| Juno II Lanceur léger | |
 Le lanceur Juno II du satellite Explorer-7 en 1959. | |
| Données générales | |
|---|---|
| Pays d’origine |  États-Unis |
| Constructeur | Chrysler,Rocketdyne etJPL |
| Premier vol | 6 décembre 1958 |
| Dernier vol | 24 mai 1961 |
| Statut | Retirée du service |
| Lancements (échecs) | 10 (6 échecs) |
| Hauteur | 24 m |
| Diamètre | 2,67 m |
| Masse au décollage | 55 tonnes |
| Étage(s) | 3 ou 4 |
| Base(s) de lancement | Cap Canaveral |
| Charge utile | |
| Orbite basse | 41 kg |
| Orbite lunaire | 6 kg |
| Motorisation | |
| 1er étage | PGM-19 Jupiter |
| 2e étage | 11 x Recruit |
| 3e étage | 3 x Recruit |
| 4e étage | 1 x Recruit |
| Missions | |
| Sondes spatiales etsatellites scientifiques | |
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Juno II est un des premiers lanceurs utilisés par lesÉtats-Unis pour placer en orbite sessatellites. Ce lanceur est développé parWernher von Braun à partir du missile balistiqueJupiter. Le lanceur Juno II commence à être utilisé quelques mois après que le lanceurJuno I dérivé dumissile balistiqueRedstone place en orbite le premier satellite américainExplorer 1 le. Deux fois plus puissant que le lanceur Juno I (de20 à 41 kg de charge utile enorbite terrestre basse), le lanceur Juno II est utilisée à 10 reprises (6 échecs) entre le et le pour lancer des satellites scientifiques duprogramme Explorer et deux dessondes spatialesPioneer vers laLune. D'une puissance trop réduite, le lanceur Juno II de laNASA est remplacé par les lanceursDelta etAtlas.
Dans la continuité des travaux sur le lanceurJuno I, le lanceur Juno II est développée parWernher von Braun sur la base du missilePGM-19 Jupiter de portée intermédiaire. Pour le transformer en lanceur, il n'est pas nécessaire de modifier sa propulsion car il est suffisamment puissant pour placer 41 kg en orbite basse et 6 kg en orbite interplanétaire une fois surmonté des 3 étages improvisés pour le lanceur Juno I. La mise à feu des étages supérieurs est télécommandée par radio depuis le sol ce qui est à l'origine de la perte d'un des satellites victime d'un brouillage. Un des 10 lancements effectués ne comporte que 3 étages[1].
Les lancements ont lieu entre 1958 et 1961 depuis labase de lancement de Cap Canaveral. Sur les 10 lancements, 5 sont des échecs totaux et un autre un échec partiel. Deux des tirs emportent une sonde spatiale duprogramme Pioneer et sept des satellites duprogramme Explorer. Le lanceur ne connut aucun développement ultérieur[1]. Le lanceur Juno II a le mérite de permettre une mise au point très rapide mais, après avoir assuré le lancement de quelques satellites, ce lanceur laisse la place aux lanceursDelta etAtlas. Le lanceur peut donner naissance à une famille de lanceurs similaire aux lanceurs Delta en ajoutant par exemple un étageAgena. Mais le lanceur est victime du fait qu'il est développé par l'armée de terre (US Army) et que le lancement de satellites militaires est confié à l'armée de l'air (US Air Force)[1].
Le lanceur Juno II est basé sur le missile balistique de portée intermédiairePGM-19 Jupiter qui constitue son premier étage. Pour atteindre les performances souhaitées, le missile construit par la sociétéChrysler est allongé de 90 cm ce qui permet d'accroître la durée de combustion de 13 secondes. Lemoteur-fuséeRocketdyne S-3D qui le propulse a unepoussée de 670kilonewtons et brûle un mélange d'oxygène liquide et deRP-1. Le moteur est orientable ce qui permet de contrôler l'orientation du lanceur en lacet et tangage. La correction des mouvements deroulis est réalisée à l'aide de deuxmoteurs verniers alimentés par les gaz générés par laturbopompe. Le système de guidage réalisé par la sociétéFord utilise unecentrale à inertie qui permet au lanceur de corriger sa trajectoire de manière autonome ce qui constitue une innovation importante à une époque où les missiles sont guidés par radio. Les étages supérieurs sont similaires à ceux du lanceur Juno I et sont constitués d'un ensemble de petitsmoteurs-fusées Recruit àpropergol solide[1], dérivés du missileSergeant.
| Caractéristiques | 1e étage | 2e étage | 3e étage | 4e étage |
|---|---|---|---|---|
| Masse au décollage | 54 431 kg | 462 kg | 126 kg | 42 kg |
| Masse à vide | 5 443 kg | 231 kg | 63 kg | 21 kg |
| Poussée | 667 kN | 73 kN | 20 kN | 7 kN |
| Impulsion spécifique | 248 s (2.43 kN·s/kg) | 214 s (2.10 kN·s/kg) | 214 s (2.10 kN·s/kg) | 214 s (2.10 kN·s/kg) |
| Durée combustion | 182 s | 6 s | 6 s | 6 s |
| Longueur | 18,28 m | 1 m | 1 m | 1 m |
| Diamètre | 2,67 m | 1 m | 0,50 m | 0,30 m |
| Propulsion | Rocketdyne S-3D | Onze Recruit | Trois Recruit | Un Recruit |
| Ergols | Oxygène liquide /RP-1 | Propergol solide | Propergol solide | Propergol solide |
| Lanceurs |
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| Articles liés | |||||||||||||||||
| La première date est celle du lancement du lancement (du premier lancement s'il y a plusieurs exemplaires). Lorsqu'elle existe la deuxième date indique la date de lancement du dernier exemplaire. Si d'autres exemplaires doivent lancés la deuxième date est remplacée par un -. Pour les engins spatiaux autres que les lanceurs les dates de fin de mission ne sont jamais fournies. | |||||||||||||||||
