = 900 | empilement = 1 | groupe 1 = 0:0:0 : 0:0:0:0:1 : 1:0:1:0:0 : 0:0:0 | groupe 2 = 0:0:0 : 0:0:0:0:0 : 0:0:0:0:0 : 0:0:0 | groupe 3 = 1:1:1 : 3:2:3:2:1 : 1:3:1:1:0 : 0:0:0 | groupe 4 = 0:0:0 : 0:0:0:0:0 : 0:0:0:10:7 : 8:0:1 | couleurs = red : orange : #00D66B : silver | noms = Échec : Échec partiel : Succès : Prévu | légendes cachées = non | unité = _lancement(s) | légendes = 2012 ::: 2015 ::::: 2020 ::::: 2025 ::
}}Modèle:Légende/Début Modèle:Légende Modèle:Légende Modèle:Légende Modèle:Légende Modèle:Légende/Fin
| Succès | Vol n° | Version | Lancement (UTC) | Base de lancement |
Charges utiles | Masse totale | Orbite | Notes | ||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Modèle:Blanc | 1 | Vega | 13/02/2012 10h00 |
ELV-1, Kourou CSG |
LARES, ALMASat-1, e-st@r, Goliat, MaSat-1, PW-Sat, ROBUSTA, UniCubeSat-GG, XaTcobeo |
Modèle:Unité | OBT (LEO)<ref name="www.arianespace.com_12novembre2015">Modèle:Lien web.</ref> | Premier vol de Vega | ||
| Modèle:Blanc | 2 | Vega | 07/05/2013 02h07 |
ELV-1, Kourou CSG |
[[PROBA-V|PROBA-Modèle:V]], Modèle:Lien, ESTCube-1 |
Modèle:Unité | OHT (SSO)<ref name=":1">Modèle:Lien web.</ref> | |||
| Modèle:Blanc | 3 | Vega | 30/04/2014 01h35 |
ELV-1, Kourou CSG |
KazEOSat 1 | Modèle:Unité | OHT (SSO)<ref name=":2">Modèle:Lien web.</ref> | |||
| Modèle:Blanc | 4 | Vega | 11/02/2015 13h40 |
ELV-1, Kourou CSG |
Intermediate eXperimental Vehicle (IXV) AVUM VV-04 |
Modèle:Unité | OBT (LEO)<ref name=":3">Modèle:Lien web.</ref> | L'IXV a été libéré sur une trajectoire suborbitale
Le Modèle:4e AVUM a atteint l'orbite basse | ||
| Modèle:Blanc | 5 | Vega | 23/06/2015 01h52 |
ELV-1, Kourou CSG |
Sentinel-2A | Modèle:Unité | OHT (SSO)<ref name=":4">Modèle:Lien web.</ref> | |||
| Modèle:Blanc | 6 | Vega | 03/12/2015 04h04 |
ELV-1, Kourou CSG |
LISA Pathfinder | Modèle:Unité | Modèle:Pla<ref name=":5">Modèle:Lien web.</ref> | |||
| Modèle:Blanc | 7 | Vega | 16/09/2016 01h44 |
ELV-1, Kourou CSG |
PeruSat-1 SkySat 4, 5, 6 et 7 |
Modèle:Unité | OHT (SSO)<ref name=":6">Modèle:Lien web.</ref> | |||
| Modèle:Blanc | 8 | Vega | 05/12/2016 13h52 |
ELV-1, Kourou CSG |
Modèle:Lien | Modèle:Unité | OHT (SSO)<ref name=":7">Modèle:Lien web.</ref> | |||
| Modèle:Blanc | 9 | Vega | 07/03/2017 01h49 |
ELV-1, Kourou CSG |
Sentinel-2B | Modèle:Unité | OHT (SSO)<ref name=":8">Modèle:Lien web.</ref> | |||
| Modèle:Blanc | 10 | Vega | 02/08/2017 01h59 |
ELV-1, Kourou CSG |
OPTSAT-3000 Vénμs |
Modèle:Unité | OHT (SSO)<ref name=":9">Modèle:Lien web.</ref> | |||
| Modèle:Blanc | 11 | Vega | 08/11/2017 02h43 |
ELV-1, Kourou CSG |
[[Mohammed VI (satellite)|Modèle:Nobr romains-A]] | Modèle:Unité | OHT (SSO)<ref name=":10">Modèle:Lien web.</ref> | |||
| Modèle:Blanc | 12 | Vega | 22/08/2018 21h20 |
ELV-1, Kourou CSG |
ADM-Aeolus | Modèle:Unité | OHT (SSO)<ref name=":11">Modèle:Lien web.</ref> | |||
| Modèle:Blanc | 13 | Vega | 21/11/2018 01h42 |
ELV-1, Kourou CSG |
[[Mohammed VI (satellite)|Modèle:Nobr romains-B]] | Modèle:Unité | OHT (SSO)<ref name=":12">Modèle:Lien web.</ref> | |||
| Modèle:Blanc | 14 | Vega | 22/03/2019 01h50 |
ELV-1, Kourou CSG |
PRISMA | Modèle:Unité | OHT (SSO)<ref name=":13">Modèle:Lien web.</ref> | |||
| Modèle:Blanc | 15 | Vega | 11/07/2019 01h53 |
ELV-1, Kourou CSG |
[[Falcon Eye|Modèle:Lang]] | Modèle:Unité | OHT (SSO)<ref name=":14">Premier échec en vol du lanceur européen Vega.</ref> | Échec : Échec du Modèle:2e | ||
| Modèle:Blanc | 16 | Vega | 03/09/2020 01h51 |
ELV-1, Kourou CSG |
SSMS POC (ESAIL et 52 autres) | Modèle:Unité | OHT (SSO)<ref>Modèle:Lien web.</ref> | Premier vol de la structure SSMS | ||
| Modèle:Blanc | 17 | Vega | 17/11/2020 01h52 |
ELV-1, Kourou CSG |
Seosat | Modèle:Unité | OHT (SSO) | Échec : Échec du Modèle:4e | ||
| Modèle:Blanc | 18 | Vega | 29/04/2021 01h50 |
ELV-1, Kourou CSG |
Pléiades Neo 3 + SSMS (NorSat-3, BRAVO, LEMUR-2, Tyvak-182A / Eutelsat ELO alpha) | Modèle:Nombre | OHT (SSO) | |||
| Modèle:Blanc | 19 | Vega | 16/08/2021 22h47 |
ELV-1, Kourou CSG |
Pléiades Neo 4 + SSMS (BRO-4, RADCUBE, SUNSTORM, FYS!LEDSAT)<ref>Modèle:Lien web.</ref> | Modèle:Unité<ref>Modèle:Lien web.</ref> | OHT (SSO) | |||
| Modèle:Blanc | 20 | Vega | 16/11/2021 9h27<ref>Modèle:Lien web.</ref> |
ELV-1, Kourou CSG |
CERES | Modèle:Unité | OHT (SSO) | |||
| Modèle:Blanc | 21 | Vega C | 13/07/2022 13h13<ref>Modèle:Lien web</ref> |
ELV-1, Kourou CSG |
[[LARES (satellite)|Modèle:Nobr]] | Modèle:Unité | OBT (LEO) | Premier vol de Vega C | ||
| Modèle:Blanc | 22 | Vega C | 21/12/2022<ref name="arianespace-20220713">Modèle:Lien web</ref> | ELV-1, Kourou CSG |
Pléiades Neo 5/6 | ? Modèle:Unité | OHT (SSO) | Échec : Échec du Modèle:2e | ||
| Modèle:Blanc | 23 | Vega | 09/10/2023<ref>Modèle:Lien web.</ref>,<ref>Modèle:Lien web.</ref>,<ref>Modèle:Lien web.</ref> 22h36<ref>Modèle:Lien web</ref> |
ELV-1, Kourou CSG |
THEOS-2 HR + TRITON (FORMOSAT-7R) + SSMS #5 (ANSER × 3, CSC × 2, ESTCube-2, MACSAT, N3SS, PRETTY, PROBA-V CC) | ? Modèle:Unité | OHT (SSO) | Échec du déploiement de 2 microsatellites sur 12 (ESTCube-2 et ANSER-Leader)<ref>Modèle:Lien web</ref>. | ||
| Modèle:Blanc | ? | Vega C | S1 2023<ref>Modèle:Lien web</ref> | ELV-1, Kourou CSG |
Sentinel-1C | ? Modèle:Unité | OHT (SSO) | |||
| Modèle:Blanc | ? | Vega C | Août 2023<ref name="cgms49-esa">Modèle:Ouvrage</ref>,<ref>Modèle:Lien web.</ref> | ELV-1, Kourou CSG |
Biomas | Modèle:Unité | OHT (SSO) | |||
| Modèle:Blanc | ? | Vega C | T3 2023<ref>Modèle:Lien web.</ref> | ELV-1, Kourou CSG |
Space Rider (SR-01) | ? Modèle:Unité | OBT (LEO) | Premier vol de la navette Modèle:Lang | ||
| Modèle:Blanc | ? | Vega C | T3 2023<ref name="SSMS">Modèle:Lien web.</ref> | ELV-1, Kourou CSG |
SSMS #6 | ? Modèle:Unité | OHT (SSO) | |||
| Modèle:Blanc | ? | Vega C | T3 2023<ref name="SSMS"/> | ELV-1, Kourou CSG |
SSMS #7 | ? Modèle:Unité | OHT (SSO) | |||
| Modèle:Blanc | ? | Vega C | T4 2023<ref name="SSMS"/> | ELV-1, Kourou CSG |
SSMS #8 | ? Modèle:Unité | OHT (SSO) | |||
| Modèle:Blanc | ? | Vega C | T4 2023<ref name="SSMS"/> | ELV-1, Kourou CSG |
SSMS #9 | ? Modèle:Unité | OBT (LEO) | |||
| Modèle:Blanc | ? | Vega C | Courant 2023<ref name="arianespace-20220713"/> | ELV-1, Kourou CSG |
KOMPSAT-7 | ? Modèle:Unité | OHT (SSO) | |||
| Modèle:Blanc | ? | Vega C | Courant 2023<ref>Modèle:Lien web</ref> | ELV-1, Kourou CSG |
CO3D × 4 | ? Modèle:Unité | OHT (SSO) | |||
| Modèle:Blanc | ? | Vega C | Courant 2023<ref>Modèle:Lien web.</ref> | ELV-1, Kourou CSG |
PROBA-3 | ? Modèle:Unité | OEE (HEO) | |||
| Modèle:Blanc | ? | Vega C | T1 2024<ref>Modèle:Lien web.</ref> | ELV-1, Kourou CSG |
Sentinel-2C | ? Modèle:Unité | OHT (SSO) | |||
| Modèle:Blanc | ? | Vega C | T2 2024<ref name="SSMS"/> | ELV-1, Kourou CSG |
'SSMS #10' | ? Modèle:Unité | OHT (SSO) | |||
| Modèle:Blanc | ? | Vega C | T3 2024<ref name="SSMS"/> | ELV-1, Kourou CSG |
'SSMS #11' | ? Modèle:Unité | OBT (LEO) | |||
| Modèle:Blanc | ? | Vega C | T3 2024<ref name="SSMS"/> | ELV-1, Kourou CSG |
'SSMS #12' | ? Modèle:Unité | OHT (SSO) | |||
| Modèle:Blanc | ? | Vega C | T4 2024<ref>Modèle:Lien web</ref> | ELV-1, Kourou CSG |
Iride × ? | ? Modèle:Unité | OBT (LEO) | |||
| Modèle:Blanc | ? | Vega C | Courant 2024<ref>Modèle:Lien web</ref> | ELV-1, Kourou CSG |
CSG-3 | ? Modèle:Unité | OHT (SSO) | |||
| Modèle:Blanc | ? | Vega C | Courant 2024<ref name=Sentinel>Modèle:Lien web</ref> | ELV-1, Kourou CSG |
Sentinel-3C | ? Modèle:Unité | OHT (SSO) | |||
| Modèle:Blanc | ? | Vega C | T1 2025<ref name="SSMS"/> | ELV-1, Kourou CSG |
'SSMS #13' | ? Modèle:Unité | OHT (SSO) | |||
| Modèle:Blanc | ? | Vega C | T2 2024<ref name="SSMS"/> | ELV-1, Kourou CSG |
'SSMS #14' | ? Modèle:Unité | OHT (SSO) | |||
| Modèle:Blanc | ? | Vega C | Milieu 2024<ref>Modèle:Lien web</ref> | ELV-1, Kourou CSG |
ALTIUS FLEX |
? Modèle:Unité | OHT (SSO) | |||
| Modèle:Blanc | ? | Vega C | T3 2024<ref name="SSMS"/> | ELV-1, Kourou CSG |
'SSMS #15' | ? Modèle:Unité | OBT (LEO) | |||
| Modèle:Blanc | ? | Vega C | Courant 2025<ref>Modèle:Lien web</ref> | ELV-1, Kourou CSG |
ClearSpace-1 | ? Modèle:Unité | OBT (LEO) | |||
| Modèle:Blanc | ? | Vega C | Courant 2025<ref name="Sentinel"/> | ELV-1, Kourou CSG |
Sentinel-3D | ? Modèle:Unité | OHT (SSO) | |||
| Modèle:Blanc | ? | Vega C | Courant 2025<ref>Modèle:Lien web</ref>,<ref>Modèle:Lien web</ref> | ELV-1, Kourou CSG |
SHALOM | Modèle:Unité | OHT (SSO) | |||
| Modèle:Blanc | ? | Vega E | Courant 2025<ref>Modèle:Lien web</ref> | ELV-1, Kourou CSG |
? Modèle:Unité | OBT (LEO) | Premier vol de Vega E | |||
| Modèle:Blanc | ? | Vega C | Courant 2027<ref>Modèle:Lien web</ref>,<ref name="cgms49-esa"/> | ELV-1, Kourou CSG |
FORUM | ? Modèle:Unité | OHT (SSO) | |||
Vega et le marché des petits lanceurs
Vega est en concurrence avec de nombreux lanceurs sur le marché relativement étroit des charges utiles de petite taille à destination de l'orbite terrestre basse. On peut citer notamment les lanceurs russo-ukrainiens Rokot et Dnepr, le lanceur indien PSLV, les lanceurs américains Taurus et [[Minotaur (fusée)|Modèle:Nobr romains à IV]], certains lanceurs chinois Longue Marche et des lanceurs en cours de développement comme les lanceurs russes Soyouz-2-1v et Modèle:Nobr et les lanceurs américains Modèle:Nobr (lanceur abandonné) et Modèle:Nobr romains<ref>Modèle:Lien web.</ref>.
Début 2012, le prix commercial officiel d'un lancement Vega est de Modèle:Nobr de dollars américains. Le coût de fabrication est de Modèle:Nobr de dollars si la fréquence de deux vols par an est maintenue, et les coûts de commercialisation (Arianespace) et de lancement (Kourou) se montent à Modèle:Nobr de dollars. Selon les responsables du programme, Vega peut se permettre d'être 20 % plus cher que ses concurrents compte tenu de la qualité de la prestation<ref>Modèle:Lien web.</ref>.
Multimédia : vidéos
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Lancement du vol 14.
Notes et références
Notes
<references group="note" />
Références
Sources et bibliographie
- Modèle:Ouvrage Modèle:Commentaire biblio SRL
- Modèle:Ouvrage Modèle:Commentaire biblio SRL
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Voir aussi
Articles connexes
Liens externes
- Page sur le lanceur et le chantier sur le site du Centre spatial guyanais
- Genèse détaillée du lanceur Vega (site personnel)
- Modèle:Lien web Modèle:Commentaire biblio SRL
- {{#invoke:Langue|indicationDeLangue}} Page sur la partie du site de l'ESA consacrée aux lanceurs
- {{#invoke:Langue|indicationDeLangue}} Le site du lanceur Vega du contractant ELV
- {{#invoke:Langue|indicationDeLangue}} Page sur le lanceur Vega sur le site Arianespace
