Vulcain (moteur-fusée)

Le moteur complet mesure 3 m, pour un diamètre en sortie de tuyère de 1,76 m et une masse de 1 685 kg. Il va fonctionner durant un vol normal pendant environ 10 minutes. Lors du lancement, il est testé sur le pas de tir pendant environ 7 secondes : en cas d'anomalie, on le coupe et le lancement est reporté, mais, si tous les systèmes répondent correctement, on allume les EAP et Ariane 5 décolle instantanément[3]. Sa durée de vie maximale est de 6 000 secondes et 20 démarrages.

La poussée produite est transmise à l'étage via une structure triangulaire métallique portant le moteur. Sa partie haute est enfermée dans une protection thermique, afin de l'isoler du rayonnement produit par les échappements des deux EAP.

Le fonctionnement du Vulcain est fondé sur le cycle à flux dérivé, dans lequel les turbopompes qui alimentent la chambre de combustion, sont entraînées par la combustion, dans un générateur de gaz unique, d'une partie des ergols prélevés (3 %) sur le circuit principal. Un fort excès d'hydrogène a pour effet de limiter la température des gaz, tout en les rendant réducteurs, de façon à protéger les aubes de turbine.

L'alimentation du moteur en ergols à haute pression se fait par deux turbopompes indépendantes :

• La turbopompe à hydrogène : Elle tourne à 33 200 tr/min, développant une puissance de 15 MW, soit 21 000 ch (la puissance de deux rames de TGV)[3]. Elle fait l'objet d'études très poussées sur la résistance des matériaux, et la conception des roulements et le centrage des masses en mouvement se doivent d'être les plus proches possible de la perfection,
• La turbopompe à oxygène : Elle tourne à 13 000 tr/min et développe une puissance de 3,7 MW. Sa conception est essentiellement axée sur l'emploi de matériaux qui n'entreront pas en combustion avec l'oxygène qu'elle brasse[3].

Le moteur Vulcain reçoit de ces pompes 200 L d'oxygène et 600 L d'hydrogène par seconde. Des vannes sont présentes, actionnées par des vérins pneumatiques alimentés en hélium gazeux au moyen d'électrovannes. Le rapport de mélange peut être modifié en commutant la vanne d'alimentation de la turbopompe à oxygène, ce qui réserve la possibilité d'aboutir à un épuisement quasi simultané des deux réservoirs.

La poussée de 1 140 kN (114 tonnes) est obtenue par éjection à grande vitesse du débit de gaz (250 kg/s à 3 300 °C sous une pression de 110 bars) produit par la combustion des ergols dans la chambre de combustion. L'oxygène liquide (LOX) et l'hydrogène liquide (LH2) sont introduits dans la chambre à travers un injecteur frontal, consistant en 516 éléments coaxiaux. Du fait de la température élevée de combustion, la chambre est refroidie par circulation de l'hydrogène liquide (à −250 °C) dans 360 canaux longitudinaux usinés dans la paroi.

Le divergent assure l'accélération des gaz en régime supersonique jusqu'à 4 000 m/s. Il est constitué de 456 petites canalisations soudées de 4 x 4 mm, et d'une épaisseur de 0,4 mm[4], enroulées en hélice et refroidis par circulation d'hydrogène. Elles forment alors un film qui refroidit les parois internes, selon le procédé dit de dump cooling. Son orientation est assurée par des vérins pneumatiques alimentés en hélium. Le gaz est stocké sous une pression de 390 bars dans deux réservoirs de 300 litres, construits en composite carboné et titane.

Le démarrage du moteur se fait au sol, afin que son fonctionnement puisse être contrôlé avant l'allumage des étages à poudre du lanceur et son décollage, ce qui nécessite environ sept secondes. Il est assuré par un démarreur à poudre, qui met en vitesse les turbopompes, et ce sont des allumeurs pyrotechniques qui initient la combustion dans la chambre et le générateur.

Lors des essais de qualification, des fissures au niveau des tubulures de refroidissement étaient déjà apparues, mais elles avaient été réparées selon les normes de qualité nécessaires. Malheureusement, seules les conditions de vol réelles permettent de déceler un problème de conception profond d'un moteur-fusée de ce type. Et c'est précisément ce qui est arrivé lors du vol 517 d'Ariane 5 : ces fissures se sont à nouveau manifestées et ont mené à l'apparition d'un phénomène de flambage, qui a alors ouvert un trou dans la paroi de la tuyère. Les charges thermiques et dynamiques en altitude étaient supérieures à ce que la tuyère pouvait supporter, mais les simulations ne pouvaient malheureusement pas permettre de les déceler lors des essais au sol[4]^,[5].

À la suite de cet incident, la commission d'enquête, qui avait établi les causes de la défaillance du lanceur, a demandé à SNECMA d'améliorer la qualité de fabrication des moteurs Vulcain 2, ainsi que d'en modifier le circuit de refroidissement, en se basant d'ailleurs sur les retours d'expérience du Vulcain 1, qui avait jusque-là été exemplaire.

Le moteur a également subi quelques ratés au démarrage, par exemple le 30 mars 2011, lors de la première tentative de lancement de la fusée Ariane 5 ECA du vol V-201[7]. La sécurité de lancement a bien fonctionné et les EAP ne se sont pas allumés. Le lancement a été reporté au 22 avril et s'est déroulé cette fois-ci sans encombre[8].