Mercury-Redstone - Définition

Introduction

Mercury-Redstone
Données générales
Mission	Vol suborbital habité
Date de lancement	21/11/1960 - 21/7/1961
Nbre de lancement	6
Pays d’origine	États-Unis
Caractéristiques techniques
Dimensions
Hauteur	25,41 m
Diamètre	1,78 m
Masse au décollage	30 t
Nombre étage	1
Puissance et capacité d’emport
Charge utile en LEO	1,8 t
Étages
1er étage
Fabricant	Chrysler
Propulsion	1 Rocketdyne A-7 (350 kN)
Impulsion spécifique	215 s.
Carburant	Éthanol/LOX
Durée de combustion	143,5 s.

Le lanceur composite Mercury-Redstone était une fusée qui permit aux Etats-Unis d'accomplir ses premières incursions habitées dans l'espace dans le cadre du projet Mercury. Le véhicule propulsif tirait sa substance du Jupiter C, une variante issue du missile Redstone sur lequel les ingénieurs renforcèrent sa fiabilité pour l'adapter aux missions spatiales. Six mises à feu furent réalisées dont les deux dernières avec un astronaute à bord (A. Shepard et G. Grisson, respectivement en mai et juillet 61).

Du fait de sa puissance limitée la Mercury-Redstone ne permettait qu'un vol suborbital. Pour les missions Mercury suivantes ce lanceur fut remplacé par la fusée Atlas D.

Les différences par rapport au missile Redstone

Comparaison du missile Redstone avec les fusées Jupiter-C et Mercury-Redstone

Lorsque les responsables du programme Mercury durent sélectionner une fusée pour servir de base au lanceur du premier vol habité sub-orbital américain, ils choisirent le missile balistique à courte portée mono-étage Redstone utilisant des ergols liquides car celui-ci avait, à cette époque, le meilleur taux de fiabilité de tous les missiles américains avec de nombreux vols de test réussis.

Le missile balistique Redstone n'aurait pas pu réussir à lancer la capsule Mercury sur la trajectoire sub-orbitale retenue par le projet. Par contre le premier étage de la fusée Jupiter-C, variante du missile Redstone aux réservoirs allongés, pouvait emporter assez de carburant pour remplir cette mission. C'est pourquoi la Jupiter-C fut retenue pour le lancement de la capsule Mercury. Mais l'utilisation du moteur-fusée A-6 de Rocketdyne de la Jupiter-C , qui était en cours de remplacement sur les missiles Redstone les plus récents par le A-7, fut écarté par l'Armée de terre, pour éviter les complications potentielles et les concepteurs utilisèrent le A-7 pour propulser la fusée.

Le lanceur Mercury-Redstone a une masse de 30 tonnes au décollage, une hauteur de 25,41 mètres pour un diamètre de 1,78 mètres hors empennage. Le moteur A-7 a une poussée de 350 kN (35 tonnes).

Le missile Redstone utilisait un mélange d'ergols comprenant 75% d'éthanol tandis que le moteur du premier étage de la Jupiter-C consommait de l'hydnine un mélange de 60% d'UDMH et de 40% de diéthylènetriamine (DETA) . Ces ergols plus performants que l'éthanol étaient également plus toxiques et donc dangereux pour l'astronaute en cas d'interruption de la mission au décollage. De plus l'hydnine n'avait jamais été utilisé sur le moteur A-7. Aussi les responsables du programme écartèrent ce carburant et décidèrent d'utiliser l'éthanol.

La modification la plus importante apportée au lanceur était l'ajout d'un système d'interruption automatique de mission compatible avec la présence d'un équipage humain. En cas de situation catastrophique, ce système activait la tour de sauvetage attachée au sommet de la capsule Mercury, qui arrachait celle-ci à la fusée pour l'en éloigner. Le système pouvait être déclenché manuellement, soit par l'astronaute, soit par les contrôleurs au sol mais certaines défaillances en vol pouvaient conduire à une catastrophe avant que système d'interruption puisse être déclenché manuellement.

Le réseau de capteurs du système d'interruption automatique de mission résolvait ce problème en auscultant en permanence durant le vol les paramètres de fonctionnement de la fusée. Si une anomalie, susceptible de menacer l'astronaute, était détectée, comme la perte du système de contrôle en vol, de la poussée du moteur ou de l'alimentation électrique, le vol était automatiquement interrompu, le moteur de la fusée était éteint et la tour de sauvetage était mise à feu . Pour éviter que la fusée ne retombe sur le personnel au sol, la coupure du moteur était inhibée durant les 30 premières secondes du vol, lorsque la fusée était encore au-dessus de la terre ferme.

L'interruption de la mission était déclenchée dans les cas suivants :

• Modification de l'angle de la fusée par rapport à la trajectoire prévue supérieure à une valeur programmée
• Vitesse angulaire dans l'un des trois axes excessive
• Chute de la pression dans la chambre de combustion du moteur-fusée inférieure à un seuil critique
• Perte de l'alimentation électrique du système de contrôle en vol
• Perte générale de l'alimentation électrique (y compris du système d'interruption de mission), pouvant être une indication d'un incident majeur.

Comme beaucoup de fusées, la Mercury-Redstone était équipée d'un système d'auto-destruction que les contrôleurs au sol pouvaient déclencher en cas de dysfonctionnement de la fusée avant que celui-ci ne menace le personnel au sol. Mais sur la Mercury-Redstone l'astronaute devait disposer, avant la destruction, de suffisamment de temps pour que la tour de sauvetage l'écarte de la fusée d'une distance suffisante. Le système d'auto-destruction était programmé pour se déclencher 3 secondes après que l'ordre de destruction de la fusée ait été donné.

La différence la plus importante entre la fusée Jupiter-C et la Mercury-Redstone porte sur la partie située juste en dessous de la capsule Mercury et au-dessus des réservoirs de carburant. Cette section contient l'essentiel de l'électronique des instruments ainsi que l'adaptateur sur lequel est fixé le vaisseau spatial Sur le missile Redstone et dans le premier étage de la fusée Jupiter-C cette section reste solidaire de la partie supérieure lorsque le premier étage est largué après l'extinction de son moteur et le système de guidage qui y est logé assure le pilotage de la fusée durant la phase de la trajectoire balistique non propulsée. Par contre dans la Mercury-Redstone, cette section reste solidaire du premier étage. A l'extinction du moteur la capsule Mercury largue ce compartiment et utilise son propre système de guidage.

D'autres modifications ont été apportées pour améliorer la fiabilité du lanceur. Le système de guidage inertiel ST-80 du missile Redstone est remplacé par un pilote automatique LEV-3 plus simple. Celui-ci, dont la conception remonte au missile allemand V2, n'est pas aussi sophistiqué et précis que le ST-80 mais ses capacités sont suffisantes pour répondre aux besoins la mission Mercury et sa simplicité contribue à accroitre la fiabilité de la fusée. Le compartiment évoqué plus haut et contenant les principaux instruments est maintenu à basse température avant le lancement et est pressurisé pour réduire le risque de défaillance.

L'espace situé entre ce compartiment et la capsule spatiale Mercury devait recevoir initialement un parachute devant permettre la récupération du lanceur. Lorsque ce système fut abandonné, il fut remplacé par du ballast destiné à améliorer la stabilité de la fusée durant son vol. En effet, contrairement au missile Redstone, le lanceur devenait aérodynamiquement instable après avoir franchi le mur du son à cause de son surcroit de longueur et de la masse de la capsule Mercury. Le ballast permit de de reculer l'apparition de ce phénomène qui ne se manifestait plus qu'après le franchissement du seuil critique où les forces aérodynamiques atteignent leur maximum (max Q).