FR2997387A1 - Lanceur astronautique comprenant un propulseur d'appoint a alimentation delocalisee - Google Patents

Abstract

Lanceur astronautique utilisable notamment pour constituer une famille de lanceurs permettant d'effectuer des missions de profils différents. Selon l'invention, le lanceur (1) comprend un corps principal (10) muni d'un réservoir (32) d'un premier ergol (A), et au moins un propulseur d'appoint (20), séparable du corps principal (10) pour être largué en vol, muni d'un réservoir (23) d'un deuxième ergol (B) et d'un moteur-fusée d'appoint (21) biergol, dans lequel le réservoir (23) de deuxième ergol (B) du propulseur d'appoint (20) est connecté pour alimenter en deuxième ergol (B) le moteur-fusée d'appoint (21), et dans lequel le réservoir (32) de premier ergol (A) du corps principal (10) est connecté pour alimenter en premier ergol (A) le moteur-fusée d'appoint (21).

Description

DOMAINE DE L'INVENTION Le présent exposé concerne un lanceur astronautique comprenant un corps principal pouvant être assemblé avec un ou plusieurs propulseurs d'appoint.

Un tel lanceur astronautique peut être utilisé pour envoyer dans l'espace des engins et notamment placer en orbite des satellites. Il peut constituer une famille de lanceurs de poussées différentes permettant d'effectuer une large gamme de missions embarquant des charges utiles très différentes.

ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE L'usage de lanceurs astronautiques est aujourd'hui une nécessité pour permettre le déploiement de nouveaux satellites, l'envoi de sondes d'exploration spatiales ou encore le ravitaillement régulier de la station spatiale internationale. Devant cette large gamme de missions aux profils très différents, tant sur plan de la charge utile embarquée que sur celui de l'orbite à atteindre, des lanceurs ont été développés dans lesquels un nombre variable de propulseurs d'appoints, communément appelé « strap-on boosters », peut être adjoint au corps principal du lanceur. Ces propulseurs d'appoint sont habituellement allumés au décollage et largués dès l'épuisement de leur carburant, en général après quelques dizaines de secondes de vol. Il est alors possible de constituer une famille de lanceurs présentant un nombre variable de propulseurs d'appoint pour offrir, pour un même corps principal, une large gamme de poussée au décollage et donc permettre différents profils de missions. De manière courante, ces propulseurs d'appoint sont équipés de moteurs à ergols solides brûlant un mélange de constituants comprenant par exemple du perchlorate d'aluminium, de la poudre d'aluminium et du polybutadiène, stockés dans le corps du propulseur d'appoint. Toutefois, cette solution n'est pas satisfaisante car les technologies de propulsion solide n'offrent qu'une performance moyenne et que peu de synergies avec les technologies de propulsion biergols liquides, bien plus performantes, généralement utilisées par les moteurs principaux de tels lanceurs.

Pour remédier à ce défaut, des concepts de propulseurs d'appoint biergols liquides L0x/LH2 ont été imaginés mais présentent de nombreux inconvénients. En effet, dans de tels lanceurs, les propulseurs d'appoint possèdent chacun un réservoir cryotechnique pour l'oxygène liquide (L0x) et un autre pour l'hydrogène liquide (LH2) : or, en raison de la très faible densité de l'hydrogène liquide, ce réservoir est très volumineux. Dès lors, le propulseur d'appoint est lui-même très volumineux et, faisant saillie sur le flanc du corps principal du lanceur, génère une tramée importante pénalisant fortement la consommation et donc le coût du lanceur. En outre, en raison de la température et de la pression auxquelles l'hydrogène liquide doit être stocké, son réservoir doit être massif pour résister aux contraintes et muni d'une isolation performante, ce qui augmente encore le volume, mais surtout la masse et la complexité de ce type de propulseur d'appoint.

Il existe donc un réel besoin pour un lanceur astronautique comprenant un corps principal et au moins un propulseur d'appoint qui soit dépourvu des inconvénients inhérents aux lanceurs connus précités. PRESENTATION DE L'INVENTION Le présent exposé concerne un lanceur astronautique comprenant un corps principal muni d'un réservoir d'un premier ergol et au moins un propulseur d'appoint, séparable du corps principal pour être largué en vol, muni d'un réservoir d'un deuxième ergol et d'un moteur-fusée d'appoint biergol, dans lequel le réservoir de deuxième ergol du propulseur d'appoint est connecté pour alimenter en deuxième ergol le moteur-fusée d'appoint, et dans lequel le réservoir de premier ergol du corps principal est connecté pour alimenter en premier ergol le moteur-fusée d'appoint. Grâce à ce réservoir de premier ergol alimentant le moteur-fusée du propulseur d'appoint depuis le corps principal du lanceur, il est possible de stocker tout ou partie du premier ergol destiné à ce moteur-fusée d'appoint dans le corps principal du lanceur plutôt que dans le propulseur d'appoint. Dès lors, il est possible de concevoir des propulseurs d'appoint de petite taille dans la mesure où les moyens de stockage de premier ergol au sein du propulseur d'appoint peuvent être sous-dimensionnés ou même omis, l'alimentation du moteur-fusée d'appoint pouvant être assurée par le réservoir de premier ergol du corps principal.

Grâce à leur petite taille, ces propulseurs d'appoint ne génèrent que peu de tramée et présentent donc une bonne efficacité énergétique, offrant ainsi un coût d'exploitation réduit. En outre, la propulsion liquide biergol employée par le moteur-fusée d'appoint permet d'atteindre une impulsion spécifique très élevée, bien plus élevée que celles obtenus par des moteurs à poudre par exemple : le surplus de poussée apportée par le propulseur d'appoint est ainsi substantiel et efficace. Dans certains modes de réalisation, ledit au moins un propulseur d'appoint ne possède de réservoir d'ergol que pour le deuxième ergol. Il est ainsi totalement dépourvu de réservoir de premier ergol : la totalité du premier ergol nécessaire au fonctionnement du moteur-fusée d'appoint est donc alimentée depuis le réservoir de premier ergol du corps principal du lanceur. On économise ainsi dans le propulseur d'appoint la masse et le volume d'un réservoir de stockage et de tous les organes associés. En outre, la complexité du propulseur d'appoint est ainsi fortement réduite ce qui diminue les coûts de conception, de fabrication et de mise en oeuvre du propulseur d'appoint et donc du lanceur. Dans certains modes de réalisation, le corps principal est configuré pour accueillir un nombre variable de tels propulseurs d'appoint en fonction de la mission visée, c'est-à-dire de la charge utile embarquée et de l'orbite de destination, et donc de la poussée nécessaire au décollage du lanceur. Il est ainsi possible de concevoir des familles de lanceurs possédant un corps principal identique et un nombre variable de propulseurs d'appoint en fonction de la mission visée. Cette stratégie de plate-forme réduit drastiquement les coûts de conception et de fabrication d'une famille de lanceurs grâce à des économies d'échelle notamment. En outre, par effet d'échelle, les volumes croissant plus vite que les surfaces, la mutualisation du stockage d'une grande quantité de premier ergol dans le corps principal du lanceur plutôt que dans chaque propulseur d'appoint permet de réduire la masse consacrée au stockage du premier ergol : en effet, à volume global de stockage égal, la surface de paroi d'un grand réservoir unique est inférieure à la somme des surfaces des parois d'une pluralité de petits réservoirs. Un même effet d'échelle favorable s'applique avec la mutualisation des équipements du réservoir tels que ses systèmes de pressurisation ou son isolation thermique.

Dans certains modes de réalisation, le lanceur comprend en outre au moins un propulseur d'appoint d'un autre type, à propergols solides par exemple. Dans certains modes de réalisation, le corps principal est muni en outre d'un réservoir principal de deuxième ergol et d'au moins un moteur- fusée principal biergol, ce moteur-fusée principal étant alimenté en premier et deuxième ergols issus respectivement du réservoir de premier ergol et du réservoir principal de deuxième ergol du corps principal. Le corps principal du lanceur peut ainsi continuer de propulser le lanceur après le largage dudit au moins un propulseur d'appoint. Les effets d'échelle avantageux décrits ci-dessus s'appliquent ici également avec la mutualisation du stockage en premier ergol destiné aux moteurs-fusée principal et d'appoint. Dans certains modes de réalisation, le corps principal comprend une pluralité de moteurs-fusée principaux alimentés par le réservoir de premier ergol et le réservoir principal de deuxième ergol du corps principal. Dans certains modes de réalisation, ledit au moins un moteur-fusée principal et le moteur-fusée d'appoint dudit au moins un propulseur d'appoint sont de même nature. En particulier, ils consomment les mêmes 20 ergols et présentent sensiblement les mêmes organes de manière à créer des synergies lors de la conception des moteurs principal et d'appoint. Dans certains modes de réalisation, ledit au moins un moteur-fusée principal et le moteur-fusée d'appoint dudit au moins un propulseur d'appoint sont du même modèle. On réalise ainsi des économies d'échelle 25 lors de la production des moteurs. Dans certains modes de réalisation, ledit au moins un moteur-fusée principal est configuré pour adapter son rapport de mélange en fonction du nombre de propulseurs d'appoints utilisés afin que le moteur-fusée d'appoint de chacun des propulseurs d'appoints utilisés fonctionne avec 30 son rapport de mélange nominal et que le ledit au moins un moteur-fusée principal consomme toute la quantité d'ergols contenues dans les réservoirs du corps principal après largage dudit au moins propulseur d'appoint. Dans certains modes de réalisation, les premier et second ergols 35 sont des ergols liquides.

Dans certains modes de réalisation, le premier ergol possède une densité plus faible que le deuxième ergol. Le premier ergol nécessitant alors un volume de stockage plus important, les gains évoqués jusqu'ici sont plus importants si c'est le premier ergol qui est au moins en partie stocké dans le corps principal du lanceur plutôt que le deuxième ergol. Dans certains modes de réalisation, le premier ergol est de l'hydrogène liquide (LH2) tandis que le deuxième ergol est de l'oxygène liquide (L0x). Dans certains modes de réalisation, le réservoir principal de deuxième ergol du corps principal est également connecté pour alimenter en deuxième ergol le moteur-fusée d'appoint. Il est alors possible de stocker une partie du deuxième ergol destiné au moteur-fusée d'appoint dans le corps principal du lanceur plutôt que dans le propulseur d'appoint et ainsi gagner encore en volume dans le propulseur d'appoint.

Dans certains modes de réalisation, le réservoir de premier ergol du corps principal alimente en premier ergol le moteur-fusée d'appoint dudit au moins un propulseur d'appoint via une conduite de jonction reliant le corps principal audit propulseur d'appoint, cette conduite de jonction étant sectionnable lors du largage du propulseur d'appoint.

Dans certains modes de réalisation, ladite conduite de jonction est munie d'un cordeau détonant permettant son sectionnement lors du largage du propulseur d'appoint. Dans certains modes de réalisation, le corps principal comprend une vanne d'alimentation dudit au moins un propulseur d'appoint configurée pour interrompre l'alimentation en premier ergol dans la conduite de jonction avant son sectionnement. On prévient ainsi d'éventuelles fuites de premier ergol après la séparation du propulseur d'appoint. Dans certains modes de réalisation, le corps principal comprend en outre un dispositif de purge configuré pour purger la conduite de jonction avant son sectionnement. On prévient ainsi le risque d'embrasement de premier ergol résiduel lors de la séparation du propulseur d'appoint, notamment lors de l'utilisation d'un cordeau détonant. Le présent exposé concerne également un lanceur astronautique comprenant un corps principal muni d'un réservoir d'un premier ergol et configuré pour accueillir au moins un propulseur d'appoint, séparable du corps principal pour être largué en vol, muni d'un moteur-fusée d'appoint, 2 9973 87 6 dans lequel le réservoir de premier ergol du corps principal est apte à être connecté audit propulseur d'appoint pour alimenter en premier ergol le moteur-fusée d'appoint. Les caractéristiques et avantages précités, ainsi que d'autres, 5 apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit, d'exemples de réalisation du lanceur proposé. Cette description détaillée fait référence aux dessins annexés. BREVE DESCRIPTION DES DESSINS 10 Les dessins annexés sont schématiques et visent avant tout à illustrer les principes de l'invention. Sur ces dessins, d'une figure (FIG) à l'autre, des éléments (ou parties d'élément) identiques sont repérés par les mêmes signes de référence. En outre, des éléments (ou parties d'élément) appartenant à 15 des exemples de réalisation différents mais ayant une fonction analogue sont repérés sur les figures par des références numériques incrémentées de 100, 200, etc. La FIG lA est une vue d'ensemble d'un premier exemple de lanceur selon l'invention. 20 La FIG 1B est une vue de dessous du lanceur de la FIG 1A. La FIG 2 est une vue partielle de détail du lanceur de la FIG 1A. La FIG 3 est une vue de dessous d'un deuxième exemple de lanceur. La FIG 4 est une vue de dessous d'un troisième exemple de 25 lanceur. La FIG 5 est une vue de dessous d'un quatrième exemple de lanceur. La FIG 6 est une vue de dessous d'un exemple de lanceur dépourvu de propulseur d'appoint. 30 DESCRIPTION DETAILLEE D'EXEMPLES DE REALISATION Afin de rendre plus concrète l'invention, des exemples de lanceurs sont décrits en détail ci-après, en référence aux dessins annexés. Il est rappelé que l'invention ne se limite pas à ces exemples. 35 La FIG 1A représente schématiquement un premier exemple de lanceur 1 dans son ensemble. Ce lanceur 1 comprend un corps principal 10 composé notamment d'un premier étage 11, d'un deuxième étage 12 et d'une coiffe 13. Le lanceur 1 comprend également plusieurs propulseurs d'appoint 20, communément appelés « strap-on boosters » ou plus simplement « boosters », prévus autour et à l'extrémité inférieure du premier étage 11 du corps principal 10 du lanceur 1. Comme cela est mieux visible sur la FIG 1B représentant schématiquement le lanceur 1 depuis le dessous, le premier étage 11 du lanceur 1 comprend six moteurs-fusée principaux 31 répartis régulièrement le long du contour extérieur de la face inférieure du premier étage 11, c'est-à-dire tous les 60° autour de l'axe principal X du corps principal 10. Dans cet exemple de réalisation, le lanceur 1 comprend trois propulseurs d'appoint 20 muni chacun d'un moteur-fusée d'appoint 21. Les propulseurs d'appoint 20 sont disposés eux aussi de manière régulière autour de l'axe principal X du corps principal 10, c'est-à-dire tous les 120° autour de l'axe X. En outre, chaque propulseur d'appoint 20 est disposé à équidistance entre deux moteurs-fusée principaux 31 successifs. Dans cette configuration, lorsque tous les moteurs-fusée principaux 31 et d'appoint 21 sont allumés, la résultante de leurs poussées s'applique donc au niveau de l'axe principal X du corps principal 10 qui est aussi celui du lanceur 1. Tous ces moteurs-fusée 21 et 31 sont du type cryotechniques biergol liquide consommant un mélange d'un premier ergol A, ici de l'hydrogène liquide LH2, et d'un deuxième ergol B, ici de l'oxygène liquide LOx : plus particulièrement, tous ces moteurs-fusée 21, 31 peuvent être identiques ou, plus raisonnablement, du même modèle avec d'éventuelles différences mineures. La FIG 2 illustre plus en détails, de manière schématique, l'architecture du premier étage 11 et des propulseurs d'appoint 20. Chaque propulseur d'appoint 20 est fixé au premier étage 11 du lanceur 1 par des bras de fixation 24 à l'extrémité inférieure du premier étage 11, de manière à ce que leurs moteurs-fusée d'appoint 21 soient environ au même niveau que les moteurs-fusée principaux 31 du premier étage 11. Outre les moteurs-fusée principaux 31, le premier étage 11 du lanceur 1 comprend un réservoir cryotechnique 32 d'hydrogène liquide A et un réservoir cryotechnique principal 33 d'oxygène liquide B destinés à les alimenter. Le réservoir 32 d'hydrogène liquide A est situé sous le réservoir 33 d'oxygène liquide B, à proximité des propulseurs d'appoint 20.

Des conduites 32a, respectivement 33a, relient le réservoir d'hydrogène liquide 32, respectivement le réservoir principal d'oxygène liquide 33, à chacun des moteurs-fusée principaux 31 pour leur alimentation. Chaque propulseur d'appoint 20 comprend quant à lui, outre son moteur-fusée d'appoint 21, un réservoir 23 d'oxygène liquide B alimentant le moteur-fusée d'appoint 21 à l'aide d'une conduite 23a. Les propulseurs d'appoint sont ainsi dépourvus de réservoir de premier ergol A, c'est-à-dire ici d'hydrogène liquide. En revanche, des conduites de jonction 25 relient le réservoir 32 d'hydrogène liquide A du premier étage 11 à chacun des moteurs-fusée d'appoint 21 des propulseurs d'appoint 20 afin d'assurer leur alimentation en hydrogène liquide A. Chaque conduite de jonction 25 est munie d'un cordeau détonant 26 disposé sur son tronçon s'étendant entre le corps principal 10 du lanceur 1 et le propulseur d'appoint 20. Chaque conduite de jonction 25 est en outre équipée d'une vanne d'alimentation 27 hébergée dans le premier étage 11 du lanceur 1, et d'un dispositif de purge 28 hébergé dans le premier étage 11 du lanceur 1 ou dans le propulseur d'appoint 20. De préférence, chaque conduite de jonction 25 est prévue à proximité de l'extrémité inférieure du premier étage 11 et du propulseur d'appoint 20 afin de minimiser la distance à parcourir, et donc la longueur de conduite, entre le réservoir 32 d'hydrogène liquide et le moteur-fusée d'appoint 21. Au cours d'une mission du lanceur 1, une charge utile, un satellite par exemple, est installée sous la coiffe 13 du corps principal 10. En fonction de la masse de cette charge utile et de l'altitude à laquelle il faut l'amener, le lanceur 1 est équipé d'un certain nombre de propulseurs d'appoint 20, en l'occurrence trois. Lors du décollage, l'ensemble des moteurs-fusée principaux 31 et d'appoint 21 sont allumés : le rapport de mélange des moteurs-fusée principaux 31 est calculé et imposé, par des vannes de régulations notamment, pour que les moteurs-fusées d'appoint 21 profitent d'un débit en hydrogène liquide A leur permettant de fonctionner à leur rapport de mélange nominal, égal à 6 dans cet exemple. Après une ou deux minutes environ, lorsque les réservoirs 23 d'oxygène liquide B des propulseurs d'appoint 20 sont vides ou pratiquement vides, les moteurs-fusée d'appoint 21 s'éteignent : les propulseurs d'appoint 20 sont alors séparés du corps principal 10 du lanceur 1 et éloignés. A cette occasion, les bras de fixation 24 des propulseurs d'appoint sont rompus par des moyens connus, de type pyrotechnique par exemple, et de petits propulseurs auxiliaires prévus sur la face interne des propulseurs d'appoint 20 se déclenchent et éloignent ces derniers du corps principal 10 du lanceur. Juste avant cette séparation, les vannes d'alimentation 27 des conduites de jonction 25 se ferment pour contenir l'hydrogène liquide A dans le corps principal 10, les dispositifs de purge 28 injectent un fluide de purge sous pression, tel de l'azote N2 ou de l'hélium He, dans les conduites de jonction 25 pour les purger d'éventuels reliquats d'hydrogène liquide A, et les cordeaux détonants 26 sont déclenchés pour rompre les conduites de jonction 25 et donc couper ce lien retenant les propulseurs d'appoint 20. Une fois la séparation effectuée, les moteurs-fusée principaux 31 du premier étage 11 continuent de fonctionner quelques temps ; une fois les couches basses de l'atmosphère dépassées, les demi-coques de la coiffe 13 peuvent également être larguées pour révéler la charge utile. Après une durée de vol de cinq à dix minutes environ, les moteurs-fusée principaux 31 du premier étage 11 s'éteignent et le premier étage est largué : seul le deuxième étage continue alors, propulsé par son propre moteur. Enfin, arrivé à l'orbite souhaitée, le lanceur 1 libère sa charge utile. En fonction des missions visées, la poussée nécessaire au décollage peut être variable : il est donc possible d'adjoindre au corps principal 10 du lanceur 1 un nombre variable de propulseurs d'appoints 20 pour bénéficier de différentes puissances sans modifier la conception du corps principal 10, formant ainsi une famille de lanceurs 1. Ainsi, dans un deuxième exemple de réalisation représenté de dessous sur la FIG 3, le lanceur 100 comprend un corps principal 110 identique à celui du premier mode de réalisation et deux propulseurs d'appoint 120 eux aussi identiques à ceux du premier exemple de réalisation. Dans un tel cas, les propulseurs d'appoints 120 sont disposés de manière diamétralement opposée de part et d'autre du corps principal 110. De manière analogue, dans un troisième exemple de réalisation représenté de dessous sur la FIG 4, le lanceur 200 comprend un corps principal 210 identique à celui du premier mode de réalisation et quatre propulseurs d'appoint 220 eux aussi identiques à ceux du premier exemple de réalisation. Dans un tel cas, les propulseurs d'appoints 120 sont disposés selon deux plans de symétrie orthogonaux, c'est-à-dire aux positions angulaires 600, 120°, 240° et 300° autour de l'axe principal X du corps principal 210. De manière analogue, dans un quatrième exemple de réalisation représenté de dessous sur la FIG 5, le lanceur 300 comprend un corps principal 310 identique à celui du premier mode de réalisation et quatre propulseurs d'appoint 320 eux aussi identiques à ceux du premier exemple de réalisation. Dans un tel cas, les propulseurs d'appoints 320 sont disposés dans chaque intervalle entre les moteurs-fusée principaux 331 du premier étage 311. Enfin, pour des missions ne nécessitant que peu de puissance, il est possible de prévoir un lanceur 400, représenté de dessous sur la FIG 6, ne comportant aucun propulseur d'appoint. Les moteurs-fusée principaux 31 du premier étage 11 sont donc adaptés pour fonctionner avec une large gamme de rapport de mélange, dans ces exemples entre environ 4,7 et environ 6 en fonction du nombre de propulseurs d'appoint 20, ce rapport de mélange augmentant avec le nombre de propulseurs d'appoint 20 : cette adaptabilité permet de partager plus efficacement l'hydrogène liquide entre les différents moteurs-fusée 21, 31, permettant ainsi aux moteurs-fusées d'appoint 21 de fonctionner à leur rapport de mélange maximum, égal à 6 dans ces exemples.

Il n'est pas exclu, pour un lanceur avec beaucoup de boosters, que les moteurs 21 des propulseurs d'appoint 20 fonctionnent avec un rapport de mélange un peu plus faible que le maximum pour sauvegarder de l'oxygène pour les moteurs principaux 31 du corps principal 11 et ainsi maximiser la performance du lanceur 1.

Cette gamme de rapport de mélange est choisie entre un maximum imposé par les contraintes matériaux de la chambre de combustion et un minimum imposé par la poussée minimale nécessaire au décollage. En outre, dans certains exemples, le réservoir 31 d'hydrogène liquide A est dimensionné pour la configuration de la famille comportant le plus de propulseurs d'appoint 20 : dans un tel cas, le réservoir 31 peut n'être rempli que partiellement lors de son utilisation avec un nombre réduit de propulseurs d'appoint 20. Les modes ou exemples de réalisation décrits dans le présent exposé sont donnés à titre illustratif et non limitatif, une personne du métier pouvant facilement, au vu de cet exposé, modifier ces modes ou exemples de réalisation, ou en envisager d'autres, tout en restant dans la portée de l'invention. De plus, les différentes caractéristiques de ces modes ou exemples de réalisation peuvent être utilisées seules ou être combinées entre elles.

Lorsqu'elles sont combinées, ces caractéristiques peuvent l'être comme décrit ci-dessus ou différemment, l'invention ne se limitant pas aux combinaisons spécifiques décrites dans le présent exposé. En particulier, sauf précision contraire, une caractéristique décrite en relation avec un mode ou exemple de réalisation peut être appliquée de manière analogue à un autre mode ou exemple de réalisation.

Claims (11)

1. REVENDICATIONS1. Lanceur astronautique comprenant un corps principal (10) muni d'un réservoir (32) d'un premier ergol (A), et au moins un propulseur d'appoint (20), séparable du corps principal (10) pour être largué en vol, muni d'un réservoir (23) d'un deuxième ergol (B) et d'un moteur-fusée d'appoint (21) biergol, dans lequel le réservoir (23) de deuxième ergol (B) du propulseur d'appoint (20) est connecté pour alimenter en deuxième ergol (B) le moteur-fusée d'appoint (21), et caractérisé en ce que le réservoir (32) de premier ergol (A) du corps principal (10) est connecté pour alimenter en premier ergol (A) le moteur- fusée d'appoint (21).
2. 2. Lanceur selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit au moins un propulseur d'appoint (20) ne possède de réservoir d'ergol que pour le deuxième ergol (B).
3. 3. Lanceur selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que le corps principal (10) est configuré pour accueillir un nombre variable de tels propulseurs d'appoint (20) en fonction de la charge utile embarquée et/ou de l'orbite visée et donc de la poussée nécessaire au décollage du lanceur.
4. 4. Lanceur selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que le corps principal (10) est muni en outre d'un réservoir principal (33) de deuxième ergol (B) et d'au moins un moteur- fusée principal (31) biergol, ce moteur-fusée principal (31) étant alimenté en premier (A) et deuxième (B) ergols issus respectivement du réservoir (32) de premier ergol (A) et du réservoir principal (33) de deuxième ergol (B) du corps principal (10).35
5. 5. Lanceur selon la revendication 4, caractérisé en ce que ledite au moins un moteur-fusée principal (31) et le moteur-fusée d'appoint (21) dudit au moins un propulseur d'appoint (20) sont de même nature, de préférence de même modèle.
6. 6. Lanceur selon la revendication 4 ou 5, caractérisé en ce que ledit au moins un moteur-fusée principal (31) est configuré pour adapter son rapport de mélange en fonction du nombre de propulseurs d'appoints (20) utilisés afin que le moteur-fusée d'appoint (21) de chacun des propulseurs d'appoints (20) utilisés fonctionne avec son rapport de mélange nominal.
7. 7. Lanceur selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que les premier (A) et second (B) ergols sont des ergols liquides et en ce que le premier ergol (A) possède une densité plus faible que le deuxième ergol (B), de préférence le premier ergol (A) est de l'hydrogène liquide (LH2) tandis que le deuxième ergol (B) est de l'oxygène liquide (L0x).
8. 8. Lanceur selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que le réservoir (32) de premier ergol (A) du corps principal (10) alimente en premier ergol (A) le moteur-fusée d'appoint (21) dudit au moins un propulseur d'appoint (20) via une conduite de jonction (25) reliant le corps principal (10) audit propulseur d'appoint (20), cette conduite de jonction (25) étant sectionnable lors du largage du propulseur d'appoint (20).
9. 9. Lanceur selon la revendication 8, caractérisé en ce que ladite conduite de jonction (25) est munie d'un cordeau détonant (26) 30 permettant son sectionnement lors du largage du propulseur d'appoint (20).
10. 10. Lanceur selon la revendication 8 ou 9, caractérisé en ce que le corps principal (10) comprend une vanne d'alimentation (27) dudit au 35 moins un propulseur d'appoint (20) configurée pour interromprel'alimentation en premier ergol (A) dans la conduite de jonction (25) avant son sectionnement, et en ce qu'il comprend en outre un dispositif de purge (28) configuré pour purger la conduite de jonction (25) avant son sectionnement.
11. 11. Lanceur astronautique comprenant un corps principal (10) muni d'un réservoir (32) d'un premier ergol (A) et configuré pour accueillir au moins un propulseur d'appoint (20), séparable du corps principal (10) pour être largué en vol, muni d'un moteur-fusée d'appoint (21), caractérisé en ce que le réservoir (32) de premier ergol (A) du corps principal (10) est apte à être connecté audit propulseur d'appoint pour alimenter en premier ergol (A) le moteur-fusée d'appoint (21).