Le Northrop HL-10 est l'un des 5 appareils du Edwards Flight Research Center de la NASA (Dryda, Californie). Ces machines ont été construites pour étudier et tester les capacités de manœuvre et d'atterrissage en toute sécurité d'un avion à faible qualité aérodynamique après son retour de l'espace. Des études utilisant le HL-10 et d'autres appareils similaires ont été menées de juillet 1966 à novembre 1975.
Sur la base d'études théoriques au début des années 1950, un cône de nez émoussé a été reconnu comme la forme la plus optimale pour la tête de missiles balistiques prometteurs. Lors de l'entrée dans l'atmosphère, l'onde de choc détachée apparaissant devant l'appareil avec une telle tête réduit considérablement les charges thermiques et permet d'augmenter la masse de l'ogive en diminuant l'épaisseur des revêtements de protection thermique.
Les spécialistes du NACA qui ont participé à ces travaux ont constaté que cette dépendance est également conservée pour les demi-cônes. Ils ont également révélé une autre caractéristique: lors d'un écoulement hypersonique, la différence de pression d'écoulement sur les surfaces inférieure et supérieure crée une portance, ce qui augmente considérablement la maniabilité de l'avion lors de la sortie de l'orbite.
Les véhicules à corps porteur (ce schéma a reçu ce nom), en termes de caractéristiques de glisse, occupent une position intermédiaire entre les capsules balistiques et les avions orbitaux. De plus, l'utilisation de capsules de descente dans les engins spatiaux habités nécessite des coûts de lancement et de récupération importants. Les avantages des « boîtiers porteurs » comprennent une grande perfection de conception, une réutilisation, des coûts de développement inférieurs par rapport aux systèmes de vidéoconférence traditionnels, etc.
Spécialistes du Laboratoire. Ames, (ci-après le Centre Ames), un modèle de l'appareil sous la forme d'un demi-cône émoussé avec une surface supérieure plate a été calculé. Pour la stabilité directionnelle, il était censé utiliser deux quilles verticales, qui prolongent les contours du fuselage. Le vaisseau spatial renvoyé de cette configuration a reçu le nom de M2.
Des études similaires ont été menées au Langley Center. Les employés ont calculé plusieurs schémas pour un système de visioconférence avec un corps porteur. Le plus prometteur d'entre eux était le projet HL-10 ("Horizontal Landing"; 10 est le numéro de série du modèle proposé). L'appareil HL-10 avait une surface supérieure au milieu du navire presque ronde avec trois quilles, un fond plat et légèrement incurvé.
Compte tenu des performances élevées du vaisseau spatial, la NASA, en collaboration avec l'Air Force, a examiné en 1961 des propositions pour leur utilisation dans le programme lunaire pour le retour des astronautes. Cependant, les projets n'ont pas été acceptés. Malgré les coupures dans le financement des projets pilotes, ce travail s'est poursuivi grâce aux efforts de passionnés. Un modèle réduit d'avion a fait un modèle à l'échelle de l'avion et a effectué des tests de lancer. Un réel succès a permis de démontrer les enregistrements des tests à la direction des centres de Dryden et d'Ames. Le premier a alloué 10 000 $ du fonds de réserve pour la fabrication d'un appareil grandeur nature et le second a accepté de procéder à des essais aérodynamiques. L'appareil a reçu la désignation M2-F1.
Le modèle de six mètres était composé de tubes d'aluminium (structure de puissance) et de contreplaqué (corps). Une paire d'élevons a été montée sur le bord supérieur de la section de queue. Les quilles extérieures en aluminium étaient équipées de gouvernails. Les bons résultats des purges ont permis de démarrer les tests de roulage. Mais l'absence d'un outil d'overclocking adapté a contraint à l'achat d'une Pontiac à moteur forcé, qui permet une accélération du modèle de 450 kg à 160-195 km/h. Les contrôles avaient une faible efficacité et n'ont pas fourni la stabilisation requise du produit. Le problème a été résolu en éliminant la quille centrale et en améliorant les gouvernes.
Lors de plusieurs passages, le modèle a été élevé au-dessus du sol à une hauteur de 6 m. Le succès des tests a permis aux participants au projet de persuader le directeur du Dryden Center de décrocher le dispositif d'auto-planification de la voiture. Après cela, les tests de lancer du modèle ont commencé, l'appareil a été remorqué par un avion C-47 à une altitude de 3-4 km. Le premier vol en planeur a eu lieu le 16 août 1963. Dans l'ensemble, le M2-F1 a démontré une bonne stabilité et une bonne maniabilité.
Le vol spectaculaire du nouvel appareil, ainsi que le faible coût du travail effectué, ont permis d'élargir les travaux sur ce sujet.
Au milieu de 1964, l'agence aérospatiale américaine NASA a signé un accord avec Northrop pour la construction de deux véhicules réutilisables tout en métal sans ailes avec un corps autoportant. Les nouveaux véhicules ont été désignés HL-10 et M2-F2, qui différaient par le profil de la carrosserie.
En apparence, le M2-F2 reprenait essentiellement le M2-F1: un demi-cône avec une surface supérieure plane était équipé d'une paire de quilles verticales sans élevons externes, les gouvernails pouvaient être utilisés comme volets de frein. Pour élargir la vue, le cockpit a été déplacé vers l'avant et le nez a été vitré. Pour réduire la traînée et améliorer les conditions d'écoulement, le corps du modèle a été légèrement allongé. Dans la partie arrière du M2-F2, un volet ventral était placé pour le contrôle du tangage, la surface supérieure de la coque était complétée par une paire de volets élevons, qui assuraient le contrôle du roulis en antiphase.
La coque Northrop HL-10 était un semi-cône inversé avec un fuselage supérieur arrondi et un fond plat. De plus, il y avait une quille centrale. Dans la section de queue, deux élevons trapézoïdaux avec de petits boucliers ont été installés. Des panneaux d'équilibrage étaient montés sur les quilles extérieures et la quille centrale était un gouvernail fendu. Les panneaux d'équilibrage et les boucliers élevons ont été utilisés pour la stabilisation uniquement pendant les vols transsoniques et supersoniques. Lors du vol plané après la section active à une vitesse de M = 0, 6-0, 8, ils ont été fixés afin d'éviter une forte diminution de la qualité aérodynamique lors de l'atterrissage. La vitesse d'atterrissage estimée était censée être d'environ 360 km/h.
Les avions fusées étant développés dans des contraintes financières assez strictes, pour économiser de l'argent, les véhicules étaient équipés d'unités et d'éléments prêts à l'emploi: le train d'atterrissage principal était emprunté au chasseur F-5, le siège éjectable du chasseur F-106 siège, le support avant - de l'avion T-39.
L'instrumentation de l'avion se distinguait également par sa simplicité - lors des premiers vols, ils manquaient même de capteurs d'attitude. Les principaux instruments de mesure sont l'accéléromètre, l'altimètre, les capteurs de vitesse, de glissement et d'incidence.
Les deux véhicules étaient équipés d'un moteur XLR-11 (poussée de 3,6 tonnes), qui a été utilisé pendant une courte période sur l'avion X-15. Pour augmenter la portée lors d'un atterrissage d'urgence, les M2-F2 et HL-10 étaient équipés de moteurs-fusées auxiliaires à propergol liquide alimentés au peroxyde d'hydrogène.
Les réservoirs de carburant des modèles lors des essais de lancer étaient remplis d'eau pesant 1,81 tonne.
Le 12 juillet 1966 a lieu le premier vol plané du M2-F2. Le modèle pesant 2,67 tonnes a été séparé du B-52 à une altitude de 13 500 m à une vitesse de M = 0,6 (697 km/h). La durée du vol autonome était de 3 minutes 37 secondes. Le 10 mai 1967, un atterrissage d'urgence s'est produit. La raison de la perte de contrôle était le "Dutch step", au cours duquel l'angle de roulis était de 140 degrés.
Il a été décidé de restaurer l'appareil vétuste en modifiant la conception. Pour assurer la stabilité latérale du modèle, qui a reçu la désignation M2-F3, a installé une quille centrale et des blocs moteurs à réaction du système de contrôle.
Les essais de lancer ont été repris en juin 1970. Six mois plus tard, le premier vol a eu lieu avec l'inclusion d'un moteur de fusée à propergol liquide de maintien. Au stade final des tests, achevé en 1972, le M2-F3 a été utilisé pour résoudre diverses tâches auxiliaires, notamment le développement d'un système de télécommande dans le cadre du programme de la navette spatiale. Les caractéristiques de vol du modèle ont également été évaluées aux modes de vol d'altitude limite et de vitesse.
En décembre 1966, les tests de lancer du HL-10 commencèrent. Pour eux, le B-52 a également été utilisé. Le tout premier vol autonome a été compliqué par de graves problèmes - la contrôlabilité dans le sens transversal était extrêmement insatisfaisante, l'efficacité des élevons pendant les virages a fortement chuté. Le défaut a été éliminé par une révision importante des quilles extérieures, qui formaient un écoulement sur les gouvernes.
Au printemps 1968, les vols prévus du Northrop HL-10 se sont poursuivis. Le premier lancement du moteur de fusée à propergol liquide Sustainer a eu lieu en octobre 1968.
Le HL-10 a également été utilisé dans l'intérêt de la navette spatiale. Les deux derniers vols de l'appareil, effectués à l'été 1970, ont été consacrés à la pratique de l'atterrissage avec la centrale en marche. À cette fin, le XLR-11 a été remplacé par trois moteurs de fusée à propergol liquide au peroxyde d'hydrogène.
L'expérience a généralement été considérée comme réussie - les moteurs fonctionnant pendant l'atterrissage ont réduit l'angle de descente de 18 à 6 degrés. Cependant, le pilote de l'appareil a constaté que, malgré le travail des moyens de guidage au sol, il y avait quelques difficultés à déterminer le moment de mise en marche des moteurs-fusées.
Au cours de toute la période d'essai, le HL-10 a effectué 37 lancements. Dans le même temps, le modèle a établi des records d'altitude (27,5 km) et de vitesse (M = 1,86) pour les planeurs de fusée avec un corps porteur.
Caractéristiques tactiques et techniques:
Longueur - 6,45 m;
Hauteur - 2,92 m;
Envergure - 4, 15 m;
Superficie de l'aile - 14, 9 m²;
Poids à vide - 2397 kg;
Poids total - 2721 kg;
Masse maximale au décollage - 4540 kg (carburant - 1604 kg);
Centrale électrique - Moteur-fusée à quatre chambres Reaction Motors XLR-11 (poussée jusqu'à 35,7 kN);
Portée de vol - 72 km;
Plafond pratique - 27524 m;
Vitesse maximale - 1976 km / h;
Le coefficient de poussée par unité de masse est de 1: 0, 99;
Charge alaire - 304, 7 kg / m²;
Équipage - 1 personne.
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