FR 3110145 A1 20211119 FR 2004758 A 20200514 Système de lancement pour la mise en orbite d’une charge utile, procédé de mise en orbite associé. L’invention se rapporte à un système de lancement pour la mise en orbite d’une charge utile, comprenant : - un dispositif d’élévation (1) de ladite charge utile, comprenant au moins un ballon stratosphérique (11) gonflable à l’hélium ou au dihydrogène ; - un dispositif d'orientation initiale (2), comprenant des moyens d’accrochage audit dispositif d’élévation, un rail de guidage (21), et des moyens d’orientation (22, 23) dudit rail de guidage ; - un dispositif de propulsion (3) de ladite charge utile, comprenant des moyens de fixation de ladite charge utile, au moins un étage de propulsion à propergol solide, et au moins une barre de fixation adaptée pour être insérée coulissante dans ledit rail de guidage. Figure d’abrégé : Figure 1 a Système de lancement pour la mise en orbite d’une charge utile, procédé de mise en orbite associé. L’invention se situe dans le domaine de l’astronautique. Plus particulièrement, l’invention a pour objet un système de lancement pour la mise en orbite d’une charge utile, typiquement un satellite ou un groupe de satellites. Art antérieur Depuis la genèse de l’industrie spatiale, les satellites ont été traditionnellement lancés par des fusées pouvant mettre en orbite plusieurs centaines de kilogrammes à plusieurs tonnes de charge utile. La miniaturisation plus récente des satellites et le développement des nano, micro et mini satellites a coïncidé avec l’étude et/ou la mise en service de lanceurs plus petits conçus pour mettre en orbite des charges utiles de quelques dizaines à quelques centaines de kilogrammes. Ces petits lanceurs visent à proposer une solution de mise en orbite sur mesure en termes de calendrier, d’altitude et d’inclinaison orbitale sans rendre le lancement des petits satellites tributaire du lancement de plus gros satellites avec lesquels ils sont associés à travers des lancements partagés (ou « rideshare » en anglais). Ces petits lanceurs visent également à réduire les coûts de lancement grâce à leur plus petite taille et à plusieurs améliorations techniques (par exemple l’utilisation accrue de matériaux composites, d’impression 3D et l’usage de turbopompes alimentées électriquement). Néanmoins, leur conception à ce jour ne diffère pas conceptuellement des fusées conventionnelles développées. En effet, toutes ces fusées partagent des caractéristiques communes : elles sont lancées verticalement depuis des sites dédiés au sol, et elles doivent être renforcées pour pouvoir résister aux pressions aérodynamiques, à la résistance de l’air et aux échauffements générés lors de la traversée des couches denses de l’atmosphère. Afin d’atténuer les contraintes associées à l’accélération d’une fusée dans les couches denses de l’atmosphère, mais aussi afin de faire bénéficier une fusée de la vitesse relative d’un aéronef, des systèmes de lancement consistant à lancer une fusée depuis un avion ont été conçus. Ces systèmes permettent de conférer à la fusée une vitesse initiale de l’ordre de 900 km/h, mais l’altitude à laquelle la fusée démarre sa propulsion se limite à environ 10 km, où la masse volumique de l’air représente toujours environ un tiers de celle au niveau de la mer et reste donc importante. Bien que diminuées, les contraintes de pressions aérodynamiques, de résistance de l’air et d’échauffements restent donc présentes. Par ailleurs, ces lanceurs nécessitent des avions gros porteurs spécialement configurés pour élever une fusée pesant plusieurs tonnes. Un autre moyen pour réduire plus amplement les multiples contraintes inhérentes à l’accélération d’un lanceur lors de la traversée des couches denses de l’atmosphère consiste, avant d’initier la propulsion, à élever ce lanceur grâce à un ou plusieurs ballons. Comparée aux systèmes de lancement depuis un avion précédemment décrit, cette solution présente l’inconvénient de ne pas conférer au lanceur la vitesse initiale de l’aéronef. En revanche, cette solution permet de s’affranchir des limites d’altitude qui existent lors d’un lancement depuis un avion, dont les turboréacteurs nécessitent précisément une densité minimum d’air. Ainsi des altitudes plus élevées, où la masse volumique de l’air n’est équivalente qu’à quelques pour cent de celle au niveau de la mer, peuvent être atteintes en fonction de la masse suspendue. Par ailleurs, l’ascension par ballon permet d’atteindre de telles altitudes pour des coûts de développement et d’exploitation moindres par rapport à l’utilisation d’un avion gros porteur adapté spécifiquement pour le lancement de fusées. Malgré ces avantages, les systèmes existants de lancement reposant sur une ascension par ballons d’un lanceur restent cependant relativement complexes sous différents aspects. Par exemple, l’orientation initiale du lanceur selon une trajectoire optimisée pour la mise en orbite de la charge utile peut nécessiter le recours à plusieurs propulseurs au niveau d’un dispositif d'orientation initiale sur lequel le lanceur est fixé, ces propulseurs étant alors utilisés pour réaliser une première orientation du lanceur avant le démarrage de sa propre propulsion. L'ajustement ou la correction de la trajectoire du lanceur une fois que ce dernier a quitté le dispositif d'orientation initiale repose également parfois sur des solutions impliquant la présence de plusieurs propulseurs au niveau de chaque étage de propulsion. Le fait de multiplier le nombre de propulseurs augmente la complexité globale et le coût de fabrication de ces systèmes. D’autre part, la propulsion de certains de ces systèmes s’appuie sur la combustion de propergol liquide, qui impose le recours à l’utilisation de turbopompes ou à une pressurisation par gaz inerte, couplés à des injecteurs et des systèmes de refroidissement, pour l’injection des ergols liquides dans la chambre de combustion. Ces éléments, coûteux et complexes à mettre en œuvre, s’avèrent également souvent constituer des points de faiblesses, car plus fréquemment sujets à des pannes ou à des dysfonctionnements que les autres parties du système de lancement. Enfin, l’utilisation de propergol liquide implique également généralement des aménagements spécifiques et coûteux du site de lancement, tels que la nécessité de disposer d’infrastructures de stockage et de remplissage en propergols cryogéniques à des températures inférieures à -100°C. Il existe donc un besoin de système de lancement qui ne présente pas au moins certains de ces inconvénients de l’art antérieur. La présente technique permet de résoudre en partie les problèmes posés par l’art antérieur. La présente technique se rapporte en effet à un système de lancement pour la mise en orbite d’une charge utile, ce système comprenant : - un dispositif d’élévation de ladite charge utile, comprenant au moins un ballon stratosphérique gonflable à l’hélium ou au dihydrogène ; - un dispositif d'orientation initiale, comprenant des moyens d’accrochage audit dispositif d’élévation, un rail de guidage, et des moyens d’orientation dudit rail de guidage ; - un dispositif de propulsion de ladite charge utile, comprenant des moyens de fixation de la charge utile, au moins un étage de propulsion à propergol solide, et au moins une barre de fixation adaptée pour être insérée coulissante dans ledit rail de guidage. Dans un mode de réalisation particulier, lesdits moyens d’orientation du rail de guidage comprennent : - un premier servo-vérin, de type rotatif, reliant ledit rail de guidage audits moyens d’accrochage ; - un deuxième servo-vérin, de type à translation, reliant ledit rail de guidage audit premier servo-vérin. Dans un mode de réalisation particulier, ledit dispositif d’élévation comprend une pluralité de ballons stratosphériques maintenus à distance les uns des autres par des barres d’espacement. Dans un mode de réalisation particulier, ledit dispositif de propulsion comprend une pluralité d’étages de propulsion, chaque étage de propulsion comprenant : - une enveloppe en fibres de carbone de forme sensiblement ellipsoïdale, les parois de ladite enveloppe étant recouverte d’une protection thermique, ladite enveloppe définissant un volume comprenant du propergol solide et un allumeur ; - une tuyère d’évacuation de gaz, en graphite, ladite tuyère étant reliée à ladite enveloppe par un ensemble comprenant un joint de cardan et un troisième servo-vérin. Selon une caractéristique particulière de ce mode de réalisation, chaque étage de propulsion de ladite pluralité d’étages de propulsion comprend en outre deux barres transversales sensiblement identiques, parallèles à un axe longitudinal de ladite enveloppe et disposées symétriquement de part et d’autre de ladite enveloppe. Dans un mode de réalisation particulier, ladite pluralité d’étages de propulsion comprend : - un étage de propulsion supérieur, comprenant lesdits moyens de fixation de la charge utile ; - au moins un autre étage de propulsion, dit étage inférieur, les extrémités antérieures des deux barres transversales dudit étage inférieur étant conformées et dimensionnées pour être solidarisées, au niveau de zones de jonction, avec les extrémités postérieures correspondantes des deux barres transversales d’un autre étage inférieur, ou avec les extrémités postérieures correspondantes des deux barres transversales dudit étage supérieur. Selon une caractéristique particulière de ce mode de réalisation, la barre de fixation du dispositif de propulsion est formée par une des barres transversales d’un étage inférieur, ou par une barre résultant de la solidarisation, au niveau d’au moins une desdites zones de jonction, d’une pluralité de barres transversales d’étages inférieurs. Dans un mode de réalisation particulier, ledit système de lancement comprend des dispositifs pyrotechniques au niveau desdites zones de jonction. Les différents modes de réalisation mentionnés ci-dessus sont combinables entre eux pour la mise en œuvre de l'invention. Selon un autre aspect particulier, l’invention se rapporte également à un procédé de mise en orbite d’une charge utile, au moyen d’un système de lancement tel que précédemment décrit embarquant ladite charge utile, ce procédé comprenant : - une étape d’élévation du dispositif de propulsion du système de lancement jusqu’à une altitude comprise entre 25 km et 40 km, au moyen dudit au moins un ballon stratosphérique du dispositif d’élévation du système de lancement ; - postérieurement à ladite étape d’élévation, une étape d’orientation dudit dispositif de propulsion, au moyen du dispositif d’orientation du système de lancement, en fonction d’une position du dispositif de propulsion à l’issue de l’étape d’élévation et d’une trajectoire optimisée pour la mise en orbite de ladite charge utile ; - postérieurement à ladite étape d’orientation, une étape de propulsion dudit dispositif de propulsion, par combustion puis séparation successive des étages de propulsion à propergol solide dudit dispositif de propulsion ; - à l’issue de la combustion de l’ensemble desdits étages de propulsion, et une fois atteints la vitesse orbitale et le positionnement orbital correspondants audit orbite, une étape de séparation de ladite charge utile dudit dispositif de propulsion. Figures D’autres caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante d’un mode de réalisation préférentiel, donné à titre de simple exemple illustratif et non limitatif, et des dessins annexés, parmi lesquels : présente une vue générale d’un système de lancement pour la mise en orbite d’une charge utile, en phase d’ascension par ballon stratosphérique, dans un mode de réalisation particulier de la technique proposée mettant en œuvre un seul ballon stratosphérique ; présente une vue générale d’un système de lancement pour la mise en orbite d’une charge utile, en phase d’ascension par ballon stratosphérique, dans un mode de réalisation particulier de la technique proposée mettant en œuvre une pluralité de ballons stratosphériques ; présente une vue en perspective d’un dispositif de propulsion d’une charge utile positionné dans son dispositif d’orientation initiale, dans un mode de réalisation particulier de la technique proposée ; présente une vue en perspective d’un dispositif de propulsion d’une charge utile avant séparation des étages de propulsion, dans un mode de réalisation particulier de la technique proposée ; présente une vue en perspective et en éclaté d’un dispositif de propulsion d’une charge utile, montrant les différents étages de propulsion séparés les uns les autres, dans un mode de réalisation particulier de la technique proposée ; illustre les principales étapes d’un procédé de mise en orbite d’une charge utile, au moyen d’un système de lancement selon la technique proposée, dans un mode de réalisation particulier ; illustre schématiquement la séparation successive des étages de propulsion d’un dispositif de propulsion, pour la mise en orbite d’une charge utile, dans un mode de réalisation particulier de la technique proposée. Description détaillée de l’invention La présente invention se rapporte à un système de lancement pour la mise en orbite d’une charge utile, par exemple un satellite ou un groupe de satellites. Plus particulièrement, le système de lancement proposé met en orbite la charge utile à l’issue d’une séquence de deux phases principales successives : - une phase d’élévation, au moyen d’un ou plusieurs ballons stratosphériques, d’un dispositif de propulsion embarquant la charge utile jusqu’à une altitude comprise entre 25 km et 40 km, c’est-à-dire au-delà des couches denses de l’atmosphère ; puis - une phase de combustion d’au moins un étage de propulsion à propergol solide du dispositif de propulsion, de manière à accélérer la charge utile le long de d’une trajectoire optimisée jusqu’à ce qu’elle atteigne sa vitesse de satellisation et son positionnement orbital. Comme cela est décrit de manière plus détaillée par la suite, un tel système de lancement, caractérisé par un démarrage de la propulsion au-delà des couches denses de l’atmosphère et par l’utilisation de propergols solides, procure plusieurs avantages par rapport aux solutions de lancement existantes. La combinaison de ces avantages permet d’atteindre non seulement une baisse des coûts de lancement, mais également une flexibilité et une fréquence accrues des lancements, notamment grâce à des gains en termes de simplification de la conception du système de lancement, de réduction des infrastructures au sol nécessaires au lancement, de réutilisation possible de certains éléments du système de lancement, et d’efficacité de la propulsion. Le système de lancement selon la technique proposée est également modulable : le nombre de ballons stratosphériques et le nombre d’étages de propulsion peut être adapté en fonction de la charge utile à mettre en orbite et de l’inclinaison et de l’altitude de l’orbite envisagée. Dans toute la description, les éléments de même nature sont identifiés par une même référence numérique dans les figures. Les termes « supérieur » versus « inférieur », « antérieur » versus « postérieur », et « haut » versus « bas » utilisés dans la description sont définis relativement à la direction et au sens de déplacement du dispositif de propulsion, lorsque la propulsion est démarrée (les termes « supérieur », « antérieur », et « haut » qualifiant des éléments plus en avant, eu égard à ce sens de déplacement, que des éléments qualifiés respectivement de « inférieur », « postérieur », et « bas »). On présente, en relation avec les figures 1a et 1b, un système de lancement pour la mise en orbite d’une charge utile, dans deux modes de réalisation particuliers de l’invention : un mode de réalisation mettant en œuvre un seul ballon stratosphérique ( figure 1a ), et un mode de réalisation mettant en œuvre une pluralité de ballons stratosphériques ( figure 1 b ). Selon le principe général de la technique proposée, un tel système de lancement comprend trois dispositifs principaux : un dispositif d'élévation 1, un dispositif d'orientation initiale 2, et un dispositif de propulsion 3. La charge utile à mettre sur orbite est embarquée dans le dispositif de propulsion 3. Au début du lancement, un ensemble formé par le dispositif d’orientation initiale 2 et le dispositif de propulsion 3 est suspendu au dispositif d'élévation 1. Le dispositif d'élévation 1 est utilisé pour élever cet ensemble depuis la surface terrestre jusqu’à une altitude comprise entre 25 et 40 km, c’est-à-dire au-delà des couches denses de l’atmosphère. À l’issue de cette ascension, le dispositif d'orientation initiale 2 est utilisé pour orienter le dispositif de propulsion 3 en fonction d’une trajectoire optimisée pour la mise en orbite de la charge utile. Une fois positionné selon cette trajectoire optimisée, des moyens de propulsion à propergol solide du dispositif de propulsion sont activés et le dispositif de propulsion 3 se sépare du dispositif d'orientation initiale 2, qui fait office de rampe de lancement. Le dispositif de propulsion 3 est alors utilisé pour accélérer et guider la charge utile jusqu’à ce qu’elle atteigne sa vitesse de satellisation et son positionnement orbital. Différentes caractéristiques de ces trois dispositifs principaux, permettant d’aboutir à la mise en orbite de la charge utile, sont décrites par la suite, dans différents modes de réalisation de la technique proposée. Le dispositif d'élévation 1 comprend un ou plusieurs ballons stratosphériques 11 de type ouvert gonflés à l’hélium ou au dihydrogène. De tels ballons stratosphériques se distinguent des ballons à air chaud en ce qu’ils permettent notamment d’atteindre des altitudes beaucoup plus élevées. Le nombre de ballons stratosphériques utilisés dépend des caractéristiques des ballons ainsi que de la masse de l’ensemble à élever, formé essentiellement par le dispositif d’orientation initiale 2 et le dispositif de propulsion 3. Chaque ballon stratosphérique 11 est équipé à son sommet d’une soupape d’évacuation du gaz remplissant le ballon, actionnable depuis le sol pour contrôler l’altitude atteinte à l’issue de la phase d’élévation ainsi que pour contrôler la descente des ballons stratosphériques une fois le dispositif de propulsion 3 séparé de son dispositif d'orientation initiale 2. Dans un mode de réalisation particulier, l’extrémité basse de chacun des ballons stratosphériques 11 est reliée à un parachute sous tension 13 s’ouvrant en cas de défaillance d’un ou plusieurs des ballons stratosphériques 11, de manière à freiner toute chute accidentelle de l’ensemble suspendu formé par le dispositif d’orientation initiale 2 et le dispositif de propulsion 3. Les extrémités basses des parachutes (ou des ballons stratosphériques, si le dispositif d'élévation 1 ne comprend pas de parachutes) sont reliées par un ou plusieurs câbles à un point d’accroche de cet ensemble suspendu formé par le dispositif d’orientation initiale 2 et le dispositif de propulsion 3. Dans le mode de réalisation particulier illustré en figure 1a, le dispositif d'élévation 1 comprend un seul ballon stratosphérique 11, atteignant par exemple un volume de 800000 m 3 à une altitude comprise entre 25 et 40 km pour une masse sous crochet de 1,750 kg. Dans le mode de réalisation particulier illustré en figure 1b, le dispositif d'élévation 1 comprend quatre ballons stratosphériques identiques 11, chacun d’entre eux atteignant par exemple un volume de 800000 m 3 à une altitude comprise entre 25 et 40 km pour une masse sous crochet de 1,750 kg. Dans ce mode de réalisation, trois des quatre ballons sont disposés de manière concentrique autour d’un axe de symétrie AS du dispositif d'élévation 1. Le quatrième ballon est situé au-dessus des trois autres ballons dans le prolongement de l’axe de symétrie AS. En phase d’élévation, dans un tel mode de réalisation particulier impliquant plus d’un ballon stratosphérique, les ballons stratosphériques 11 et les parachutes repliés 13 sont maintenus à distance par des barres d’espacement 12. Ces barres d’espacement permettent d’éviter que les ballons stratosphériques 11 ne se touchent au moment où ils atteignent leur volume maximal. Elles permettent également d’éviter que les parachutes 13 ne se touchent lorsqu’ils sont en position ouverte, en cas de chute accidentelle de l’ensemble suspendu. Dans le mode de réalisation particulier illustré en figure 1b, trois barres d’espacement 12 sont disposées dans une configuration de forme « hélice à trois pales », et chaque barre d’espacement 12 a une longueur d’environ 75 m. Selon une caractéristique particulière de ce mode de réalisation, le câble du quatrième ballon stratosphérique (i.e. le câble reliant le ballon situé au-dessus des trois autres, ou son parachute associé, au point d’accroche de l’ensemble suspendu) passe par le point de jonction des trois barres d’espacement 12, créant ainsi un point d’appui et de soutien aux trois barres d’espacement 12. L’ensemble formé par le dispositif d’orientation initiale 2 et le dispositif de propulsion 3, tel que suspendu au dispositif d'élévation 1 lors de la phase d’élévation, est présenté dans une vue plus détaillée, dans un mode de réalisation particulier illustré en relation avec la figure 2 . Le dispositif d’orientation initiale 2 permet d’orienter le dispositif de propulsion 3 dans le plan et en élévation avant le démarrage de la combustion, en fonction d’une trajectoire optimisée pour la mise en orbite de la charge utile. À cette fin, le dispositif d’orientation initiale 2 comprend des moyens d’accrochage au dispositif d'élévation 1 (et c’est donc au niveau de ces moyens d’accrochage du dispositif d'orientation initiale 2 que l’ensemble formé par le dispositif d'orientation initiale 2 et le dispositif de propulsion 3 est suspendu au dispositif d'élévation 1 lors de la phase d’ascension par ballon stratosphérique), un rail de guidage 21, et des moyens d’orientation du rail de guidage 21. Le rail de guidage 21 du dispositif d'orientation initiale 2 est conformé et dimensionné pour accueillir une barre de fixation du dispositif de propulsion 3, décrite ultérieurement. Plus particulièrement, le rail de guidage 21 définit une rainure rectiligne fermée à une extrémité 212 et ouverte à l’autre extrémité 211. La barre de fixation du dispositif de propulsion 3 est insérée coulissante par l’extrémité ouverte 211 du rail de guidage 21 jusqu’à venir en butée sur l’extrémité fermée 212. Durant la phase d’élévation des ballons stratosphériques, c’est donc la coopération entre la barre de fixation du dispositif de propulsion 3 et le rail de guidage 21 du dispositif d'orientation initiale 2 dans lequel elle est insérée qui permet de maintenir solidarisés ces deux dispositifs le temps de l’ascension. Dans un mode de réalisation particulier de la technique proposée, tel que celui illustré en figure 2, les moyens d’orientation du rail de guidage 21 comprennent deux servo-vérins : un premier servo-vérin 22, de type rotatif, reliant le rail de guidage 21 aux moyens d’accrochage ; et un deuxième servo-vérin 23, de type à translation, reliant ledit rail de guidage 21 audit premier servo-vérin 22. Ainsi, le premier servo-vérin rotatif 22 permet d’orienter le rail de guidage 21 (et donc le dispositif de propulsion 3) dans le plan (i.e. de le faire tourner autour d’un axe de lacet, par exemple un axe de lacet coïncidant avec l’axe AS représenté en figure 1a ou 1b), et le deuxième servo-vérin à translation permet, en coopération avec une liaison pivot, d’orienter le rail de guidage 21 (et donc le dispositif de propulsion 3) en élévation (i.e. de le faire tourner autour d’un axe de tangage). Un tel mode de réalisation, qui repose sur des moyens simples et fiables pour orienter le dispositif de propulsion 3 avant sa mise à feu (i.e. des servo-vérins et des liaisons mécaniques) permet d’éviter de recourir à des propulseurs – plus complexes, plus coûteux et moins fiables – au niveau du dispositif d'orientation initiale 2. La conception du système de lancement est donc simplifiée. Le dispositif d'orientation initiale 2 comprend également, dans un mode de réalisation particulier, un système de positionnement (par exemple un système GPS) permettant de communiquer en temps-réel la position du système de lancement à une station au sol, ainsi que des transpondeurs et réflecteurs radar pour le contrôle du trafic aérien. Alternativement, ces éléments (GPS, transpondeurs et réflecteurs radar) peuvent être embarqués dans le dispositif d'élévation 1 : ils sont par exemple fixés sur un des câbles reliant les ballons stratosphériques 11 au dispositif d'orientation initiale 3 (e.g. sur le câble du quatrième ballon stratosphérique, entre le parachute associé à ce ballon et le dispositif d’orientation initiale 3). Le dispositif de propulsion 3 introduit précédemment est présenté seul en relation avec les figures 3 et 4, dans un mode de réalisation particulier de la technique proposée. Plus particulièrement, le dispositif de propulsion est représenté prêt à être inséré dans le rail de guidage du dispositif d'orientation initiale en figure 3 , et dans une vue éclatée permettant de mieux distinguer les différents étages de propulsion qui le composent en figure 4 . Outre la barre de fixation 30 visible sur la figure 3, le dispositif de propulsion 3 comprend des moyens de fixation de la charge utile, ainsi qu’au moins un étage de propulsion à propergol solide. Les moyens de fixation peuvent prendre la forme d’une plaque de fixation 35 sur laquelle est fixée la charge utile. La plaque de fixation 35 est surmontée d’une coiffe 36, ces deux éléments formant une enceinte permettant d’enfermer la charge utile et de la protéger ainsi de l’environnement et des échauffements résiduels. Les dimensions de la plaque de fixation 35 et de la coiffe 36 sont adaptées en fonction de l’encombrement de la charge utile. Des moyens de séparation – par exemple des moyens pyrotechniques – sont également présents, permettant de désolidariser la coiffe 36 de la plaque de fixation 35 dans un premier temps, puis la charge utile de la plaque de fixation 35 dans un deuxième temps, lors des ultimes étapes de la mise en orbite de la charge utile. Les moyens de fixation sont solidarisés à un étage de propulsion à propergol solide du dispositif de propulsion 3, qui est l’étage supérieur du dispositif de propulsion 3 lorsque ce dernier en comprend plusieurs (les autres étages de propulsion étant alors qualifiés d’étages inférieurs dans la suite de la description). Dans les modes de réalisation particuliers illustrés par les figures, le dispositif de propulsion 3 comprend trois étages de propulsion à propergol solide : un étage supérieur E1 et deux étages inférieurs E2 et E3. Cet exemple d’un dispositif de propulsion à trois étages est donné à titre illustratif et non limitatif, et un dispositif de propulsion selon la technique proposée est modulaire et peut comprendre un nombre différent d’étages, par exemple un, deux, ou quatre étages de propulsion. Comme illustré sur la figure 4, les étages de propulsion sont tous conçus selon les mêmes principes généraux : ils sont de structures simples, constitués de peu d’éléments, et ils partagent des similitudes de forme, ce qui facilite leur industrialisation et réduit les coûts de production. En outre, ces caractéristiques communes contribuent à la modularité du système de lancement. Ainsi, dans un mode de réalisation particulier, chaque étage de propulsion à propergol solide comprend une enveloppe 31 en fibres de carbone de forme sensiblement ellipsoïdale, par exemple de forme cylindrique en partie centrale et semi-elliptique aux deux extrémités. Cette enveloppe 31 définit un volume (i.e. un réservoir) comprenant du propergol solide et un allumeur. Les parois de cette enveloppe 31 sont recouvertes d’une protection thermique. Le propergol solide est constitué par exemple d’un mélange de Perchlorate d’Ammonium NH 4 ClO 4 , d’Aluminium, de liants et d’additifs. Le canal du bloc de propergol est de forme cylindrique ou en étoile. Selon une caractéristique particulière, la masse du propergol solide embarqué dans un étage de propulsion représente approximativement 92% de la masse totale de cet étage. Chaque étage de propulsion à propergol solide comprend également une unique tuyère d’évacuation des gaz 32 en graphite. Cette tuyère 32 est reliée à l’enveloppe 31 au niveau d’un ensemble de jonction (non représenté) comprenant un joint de cardan et un servo-vérin rotatif, cet ensemble permettant d’orienter la tuyère 32 et ainsi de contrôler la trajectoire du dispositif de propulsion 3 lors de l’évacuation par la tuyère 32 des gaz générés par la combustion du propergol solide. Chaque étage de propulsion comprend enfin deux barres transversales 33 sensiblement identiques, solidaires de l’enveloppe 31 et disposées de part et d’autre de ladite enveloppe. Ces deux barres transversales 33 s’étendent dans une direction sensiblement parallèle à un axe de symétrie de l’étage de propulsion (i.e. l’axe longitudinal passant par le centre de l’enveloppe 31 et de la tuyère 32). Cet axe est commun à tous les étages de propulsion lorsqu’ils sont solidarisés deux à deux, et correspond également à un axe de rotation AR du dispositif de propulsion 3 lorsque celui-ci a quitté le rail de guidage du dispositif d'orientation initiale 2, après sa mise à feu. Sur la figure 4, enveloppe, tuyère et barres transversales sont respectivement référencées 31’, 32’ et 33’ pour l’étage supérieur E1, 31’’, 32’’ et 33’’ pour l’étage inférieur E2, et 31’’’, 32’’’ et 33’’’ pour l’étage inférieur E3. Les deux barres transversales 33, symétriques par rapport à l’axe de rotation AR du dispositif de propulsion, assurent une ou plusieurs fonctions parmi celles décrites ci-après. En premier lieu, dans un mode de réalisation particulier, les barres transversales 33 permettent d’assurer la jonction entre les différents étages de propulsion du dispositif de propulsion, lorsque ce dernier en comprend plusieurs. Dans une telle configuration à plusieurs étages de propulsion, le dispositif de propulsion comprend un étage de propulsion dit supérieur, qui comprend les moyens de fixation de la charge utile précédemment décrits, et au moins un autre étage de propulsion dit inférieur. Selon une caractéristique particulière, les extrémités antérieures des deux barres transversales d’un étage inférieur sont alors conformées et dimensionnées pour être solidarisées, au niveau de zones de jonction, avec les extrémités postérieures correspondantes des deux barres transversales d’un autre étage inférieur, ou avec les extrémités postérieures correspondantes des deux barres transversales de l’étage supérieur. Par exemple, dans la configuration de dispositif de propulsion illustrée en relation avec les figures 3 et 4 : - les extrémités antérieures 331’’’ des barres transversales 33’’’ de l’étage inférieur E3 sont solidarisées avec les extrémités postérieures 332’’ des barres transversales 33’’ de l’étage inférieur E2, assurant ainsi la jonction entre ces deux étages inférieurs E3 et E2 au niveau des zones de jonction 34’’ ; - les extrémités antérieures 331’’ des barres transversales 33’’ de l’étage inférieur E2 sont solidarisées avec les extrémités postérieures 332’ des barres transversales 33’ de l’étage supérieur E1, assurant ainsi la jonction entre l’étage inférieur E2 et l’étage supérieur E1 au niveau des zones de jonction 34’. Selon une caractéristique particulière, des dispositifs pyrotechniques (non représentés) sont positionnés au niveau des zones de jonction 34’ et 34’’. Lorsqu’ils sont activés, ces dispositifs pyrotechniques permettant de rompre la liaison entre deux étages de propulsion et de déclencher ainsi la séparation des étages. En deuxième lieu, dans un mode de réalisation particulier, une ou plusieurs barres transversales 33 jouent le rôle de barre de fixation du dispositif de propulsion 3, qui permet de fixer ce dispositif au dispositif d'orientation initiale 2 lorsqu’elle est insérée coulissante dans le rail de guidage 21. Plus particulièrement, la barre de fixation est alors formée par une des barres transversales d’un étage de propulsion du dispositif de propulsion 3, ou par une barre résultant de la solidarisation d’une pluralité de barres transversales de différents étages de propulsion de ce dispositif. Selon une caractéristique particulière, lorsque le dispositif de propulsion comprend plusieurs étages de propulsion, la barre de fixation est formée à partir d’une ou plusieurs barres transversales d’étages inférieurs du dispositif de propulsion. Par exemple, la barre de fixation 30 visible sur la figure 3 est formée par la jonction, au niveau d’une des zones de jonction 34’’, d’une des barres transversales 33’’’ de l’étage inférieur E3 et d’une des barres transversales 33’’ de l’étage inférieur E2. Il est intéressant de noter que, du fait de la symétrie des étages de propulsion, la barre résultant de la jonction, au niveau de l’autre zone de jonction 34’’, de l’autre barre transversale 33’’’ de l’étage inférieur E3 et de l’autre barre transversale 33’’ de l’étage inférieur E2, est également adaptée pour faire office de barre de fixation du dispositif de propulsion 3 au dispositif d'orientation initiale 2. Enfin, en troisième lieu, dans un mode de réalisation particulier, les barres transversales de l’étage supérieur – et plus particulièrement leurs extrémités antérieures – sont utilisées pour servir de support à la fixation des moyens de fixation de la charge utile. Par exemple, comme illustré sur la figure 4, la plaque de fixation 35 est fixée sur les extrémités antérieures 331’ des barres transversales 33’ de l’étage supérieur E1. Le dispositif de propulsion 3 comprend également un système de guidage (non représenté) pour le contrôle de sa trajectoire, comprenant un ordinateur de bord et un logiciel de guidage associé, un système de positionnement (par exemple de type GPS), des accéléromètres et des gyromètres, ainsi qu’un dispositif de communication permettant d’échanger des données avec une base au sol. Le système de guidage est par exemple situé au niveau des moyens de fixation de la charge utile, par exemple sous la plaque de fixation 35. Ce système de guidage calcule en temps réel la position du dispositif de propulsion 3 à l’issue de l’ascension par ballons stratosphériques et tout au long de la combustion des différents étages de propulsion à propergol solide. Il commande également les éléments suivants permettant de d’initier et de suivre une trajectoire optimisée : - les deux servo-vérins (22, 23) du dispositif d’orientation initiale définissant les angles dans le plan et en élévation du système d’orientation initiale correspondant à une trajectoire optimale au moment du démarrage de la combustion ; - les allumeurs des étages du dispositif de propulsion et leurs câbles de transmission ; - les servo-vérins d’orientation des tuyères d’évacuation des gaz pour l’orientation du dispositif de propulsion et leurs câbles de transmission ; - le dispositif pyrotechnique de séparation des étages, de la coiffe et du satellite ou du groupe de satellites, et leurs câbles de transmission. Selon un autre aspect, la technique proposée se rapporte également à un procédé de mise en orbite d’une charge utile au moyen d’un système de lancement tel que décrit précédemment. Les principales étapes d’un tel procédé sont décrites en relation avec la figure 5 , dans un mode de réalisation particulier. Dans une étape d’élévation 51, les ballons stratosphériques du dispositif d'élévation, gonflés à l’hélium ou au dihydrogène, élèvent le reste du dispositif – c’est-à-dire l’ensemble formé par le dispositif d'orientation initiale et le dispositif de propulsion – depuis le site de lancement. Le volume des ballons ouverts augmente au fur et à mesure que les ballons s’élèvent et que la pression de l’air diminue. L’ascension s’achève au-delà des couches denses de l’atmosphère, c’est-à-dire à une altitude comprise entre 25 km et 40 km, en fonction du nombre et des caractéristiques des ballons stratosphériques utilisés et de la charge soulevée par les ballons. Selon une caractéristique particulière, le système est dimensionné de manière à ce que l’ascension s’achève à une altitude comprise entre 36 km et 40 km, à laquelle les contraintes liées à la masse volumique et à la pression de l’air sont encore plus atténuées. Postérieurement à l’étape d’élévation, c’est-à-dire à l’issue de l’ascension, une étape d’orientation 52 du dispositif de propulsion est réalisée. Cette étape d’orientation est réalisée au moyen du dispositif d’orientation du système de lancement, et prend en compte la position du dispositif de propulsion à l’issue de l’étape d’élévation ainsi qu’une trajectoire optimisée pour la mise en orbite de la charge utile. Lorsque le dispositif de propulsion est correctement positionné en fonction de sa trajectoire optimisée, une étape de propulsion 53 de ce dispositif est mise en œuvre. Le système de guidage du système de lancement déclenche l’allumage de l’étage de propulsion le plus bas du dispositif de propulsion (e.g. l’étage de propulsion E3 dans le mode de réalisation particulier illustré par les figures). Sous l’effet de la poussée résultant de la combustion du propergol solide de cet étage, le dispositif de propulsion 3 quitte alors le rail de guidage 21 du dispositif d'orientation initiale 2, qui fait office de rampe de lancement. La propulsion s’effectue ensuite par combustion puis séparation successive des différents étages de propulsion, comme illustré schématiquement en relation avec la figure 6 . L’arrêt de la combustion d’un étage est déterminé par l’accéléromètre du système de guidage. L’allumage de l’étage de combustion suivant peut avoir lieu immédiatement après l’arrêt de la combustion du précédent ou peut être espacé d’un laps de temps déterminé en fonction de la trajectoire optimisée. Une fois la combustion d’un étage achevée (et avant la mise à feu de l’étage suivant), cet étage se détache du reste du dispositif de propulsion 3, par activation des dispositifs pyrotechniques idoines précédemment décrits, puis retombe vers le sol en traversant à très grande vitesse les couches denses de l’atmosphère. Dans un mode de réalisation particulier de la technique proposée, le dispositif d'élévation 1 et le dispositif d'orientation initiale 2 du système de lancement font l’objet d’une descente contrôlée, une fois le dispositif de propulsion 3 lancé (i.e. séparé du dispositif d'orientation initiale 2, à la suite du démarrage de la propulsion). Le début ainsi que la vitesse de cette descente peuvent notamment être contrôlées au moyen de la soupape d’évacuation de gaz (hélium ou dihydrogène) présente au sommet de chaque ballon stratosphérique, dont l’ouverture peut être commandée depuis le sol. Ainsi, le dispositif d'élévation 1 et le dispositif d'orientation initiale 2 peuvent être récupérés et au moins en partie réutilisés dans le cadre de lancements ultérieurs. De la même manière, en cas d’abandon du lancement lors de la phase d’élévation du dispositif de propulsion, le retour au sol de l’ensemble du système de lancement peut être contrôlé selon le même principe, au moyen des soupapes d’évacuation du gaz gonflant le ou les ballons. Selon une caractéristique particulière, l’ensemble formé par le dispositif d'élévation 1 et le dispositif d'orientation initiale 2 peut également être rattaché au site de lancement par un filin relié au treuil d’une station d’amarrage, ce qui permet de faciliter leur retour au sol en assurant l’atterrissage de cet ensemble dans une zone géographique bien déterminé, i.e. au niveau ou proche du site de lancement. À l’issue de la combustion de l’ensemble des étages de propulsion du dispositif de propulsion, et une fois atteints la vitesse orbitale et le positionnement orbital correspondants à l’orbite visé, la charge utile est mise en orbite lors d’une étape de séparation 54 de la charge utile du dispositif de propulsion. Plus particulièrement, la coiffe se détache de l’étage de propulsion supérieur, puis la charge utile (e.g. un satellite ou un groupe de satellites) se sépare à son tour de sa plaque de fixation solidaire de cet étage supérieur. La coiffe retombe vers le sol en traversant à très grande vitesse les couches denses de l’atmosphère. Comme décrit précédemment, le système de lancement selon la technique proposée se caractérise par un démarrage de la propulsion au-delà des couches denses de l’atmosphère – rendu possible par l’utilisation de ballons stratosphériques permettant d’élever le dispositif de propulsion à des altitudes comprises entre 25 km et 40 km avant le démarrage de la propulsion – ainsi que par l’usage de propergols solides pour assurer la propulsion du dispositif de propulsion. Une telle combinaison de caractéristiques procure plusieurs avantages par rapport aux solutions de lancement actuellement opérationnelles. Ainsi, à l’altitude de 25 à 40 km atteinte par les ballons stratosphériques à l’issue de l’étape d’élévation, la masse volumique de l’air ne représente qu’environ 0.5% à 4% de celle au niveau de la mer, et la pression de l’air n’est que de quelques centaines à quelques milliers de Pascals (contre 10 5 Pascals au niveau de la mer). Il en résulte que : - la pression extérieure en sortie de tuyère est stable et proche des conditions du vide tout au long de la propulsion : tous les étages du dispositif de propulsion peuvent donc être optimisés pour fonctionner avec une pression extérieure en sortie de tuyère stable et proche des conditions du vide ; - le dispositif de propulsion peut être orienté au démarrage de la combustion dans le plan et en élévation selon sa trajectoire optimisée : la trajectoire du dispositif de propulsion ne nécessite donc pas d’être corrigée de manière importante pour le placer sur sa trajectoire optimisée comme c’est le cas après un lancement vertical pour les lanceurs traditionnels ; - l’accélération de la gravité agissant sur le dispositif de propulsion au démarrage de la combustion est plus faible que celle au niveau de la mer : la force gravitationnelle à laquelle est soumis le dispositif de propulsion lors de la combustion est donc réduite ; - la résistance de l’air est moindre par rapport à un lanceur démarrant sa propulsion au niveau de la mer et accélérant en traversant les couches denses de l’atmosphère, et le dispositif de propulsion n’est pas soumis non plus à des fluctuations de vent lors de son accélération dans les couches denses de l’atmosphère : en la quasi-absence de résistance de l’air, la poussée à exercer pour atteindre une vitesse équivalente est moindre. Grâce à tous ces effets, la quantité d’énergie, et donc de propergol solide, requise pour mettre en orbite la charge utile est donc réduite, toute chose égale par ailleurs. Du fait de la quasi-absence de résistance de l’air et de fluctuations du vent, les effets suivants sont également obtenus : - la pression aérodynamique s’exerçant sur la structure du dispositif de propulsion au cours de la propulsion est moindre et celle-ci ne nécessite donc pas d’être particulièrement renforcée pour résister aux pressions aérodynamiques ; - la trajectoire du dispositif de propulsion ne nécessite pas d’être contrôlée à la traversée des couches denses de l’atmosphère pour compenser l’influence des pressions aérodynamiques et des vents fluctuants sur sa trajectoire ; - l’échauffement de la structure du dispositif de propulsion, y compris de sa coiffe, au cours de la propulsion, et par conséquent leur renforcement pour résister aux augmentations de chaleur est moindre ; - la forme et la disposition des étages de propulsion ne nécessite pas d’être optimisées en fonction des contraintes aérodynamiques, et peuvent ainsi plutôt l’être pour minimiser leur poids et maximiser leur efficacité ; - l’encombrement de la charge utile ne nécessite pas d’être optimisé en fonction des contraintes aérodynamiques et des dimensions prédéfinies d’une coiffe. Grâce à tous ces effets, la structure du dispositif de propulsion est plus légère et de conception plus simple, et le dispositif de propulsion peut accueillir une charge utile avec une contrainte d’encombrement moindre. En outre, du fait de l’utilisation de propergol solide, la conception de la propulsion du dispositif de propulsion est également simplifiée puisqu’elle ne recourt pas à des turbopompes ou à une pressurisation par gaz inerte, couplés à des injecteurs et systèmes de refroidissement coûteux et complexes à mettre en œuvre pour l’injection des ergols liquides dans la chambre de combustion. Il en résulte que le dispositif de propulsion selon la technique proposée est aussi plus fiable. Les propergols solides présentent également l’avantage de pouvoir être stockés sur de longue durée sans se dégrader : la gestion de l’approvisionnement des étages du dispositif de propulsion bénéficie ainsi de la flexibilité que procure la facilité de stockage des propergols solides. Enfin, la combinaison de caractéristiques selon la technique proposée offre également plusieurs avantages au niveau du site de lancement, qui ne requiert plus autant d’aménagements physiques spécifiques qu’un site de lancement traditionnel. Par exemple, le site de lancement au sol ne nécessite pas d’infrastructure de positionnement et de maintien du lanceur à la verticale. Il ne nécessite pas non plus de devoir résister aux hautes températures au démarrage de la propulsion, puisque celle-ci n’est plus réalisée au niveau du site. Par ailleurs, du fait de l’utilisation de propergol solide, le site de lancement ne nécessite pas non plus d’infrastructures de stockage et de remplissage en propergols cryogéniques à des températures inférieures à -100°C. Système de lancement pour la mise en orbite d’une charge utile, ledit système étant caractérisé en ce qu'il comprend : - un dispositif d’élévation (1) de ladite charge utile, comprenant au moins un ballon stratosphérique (11) gonflable à l’hélium ou au dihydrogène ; - un dispositif d'orientation initiale (2), comprenant des moyens d’accrochage audit dispositif d’élévation, un rail de guidage (21), et des moyens d’orientation (22, 23) dudit rail de guidage ; - un dispositif de propulsion (3) de ladite charge utile, comprenant des moyens de fixation de ladite charge utile, au moins un étage de propulsion à propergol solide, et au moins une barre de fixation adaptée pour être insérée coulissante dans ledit rail de guidage. Système de lancement selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits moyens d’orientation du rail de guidage comprennent : - un premier servo-vérin (22), de type rotatif, reliant ledit rail de guidage (21) audits moyens d’accrochage ; - un deuxième servo-vérin (23), de type à translation, reliant ledit rail de guidage (21) audit premier servo-vérin (22). Système de lancement selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit dispositif d’élévation (1) comprend une pluralité de ballons stratosphériques maintenus à distance les uns des autres par des barres d’espacement (12). Système de lancement selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit dispositif de propulsion (3) comprend une pluralité d’étages de propulsion, chaque étage de propulsion comprenant : - une enveloppe (31) en fibres de carbone de forme sensiblement ellipsoïdale, les parois de ladite enveloppe étant recouverte d’une protection thermique, ladite enveloppe définissant un volume comprenant du propergol solide et un allumeur ; - une tuyère d’évacuation de gaz (32), en graphite, ladite tuyère étant reliée à ladite enveloppe par un ensemble comprenant un joint de cardan et un troisième servo-vérin. Système de lancement selon la revendication 4, caractérisé en ce que chaque étage de propulsion de ladite pluralité d’étages de propulsion comprend en outre deux barres transversales sensiblement identiques (33), parallèles à un axe longitudinal de ladite enveloppe et disposées symétriquement de part et d’autre de ladite enveloppe. Système de lancement selon la revendication 5, caractérisé en ce que ladite pluralité d’étages de propulsion comprend : - un étage de propulsion supérieur, comprenant lesdits moyens de fixation de la charge utile ; - au moins un autre étage de propulsion, dit étage inférieur, les extrémités antérieures des deux barres transversales dudit étage inférieur étant conformées et dimensionnées pour être solidarisées, au niveau de zones de jonction (34), avec les extrémités postérieures correspondantes des deux barres transversales d’un autre étage inférieur, ou avec les extrémités postérieures correspondantes des deux barres transversales dudit étage supérieur. Système de lancement selon la revendication 6, caractérisé en ce que la barre de fixation du dispositif de propulsion (3) est formée par une des barres transversales d’un étage inférieur, ou par une barre résultant de la solidarisation, au niveau d’au moins une desdites zones de jonction, d’une pluralité de barres transversales d’étages inférieurs. Système de lancement selon la revendication 6, caractérisé en ce qu'il comprend des dispositifs pyrotechniques au niveau desdites zones de jonction. Procédé de mise en orbite d’une charge utile, au moyen d’un système de lancement selon l'une quelconque des revendications 1 à 8 embarquant ladite charge utile, ledit procédé étant caractérisé en ce qu'il comprend : - une étape d’élévation (51) du dispositif de propulsion du système de lancement jusqu’à une altitude comprise entre 25 km et 40 km, au moyen dudit au moins un ballon stratosphérique du dispositif d’élévation du système de lancement ; - postérieurement à ladite étape d’élévation, une étape d’orientation (52) dudit dispositif de propulsion, au moyen du dispositif d’orientation du système de lancement, en fonction d’une position du dispositif de propulsion à l’issue de l’étape d’élévation et d’une trajectoire optimisée pour la mise en orbite de ladite charge utile ; - postérieurement à ladite étape d’orientation, une étape de propulsion (53) dudit dispositif de propulsion, par combustion puis séparation successive des étages de propulsion à propergol solide dudit dispositif de propulsion ; - à l’issue de la combustion de l’ensemble desdits étages de propulsion, et une fois atteints la vitesse orbitale et le positionnement orbital correspondants audit orbite, une étape de séparation (54) de la charge utile dudit dispositif de propulsion.