FR 2649667 A1 19910118 FR 8909581 A 19890717 264966? DESCRIPTION PROCEDE DE LANCEMENT DANS L'ESPACE D'UNE CAPSULE ET MOYEN DE LANCEMENT CORRESPONDANT. La présente invention a pour objet un procéaé - ae lancement dans l'espace d'une capsule et un moyen de lancement correspondant. Dans ce qui suit, le mot "capsule" doit être pris dans le sens large ce moyen contenant une charge utile quelconque, ce moyen étant apte à être lancé U dans l'espace et à être récupéré sur terre. Le mot ne préjuge donc en rien de la forme de ce moyen, ni oe la nature ce la charge utile. L'invention trouve une application privilégiée cdns le domaine de la recherche en microgravité. Le probLème principal auquel se heurte auJour- a'hui la recherche en microgravité est celui des moyens pour créer les conditions de cette microgravité si l'on utilise des moyens de simulation, comme les tours à chute libre ou les vols paraboliques en avion, la durée de l'expérience est limitée (de quelques seconaes à quelques dizaines de secondes) et insuffisante pour mener à bien des expériences complexes. L'utilisation de fusées-sonces permet d'at- teinore plusieurs minutes et de récupérer la charge utile, mais le coût s'en trouve accru et ce toute façon la aurée reste encore insuffisante pour un grand nombre ce missions. En outre, la masse emportée est limitée par la taille des fusées-sondes existantes et le recours à des engins plus importants augmenterait sensiblement les coûts alors que la durée resterait réduite. L'expérimentation en vol orbital reste donc le moyen le mieux adapté à cette recherche, mais elle suppose qu'on dispose a'occasions de vol appropriées. Pour répondre à ce besoin, de nombreuses solutions ont été proposées qu'on peut classer en trois catégories: - le Lancement ae capsules récupérables par des engins existants, tels Le lanceur cii- nois CZ2, les lanceurs américains SCOUT et SUPER-SCOUT, le lanceur européen ARIA- NE 4, - le développement de petits lanceurs dont la mission principale serait le lancement de charges utiles adaptées à la microgravi- 1U0 té, comme le lanceur américain PEGASUS lancé depuis un bombardier, ou de petits Lanceurs à poudre comme le lanceur LIT- TLE LEO de la firme britannique ORDNANCE, - le vol partagé aans des capsules existantes pour lesquelles l'expérimentateur confierait son matériel au oromoteur au système qui assurerait le lancement et la récupération. C'est ce que propose la Chine qui a déjà effectué plusieurs vols emportant oes 2U expériences européennes, notamment françai- ses, et l'Union Soviétique avec la capsule Photon. Cette solution aboutit à aes prix bas, mais ne eonne que très peu ae maîtrise sur L'opération et aucun bénéfice technolo- gique en matière de capsule, de rentrée ou d'opérations orbitales. L'inconvénient principal de ces diverses solutions est de nécessiter un vol spécifique qui, même avec un petit lanceur, reste coûteux: à titre d'exemple,; un lancement SCOUT revient à environ 12 mil- lions de Dollars pour placer une charge ae 20U kg à UU km d'altitude. Il ne semble pas que les lanceurs Légers en projet seront beaucoup plus économiques, car le lanceur SCOUT réutilise déjà largement des étages conçus et produits pour des lanceurs plu.s lourds. Quant au vol partagé, il se heurte à un double inconvénient: - l'orbite de transfert géostationnaire qui est utilisée est mal adaptée à la récupéra- tion d'une capsule car elle conduit à des flux thermiques très élevés à la rentrée et nécessite donc des protections thermiques lourdes; elle peut entraîner en outre une dispersion plus grande de la zone 1U d'impact, rendant plus difficile la récupération, - malgré le partage du vol, le coût reste élevé pour la charge utile de microgravité, l'orbite de transfert étant coûteuse en énergie; l'emport de ce passager supplémen- taire se traduit nécessairement par le passage à une version plus puissante au lanceur. L'utilisation de moyens orbitaux plus lourds, comme le "SPACELAB" ou "EURECA", est également possi- ble mais conviendrait surtout à des aispositifs expéri- mentaux confirmés. En effet, au coût élevé de l'emport de l'expérience résultant de son intégration à un ensemble complexe, s'ajoute le problème des délais parfois très longs entre la sélection d'une expérience et le moment o ses résultats sont aisponibles pour analyse. Ces délais ne permettent pas d'établir un processus itératif. Même lorsque la grande capacité offerte par la station spatiale sera disponible, de 3U nombreuses expériences devront justifier d'une pré-qua- lification obtenue à l'aide d'un système moins élaboré. La présente invention a justement pour but de remédier à tous ces inconvénients. A cette fin, l'invention préconise un procédé de lancement dans lequel on utilise un lanceur standard (tel que ARIANE 4 dans le cas de vols en orbite polaire ou ARIANE 5 quel que soit le vol) dans lequel la capsule est disposée comme passager auxiliaire, la capsule étant larguée en route au moment opportun. Dans le premier cas (ARIANE 4), les satellites héliosynchrones dont le lancement est prévu (SPOT, ERS, HELIOS) utiliseront à peine la capacité d'une ARIANE 4U, et une ARIANE 44P ou 42L sera suffisante pour mettre en oeuvre l'invention. U Dans le second cas (ARIANE 5), la même remar- que est a fortiori vaLable pour les orbites poLaires, le lancement double sur cette orbite apparaissant au- jourd'hui comme peu vraisemblable. En orbite de trans- fert géostationnaire, la séparation entre l'étage cryo- technique et l'étage terminal L7 intervient alors que la vitesse orbitale est déjà atteinte et permet d'envi- sager une courte phase balistique pendant laquelle on procèdera au largage de la capsule oont l'orbite sera ensuite ajustée aux paramètres voulus. 2U La capacité d'ARIANE 5 conduit à penser qu'au moins la moitié des lancements laisseront une capacité suffisante pour une capsule. La classe des satellites de 25UU à 3000 kg sera sans doute prépondérante mais des satellites de masse voisine de 2 tonnes subsisteront en nombre important. Le lancement double de deux satellites lourds occupera totalement ARlANE 5, tandis qu'un satellite Lourd et un satellite royen laisseront la place pour une masse adaitionnelle, insuffisante pour un satellite devant aller en orbite de transfert, 3U mais bien adaptée à une capsule restant en orbite basse. Naturellement, l'invention n'est pas limitée aux lanceurs ARIANE 4 ou 5. Elle s'applique à tout lanceur dès lors qu'à l'extinction de l'avantdernier étage, l'altitude et la vitesse obtenues sont suffisan- tes pour obtenir une. orbite basse et stable, c'est-à-aire ne recoupant pas l'atmosphère terrestre. En pratique, on considérera qu'une orbite est stable dès lors que son premier périgée est au-aelà de 11u km. L'invention conduit alors à: - une capsule récupérable utilisable pour les besoins de la microgravité et utilisant au maximum la capacité disponible lors des missons commerciales de lanceurs, 1U - des conditions financières attractives du fait de la situation de passager auxi- liaire permettant l'application d'une tari- fication préférentielle, - l'utilisation d'éléments existants ou en développement provenant de programmes a é- tudes sur les lanceurs et les satellites, - un coût opérationnel réduit grâce à l'utili- sation d'installations existantes pour la préparation des charges utiles et leur 2U récupération. De façon plus précise, l'invention a pour objet un procédé de lancement dans l'espace d'au moins une capsule sur une orbite terrestre basse, caractérisé par le fait qu'il consiste à: - utiliser un lanceur ayant une pluralité d'étages dont un avant-dernier étage et un dernier étage conte- nant au moins un satellite à placer sur une orbite plus énergétique que l'orbite visée pour la capsule, ce lanceur étant tel qu'à l'extinction de l'avant-der- 3U nier étage l'altitude et la vitesse atteintes soient suffisantes pour correspondre à une orbite stable, - disposer la capsule dans le dernier étage d'un tel lanceur, comme passager auxiliaire, - procéder au lancement normal du lanceur, - larguer la capsule, pendant la phase balistique s'é- b tendant entre l'extinction de l'avant-aernier étage et L'allumage du dernier étage, - poursuivre le lancement du dernier étage pour la mise en orbite normale du ou des satellites. La présente invention a également pour objet un moyen de Lancement qui permet de mettre en oeuvre ce procédé. De toute façon, les caractéristiques et avan- tages de l'invention apparaîtront mieux à la lumière de la description qui va suivre. Cette description porte sur des exemples ae réalisation donnés à titre explicatif et nullement limitatif et se réfère à ces dessins annexés sur lesquels: - la figure 1 montre une première configura- tion de lancement correspondant au lanceur ARIANE 4 destiné à une mise en orbite héliosyncnrone d'un satel- lite, - la figure 2 montre une ceuxième configura-, tion ce lancement correspondant au lanceur ARIANE 5 ZU destiné à une mise en orbite héliosyncnrone d'un satel- lite, - la figure 3 montre une troisième configura- tion correspondant au lanceur ARIANE 5 destiné à une mise en orbite de transfert géostationnaire de deux satellites, - la figure 4 montre l'architecture d'une capsule pouvant être lancée selon l'invention, - la figure 5 illustre les aifférentes phases de largage de la capsule selon un premier scénario 3U dans Le cas du lanceur ARIANE 5 avec mise en orbite de transfert géostationnaire, - la figure 6 illustre les différentes phases de largage de la capsule selon un second scénario dans le cas du lanceur ARIANE 5 avec mise en orbite de trans- fert géostationnaire. Trois exemples de configuration de lancement vont être décrits qui se rapportent aux lanceurs ARIA- NE 4 et 5. Ils sont illustrés sur Les figures 1 à 3. EXEMPLE A L'exemple A, illustré sur la figure 1, corres- pond au Lanceur ARIANE 4. Seul un lancement en orbite basse et en particulier en orbite héliosynchrone ("SSO" pour "Sun Synchroneous Orbit") est utilisabLe. La capsule C est placée en position basse sous un satelli- te S dans La partie haute du lanceur appelée SPELDA (Structure Porteuse Externe pour Lancement Double ARIANE 4). Une telle mission correspond à une mise en orbite circulaire à 835 km inclinée à 980 6. La capsule peut emporter jusqu'à 900 kg de charge utile sur une telle orbite (le conditionnement et les servitudes associées aux expériences étant inclus aans cette char- ge). Le supplément de performance oemandé au Lan- ceur ARIANE 4 s'obtient par l'adjonction de propulseurs d'appoint (PAP et/ou PAL). EXEMPLE B L'exemple B est illustré par la figure 2 et correspond au lanceur ARIANE 5. La capsule C est placée en position basse, sous un satellite S, dans une SPELTRA courte (Structure Porteuse Externe pour Lancement Triple Ariane 5). La mission correspond à une mise en orbite héliosynchrone. Deux cas sont possibles: - la capsule est placée sur l'orbite 835 km/835 km/980o (orbite de référence correspondant à un satellite de la famille SPOT); on est alors ramené à l'orbite de la mission de l'exemple A, - l'étage de propulsion stockable (EPS) est supprimé, la capsule étant injectée sur une orbite de transfert (typiquement 2U0 km/835 km/98 6). On devra satisfaire à la plus contraignante des deux missions, qui semble a priori être la seconde. Pour assurer un niveau satisfaisant de micro- gravité, la capsule aoit alors relever le périgée de son orbite jusqu'à une valeur d'au moins 300 km. Dans les deux cas, la capsule peut emporter jusqu'à 900 kg de charge utile (avec le conditionnement des expériences et les servitudes spécifiques). La performance du lanceur étant très largement excédentaire, il n'y a pas ae dispositions particulières à prendre vis-à-vis au lanceur. EXEMPLE C L'exemple C est illustré sur la figure 3 et correspond au lanceur ARIANE 5. La capsule C est placée en position haute au-dessus d'un satellite haut SH et d'un satellite bas SB, l'ensemble étant disposé dans une SPELTRA longue. Dans ce cas, la capsule est placée par ARIA- NE 5 sur l'orbite 135 km/2500 km/1U . La capsule est alors larguée après séparation de l'étage principal cryotechnique (EPC) et avant allumage de l'étage de propulsion stockable (EPS). Le périgée de l'orDite doit être relevé par la capsule à une altituae d'au moins 3U0 km pour que le niveau de microgravité soit acceptable. La capsule peut emporter une charge utile de 400 kg (avec le conditionnement des expériences et les servitudes spécifiques), lorsqu'elle accompagne une charge utile principale (du lanceur) de 5OU0 kg (2 satellites et une SPELTRA longue). En fait, la masse ae la charge utile de la capsule est déterminée par la capacité résiduelle en transfert géostationnaire offerte par le lanceur et la masse à vide ae la capsule. A titre purement explicatif, un schéma de l'architecture d'une capsule pouvant être lancée selon l'invention est représenté sur' la figure 4. Telle que représentée, la capsule comprend un module de charge utile 10, un module de service 20 et des panneaux solai- res 30. Le module de charge utile 10 comprend un bouclier thermique 11, divers tiroirs 12 constituant 1U la charge utile proprement dite et des batteries élec- triques 13. Le moaule de service 20 comprend des réser- voirs d'hyorazine 21, des réservoirs de gaz 22, une tuyère à hyorazine 23, des micro-tuyères 24 à gaz froid, disposées à la périphérie, une porte d'accès 25, une interface 26 avec le lanceur. Le module de service comprend encore aivers moyens non représentés (parachutes, moyens pyrotechni- ques, antennes de télémesure, moyens ae télécommande 2U et de localisation, senseurs d'attitude, etc...) L'installation aans le lanceur d'une telle capsule doit répondre à plusieurs considérations: a) la capsule, étant une charge utile d'accompagnement, doit apporter le minimum de contraintes à la charge utile principale. Sauf dans l'exemple C o cela n'est pas possible (puisqu'on largue la capsule "en route" comme on le comprendra mieux par la sui- te), il est préférable que la capsule soit en posi- tion basse, c'est-à-dire enfermée dans une SPELDA bU ( Dans ces conditions, la forme et les dimensions du volume utile de la SPELDA (plus petite que la SPELTRA) impliquent que la capsule soit lancée "bou- clier en haut". Cette disposition fait subir à la capsule une accélération maximale de 4g pendant Le Lancement dans Le sens inverse de L'accélération subie lors de la rentrée dans l'atmosphère, mais la charge utiLe n'impose aucune exigence contraire. b) Le montage de la capsule dans Le lanceur doit se faire, si possible, au niveau de la partie conique de manière à éviter de perturber le bouclier thermi- que par une interface mécanique et un dispositif de séparation très charges mécaniquement. c) Enfin, on doit chercher à utiliser les adaptateurs lanceur/charge utile existants ou en développement. Ces deux dernières exigences se trouvent satisfaites en utilisant un adaptateur 1194 A (muni de son dispositif ce séparation) et en tronquant la capsule au oiamètre correspondant, ce qui ne présente aucune difficulté sur le plan aérodynamique. A titre purement explicatif, on peut utiliser une capsule homothétique du "Command Module" d'APOLLO, dans un rapport 3,65/3,89. Les dimensions de la capsule sont alors sensiblement les suivantes 2U - grand diamètre (bouclier thermique): 3650 mm - petit diamètre (culot): 1194 mm - hauteur hors générateur solaire: 2440 mm - hauteur avec générateur solaire: 274U mm - envergure générateur solaire déployé 8000 mm. On va décrire maintenant deux scenarii possi- bles valables dans le cas d'une mission correspondant à l'exemple C (ARIANE 5). Dans ces deux ras, le lanceur comprend un avant-dernier étage qui est un étage princi- pal cryotechnique (EPC) et un dernier étage qui est un composite supérieur contenant la capsule C, un satel- lite haut SH (dans une SPELTRA supérieure), un satellite bas SB (dans une SPELTRA inférieure) et un étage propul- seur L7 à ergols. Le premier scénario de largage de la capsule, illustré sur la figure 5, est le suivant - après extinction de l'étage principal cryotechnique (EPC) et avant allumage du L7, le composite supérieur est dans la position référencée-a; - on provoque un premier basculement du composite supé- rieur, pour faire basculer son axe de sa direction initiale vers une première direction déterminée, dans la variante illustrée à 90 de la direct-ion initiale (positions référencées b et c); - - on largue la capsule dans cette première direction avec une vitesse déterminée, - on provoque un second basculement du composite supé- rieur vers une seconde direction, dans la variante illustrée à 45 ce la direction initiale ou de la seconde direction (positions référencées d, e) ; - on largue la SPELTRA supérieure dans cette seconde direction, - on provoque un troisième basculement du composite supérieur pour lui redonner sa direction initiale (positions référencées f et g), - on allume l'étage L7 pour la poursuite normale du tir vers l'orbite de transfert géostationnaire (GTO). Lors du largage de la capsule (position c), on a donné à la capsule une vitesse telle qu'à l'instant d'allumage du L7 (position g), la capsule soit suffisam- ment éloignée du composite pour n'être pas endommagée par cet allumage. Cette vitesse peut être par exemple de 0,5 à 1 m/s. A l'allumage du L7, la distance parcou- rue par la capsule sera d'environ 20 m, ce qui est suffisant. Cette opération de largage dure un peu moins de 1U0 s. Elle entraîne une légère perte de performance du lanceur (environ 1UO kg de charge utile) du fait de la durée de la phase balistique et de la masse d'hy- drazine consommée par le système de contrôle d'attitude pour effectuer ces manoeuvres. Dans Le but, d'une part, de diminuer la durée de la phase balistique et la consommation d'hydrazine et, d'autre part, d'augmenter la distance capsule-compo- site lors de l'allumage de l'étage de propulsion stocka- ble, un second scénario est possible. IL'est illustré sur la figure 6. Après séparation de l'étage principal cryo- technique (a), le composite est mis en rotation à accé- Lération angulaire constante (b). La capsule est alors 1U larguée pendant la rotation du composite, la vitesse longitudinale (due aux ressorts) et La vitesse tangen- tielle VT (due à La rotation) se composant pour donner à la capsule une vitesse VS perpenaiculaire à la direc- tion initiale au composite et supérieure à 1 m/s. Le composite stoppe ensuite sa rotation et avant ae repar- tir dans l'autre sens, la SPELTRA supérieure est larguée (c). Les trajectoires ae la SPELTRA et de la capsule se croisent mais pas au même instant. I1 n'y a donc pas de risque ae collision. Si tel était Le cas, on 2U pourrait toujours larguer la SPELTRA dans un plan légè- rement différent. Le composite bascule dans l'autre sens (d) et revient à sa position initiale (e). L'étage L7 est alors allumé. A cet instant, la capsule se trouve à plus de 3UL m, ce qui la préserve de tout enaommagement et l'opération est moins longue et moins consommatrice a'hydrazine que la précédente. Les moyens de basculement du composite supé- rieur utilisent les moyens habituels de cbntrôLe d'atti- 3U tude d'ARIANE 5. Les moyens mécaniques de largage de la capsule font appel à des sangles et ressorts selon une technique bien connue. Toutes ces opérations peuvent être télécommandées à partir de la station de lancement au sol ou peuvent être automatiques. REVENDICATIONS 1. Procédé ae lancement dans l'espace d'au moins une capsule sur une orbite terrestre basse, carac- térisé par le fait qu'iL consiste à: - utiliser un lanceur ayant une pluralité d'étages dont un avant-dernier étage et un dernier étage conte- nant au moins un satellite à placer sur une orbite plus énergétique que l'orbite visée pour la capsule, ce lanceur étant tel qu'à l'extinction de L'avant-aer- nier étage l'altitude et la vitesse atteintes soient suffisantes pour correspondre à une orbite basse et stable, - disposer la capsule dans le dernier étage d'un tel lanceur, comme passager auxiliaire, - procéder au lancement normal au lanceur, - larguer la capsule, pendant la phase balistique s'é- tendant entre l'extinction de l'avant-dernier étage et l'allumage du dernier étage, 2U - poursuivre le lancement du dernier étage pour la mise en orbite normale du ou des satellites. 2. Procédé selon la revendication 1, caracté- risé par le fait que le lanceur comprenant un étage principal cryotechnique et un composite supérieur avec ses satellites dont un satellite dit "haut": a) on dispose la capsule sur une structure porteuse au sommet au composite supérieur au-dessus du satel- lite haut, b) après extinction de l'étage principal cryotechnique 3U et avant allumage du composite de l'étage supérieur, on provoque un premier basculement du composite supérieur, pour faire basculer son axe de sa direc- tion initiale vers une première direction déterminée, c) on largue la capsule dans cette première direction avec une vitesse déterminée, d) on provoque un second bascuLement du composite supé- rieur vers une seconde direction, e) on Largue la structure porteuse ae la capsule dans cette seconde direction, f) on provoque un troisième basculement du composite supérieur pour lui redonner sa direction initiale, g) on allume le moteur du composite supérieur pour la poursuite normale du lancement des satellites, h) on a donné à la vitesse de largage de la capsule dans la première direction une valeur telle qu' à l'instant d'allumage du composite supérieur la cap- sule est suffisamment éLoignée de ce composite pour n'être pas endommagée par cet allumage. 3. Procécé selon la revendication 2, caracté- risé par le fait qu'on largue la capsule après que le composite supérieur a terminé son basculement vers la première direction. 4. Procaédé selon la revendication 2, caracté- risé par Le fait qu'on largue la capsule pendant le 2U basculement du composite supérieur vers La première direction, ce basculement s'effectuant à accélération angulaire constante. 5. Procédé selon la revendication 2, caracté- risé par le fait que la première direction est à 90 de la direction initiale de l'étage supérieur. 6. Procédé seLon la revendication 2, caracté- risé par te fait que la deuxième direction est à 45 de la direction initiale. 7. Procédé seLon la revendication 1, caracté- 3U risé par le fait qu'on choisit un lanceur du type ARIA- NE 4 destiné à une mission comprenant une mise en orbite héliosynchrone d'un seul satellite. 8. Procédéa selon la revendication 2, caracté- risé par le fait qu'on choisit un lanceur type ARIANE 5 destiné à une mission comprenant une mise en orbite de transfert géostationnaire d'au moins un satellite. 9. Procédé selon la revendication 2, caracté- risé par le fait qu'on choisit un lanceur de type ARIA- NE 5 destiné à une mission comprenant une mise en orbite héliosynchrone. 10. Procédé selon la revendication 2, caracté- risé par. le fait qu'on lance plusieurs capsules en répétant les opérations b, c, a, e autant de fois qu'il y a de capsules à larguer. 11. Moyen de lancement dans l'espace d'au moins une capsule sur une orbite terrestre basse, carac- térisé par le fait qu'il comprend: - un lanceur ayant une pluralité a'étages dont un avant-dernier étage et un dernier étage contenant au moins un satellite à placer sur une orbite plus énergétique que L'orbite visée pour la capsule, ce lanceur étant tel qu'à l'extinction ce l'avantdernier étage l'altitude et la vitesse atteintes soient suffi- santes pour correspondre à une orbite Dasse et stable, 2U ladite capsule étant placée dans le dernier étage d'un tel lanceur, comme passager auxiliaire, - des moyens pour larguer la capsule, pendant la phase balistique s'étendant entre l'extinction de l'avant-dernier étage et l'allumage du dernier étage. 12. Moyen de lancement selon la revenaica- tion 11, caractérisé par le fait que: - le lanceur comprend un étage principal cryotechnique et un composite supérieur avec ses satellites dont un satellite dit "haut", - la capsule est aisposée sur une structure porteuse au sommet du composite supérieur au-dessus du satellite haut, il comprend: a) aes moyens pour provoquer, après extinction de l'étage principal cryotechnique et avant allumage du composite supérieur, un premier - 16 basculement affectant Le composite supérieur, ce premier basculement ayant pour effet de faire basculer la direction initiale du composite supérieur vers une première direction déterminée, b) des moyens pour larguer la charge utile dans cette première direction avec une vitesse déterminée, c) des moyens pour provoquer un second basculement du composite supérieur vers une seconde direction, d) des moyens pour larguer la structure porteuse de la capsule dans cette seconde direction, e) des moyens pour provoquer un troisième basculement du composite supérieur pour lui redonner sa direction initiale, f) des moyens pour donner à la vitesse adéterminée de largage ce la capsule dans La première direction une valeur telle qu'à l'instant a'allumage au composite supérieur la charge utiLe soit suffisamment éLoignée ce ce composite pour n'être pas endommagée par cet aLLumage. 13. Moyen de lancement selon la revendication 12, caractérisé par le fait que les moyens de largage de la charge utile sont aptes à agir après que le composite supérieur a terminé son basculement vers la première direction. 14. Moyen de lancement selon la revendication 12, caractérisé par le fait que les moyens de largage de la capsule sont aptes à agir alors que le composite supérieur est en cours ce basculement vers la première direction. 15. Moyen de lancement -selon la revendication 11, caractérisé par le fait que le lanceur est du type ARIANE 4 avec une mission de mise en orbite héliosynchrone d'un seul satellite, la capsule étant en position basse dans une SPELDA. 16. Moyen de lancement selon la revendication 12, caractérisé par le fait que le lanceur est du type ARIANE 5 avec une mission de mise en orbite de transfert géostationnaire d'au moins un satellite, la capsuLe étant disposée à la partie supérieure d'une SPELTRA. 17. Moyen de lancement -selon la revendication 12, caractérisé par le fait que le Lanceur est du type ARIANE 5 avec une mission de mise en orbite héliosynchrone, la capsule étant disposée à la partie inférieure d'une SPELTRA. lU