Premières versions

• Soyouz (11A511) : il s'agit de la version initiale qui est lancée pour la première fois en mai 1966. Le vaisseau spatial Soyouz 1 est mis en orbite en avril 1967 par cette version. Le lanceur comporte des moteurs RD-107 au premier étage, un moteur RD-108 au second étage et un RD-0110 au troisième. La masse au décollage est de 308 tonnes et la hauteur de 50,67 mètres. Ce modèle est utilisé pour lancer des vaisseaux spatiaux habités, mais également un très grand nombre de satellites militaires de la série Cosmos. Le dernier exemplaire de cette version effectue le lancement du vaisseau spatial Soyouz 18.
• Soyouz-L (11A511L, en russe : 11A511Л, Л pour Лунный - en français : « lunaire ») : cette version est utilisée pour tester les lancements de prototypes de sondes lunaires. Les différences avec le modèle précédent portent sur la coiffe et le renforcement de la structure du second étage. La masse au décollage est de 305 tonnes et la hauteur de 44 mètres. Cette version n'est lancée que 3 fois, la première fois le 24 novembre 1970. Une esquisse de la Soyouz-L est visible ici.
• Soyouz-M (11A511M, en russe : 11A511М, М pour Модифицированный - en français : modifié) : on ne connaît pas précisément le détail des différences entre cette version et la version originelle. Le Soyouz M pèse 310 tonnes et est haut de 50,67 mètres. Cette version est lancée en tout 8 fois pour mettre en orbite des satellites d'observation militaires de la série Zenit-4MT. Le premier vol a lieu le 27 décembre 1971.

Versions ultérieures

Un lanceur Soyouz-U prêt à lancer le vaisseau de ravitaillement Progress-M59 (Baïkonour, janvier 2007).

• Soyouz-U (11A511U, en russe : 11A511У, У pour Унифицированный - en français : unifié) : le Soyouz-U, qui vole pour la première fois le 18 mai 1973 intègre toutes les évolutions des 8 années précédentes en les standardisant. Ces modifications portent sur les moteurs ainsi que les installations de lancement. Les moteurs modifiés reçoivent une nouvelle désignation : RD-117 pour le premier étage et RD-118 pour le second étage. Le Soyouz-U est la version qui est le plus souvent utilisée. Elle pèse 313 tonnes et est haute de 51,1 mètres. Elle peut placer une charge utile de 6 950 kg sur une orbite de 200 km depuis Baïkonour ; depuis le cosmodrome de Plessetsk, une charge de 6 700 kg peut être envoyée sur une orbite de 220 km. La dernière Soyouz-U est lancée le 22 février 2017, depuis Baïkonour, pour assurer le ravitaillement de la Station spatiale internationale (ISS) avec la capsule Progress MS-05.
• Soyouz-U2 (11A511U2, russe 11A511У2) : la version Soyouz-U2 a été lancée pour la première fois le 28 décembre 1982. Elle utilise en guise de carburant un kérosène synthétique (le syntin) qui lui permet d'emporter une charge utile supplémentaire de 200 kg. 80 lanceurs du modèle U2 ont été lancés essentiellement pour mettre en orbite des vaisseaux avec équipage. Mais, au milieu des années 1990, il était devenu nécessaire de modifier l'installation de fabrication de ce carburant avec une incidence importante sur son prix de revient. En conséquence cette version fut abandonnée et la dernière Soyouz-U2 a lancé le 3 septembre 1995 le vaisseau spatial Soyouz TM-22.
• Soyouz-FG (11A511FG, russe 11A511ФГ) : le Soyouz-FG est un lanceur de transition entre la Soyouz-U et la nouvelle Soyouz-2. La puissance des moteurs des deux premiers étages est optimisée. Ces moteurs sont renommés RD-107A et RD-108A. La Soyouz-FG plus puissante que la Soyouz-U est utilisée pour mettre en orbite le vaisseau spatial Soyouz-TMA chargé de ravitailler la station spatiale internationale. Elle peut placer une charge utile de 7 130 kg sur une orbite de 200 km depuis Baïkonour. Son premier lancement a eu lieu le 21 mai 2001.

L'étage Soyouz-Ikar

L'étage Ikar est développé à partir du système de propulsion du satellite d'observation Iantar et est utilisé sur un Soyouz-U pour mettre en orbite des satellites Globalstar. Vingt-quatre satellites Globalstar sont ainsi mis en orbite en 1999 par six lanceurs à raison de quatre satellites par vol. L'ensemble Soyouz-U / Ikar pèse 308 tonnes et fait 47,285 mètres de haut. À compter de l'année 2000, Ikar est remplacé par l'étage Fregat.

L'étage Fregat

L'étage Fregat est développé à partir du système de propulsion des sondes spatiales Phobos et Mars 96 ; il est équipé d'un système de commandes de vol numérique moderne et d'un propulseur qui peut être rallumé jusqu'à vingt fois. Il est développé par la société russe Lavotchkine.

Ses caractéristiques sont optimales pour le lancement de plusieurs satellites qui doivent être placés sur des orbites différentes. Après deux vols de qualification, les deux premiers vols opérationnels permettent de placer en orbite les quatre satellites de l'agence spatiale européenne (ESA) de la mission Cluster^[5]. Depuis, cet étage est utilisé pour le lancement de sondes spatiales (Mars Express) et de satellites commerciaux.

Depuis 2006, l'étage Fregat est utilisé conjointement avec la nouvelle version Soyouz-2 et donc la version Soyouz ST pour les lancements depuis le CSG, dont le premier a lieu le 21 octobre 2011.

L'ensemble Soyouz/Fregat pèse 306 tonnes et est haut de 46,645 mètres ; il peut placer en orbite de transfert géostationnaire depuis Baïkonour une charge utile de 2 100 kg et en orbite de transfert pour Mars de 1 260 kg.

Premier étage

Tuyères des moteurs des premier et second étages (en position centrale). Les tuyères des moteurs verniers sont plus petites.

Le premier étage de Soyouz est constitué de quatre propulseurs coniques identiques disposés en fagot attaché autour du second étage. Chaque propulseur comporte un moteur unique RD-107 avec un jeu de turbopompes qui alimente quatre chambres de combustion ainsi que deux moteurs verniers. Les moteurs fonctionnent avec un mélange de kérosène (carburant) / LOX c'est-à-dire de l'oxygène stocké à l'état liquide (comburant).

Caractéristiques (pour chacun des 4 propulseurs)

• Poids total : 44,5 tonnes
• Carburant : 39,2 tonnes
• Masse à vide : 3 784 kg
• Diamètre : 2,68 m
• Longueur : 19,6 m
• Durée de la combustion : 118 s
• Moteurs :
  • Modèles Soyouz et Soyouz-U
    • RD-107
      • Poussée 813 kN au décollage
      • Poussée 991 kN dans le vide
      • Impulsion spécifique 245 kgf·s/kg (2.40 kN·s/kg) au décollage
      • Impulsion spécifique 310 kgf·s/kg (3.04 kN·s/kg) dans le vide
      • Pression dans la chambre de combustion 5,85 MPa
  • Modèle Soyouz-ST
    • RD-117 (11D511)
      • Poussée 838 kN au décollage
      • Poussée 1 021 kN dans le vide
      • Impulsion spécifique 245 kgf·s/kg (2.40 kN·s/kg) au décollage
      • Impulsion spécifique 310 kgf·s/kg (3.04 kN·s/kg) dans le vide (est)
      • Pression dans la chambre à combustion 5,85 MPa
  • Modèle Soyouz-FG
    • RD-107A (14D22)
      • Poussée 775 kN au décollage
      • Impulsion spécifique 320.2 kgf·s/kg (3.14 kN·s/kg) dans le vide
  • Modèle Soyouz-FG (pour la version lancée au CSG)^[6],[7]
    • RD-107A
      • Poussée 813 kN au décollage
      • Poussée 1 023 kN dans le vide
      • Impulsion spécifique 262 s au décollage
      • Impulsion spécifique 319 s dans le vide
      • Temps de combustion 118 s

Second étage

Assemblage d'une fusée Soyouz-FG pour la mission TMA-5 (2004). Le troisième étage (à gauche) n'est pas encore assemblé. La coiffe, la tour de sauvetage et la capsule sont à droite.

Le deuxième étage de Soyouz est un étage simple presque entièrement cylindrique dont la configuration est proche des propulseurs du premier étage. Le moteur est un RD-108, variante du RD-107 et les réservoirs de carburant sont allongés pour emporter plus de combustible. Comme chacun des propulseurs du premier étage, il dispose de quatre chambres à combustion et 1 jeu de turbopompes, mais compte par contre quatre moteurs verniers au lieu de deux. Le deuxième étage est allumé dès le décollage (une conception qui permettait d'interrompre le lancement en cas de problème d'allumage, car au début de l'ère spatiale il s'agissait d'un point faible des propulseurs) et il continue à fonctionner près de trois minutes après la séparation du premier étage. Cet étage est désigné par la lettre A, tandis que les quatre propulseurs du premier étage sont désignés par les lettres B, W, G et D (correspondant aux cinq premières lettres de l'alphabet cyrillique : А, Б, В, Г, Д).

• Poids total : 105,4 tonnes
• Carburant : 95,4 tonnes
• Carburant (Soyouz-U2 avec carburant de type syntin) : 96,4 tonnes
• Poids à vide : 6 875 kg
• Longueur : 28 m
• Diamètre : 2,95 m
• Durée de fonctionnement : 290 s
• Moteur :
  • modèles Soyouz et Soyouz-U
    • RD-108
      • Poussée 779 kN au décollage
      • Poussée 997 kN dans le vide
      • Impulsion spécifique 264 kgf·s/kg (2.59 kN·s/kg) au décollage
      • Impulsion spécifique 311 kgf·s/kg (3.05 kN·s/kg) dans le vide
      • Pression dans la chambre à combustion 5,1 MPa (740 psi)
  • modèle Soyouz-U2 avec carburant syntin
    • RD-108
      • Poussée 811 kN au décollage
      • Poussée 1 009 kN dans le vide
      • Impulsion spécifique 264 kgf·s/kg (2.59 kN·s/kg) au décollage
      • Impulsion spécifique 311 kgf·s/kg (3.05 kN·s/kg) dans le vide
      • Pression dans la chambre à combustion 5,1 MPa (740 psi)
  • modèle Soyouz-ST
    • RD-118 (11D512)
      • Poussée 792 kN au décollage
      • Poussée 990 kN dans le vide
      • Impulsion spécifique 264 kgf·s/kg (2.59 kN·s/kg) au décollage(env.)
      • Impulsion spécifique 311 kgf·s/kg (3.05 kN·s/kg) dans le vide (env.)
      • Pression dans la chambre à combustion 5,85 MPa (848 psi)
  • Modèle Soyouz-FG (pour la version lancée au CSG)^[6],[7]
    • RD-108A
      • Poussée 792 kN au décollage
      • Poussée 990 kN dans le vide
      • Impulsion spécifique 255 s au décollage
      • Impulsion spécifique 319 s dans le vide
      • Temps de combustion 286 s

Troisième étage

Le troisième étage utilise un moteur RD-0110 qui fonctionne également avec du kérosène et du LOX. Il est allumé deux secondes avant l'extinction du second étage. Il existe aujourd'hui deux variantes du troisième étage : le bloc I (russe И) et sa version améliorée utilisée pour le Soyouz 2 1-b.

• Poids total : 25,2 tonnes
• Carburant : 21,4–22,9 tonnes
• Poids à vide : 2 355 kg
• Longueur : 6,7 m
• Diamètre : 2,66 m
• Durée de fonctionnement : 240 s
• Moteur :
  • Bloc I
    • RD-0110
    • Poussée 298 kN
    • Impulsion spécifique 330 kgf·s/kg (3.24 kN·s/kg)
    • Pression dans la chambre à combustion 6,8 MPa (986 psi)
  • Bloc I amélioré
    • RD-0124 (11D451)
    • Poussée 320 kN (66 klb_f)
    • Impulsion spécifique 359 kgf·s/kg (3.52 kN·s/kg)
    • Pression dans la chambre à combustion 16,2 MPa (2350 psi)

Quatrième étage Fregat

Le quatrième étage Fregat^[7] :

• Poids total : 6 300 kg
• Carburant : 5 350 kg
• Poids à vide : 950 kg
• Hauteur : 1,5 m
• Diamètre : 3,35 mètres
• Durée de fonctionnement : 900 s réallumable 20 fois
• Moteur :
  • Principal S5.92
    • carburant/comburant 5 350 kg de N2O4/UDMH
    • Poussée (deux modes) 19,85 ou 14,0 kN dans le vide
    • Impulsion spécifique 331 ou 316 s dans le vide
  • Secondaire pour le contrôle d'attitude en sus du moteur principal
    • 8 moteurs à hydrazine de 50 N

Tour de sauvetage

La tour de sauvetage est bien visible à l'extrémité de cette fusée Soyouz-U à Baïkonour (2000).

Lorsque la fusée Soyouz doit lancer une capsule avec équipage, une tour de sauvetage (russe САС c'est-à-dire система аварийного спасения) vient coiffer la fusée. Le système de sauvetage comprend plusieurs fusées à carburant solide. En cas de lancement avorté, les fusées de la tour de sauvetage sont allumées et propulsent la capsule contenant les cosmonautes en dehors de la zone dangereuse. Une fois en altitude, la tour de sauvetage est larguée et des parachutes sont déployés pour permettre un atterrissage en douceur de la capsule. Le 27 septembre 1983, une fusée Soyouz-U explosa sur la table de lancement : la tour de sauvetage permit de sauver le vaisseau spatial Soyouz T-10-1 quelques secondes avant l'explosion. Le dispositif de sauvetage comprend également quatre grands panneaux rectangulaires attachés à la coiffe qui, en cas d'activation de la tour de sauvetage, sont déployés pour stabiliser la capsule dans la phase ascensionnelle. De petites fusées à carburant solide séparent ensuite la coiffe de la capsule.

Yamal

Yamal (russe Ямал) est une fusée proposée en 1996 par RKK Energia qui repose largement sur la fusée Soyouz existante. L'objectif des concepteurs est d'augmenter fortement la capacité d'emport sans pour autant modifier les caractéristiques de la fusée de manière à pouvoir utiliser les installations de Soyouz sans modification. En outre la construction de la fusée Yamal doit utiliser au maximum les installations existantes. Le nom de la nouvelle fusée reprend celui de la série satellites de communication du conglomérat russe Gazprom qui devaient être lancés par la nouvelle fusée (finalement lancés à partir de 1999 par des fusées Proton).

Le premier étage de la fusée Yamal reprend sans changement celui de la Soyouz-U. Le deuxième étage doit recevoir un moteur NK-33. Le NK-33 est le moteur développé pour la fusée lunaire N1, qui en utilisait plusieurs. Le NK-33 n'est plus utilisé, mais une trentaine d'exemplaires étaient conservés. Ces moteurs devaient être vérifiés et légèrement modifiés : par exemple, il était prévu que la pression dans la chambre de combustion soit augmentée et qu'il puisse être orientable. Par ailleurs, pour permettre d'installer le moteur, le diamètre du deuxième étage devait être porté à 3,44 mètres (dans la Soyouz 2,66 m) et la masse du réservoir de carburant portée à 144 tonnes, cinquante tonnes de plus que dans la Soyouz). Le diamètre du troisième étage devait être augmenté, ce qui permettait d'emporter trente tonnes de carburant en plus. L'étage devait recevoir un RD-0124 qui est également installé sur la Soyouz-2. De plus, la fusée devait recevoir un quatrième étage dénommé Taïmyr (russe Таймыр) qui était dérivé du bloc « D » de la Proton. Une nouvelle coiffe plus volumineuse était également prévue. La masse de la nouvelle fusée était limitée à 374 tonnes, ce qui lui permettait d'utiliser les installations de Soyouz à Baïkonour et Plesetsk prévues pour des fusées d'une masse maximale de quatre cents tonnes. La fusée pouvait placer 11,8 tonnes sur une orbite de 200 km depuis Baïkonour, la charge utile depuis Plesetsk étant limitée à 11,3 tonnes et 1,36 tonne en orbite géostationnaire.

Bien que la fusée pouvait être développée en réalisant des modifications réduites et à partir d'éléments de la N1 déjà disponibles, l'argent fit défaut, si bien qu'Yamal ne fut jamais développée. En 1999, Aurora, une variante de Yamal destinée à l'exportation fut également proposée.

Aurora

Aurora (russe Аврора c'est-à-dire Aurore) est une variante de Yamal qui fut présentée pour la première fois en 1999. Aurora devait être tirée d'une nouvelle installation située sur l'île Christmas, possession de l'Australie dans l'océan Indien, des lancements de qualification devant avoir lieu auparavant à Baïkonour. Les coûts de construction du site de lancement étaient estimés à cinq cents millions de dollars et devaient être pris en charge par des investisseurs privés. Aurora devait se consacrer au segment des satellites commerciaux de télécommunications de masse moyenne. Après quelques travaux préparatoires, le financement du projet fut finalement suspendu. La chute du marché des satellites rend aujourd'hui peu probable la réalisation d'Aurora.

Aurora était peu différente de Yamal : les modifications les plus importantes comprenaient une version améliorée du moteur NK-33-1 et une coiffe encore agrandie. Ces modifications permettaient d'augmenter la charge utile de 2 %. L'amélioration de la fusée conjuguée avec la position du site de lancement proche de l'équateur permettait à l'Aurora de placer une charge utile de 11 860 kg sur une orbite de 200 km avec une inclinaison de 11,3°. La fusée pouvait envoyer une charge de 4 350 kg en orbite de transfert géostationnaire et de 2 600 kg en orbite géostationnaire.

Onega

Onega (russe Онега, du nom du fleuve) fut proposé en 2004 comme lanceur pour le nouveau vaisseau spatial Kliper. Il devait pouvoir placer depuis le cosmodrome de Plessetsk 14,5 tonnes sur orbite basse et 1,6 tonne en orbite géostationnaire (selon d'autres sources 2,3 tonnes). Les quatre propulseurs du premier étage devaient recevoir un nouveau moteur RD-0155 doté d'une seule chambre de combustion et qui utilisait comme son prédécesseur un mélange LOX/kérosène. Selon d'autres études, les propulseurs devaient recevoir le moteur RD-120.10F (11D123) qui équipait le deuxième étage de la fusée Zenit.

Soyouz 18a (1975)

Le 5 avril 1975, au cours de la phase propulsée de la mission Soyouz 18a, un dysfonctionnement empêche la séparation complète du deuxième étage après son extinction avec le troisième étage du lanceur. La fusée déséquilibrée dévie rapidement de plus de 10° de sa trajectoire nominale ce qui déclenche automatiquement l'abandon de la mission, l'arrêt du moteur du troisième étage et la séparation du vaisseau Soyouz de son lanceur, puis celle du module de descente des autres modules. À ce moment la vitesse du vaisseau est de 5,5 km par seconde et il se trouve à une altitude de 180 km. Après 400 secondes d'apesanteur, la capsule réalise une rentrée atmosphérique brutale, l'équipage encaissant une décélération de 14 à 15 g avec une pointe à 21,3 g. Le vaisseau va atterrir sans encombre dans les montagnes de Sibérie occidentale à 1 200 mètres d'altitude dans 1,5 mètre de neige alors que 20 minutes plus tôt l'équipage avait quitté Baïkonour où régnait une température de 25 °C. Incertains quant à leur lieu d'atterrissage, les cosmonautes brûlent des documents militaires au cas où ils seraient tombés en Chine, avec laquelle l'Union soviétique est, à l'époque, pratiquement en conflit. Après plusieurs tentatives d'équipes de sauveteurs, dont l'une sera prise dans une avalanche, l'équipage est hélitreuillé sain et sauf 24 heures après son atterrissage. C'est le premier cas de mission habitée interrompue durant la phase d'ascension^[21],[22].

Soyouz T-10-1 (1983)

Le 26 septembre 1983, peu avant le lancement de Soyouz T-10-1, du carburant se met à fuir à la base du lanceur et prend feu. Le centre de contrôle tente d'activer la tour de sauvetage, mais les câbles de contrôle sont déjà brûlés (l'équipage n'a pas les moyens d'activer lui-même le système). Le centre de contrôle parvient 20 secondes plus tard à activer la tour de sauvetage en lançant la commande par radio. Après séparation avec le lanceur, le vaisseau Soyouz est propulsé durant 5 secondes, soumettant ses occupants à une accélération de 14 à 17 g. Quelques instants plus tard, le lanceur explose, détruisant le pas de tir. Après être monté à une altitude de 650 mètres, le parachute se déploie et le vaisseau atterrit à environ 4 km du pas de tir. L'équipage est sain et sauf. C'est le seul cas de mise en œuvre d'une tour de sauvetage, que ce soit du côté russe ou américain^{[23],[24],[25]}.

Soyouz MS-10 (2018)

Le 11 octobre 2018, au cours du lancement du vaisseau Soyouz MS-10 emportant deux membres de l'équipage de la Station spatiale internationale, la séparation du premier étage du lanceur Soyouz-FG, qui a lieu après deux minutes de vol à une altitude de 50 km, est défectueuse. Un des quatre propulseurs d'appoint ne s'écarte pas suffisamment de l'étage central (2^e étage) à la suite de la défaillance d'un des dispositifs chargés de l'éloigner du lanceur. Il vient heurter celui-ci en perforant un de ses réservoirs et mettant hors service le système de contrôle d'attitude. Le lanceur quitte la trajectoire prévue et les systèmes de sécurité déclenchent automatiquement l'éjection du vaisseau Soyouz. Celui-ci poursuit son ascension sur la vitesse acquise jusqu'à une altitude de 92 km puis revient au sol après un vol balistique. Les deux astronautes atterrissent sains et saufs après vingt minutes de vol et avoir subi une accélération d'environ 7 g^[26],[27].

Bibliographie

• Christian Lardier (Air et Cosmos) et Stefan Barensky (préf. Jean-Yves Le Gall), Les deux vies de Soyouz, Paris, Éditions Édite, coll. « Histoire des sciences », 2010, 415 p. (ISBN 978-2-846-08266-2 et 2-846-08266-9, OCLC 758791376, BNF 42293729, LCCN 2010540421).

Articles connexes

• Vaisseau Soyouz.
• R-7 Semiorka.
• R-7 (famille de lanceurs) : Vue d'ensemble des lanceurs dérivés de la R-7 Semiorka.
• Soyouz 2.1v, version légère du XXI^e siècle.
• Soyouz-2, autre version du XXI^e siècle.
• Soyouz-5, version en développement.
• Soyouz, programme Soyouz.
• Fusée (astronautique).

Liens externes

• (en) Site du constructeur du lanceur Soyouz à Samara.
• (en) Site officiel de Starsem.
• (en) (fr) Lancements en direct sur videocorner d'Arianespace.