Moteur-fusée alimenté par pressurisation des réservoirs

La pressurisation des réservoirs est une configuration moteur-fusée à ergols liquides dans laquelle un gaz inerte, généralement de l'hélium ou de l'azote, maintient une pression importante dans les réservoirs à ergols pour alimenter la chambre de combustion^[1]. La pression dans les réservoirs doit dépasser celle dans la chambre de combustion, ce qui impose que les réservoirs aient des parois suffisamment épaisses, et donc lourdes, pour résister à cette pression^[2].

Schéma d'un moteur-fusée alimenté par pressurisation des réservoirs.

Il s'agit de la plus simple des configurations de moteurs-fusées à ergols liquides, ne nécessitant pas de turbopompes. Elle permet d'obtenir des moteurs particulièrement fiables, mais à la poussée modeste et au rendement faible^[1].

Utilisation

AJ10-118K sur le deuxième étage d'une Delta II.

Les systèmes de contrôle d'attitude et les propulseurs pour les manœuvres orbitales utilisent quasi exclusivement des moteurs alimentés par pressurisation des réservoirs. On peut citer le AJ-10-190 brûlant le couple peroxyde d'azote / Aérozine 50 et équipant les deux OMS (Orbital Maneuvering System) de la navette spatiale américaine^[3].

Certains lanceurs disposent également d'un étage supérieur utilisant de tels moteurs, comme le AJ-10-118K propulsant le second étage Delta-K (en) du lanceur Delta II, le Kestrel conçu par SpaceX pour équiper le second étage de son lanceur léger Falcon 1, désormais retiré^[4], ou encore le moteur ukrainien RD-843 propulsant l'étage supérieur AVUM du lanceur européen Vega^[5].

Tableau comparatif de moteurs-fusées alimentés par pressurisation des réservoirs

Moteur	Pays	Constructeur	Utilisation	Ergols	Poussée (dans le vide)	Isp (dans le vide)	Masse	Premier vol
Aestus	Europe	DASA	Ariane 5 (G, G+, GS, ES)	N2O4 / MMH	30 kN	324 s	111 kg	1997	[6]
AJ-10-190	États-Unis	Aerojet	Navette spatiale américaine	N2O4 / Aérozine 50	26,7 kN	313 s	138 kg	1981	[7]
Astris	Europe	ERNO, MBB	Europa	N2O4 / Aérozine 50	23,3 kN	310 s	68 kg	1968	[8]
Kestrel	États-Unis	SpaceX	Falcon 1	RP-1 / LOX	31 kN	317 s	52 kg	2006	[4]
RD-843	Ukraine	Ioujmach	Vega, Vega C	N2O4 / UDMH	2,45 kN	315,5 s	15,93 kg	2012	[5]

Notes et références

1. (en) James L. Cannon, Propulsion Systems Department, NASA George C. Marshall Space Flight Center, « Liquid Propulsion: Propellant Feed System Design » [PDF] (consulté le 26 janvier 2019)
2. (en) Shyama Chakroborty et Thomas P. Bauer, « Using Pressure-Fed Propulsion Technology to Lower Space Transportation Costs » [PDF], juillet 2014 (consulté le 26 janvier 2019)
3. (en) « Orbital Maneuvering System », sur science.ksc.nasa.gov (consulté le 8 mars 2019)
4. (en) SpaceX, « Falcon 1 Launch Vehicle - Payload User’s Guide » [PDF], 2008
5. (en-US) Yuzhmash, « Liquid rocket engine RD-843 – Production Association Yuzhny Mashinbuilding Plant » (consulté le 13 janvier 2023)
6. (en) Astrium, Datasheet of the AESTUS upper-stage engine of Ariane 5, mars 2018 (lire en ligne)
7. (en) « OME », sur www.astronautix.com (consulté le 12 janvier 2023)
8. (en) « Astris engine », sur www.astronautix.com (consulté le 16 janvier 2021)

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