Avion lanceur

GSR ("ГСР" en russe signifie "Avion Lanceur Supersonique") est un avion à aile delta de 38 metres de long. Son aile est a angle variable, double delta (80° au niveau du nez et 60° dans la partie finale de l'aile), l'envergure est de 16 m et la surface ailaire de 240 m² dont 18.5 m² pour les empennages verticaux en fin d'aile. Pour stabiliser l'appareil en vole ces derniers sont inclinés de 3° à l'intérieur par rapport au plan de symétrie de l'appareil. L'aile est fine et arbor un profil bombé de 2.5% au niveau du nez jusqu'à 3% au bout de l'aile.

La gestion du GSR était réalisé par les gouvernails de direction sur les empennages verticaux, les élevons et les volets d'atterrissages. Le GSR était équipé d'une cabine de pilotage avec 2 sièges éjectable. Pour améliorer la visibilité au moment de l'atterrissage la partie nasale du fuselage s'inclinait de 5°. Par la suite cette fonctionnalité à été utilisé pour les avions supersoniques soviétiques tel que le TU-144 et les avions de reconnaissances stratégiques T-4 "Сотка" de OKB P.O.Suhogo.

Le GSR décolle à la manière d'un avion conventionnel avec 3 trains d'atterrissages qui se déploient contre le vol. Le train principal est équipé de 2 roues pour réduire la place dans le logement à l'intérieur du fuselage. La taille de ce logement est de 5.75m. Dans la partie supérieure du GSR se trouve l'avion orbitale, dans la partie nasale, et la fusée d'appoint. Le combustible utilisé sur le GSR est de l'hydrogène liquide utilisé dans 4 turbo stato-réacteurs (TRD) (bureau d'étude A.M. Lioulka) qui produisent une poussée de 17.5 tonnes chacun. Ces moteurs sont aussi utilisés pendant le vol supersonique. La masse à vide du GSR est de 36 t et pouvait transporter 16 t d'hydrogène liquide (213 m3) pour un volume total intérieur de 260 m3.

La particularité des ces moteurs était l'utilisation de l'hydrogène gazeux pour actionner la turbine du compresseur (comme s'est rappelé plus tard G.E.Lozino-Lozinsky, "... d'autres alternatives aux moteurs du GSR ont été regardés, cependant elles n'ont pas été étudiées en profondeurs"). Le vaporisateur de l'hydrogène se trouvait sur l'entrée du compresseur. Ainsi, on avait résolut avec succés la réalisation du groupe moteur sans combinaison TVRD, GPRD et TRD. Le moteur TRD à hydrogène était unique, l'industrie soviétique n'as jamais fait quelque chose de similaire jusqu'à maintenant (des modèles expérimentaux ont par la suite été élaborés à l'Institut Centrale des Moteur d'Avion).

Le moteur reçu le nom AL-51 (en même temps à OKB-165 était élaboré le TPDF de troisième génération AL-21F, et pour un nouveau moteur l'indice choisi commençait à 50).

Dans les premiers jours, quand OKB A. Lioulky reçu le cahier des charges le moteur son schéma n'était pas clair. Puis de TsIM est arrivé S.M. Shljahtenko (un an plus tard il était le chef de l'institut) avec une certaine revue étrangère (probablement, Flight ou Interavia) qui contenait un "schéma éprouvé d'un moteur a hydrogène gazeux". Selon cet article le moteur avait des caractéristiques très attrayantes et une grande impulsion spécifique.

Shljahtenko est piqué à vif par la revue: "Regardez, eux ont déjà un moteur éprouvé qui volera aujourd'hui ou demain ! Et nous toujours rien !". Les ingénieurs relèvent le défi.
Les premières études montrent qu'effectivement le schéma est très attrayant et les résultat sont tout simplement fantastiques. Sur cette base la construction du moteur est lancée. Le projet technique signé en 1966 est expédié à OKB-155 G.E.Lozino-Lozinsky.

Par la suite le projet subit de nombreuses améliorations. Il était en constante évolution. Les matériaux mis en oeuvre pour la réalisation existaient, les technologies, les usines étaient bonnes, mais les tests des prototypes ne donnaient pas les caractéristiques attendues. Les essais continuèrent encore 5-6 ans jusqu'en 1970 avant que le projet "SPIRAL" soit arrêté.

Les caractéristiques limites de poussée du stato-réacteur sont fonctions de la température du gaz dans la turbine: si elle est trop haute les composants fondront, mais plus la température sera élevée plus importante sera la vitesse de l'avion. Les concepteurs ne se sont pas décidés à faire un moteur à cycle combiné car les réalisation techniques était trop complexe. En fait ils pensaient faire "simplement" un moteur à turbo-compresseur et de l'utiliser seulement aux conditions limites. Le fait de faire un moteur idéal ne les intéressaient pas dans le cas présent: les qualités économiques des TRDG sont beaucoup plus grandes en comparaison de celles des GRD (moteurs de fusée), même si le moteur à un rendement 2 fois plus faible que le théorique il sera quand même 5 fois plus économe qu'une fusée.

Avec les matériaux de l'époque pour un moteur TRDF les composant pouvaient permettre une vitesse de Mach 4. Même à présent en utilisant des technologies comme la céramique, les matériaux composites, les aubes refroidies on ne peut faire monter la vitesse qu'à Mach 5. L'avantage de l'hydrogène est qu'il peut être utilisé comme réfrigérant, dans un premier temps, pour refroidir l'air (premièrement) et les aubes du compresseur (deuxièmement).

Dans le projet le moteur se distinguait d'un classique stato-réacteur car la turbine est entraînée par de l'hydrogène gazeux qui va ensuite actionner le compresseur qui donne l'air à la chambre de combustion. Ce système de conduites divisées permet d'augmenter la pression dans la buse et par conséquence d'augmenter l'impulsion spécifique du moteur.

Le moteur pour la variante intermédiaire du GSR, fonctionnant au kérosène, était réalisé par le bureau: OKB-300, turbo-réacteur monolinéaire avec chambre augmenté (TRDF). Une nouvelle élaboration reçu l'indice P39-900. Les travaux étaient dirigés, probablement, par Grigory L'vovich Lifshits qui était le premier assistant de l'ingénieur général d'OKB-300. Après la cloture du projet SPIRAL les travaux sur le moteur fait à OKB-300 n'ont donnés aucunes suites.

La deuxième innovation importante du GSR était la compression de l'air, à la vitesse supersonique, par la partie inférieur du fuselage de l'aile et de la partie nasale. La résistance thermique était assurée par l'utilisation de matériaux ignifuges. Récemment, la publication de fichiers d'archives à ce sujet on montré qu'il était envisagé d'utiliser le principe du SPIRAL pour la création d'un avion supersonique de ligne (Mach 6). Cependant l'avant projet ne mentionne aucune utilisation civile du SPIRAL. Une variante militaire du GSR prévoyait de l'utiliser en avion éclaireur grand portée. Le GSR-éclaireur (à kérosène) devait avoir la vitesse maximum de Mach 4-4.5 et un rayon d'action de 6000 à 7000 km à Mach 4. Mais l'utilisation de l'hydrogène permettait d'augment la vitesse jusqu'à Mach 6 et la distance d'action à 12 000 km (pour une vitesse de croisière de Mach 5).

L'avion GSR était le premier avion hypersonique qui était étudié à TsAGI (vitesses: Mach 4 à 6), la photo à droite est la maquette utilisée dans la soufflerie. 2 variantes on passés le cycle complet des études aérodynamiques dans les souffleries en 1965-1975. De nombreux essais ont prouvés la justesse des choix techniques pour cet avion. Au 40em congrés des Nations Internationale d'Aéronautiques (FAI) en 1989 à Malaga, en Espagne, les représentants de la délégation Américaine (NASA) on grandement appréciés l'avion car "il est élaboré selon des exigences modernes".

La fusée d'appoint à 2 étages.

La fusée d'appoint est constituée de 2 étages est demi-encastrée sur le dos du GSR. Pour la phase d'accélération il était prévu d'utiliser (dans l'avant projet) de l'hydrogène et oxygène liquide ou du fluor-hydrogène. D'après les conditions du cahier des charges et la mise en orbite d'une plus grande charge utile, le choix s'est fait sur le couple hydrogène oxygène. L'oxygène a été préféré au fluor car il est plus facile à produire bien qu'il soit plus volumineux et diminue la vitesse maximale à Mach 5.5 (Mach 6 pour le fluor).

Avec le fluor comme oxydant pour la fusée d'appoint, l'impulsion spécifique est de 460 s la masse du réservoir ne représente que 9-10% de la masse du système, alors qu'avec l'oxygène l'impulsion spécifique est de 455 s est la masse est de 7.5-8%. La longueur de la fusée est de 27.75 m dont 18 m pour le premier étage avec le déflecteur de queue et 9.75 m pour le 2em étage avec la charge utile (l'avion orbital). La variante de la fusée à oxygène-hydrogène est 96 cm plus longue est 50 cm plus épaisse. D'après l'avant projet il était prévu que le moteur du deuxième étage ait une poussée de 25 t (les éléments de la fusée seront élaboré à OKB-456 S.P.Glushko) le moteur à reçu le nom de RD-301. Quant au premier étage de la fusée il est constitué de 4 moteurs de 25 tf chacun.