Zuljanah
From Wikipedia, the free encyclopedia
| Zuljanah Lanceur spatial | |
| |
| Données générales | |
|---|---|
| Pays d’origine | Iran |
| Premier vol | 18 septembre 2025 |
| Statut | en cours de qualification |
| Lancements (échecs) | 1 (1) |
| Hauteur | 25,5 m |
| Diamètre | 1,7 m |
| Masse au décollage | 52 t |
| Étage(s) | 3 |
| Base(s) de lancement | Base de lancement de Semnan |
| Charge utile | |
| Orbite basse | 220 kg |
| Dimension coiffe | 2 x 1,25 m. |
| Motorisation | |
| Ergols | Propergol solide (étages 1 et 2) UDMH / Peroxyde d'azote |
| 1er étage | 1 x 648 kiloNewtons (au sol) |
| 2e étage | 1 x 726 kiloNewtons (dans le vide) |
| 3e étage | 2 × LRE-4 (2 x 35 kiloNewtons) |
| Missions | |
| Orbite basse | |
modifier  |
|
Zuljanah (persan : ماهوارهبر ذوالجناح) ou Zoljanah est un lanceur spatial iranien léger dont le premier vol orbital a eu lieu le 18 septembre 2025 (échec). La fusée peut placer 220 kg sur une orbite basse. Le lanceur comporte trois étages dont les deux premiers ont recours à une propulsion à propergol solide contrairement aux lanceurs iraniens existants ce qui facilite un usage militaire.
Les premières informations portant sur l'existence du lanceur spatial Zuljanah remontent à 2015. Mais ce n'est qu'en février 2020 qu'un premier vol d'un lanceur portant cette désignation est annoncé. Contrairement aux autres lanceurs spatiaux iraniens qui utilisent des moteurs-fusées à ergols liquides, les principaux étages de Zuljanah sont à propergol solide ce qui est optimal pour un usage mixte (civil/militaire). Fin janvier 2021 un lanceur qu'on suppose être Zuljanah est lancé depuis la base de lancement de Semnan : ce vol suborbital est un échec. Le statut des deuxième et troisième vol suborbitaux (ce dernier en juin 2022) est inconnu[1]. Un quatrième vol orbital ou suborbital a lieu le 18 septembre 2025 et est un échec.
Caractéristiques techniques
Le lanceur Zuljanah, qui comprend trois étages, est haut de 25,5 mètres pour un diamètre de 1,5 mètres (1,7 mètres avec les appendices à la base de la fusée). Sa masse est de 52 tonnes dont 45 tonnes d'ergols. Les deux premiers étages utilisent une propulsion à propergol solide tandis que le troisième étage a recours à des moteurs-fusées à ergols liquides brulant un mélange hypergolique d' UDMH et de peroxyde d'azote. La poussée au décollage est de 65 tonnes. Le lanceur peut placer une charge utile d'environ 200 kilogrammes sur une orbite basse. Les caractéristiques des principaux composants sont les suivantes :
- Le premier étage est long de 9,3 mètres pour un diamètre de 1,5 mètres (1,7 mètres avec les appendices). Sa masse est de 24 tonnes dont 21 tonnes de propergol. Il est propulsé par un moteur-fusée à propergol solide fournissant une poussée totale de 648 kilonewtons au sol. Il fonctionne durant 80 secondes. .
- Le deuxième étage est quasiment identique au premier étage. Il est long de 11,1 mètres pour un diamètre de 1,5 mètres. Sa masse est de 25 tonnes dont 21 tonnes de propergol. Il est propulsé par un moteur-fusée à propergol solide fournissant une poussée totale de 726 kilonewtons dans le vide.
- Le troisième étage est long de 3,1 mètres pour un diamètre de 1,25 mètres. Sa masse est de 3,5 tonnes dont 3 tonnes de propergol. Il est propulsé par deux moteurs-fusées à ergols liquides LRE-4 fournissant une poussée unitaire de 35 kiloNewtons.
- La coiffe a un diamètre maximum de 1,25 mètre et une hauteur de 2 mètres. Sa masse est de 50 kilogrammes.
