Titan II GLV

Douze lanceurs Titan II GLV seront construits pour le programme Gemini de la NASA plus deux exemplaires pour qualifier cette version. Toutes les fusées du programme Gemini sont tirés depuis le complexe de lancement 19 situé sur la base de lancement de Cap Canaveral qui a été reconverti pour un usage civil. Le délai de mise en œuvre du lanceur est tellement réduit que la NASA parvient à lancer deux missions Gemini à moins de dix jours d'intervalle depuis la même installation (Gemini 6 et Gemini 7). Le premier vol sans équipage a lieu le 8 avril 1964 lors de la mission Gemini 1 (vol de qualification, le premier vol avec équipage le 23 mars 1965 pour la mission Gemini 3) et l'utilisation du lanceur dans le cadre du programme de la NASA s'achève avec la mission Gemini 12 qui décolle le 11 novembre 1966. Le coût total du développement et de fabrication des Titan utilisées par la NASA se monte à 283,2 millions de dollars. Tous les lancements sont réussis : le seul incident à déplorer est une mise à feu interrompue avant le décollage de la mission Gemini 6. L'utilisation du missile Titan II comme lanceur s'achève provisoirement en 1966. Ce lanceur reprendra du service plus tard avec la version 23G suite au retrait de service des missiles installés dans les silos.

Dérivé du LGM-25C Titan II, Titan II GLV est haute de 32,94 mètres avec un diamètre de 3,05 mètres, une masse au décollage d'environ 151,00 tonnes, dont 137,88 tonnes d’ergols et une capacité de mise en orbite en orbite terrestre basse (Low Earth Orbit) de 3,8 tonnes. Il pouvait produire une poussée de 1 912,80 kN au décollage.

Les étages du lanceur

Le Titan II GLV est composé de deux étages et d’une capsule Gemini au sommet du lanceur. Les deux étages utilisent comme carburant de l’Aerozine 50, et comme oxydant du peroxyde d’azote.

Davantage d’informations Caractéristique, 1er étage ...

Principales caractéristiques des étages du lanceur^[2]

Caractéristique	1er étage	2e étage
Dimension (longueur × diamètre)	21,39 x 3,05 mètres	5,76 x 3,05 mètres
Poussée maximale (dans le vide)	1912,8 kN	453,7 kN
Durée de fonctionnement	141 s	183 s
Moteurs	2 x LR-87-7	1 x LR-91-7
Ergols	Aérozine 50 et peroxyde d’azote	Aérozine 50 et peroxyde d’azote

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Premier étage

Le premier étage, d’une longueur de 21,39 mètres et d'un diamètre de 3,05 mètres, est équipé de deux moteurs-fusées LR-87 avec lesquels il produit une poussée de 1912,8 kN pendant 121 secondes. De bas en haut de l’étage, s’y trouve le bâti de propulsion sur lequel sont fixés les LR-87, le réservoir de carburant, la jupe intermédiaire, le réservoir d'oxydant et la jupe avant. Parmi ces éléments, les jupes avant, intermédiaire et le bâti donnent la rigidité du Titan. Les réservoirs de carburant et d’oxydant ont une capacité respective de 33 850 kg et 65 000 kg. Chaque réservoir est constitué d'un dôme avant et arrière constitué de quatre pétales et d'un panneau longeron. Deux prises d’air disposées à 180° se situent sur le réservoir de carburant. Des cloisons à l'intérieur évitent les phénomènes de vortex lors de l'ascension qui désamorce les pompes. Le support du second étage est soutenu par la jupe avant par l'intermédiaire de la jupe dite "inter-étage". 20 portes de feu y sont percées, permettant l'évacuation des gaz de combustion du moteur-fusée LE-91 du second étage. Sur la jupe dite "inter-étage", 16 autres portes rectangulaires complètent le dispositif, disposées par paquet de 4 autour de la structure. La jupe inter-étage fait partie du premier étage durant le vol mais pendant les opérations de mise en place sur le pas de tir, elle est attachée au second étage et boulonné sur le premier^[2].

Second étage

Le second étage, d’une longueur de 5,76 mètres et d'un diamètre de 3,05 mètres, est équipé d’un moteur-fusée LR-91-7, générant une poussée de 453,7 kN en brûlant également de l’Aérozine 50 et du peroxyde d’azote, pendant 183 secondes. Sa structure est similaire à celle du premier étage. De bas en haut, il est composé d'une jupe arrière, d'un réservoir de carburant, d'une jupe intermédiaire, d'un réservoir d'oxydant et d'une jupe avant. Les réservoirs semi-sphériques de carburant et d’oxydant, ont une capacité respective de 8 300 kg de carburant et 15 000 kg d'oxydant^[2].

Les modifications apportées pour l'adapter au programme Gemini portent principalement sur l'augmentation de sa fiabilité par le recours à des systèmes redondants. Les modifications les plus importantes sont^[3] :

• Le système de guidage inertiel est remplacé par un système de guidage radio ;
• Redondance du système de guidage et de contrôle de vol ;
• Ajout d'une système de détection de défaillance critique du lanceur ;
• Redondance du système d'alimentation électrique des composants principaux du lanceur ;
• Suppression des moteurs verniers et des rétrofusées (pas nécessaires pour les missions Gemini) permettant un gain de poids significatif ;
• Ajout d'un adaptateur assurant la liaison mécanique entre le réservoir d'oxydant du deuxième étage et le vaisseau Gemini ;
• Modification des systèmes d'auto-destruction de la fusée pour prendre en compte la présence de l'équipage ;
• Réduction du niveau de vibrations longitudinales (effet pogo) très élevé (+/- 2,5 g). La NASA ayant besoin, pour lancer des équipages humains, que ce niveau soit abaissé à +/- 0,25 g accepte de participer au financement des améliorations réduisant les vibrations. Pour y parvenir la principale modification effectuée porte sur l'abaissement de la pression dans la chambre de combustion des moteurs.

• 
  Décollage de Gemini 6A.
• 
  Comparaison (à droite) des capsules Mercury, Gemini et Apollo, avec la comparaison (à gauche) de leur lanceur : Saturn V, Titan II GLV et Mercury-Atlas.