revelation du stato

[Geb]

Bonjour à tous,

Alors, même s'il semble que les fibres de carbone sont bien utilisées pour la protection thermique, ce n'est pas la panacée. Les boosters ne restent que quelques minutes dans l'atmosphère. Le X-43 lui, ne doit résister à la température que quelques secondes. D'où l'intérêt d'une protection de type ablative je suppose.

Peut-être me suis-je mal exprimé. Ce que je voulais dire par cette phrase, c'est que une protection ablative à base de fibre de carbone sont suffisantes pour ce qu'on attend d'un booster, ou ce qu'on attendait lors du dernier succès du X-43.

A propos du X-43, dans le Guinness World Records 2006 on peut lire : "On 27 March 2004, NASA's unmanned Hyper-X (X-43A) airplane reached Mach 6.83, almost seven times the speed of sound. The X-43A was boosted to an altitude of 29,000 m (95,000 ft) by a Pegasus rocket launched from beneath a B52-B aircraft. The revolutionary 'scramjet' aircraft then burned its engine for around 11 seconds during flight over the Pacific Ocean".

Dans la table intitulée "Speed of Sound Values in the Atmosphere of Earth" disponible sur ce site, on peut voir qu'à l'altitude de vol du record (95 000 pieds), la vitesse du son est d'environ 301 m/s.

La mesure par rapport au nombre de Mach me fait penser à l'utilisation d'un tube de Pitot avec des capteurs de pression statique et dynamique (de type piézoélectrique il me semble). Quoi qu'il en soit, je trouve tout cela fort précis, ou fort approximatif... c'est selon.

Parce que Mach 6,83 (qui me paraît fort précis), c'est aussi pile 4600 mph ou 7400 km/h. Plutôt ronds ces chiffres... coïncidence ? Ma question est donc : comment mesure-t-on la vitesse de tels mobiles, et quelle est l'incertitude de mesure ? Une idée ?


Cordialement
-----

[Geb]

Bonjour,

En cours de développement au Lawrence Livermore National Laboratory (LLNL), en collaboration avec l'Université du Maryland : le projet Hypersoar, qui remonte à 1997.

- Sur le site de la "Federation of American Scientists" : http://www.fas.org/programs/ssp/man/...hypersoar.html

Voir aussi les liens en bas de cette page (datés des 20 septembre 1997 et 10 septembre 1998).

- Sur le site du LLNL : https://www.llnl.gov/str/Carter.html

- Un dossier de 4 pages sur le site FirstScience.com : http://www.firstscience.com/home/art...lane_1342.html

- La page Wikipedia sur le sujet : http://en.wikipedia.org/wiki/HyperSoar


Bonne lecture.

[Geb]

Bonsoir à tous,

Pour ceux que ça intéresse, j'ai été fouiner un peu pour dénicher ce qui nous attend dans les années à venir en matière de vol hypersonique.

On a déjà parlé du premier vol du X-51 qui devrait avoir lieu, sauf report éventuel, dans les deux prochaines semaines.

Ensuite vient les tests dûs à la poursuite du programme HIFiRE qui a déjà effectué deux des dix vols prévus à savoir :

- HIFiRE-0 le 7 mai 2009,
- HIFiRE-1 le 22 mars 2010.

D'après cette page web, le reste des essais devrait se dérouler dans cette ordre :

- HIFiRE 2, 3, 5 : mars 2011,
- HIFiRE 7 : octobre 2011,
- HIFiRE 4, 6 et 8 (celui de la vidéo) : mars 2012.

HIFiRE 9 devrait avoir lieu dans le courant de l'année 2013.

Autre chose à surveiller de près, toujours dans le cadre du programme HIFiRE : l'amélioration des tests au sol. Notamment le tunnel X3 de l'Université du Queensland, qui est toujours en cours de modification, en ce moment même, pour pouvoir simuler les conditions de vol à Mach 14. L'objectif est de faire voler un moteur autonome, ou dans le meilleur des cas, un drone, à Mach 14 (Australie) ou 15 (Etats-Unis) pour 2020.


Une décennie riche en progrès je l'espère !

[Geb]

Bonsoir,

J’ai trouvé un article intéressant sur le site de la société Uniquest :

UQ researchers signal major advance in flight efficiency

Au-delà de son lien direct avec les vols hypersoniques, cet article nous renseigne sur la genèse du "Free-Piston Shock Tunnel" (communément appelé Stalker Tube ou abrégé en FPST, dans les publications scientifiques). Les FPST’s sont utilisés de façon extensive, notamment à Queensland.

Un article plus récent (2007), sur le même sujet :

Effect of Boundary Layer Thickness and Entropy Layer on Boundary Layer Combustion


Bonne lecture

[Geb]

Bonsoir,

Je suis parvenu à trouver un rapport complet, datant de 1989, sur le programme NASP intitulé : "Hypersonic Technology for Military Application".

Je ne l’ai pas encore lu en entier, mais en page 68, un paragraphe (2.8.1. Test requirements) a attiré mon attention :

In stagnation regions of a hypersonic vehicle at high altitudes, atmospheric oxygen begins to dissociate above about Mach number 7. Both oxygen and nitrogen are almost fully dissociated at Mach number 15, and ionization becomes important at Mach numbers approaching 20.

Cela expliquerait les deux étapes distinctes, définies par la NASA. D’abord le X-51A, qui ne devrait pas dépasser Mach 7. Ensuite, ce projet de moteur autonome ou de drone à Mach 15. Par après, si on suit ce schéma, on pourrait s’orienter vers des véhicules capables de frôler Mach 20. Qu'en pensez-vous ?


Cordialement

[Carcharodon]

Cela expliquerait les deux étapes distinctes, définies par la NASA. D’abord le X-51A, qui ne devrait pas dépasser Mach 7. Ensuite, ce projet de moteur autonome ou de drone à Mach 15. Par après, si on suit ce schéma, on pourrait s’orienter vers des véhicules capables de frôler Mach 20. Qu'en pensez-vous ?

ba effectivement, le principal problème actuel , c'est que les scramjet qu'on est capable de construire sont limités a une enveloppe de vol assez spécifique.
Si il fonctionne a mach 3 alors il crame a mach 8
Si il fonctionne à mach 8, alors il ne peut pas s'allumer avant.

il faut être capable de :
1) refroidir (très fortement pour les hautes vitesses) le flux entrant
2) modifier la position des injecteurs en cours d'utilisation
3) modifier la forme de la chambre en cours d'utilisation

les trois a la fois afin d'avoir un scramjet capable de s'exprimer sur une large plage d'utilisation.

Donc, actuellement, les scramjet sont testés sur différentes plages, mais sont spécifiques a ces plages, et il n'y a pas moyen de les faire fonctionner sur l'ensemble d'un vol de mise en orbite, seulement sur une petite partie.
D'où la segmentation des tests.

En tout cas tu me fais voir que ça s'agite beaucoup sur le sujet.
Je ne savais pas que c'était a ce point, c'est de bonne augure !

[Geb]

Bonsoir Carcharodon,

En tout cas tu me fais voir que ça s'agite beaucoup sur le sujet.
Je ne savais pas que c'était a ce point, c'est de bonne augure !

Je m'étonne moi même de tout ce qu'il y a à dénicher comme projets en cours de développement.

La NASA avait lancé à la fin des années 1990 le "Next Generation Launch Technology Program" sous l'égide du Marshall Space Flight Center de la NASA à Huntsville. Il devait conduire plusieurs projets en parallèle au sujet des fameux "air-breathing engines" : le TBCC/RTA et le RBCC/Istar.

- Le premier concerne le "Turbine-Based Combined Cycle (TBCC) engine project" à travers le "Revolutionary Turbine Accelerator" développé au Glenn Research Center.

- Le second concerne le "Rocket-Based Combined Cycle (RBCC) engine system" a travers l' "Integrated System Test of an Air-breathing Rocket" développé par le RBCCC ou Rocket Based Combined Cycle Consortium.

Les sociétés privés en concurrence devaient livrer leurs premiers prototypes pour l'année 2025. Mais depuis plus de nouvelles.

Voilà un document très intéressant, pour compléter celui sur les lanceurs du futur :

Propulsion systems for hypersonic flight

Ce à quoi je fais référence (TBCC puis RBCC), se trouve de la page 11 à la page 15.

On y trouve également (en page 8) un schéma du corridor de vol d'un moteur hypersonique, ainsi que la limite (légèrement supérieure à Mach 25) au-delà de laquelle la poussée d'un superstato ne permet plus d'accélérer un appareil.


Bonne lecture.

[Carcharodon]

On y trouve également (en page 8) un schéma du corridor de vol d'un moteur hypersonique, ainsi que la limite (légèrement supérieure à Mach 25) au-delà de laquelle la poussée d'un superstato ne permet plus d'accélérer un appareil.

c'est ça qui fait espérer un jour une réelle utilisation de cette technologie : on sait que, théoriquement (pour l'instant), il peut s'exprimer de mach 2 a mach 25 (plus probablement en pratique ce serait mach 3 a mach 20), ce qui couvre en fait la grande majorité de la plage d'accélération nécessaire pour passer du sol a l'orbite.
Sachant qu'accélerer de mach 20 a mach 25 requiert considérablement moins d'ergols que d'aller de mach 0 a mach 5.
Je pense que vous devinez pourquoi, dès lors, c'est le plus tôt possible qu'il faut pouvoir allumer le stato.

Aujourd'hui , ça n'est que sur le papier, mais il y a bon espoir que ça n'y reste pas.
Néanmoins, attention, faire la "jonction" entre les différents segments peut s'avérer extrêmement complexe voir, peut être, impossible, au moins tant qu'on a pas fait de bond technologique probant, dans la mémoire de forme en particulier et aussi dans la résistance des matériaux (températures épouvantables au delà de MACH 15).

[Geb]

Bonsoir,

A propos de la température de surface de tels engins : à altitudes égales, c’est 1000°C à Mach 5, 2000°C à Mach 7. A des vitesses supersoniques, la température augmente comme le carré de la vitesse.

A Mach 8, c’est 2700°C à la surface de l’appareil, mais 3000°C dans la chambre de combustion. C’est pourquoi le composite tungstène/cuivre développé pour le HIFiRE 8, qui doit voler en mars 2012, n’est pas prévu pour résister à 3000°C pendant plus d’une minute.

J’ai trouvé un article intéressant sur le site de la société Uniquest :

UQ researchers signal major advance in flight efficiency

Cette étude, parue dans l’édition de Novembre-Décembre 2000 du Journal of Spacecraft and Rockets, permet d’être optimiste. En voici la première page :

Hypervelocity Skin-Friction Reduction by Boundary-Layer Combustion of Hydrogen


On peut y lire :

However, the numerical simulation indicated that injection with combustion caused a reduction of approximately 50% in the skin-friction coefficient, whereas the experiments yielded an even greater effect, with the reduction in skin-friction coefficient reaching 70-80% of the values of skin friction with no injection

Un article plus récent (2007), sur le même sujet :

Effect of Boundary Layer Thickness and Entropy Layer on Boundary Layer Combustion

Outre l'article susmentionné, on trouve dans les références de cette publication de 2007, une autre étude (2005) dont voici l'article complet :

Skin Friction Reduction in Hypersonic Turbulent Flow by Boundary Layer Combustion

Dans l'introduction on peut lire :

A significant reduction in skin friction may be expected to have major effects on the design of hypersonic vehicles. For example SCramjet propelled vehicles will require intakes with very large capture areas and, consequently, the engine flow path is expected to dominate the design of the vehicle. A halving of viscous drag would constitute a similar reduction in the required capture area, leading to a theoretical reduction in engine size by a factor of 0.71. Alternatively, flying at higher altitudes could reduce heat transfer levels without reducing engine size.

La réduction de 50 % de la traînée de frottement, obtenue par la combustion d'hydrogène dans la couche limite entre flux laminaire et turbulent, permettrait selon les expériences menées à Queensland :

- de réduire de 29 % la taille du moteur pour une même poussée.
- sans altérer sa taille, de faire fonctionner le moteur à plus hautes altitudes (réduisant ainsi les problèmes d'échauffement).

Néanmoins, attention, faire la "jonction" entre les différents segments peut s'avérer extrêmement complexe voir, peut être, impossible, au moins tant qu'on a pas fait de bond technologique probant, dans la mémoire de forme en particulier et aussi dans la résistance des matériaux (températures épouvantables au delà de MACH 15).

Bien sûr, l'échauffement à Mach 15 reste phénoménal, mais les articles que j'ai cité ici paraissent, pour le moins, très encourageants pour l'étape qui nous attend, avec le HIFiRE 8 en 2012 (Mach 8 pendant 60 secondes).


Cordialement

[Geb]

Bonjour,

Alex Lopez, vice président du département Advanced Network and Space Systems de Boeing s’est exprimé le 13 avril dernier, à l’occasion du Space Foundation’s 26th National Space Symposium, à propos de l’avancement du programme X-51.

Guy Norris, journaliste d’Aviation Week nous en apprend un peu plus sur ce qui s’est dit alors :

Boeing says the first X-51A test may now take place in May, having twice seen scheduled attempts in March and April scrubbed because of re-prioritization of the B-52 to other tests.

On savait déjà pour le test du 17 mars, reporté à la mi-avril. Il n'aura finalement pas lieu puisqu'il est reporté au mois de mai. En espérant que cette fois sera la bonne


Cordialement

[Carcharodon]

Au moins, le report n'est pas du au X-51 mais a son avion porteur !
J'imagine comment ça doit piaffer autour de l'engin !

[Geb]

Bonjour,

Le programme HiFIRE va permettre la mise au point du moteur REST (Rectangular-to-Elliptical Shape Transition). Sur la base des résultats obtenus par HIFiRE, les américains vont développés leur propre moteur REST comme objectif du programme américain Falcon Combined‐cycle Engine Technology (FaCET) qui devrait conduire à la mise au point d’un statoréacteur à la fois à combustion subsonique et supersonique.

Le programme FaCET est un rescapé du programme Blackswift (Mach 6+) qui a été abandonné en octobre 2008 lorsque les fonds alloués ont été réduit de 120 à 10 millions de dollars américains pour l’année fiscale 2009.

En fait, le développement de l’avion hypersonique a été abandonné, mais pas celui de son système de propulsion. Le Blackswift était censé utilisé un cycle combiné de type TBCC (Turbine-Based Combined Cyle). Le turboréacteur lui est le fruit du programme High Speed Turbine Engine Demonstration (HiSTED) matérialisé avec succès par le fameux moteur YJ102R.

En attendant de servir de booster à un moteur FaCET d’avion hypersonique, le YJ102R servira de base au programme Revolutionary Approach To Time-critical Long Range Strike (RATTLRS).

Le développement du Blackswift devait passer par 3 phases de développement, celui des Hypersonic Technology Vehicles : le HTV-1 (abandonné en 2007), le HTV-2 (le premier vol a eu lieu jeudi dernier) et ensuite le HTV-3X Blackswift (abandonné en octobre 2008).


Cordialement

[Geb]

Bonjour,

On pourrait aussi décortiquer ce très bon article de 2006 sur le site Flightglobal.com :

Hyper activity: Hypersonics research in the USA

Notamment, plus d'infos, délivrées par Craig Johnston des Skunk Works de Lockheed, sur le YJ102R :

Key to RATTLRS - and certain other high-speed concepts - is a turbine engine able to operate to speeds of M3-4, beyond the normal limit of M2.5. Developed by Rolls-Royce's Liberty Works, the YJ102R turbojet has six times the specific power of the Lockheed SR-71's Pratt & Whitney J58. "That was a cruiser this is an accelerator. It does it a 6% of the weight, 25% of the diameter and 20% of the length - and it's dry: the SR-71 needed afterburner to accelerate and to cruise," says Ash.

In size and shape RATTLRS resembles an SR-71 nacelle, but the engine is much smaller, just 330mm (13in) diameter. "The J58 was four times the size, but only two times the dry power," says Johnston. Although similar, the flowpath is significantly simpler while maintaining performance that is hard to beat even today, according to Lockheed. "The SR-71 had a fairly complex flowpath and 1960s controls. We have very modern aerodynamics and control software," he says.

The "secret sauce", says Johnston, is Lamilloy, an R-R-developed material made from laminated layers of perforated metal through which compressor bleed air is blown to provide transpiration-like cooling of combustor and turbine components. "Lamilloy can operate at very high temperatures, so air goes to thrust not cooling," he says.

Cordialement

[Carcharodon]

le HTV-2 (le premier vol a eu lieu jeudi dernier)

hey ! mais c'est un échec (au passage merci pour l'info) : le truc ne répondait plus après 9 minutes.

However, reports in the April 23, 2010 SpaceflightNow.com article “New Minotaur rocket launches on suborbital flight,” that about nine minutes into the flight, contact was lost between the ground controllers and the vehicle.

The SpaceflightNow.com article states that the HTV-2a “… apparently did not complete all of its planned maneuvers to demonstrate new hypersonic flight systems.”

In a statement provided by DARPA: “Preliminary review of technical data indicates the Minotaur Lite launch system successfully delivered the Falcon HTV 2 glide vehicle to the desired separation conditions. The launch vehicle executed first of its kind energy management maneuvers, clamshell payload fairing release and HTV 2 deployment." [SpaceflightNow]

The DARPA statement, via SpceflightNow, did not indicate whether any test maneuvers were completed before contact was lost. A second test flight, supposedly of Falcon HTV-2b, is scheduled for sometime in 2011.

En gros, ils ont perdu le contact après la séparation du HTV.
Donc le test de rentrée contrôlée n'a pas eu lieu.
rdv en 2011 pour le prochain essai en vol.

[Geb]

Bonsoir,

En 9 minutes, l'équipe aux sols avait quand même eu le temps d'obtenir des données. Pour ma part, j'appellerais ça un échec partiel.

Dans le domaine, comme échec, il y a pire. L'exemple le plus flagrant qui me vient à l'esprit, c'est l'échec du 22 août 2008, avec les expériences Hypersonic Boundary Layer Transition (HYBOLT) et Sub-Orbital Aerodynamic Re-entry Experiment (SOAREX).

The NASA Rocket Failure – Routine Access to Space Still Not Available, But We’re Getting Closer


Cordialement

[Geb]

Contrairement au X-43 A, le X-51 A utilisera le carburant JP-7 (celui utilisé en son temps sur le SR-71) en lieu et place de l’hydrogène.

Je me suis documenté sur le pionnier en matière de superstato propulsé par des hydrocarbures, comme l’est le X-51A. Il s’agit du programme HyFly.

Le démonstrateur HyFly utilise un moteur DCR (Dual-Combustion Ramjet) développé au Applied Physics Laboratory de la Johns Hopkins University, dans le cadre du programme Hypersonic Weapon Technology initié par l'US Navy dans les années 80.

Source : APL Advances Propulsion Technology For Hypersonic Missile Applications

Le programme fut un succès complet, lorsque le 30 mai 2002, les tests au sol démontrèrent l’obtention d’une poussée net positive avec le premier statoréacteur à combustion supersonique alimenté par des hydrocarbures (du JP-10 dans ce cas).

Source : Hypersonics Flight Demonstration program (HyFly)

Ensuite, débutèrent les tests du programme Freeflight Atmospheric Scramjet Test Technique (FASTT) employant la technique (peu onéreuse) utilisée par les Australiens pour le programme Hyshot. Le premier lancement du véhiculé non-propulsé eu lieu à bord d’une fusée Terrier-Orion améliorée, le 18 octobre 2003. Un deuxième test eu lieu dans des conditions identiques, le 16 avril 2004. Enfin, l’apothéose eut lieu le 10 décembre 2005, toujours dans le cadre du programme FASTT, lorsque le DCR alimenté par son carburant JP-10, fonctionna en vol pendant 15 secondes.

Le programme du missile de croisière HyFly proprement dit, débuta le 26 janvier 2005, lors du largage à partir d’un F-15E, d’un modèle non-propulsé. Un autre test non-propulsé, le 26 août 2005, testa avec succès la seule phase d’accélération, durant laquelle le propulseur à poudre accéléra le HyFly jusqu’à Mach 3.

Source : Boeing HyFly

Finalement, le premier vol propulsé eut lieu en septembre 2007, mais un problème de logiciel empêcha le moteur de dépasser Mach 3,5. Le 16 janvier 2008, un deuxième vol propulsé eut lieu, mais cette fois, c’est une pompe à carburant défaillante qui entraîna l’échec de la mission.

Source : Boeing seeks DARPA funds for third HyFly flight

Heureusement, Boeing obtint des fonds de la DARPA le 25 septembre 2008, à hauteur de 18,3 millions de dollars américains, pour effectuer un troisième test en vol pour le mois de novembre 2010.

Source : - Boeing to Build, Test Darpa HyFly Flight Test Vehicle
- Boeing Receives Contract For Third Mach 6 Hypersonic Missile Test


Wait and see...

[Geb]

Bonjour,

En mars 2009, la NASA et les laboratoires de recherches de l'Air Force avaient désigné 3 centres nationaux sur la science hypersonique :

NASA and Air Force Designate National Hypersonic Science Centers

The University of Virginia is designated the National Center for Hypersonic Combined Cycle Propulsion. It will lead a team specializing in air-breathing propulsion research. Team members include researchers from the University of Pittsburgh in Pennsylvania; George Washington University in Washington; Cornell University in Ithaca, N.Y.; Stanford University in Palo Alto, Calif.; Michigan State University in East Lansing; the State University of New York at Buffalo; North Carolina State University in Raleigh; ATK GASL Inc. in Ronkonkoma, N.Y.; the National Institute of Standards and Technology in Gaithersburg, Md.; and The Boeing Company in Huntington Beach, Calif.

Teledyne Scientific & Imaging LLC is designated the National Hypersonic Science Center for Hypersonic Materials and Structures. Team members include researchers from the University of California at Santa Barbara, the University of Colorado in Boulder, the University of Miami in Florida, Princeton University in New Jersey, Missouri University of Science and Technology in Rolla; the University of California at Berkeley and the University of Texas at Arlington.

Texas A&M University is designated the National Center for Hypersonic Laminar-Turbulent Transition. It will specialize in boundary layer control research. Team members include researchers from the California Institute of Technology in Pasadena; the University of Arizona in Tucson; the University of California at Los Angeles; and Case Western Reserve University in Cleveland.

Un peu comme l'Université du Queensland et ses Hypersonics News, j'espère que c'est sous forme de communiqués de presse sur les sites de ces trois organismes qu'on pourra aller glaner des infos à l'avenir.


Cordialement

[Geb]

Bonjour,

Des nouvelles du boulot accompli au National Center for Hypersonic Combined Cycle Propulsion à l'Université de Virginie sous la direction de Jim McDaniel :

As currently envisioned, the new aircraft would take off from a runway like an airplane, accelerate to Mach 12, soar to a maximum altitude of 100,000 feet, travel extreme distances and return to land on a runway. It would be operated remotely or, eventually, by on-board pilots. (...) The new hypersonic aircraft – which will be perhaps 15 years in the making – could be used by NASA as a highly efficient means to launch rockets and their payloads into space from the new aircraft, and also by the Air Force for long-range strike missions.

Source : U.Va. to lead New $10 Million Center for Hypersonic Propulsion

Un article plus récent (19 avril 2010) concernant le même programme, et qui se concentre un peu plus sur l'application à un TSTO (two stage to orbit vehicle) :

All that may be accomplished in approximately twenty years from now with a two stage to orbit vehicle, capable of flying at hypersonic speeds, greater than five times the speed of sound, as depicted in Figure 1. At an altitude of about 80 km (about 50 miles) the second stage would separate from the first and continue to accelerate by using conventional rocket propulsion until it reaches orbital speed. The first stage would then return to an airport. Such a re-usable aircraft would be able to take off and land controlled, on any runway on the earth, unlike the presently used space shuttle, which is only able to glide back to specific landing sites. Not only would this new two-stage vehicle be used for space travel, its first stage could also be used as a civil aircraft.

Source : Airforce and NASA Works With UB to Develop a Future Hypersonic Aircraft


Bonne lecture

[Geb]

Bonjour,

Modifier la forme de la chambre n'est pas absolument nécessaire. Il existe une autre solution, la seule utilisée actuellement, c’est de moduler la position des injecteurs de carburant à l’intérieur de la chambre de combustion, le long des supports de la structure.

Je viens de trouver, sur le site du bureau des brevets des Etats-Unis d'Amérique, ce qui semble être le premier brevet concernant ce type de statoréacteur pouvant assurer par ce moyen, la transition entre combustion subsonique et supersonique :

Dual Mode Supersonic Combustion Ramjet Engine

Il s'agit au premier coup d'œil, d'une invention dont la demande de brevet a été déposé le 14 novembre 1969 et accepté le 6 juin 1972. Apparemment, les inventeurs sont Edward T. Curran et Frank D. Stull, lorsqu'ils travaillaient à l'Aero Propulsion Lab de l'U.S. Air Force sur la base de Wright-Patterson à Dayton, dans l'Ohio.

Le résumé (abstract) du brevet :

A supersonic ramjet having a fixed-geometry combustion chamber. The ramjet engine is operated in the subsonic mode by injecting fuel injectors located in a uniform cross-section portion of the combustion chamber and in the supersonic mode by injecting fuel in fuel injectors located upstream of the subsonic injectors in an adjacent expanding portion of the combustion chamber.

Un passage plus explicite :

According to this invention use is made of the main supersonic ramjet engine duct for propulsion at lower speeds.

A combustor with a fixed geometry has one parallel combustion section with a substantially uniform cross section along its length. Fuel is injected into this section and the flame is stabilized on recessed flameholders. As the fuel burns it causes choked flow in this section wich sends a shock wave upstream to convert the normal supersonic flow through the combustor to subsonic flow. For transition from subsonic mode to the supersonic mode, fuel is injected into a diverging section upstream of the parallel section which causes the shock to move downstream until it is ejected from the engine. In the final transition to supersonic mode, fuel is supplied only to the upstream injectors.

Cordialement

[Geb]

Bonsoir,

Ce que m’évoque la possibilité d’associer d’une part, le turboréacteur YJ102R, et d’autre part, le statoréacteur à combustion duelle (comme ce devait être le cas si le programme HTV-3X Blackswift avait été poursuivi jusqu’au prototype), c’est le moteur hybride turboréacteur/statoréacteur du SR-71 (Mach 3,5). Sauf que le statoréacteur J-58 date de la fin des années 50, et que la technologie développée pour l’équivalent d’un Blackswift est encore à peaufiner.

Néanmoins, ce qui se profile d’ici une vingtaine d’année, c’est un bombardier (avec ou sans pilote) de la taille d’un avion d’interception (typiquement 15 à 20 m de long), capable d’atteindre, au moins, les performances du X-15 du 19 novembre 1961 : Mach 6 à 30 000 m d’altitude. Tout cela avec la capacité d’opérer comme un SR-71, notamment de décoller d’un aéroport (ce que le X-15 était incapable d’accomplir).

Avec de telles performances attendues, 20 ans à patienter c’est long (mais compréhensible vu les difficultés techniques). Je prendrai mon mal en patience et me réjouis déjà de pouvoir contempler les premières photos d’une telle bête de course (et le mot est faible). Ce qui ne me rassure pas c’est qu’en 2001 on l’attendait pour 2016/2018, et qu’en 2010 on nous parle plutôt de 2030.

Mais cette fois, j’ai l’espoir que je n’aurais pas à vivre la déception du quidam passionné des États-Unis et d’ailleurs qui avait assisté à l’abandon du fabuleux (sur le papier) programme X-30 après 7 ans de déboire (et 3 milliards de dollars d’investissements) suivant l’annonce de Reagan en 1986. Pour ma part, j’étais trop jeune pour m’en attrister. Par contre, je suis heureux de vivre, depuis le Hyshot en 2002, l’ère des investissements (presque tous) payants et des résultats concrets (avec une grosse contribution des Australiens). Espérons que cela continue.


Cordialement

[Geb]

Bonsoir,

J'ai appris qu'un avion "à peine" hypersonique, c'est-à-dire volant à Mach 5 en vitesse de croisière, et ce pendant 2 heures, devrait supporter une charge thermique équivalente à 1000 fois celle que subit la navette spatiale américaine pendant son court séjour dans l'atmosphère terrestre en phase de rentrée depuis l'orbite basse.

Il y a trois façons de se débarrasser de la chaleur accumuler : la dissipation (heat sink en anglais), l'ablation et la radiation. Je me suis documenté ces derniers temps sur ce qui se fait de mieux en matière de céramique (UHTC pour Ultra-High-Temperature Ceramic). Je suis tombé sur de nombreux articles qui parlent tous du même composite :

Sandia develops ultra-high-temperature ceramics to withstand 2000 degrees Celsius

Oxidation of ZrB₂–SiC Ultrahigh-Temperature Ceramic Composites in Dissociated Air

Refractory diborides of zirconium and hafnium


Bonne lecture

[Geb]

Bonjour,

Pour ceux que l’histoire de la recherche en hypersonique intéresse, j'ai lu et relu ces dernières semaines un superbe bouquin de la NASA disponible en pdf :

Facing The Heat Barrier

On a là les grandes lignes de la recherche (surtout américaine), de la soufflerie de 1908 de Ludwig Prandtl, père de l’aérodynamique moderne, au deuxième vol du X-43A en novembre 2004.


Cordialement

[Carcharodon]

Bonsoir,

J'ai appris qu'un avion "à peine" hypersonique, c'est-à-dire volant à Mach 5 en vitesse de croisière, et ce pendant 2 heures, devrait supporter une charge thermique équivalente à 1000 fois celle que subit la navette spatiale américaine pendant son court séjour dans l'atmosphère terrestre en phase de rentrée depuis l'orbite basse.

Ça dépend complètement de l'altitude
Y a deux "murs", en fait.
le premier arrive entre 55 et ~40 km : la, la pression statique est assez faible et du coup la pression dynamique n'est pas très importante (produit de la pression statique par la vitesse).
Par contre ca chauffe énormément a cause de la friction a haute vélocité et ça donne un plasma très chaud (~2000° sur le Shuttle, et pas loin de 10.000° devant l'onde de choc.)
cependant, a cette étape, ça ne freine pas énormément (1 a 1.5G), alors que ça chauffe énormément.

puis, aux environs de mach 7, 40 km d'altitude, la température commence a chuter rapidement alors que la pression dynamique augmente beaucoup : c'est a ce moment la qu'on prend le plus de G (jusqu'a 3.5), alors que la température est déjà très fortement redescendue.
Et on a vraiment l'impression de rentrer dans une couche beaucoup plus dense.

Si l'engin vole a mach5 a 40 km d'altitude, sa température sera de quelques centaines de degrés (2 a 3 maxi je pense, je testerais ce que ça donne sur orbiter).

Alors c'est sur que voler 2 heures dans ces conditions, il faut un revêtement qui résiste pendant cette durée, mais les contraintes sont très nettement moins sévère que les 2 ou 3 minutes ou la navette se transforme en torche : il n'y a pas de formation d'une 1/2 bulle de plasma autour de l'appareil.
Avec les matériaux modernes, ça doit pouvoir s'envisager correctement.

[Geb]

Bonjour,

Voler à plus basse altitude induit une plus grande poussée (plus d’oxygène pour alimenter les moteurs), ce qui conduit à un meilleur rapport entre la poussée et la traînée (les deux principaux facteurs limitant la vitesse maximale envisageable avec un statoréacteur à combustion supersonique) et, enfin, à une meilleure accélération.

Si l'engin vole a mach5 a 40 km d'altitude, sa température sera de quelques centaines de degrés (2 a 3 maxi je pense, je testerais ce que ça donne sur orbiter).

Il est vrai qu'un mobile ne doit pas voler trop bas, afin de limiter l’échauffement. Cependant, il me semble que dans le cas des futures avions qui voleraient seulement à Mach 5, la température ne serait pas le plus gros problème. Il me semble d’ailleurs que l’altitude de croisière typique d’un tel avion est plutôt de 100 000 pieds, soit environ 30 km d’altitude.

Alors c'est sur que voler 2 heures dans ces conditions, il faut un revêtement qui résiste pendant cette durée, mais les contraintes sont très nettement moins sévère que les 2 ou 3 minutes ou la navette se transforme en torche : il n'y a pas de formation d'une 1/2 bulle de plasma autour de l'appareil.

Un autre problème, dans le cas d'un aéronef à haute vitesse, c’est la résistance des matériaux aux vibrations aérodynamiques. La fréquence propre de la vibration va de plus changer au fur et à mesure que le véhicule va accélérer et perdre son poids en carburant.

Les véhicules waveriders ont des ailes, et les ailes ont aussi leurs fréquences propres. Si la fréquence d’oscillation aérodynamique est à un moment donné égale à celle à laquelle les ailes sont sujettes à fléchir, les efforts aérodynamiques pourraient alors arracher les ailes. Il faut donc que les matériaux aient une rigidité suffisante pour résister aux efforts vibratoires et que le véhicule puisse voler assez haut pour limiter le problème.

Avec les matériaux modernes, ça doit pouvoir s'envisager correctement.

Bien sûr, la notion de charge thermique (en J/m²/s ou W/m²) est bien plus appropriée, étant donné que la température est influencée par énormément de facteurs. Mais pour exemple, les tuiles de la navette spatiale américaine résistent à une température maximum de 1650°C, les composites à base de diborides de zirconium et d'hafnium à 2100°C et les composites basés sur l'évaporation de cuivre dans une matrice
de tungstène à près de 3000°C (soit Mach 8 à 30 000 mètres d'altitude).

Pour atteindre des vitesses plus élevées, on devrait soit augmenter l'altitude de croisière, soit disposer d'une couche épaisse de protection thermique ablative, ou encore d'un lourd système de refroidissement actif.


Cordialement

[Geb]

Bonjour,

Lockheed Martin et Boeing, notamment, collaborent déjà avec le gouvernement américain depuis des décennies pour passer du missile hypersonique au chasseur et bombardier hypersoniques, en passant par le planeur hypersonique, dernières étapes vers un projet viable d’avion spatial, qui ferait en soit, figure de Saint-Graal.

J’ai appris par ailleurs que des entreprises allemandes et italiennes se sont jointes au consortium mené par l’Université australienne du Queensland pour assurer une synergie dans le développement des nouvelles technologies ayant traits aux vitesses hypersoniques.

Mais puisque les entreprises américaines, en grande partie pionnières en la matière, ont décidé de faire cavaliers seuls, avec plusieurs programmes de recherche équivalents, menés en parallèle, j’en viens à me demander : "Mais que fait l’Europe ?"

Des sociétés de l’envergure d’EADS ou d’Arianespace ne devrait-elle pas faire quelque chose ? En effet, si dans les deux ou trois décennies qui viennent, les Américains, les Russes, les Australiens atteignaient ce nouveau stade de l’industrie aérospatiale, qui rendrait largement obsolète une grande partie des technologies précédentes, l’industrie européenne dans son ensemble, se retrouverait, encore une fois, dans un rôle de suiveur, durablement incapable de développer ce concept, et réduite à acheter les produits étrangers.

Alors quid ?

[Geb]

Bonsoir,

Les relations utilisées pour prédire l’échauffement du système de protection thermique d’un astronef en phase de rentrée atmosphérique sont, à l’heure actuelle, soit empiriques, soit applicables dans des conditions particulières uniquement.

Pour disposer d’un modèle théorique complet, et se passer des estimations indispensables jusqu’à aujourd’hui, il faudrait pouvoir comprendre l’interaction fine des molécules d’un flux d’air atmosphérique à vitesse hypersonique avec la surface du système de protection thermique.

Entre autres interactions, la dissociation des molécules (particulièrement celles d’oxygène et d’azote) par les ondes de chocs produites à l’avant d’un astronef durant sa rentrée atmosphérique favorise la catalyse de surface : les atomes se recombinent avec les molécules du composite charger d’isoler thermiquement le véhicule, ce qui a pour effet d’élever encore davantage sa température.

C’est à l’Université du Minnesota, seule université américaine membre du consortium cité dans mon dernier message, que le développement d’un modèle informatique de la catalyse de surface est mené :

Hypersonic Heating Rate Predictions


Cordialement

[Geb]

Bonjour,

(...) j’en viens à me demander : "Mais que fait l’Europe ?"

L’ESA et ses Etats membres ne font finalement pas grand-chose dans le domaine des véhicules à statoréacteurs. Du moins pas au niveau des médiatiques programmes australien et américain.

Cependant, les choses bougent en Europe, au moins sur un point : les systèmes avancés de protection thermique. Par exemple, depuis le succès du Atmospheric Reentry Demonstrator de l’ESA, le savoir faire de l’agence européenne en la matière est reconnu.

Toutefois, l’ARD n’était qu’un prélude. Son successeur, le programme IXV (Intermediate eXperimental Vehicle) est soutenu par 11 des 18 Etats membres de l’ESA : l’Allemagne, l’Autriche, la Belgique, l’Espagne, la France, l’Irlande, l’Italie, les Pays-Bas, le Portugal, la Suède et la Suisse.

Les autres Etats membres, ceux qui n’ont pas souhaité participer, sont donc : le Danemark, la Finlande, la Grèce, le Luxembourg, la Norvège, le Royaume-Uni et la République tchèque.

Ce programme s’inscrit dans la continuité des travaux effectués en 2005 par le centre aérospatial allemand (DLR) dans le cadre du programme SHEFEX (Sharp Edge Flight Experiment). Le programme va continuer d’ailleurs, avec un second vol prévu avant la fin du printemps de cette année.

Toutefois pour étayer mon argumentaire (un retard relatif de l'Europe en la matière), le pendant américain du programme SHEFEX allemand avait déjà été réalisé avec succès par la NASA, lors d’un premier vol en 1997, puis un deuxième en 2000, avec le programme SHARP B (Slender Hypervelocity Aero-thermodynamic Research Probes).

Plusieurs matériaux innovants dans le domaine de la protection thermique sont candidats à un test en vol sur le véhicule IXV. D’abord 3 d’entres eux que nous avons déjà mentionné :

- actively cooled systems,
- metallic matrix composites,
- ultra-high temperature ceramics,

Les autres candidats sont :

- ceramic nanostructures,
- self-healing oxidation protection,
- high-performance insulation,
- secondary protection layer systems,
- intermetallics,
- aged ceramics,
- smart thermal protection.
- borosilicon carbonitride (SiBN3C) polymer ceramic fibre technology,

Parmi ces candidats, le dernier de la liste, la fibre de carbonitrure de borosilicium (SiBN3C), est un revêtement prometteur si l’on en croit ces 2 articles :

B K-Edge XANES Spectra of Borosilicon Carbonitrides

These materials have characteristics of little mass loss up to 1700 °C under ambient pressure and outstanding resistance to oxidation under the oxygen partial pressure ranging from 0.4 to 2 x 10⁵ Pa.

Preparation of Polyorganoborosilazanes and Conversion into Ultra-High-Temperature Borosilicon Carbonitrides

(...) amorphous borosilicon carbonitrides stable at 1880°C (...) These prepared ceramics were not only thermally stable, but the oxidation resistance is also excellent at 1700°C in dry air and at 1500°C under reduced pressures.

Cordialement

[Carcharodon]

Salut Geb (y a que toi qui cause ici , mais c'est très interessant),

j'interviens pour donner "mon idée" d'un lanceur utilisant un statoréacteur.

1) 1er étage chimique classique (LH2 ou kérosène / LOX) largable, pour emmener l'engin d'une attitude verticale au sol, jusqu'à une attitude horizontale a 35 km d'altitude, a mach 4 ou 5.

2) 2ème étage largable / peut-être récupérable : utilisation du scramjet jusqu'a 70 km d'altitude / mach 20, avec une vitesse verticale moyenne aux alentours de 100 a 150 m/s.

3) 3ème étage : classique étage cryogénique, pitch up a 10° a l'allumage jusqu'a création d'une apogée a 200km d'altitude et circularisation d'orbite à cet endroit.

bien sûr, les problèmes induits sont multiples :

- faire fonctionner le scramjet sur une plage si large
- resister aux températures
- calculer si le frottement atmosphérique, qui impose d'injecter forcément plus de dV que si la majeure partie du vol se déroulait hors de l'atmosphère, n'annule pas l'intérêt du scramjet qui est censé être celui d'une réduction de la masse au décollage.

Une autre solution serait celle de l'avion porteur jusqu'au petit 2), mais il faudrait qu'il emporte une masse très conséquente et qu'il atteigne des performances proprement exceptionnelles.
Donc je n'y crois pas.
Sauf pour mettre en orbite des micro satellites.

Il me semble d'ailleurs que ça a déjà été fait, sans avoir besoin du scramjet (tir de satellisation a partir d'un avion porteur).
Peut-être, certainement même, dans ce cas de figure, le scramjet pourrait-il avoir une vraie place a prendre d'ici quelques temps.

[Geb]

Bonsoir,

1er étage (...) pour emmener l'engin d'une attitude verticale au sol, jusqu'à une attitude horizontale a 35 km d'altitude, a mach 4 ou 5.

2ème étage (...) utilisation du scramjet jusqu'a 70 km d'altitude / mach 20, avec une vitesse verticale moyenne aux alentours de 100 a 150 m/s.

Les 100 à 150 m/s de vitesse ascensionnelle proposée pour le deuxième étage me chagrine un peu. Pas le fait d’accélérer de Mach 4-5 à Mach 20, mais plutôt de le faire en 4 à 6 minutes, si c’est bien ce qui est suggéré. Soit, et c’est là le problème, une accélération comprise entre 12,6 m/s² (15 Mach en 6 minutes) et 20,2 m/s² (16 Mach en 4 minutes). N’est-ce pas un peu surestimé ?

En effet, l’accélération des moteurs à réaction diminue avec l’augmentation à la fois de la vitesse et/ou de l’altitude. Donc, mon hypothèse est qu’un turboréacteur accélère plus vite qu’un statoréacteur, qui accélère plus vite qu’un superstatoréacteur.

Il faudrait que je me documente sur l’accélération maximale, en palier, des avions militaires les plus rapides. J’ai trois avions en tête : le SR-71, le Mig-25 et le Mig 31. En ce qui concerne les statoréacteurs, je pense aux Leduc et autres Griffon français, sans oublier le missile X-7 américain. Si vous avez des infos sur les capacités de ces machines en matière d’accélération, n’hésitez pas à en faire part.

Pour fixer les idées, le missile du programme RATTLRS, équipé du meilleur turboréacteur du moment, ne devrait pas accélérer à plus de la moitié de l’accélération de la pesanteur terrestre :

(…) The program's goal is to build a vehicle, which has the potential to be developed into a tactical missile system, and which has the following characteristics: it uses a turbine engine, accelerates with 0.25g from subsonic speed to at least Mach 3, and cruises at Mach 3 for at least 5 minutes.

(…) If RATTLRS is to be further developed into a tactical missile, performance goals include a speed of Mach 4+, 0.5g acceleration, and 15+ minutes cruise time (implying a range of 1000+ km).

Tout cela étant dit, une accélération de 5 m/s² serait donc un exploit, au moins pour un superstatoréacteur. Mais je peux me tromper.

Cordialement

[Geb]

Bonsoir,

Il faudrait que je me documente sur l’accélération maximale, en palier, des avions militaires les plus rapides.

Je recherchais l’accélération maximale d’un avion supersonique (civile et/ou militaire), propulsé par un ou plusieurs turboréacteurs n’utilisant ni la postcombustion, ni un hybride turbo/statoréacteur pour les vitesses multi-supersoniques.

Je n'ai pas trouvé exactement ce que je cherchais :

Mirage 2000 vs F-16

Cependant, et pour fixer les idées...

A partir d’un vol en palier à Mach 0,9 et 12000 mètres d’altitude, un F-16 équipé de 2 missiles infrarouges est capable d’accélérer, avec la postcombustion à pleine charge, jusqu’à Mach 1,8 en 3 minutes. Dans le même temps et dans les mêmes conditions, un Mirage 2000 atteindra Mach 2,1.

La vitesse du son étant de 1062,3 km/h au niveau de la tropopause, le F-16 est capable de soutenir une accélération moyenne de 5,3 m/s² sur 3 minutes entre Mach 0,9 et Mach 1,8. Sur 3 minutes, le Mirage 2000 est capable de soutenir une accélération moyenne de 7,1 m/s² de Mach 0,9 à Mach 2,1.

(...) mon hypothèse est qu’un turboréacteur accélère plus vite qu’un statoréacteur, qui accélère plus vite qu’un superstatoréacteur (...) Tout cela étant dit, une accélération de 5 m/s² serait donc un exploit, au moins pour un superstatoréacteur. Mais je peux me tromper.

Ces nouvelles données me conforte dans ce que j'ai avancé plus haut. Je maintiens que l'accélération maximale qu'on peut attendre d'un superstato se situe en deçà de 5 m/s².

Cordialement