Angara | URM-2

1. Généralités

Le Module de Fusée Universel de type 2, ou URM-2 (Универсальный Ракетный Модуль) existe en deux versions : une première pour équiper les lanceurs Angara-1.2 en tant que deuxième étage, et une seconde pour équiper les lanceurs Angara-A5 en tant que troisième étage.

Fig. 1.1 : Les deux versions de l'étage URM-2 :
pour Angara-1.2 (à gauche) et pour Angara-A5.
Crédit : Rousski Cosmos n°09-2020.

Une version URM-2M remplacera l'URM-2 sur les lanceurs Angara-A5M [1]. L'URM-2 est le seul étage d'Angara qui est produit sur le site de Moscou du GKNPTs Khrounitchev, et non au PO Poliot d'Omsk [2].

2. Descriptif technique

2.1. La version pour Angara-1.2

L'URM-2 pour Angara-1.2 (appelé 2A2S) a un diamètre de 2900mm et une longueur de 9244mm. Il est constitué, de haut en bas, de la jupe avant, du Module d'Agrégat (AM), du réservoir de kérosène, de la jupe inter-réservoirs, du réservoir d'oxygène et du moteur RD-0124A.

Fig. 2.1.1 : Schéma de l'URM-2 du lanceur Angara-1.2.
Crédit : Космический ракетный комплекс "Ангара", история создания.

1. Réservoir de kérosène
2. Réservoir de LOX
3. Ballons de pressurisation ChBN
4. Vanne de drainage du LOX
5. Vanne de drainage du kérosène
6. Vanne de remplissage du LOX
7. Vanne de remplissage du kérosène
8. Capteurs du SKZ et du SKURT du réservoir de LOX
9. Capteurs du SKZ et du SKURT du réservoir de kérosène
10. BRS-O
11. BRS-G
12. Capteurs (ISAD) des ChBN
13. Vanne de remplissage des ChBN
14. Capteurs de pression (ISAD) du réservoir de kérosène
15. Capteurs de pression (ISAD) du réservoir de LOX
16. Vanne pyrotechnique de pressurisation du réservoir de kérosène
17. Vanne pyrotechnique de pressurisation du réservoir de LOX
18. Moteur RD-0124A
19. Ballon ChBU
20. Capteur de pression (ISAD) du ChBU
21. Amortisseur du réservoir de kérosène
22. Volume additionnel de l'amortisseur
23. Vanne pyrotechnique
24. Vanne pyrotechnique
25. Capteur de pression (ISAD) de l'amortisseur
26. Vannes de retour
27. Col de chargement

Fig. 2.1.2 : Schéma de l'URM-2 du lanceur Angara-1.2.
Crédit : Космический ракетный комплекс "Ангара", история создания.

Le réservoir de kérosène est constitué d'un cylindre et de deux fonds sphériques, et il a une capacité de 8,696m3 et il est chargé avec 17 276kg de kérosène. Le réservoir d'oxygène est constitué d'un cylindre, d'un fond supérieur de forme sphérique et d'un fond inférieur formé d'un cône tronqué et d'une partie sphérique. Il a une capacité de 15,52m3 et il est chargé avec 6 896kg d'oxygène [3][6].

Les deux réservoirs sont maintenus sous pression avec des ballons ChBN (Шаробаллон Наддува) qui contiennent 15,8kg d'hélium et qui sont immergés dans le réservoir d'oxygène. L'oxygène est maintenue à 90K et le kérosène à une température comprise entre 253 et 283K [6].

La jupe inter-réservoirs est un cylindre de 2062mm de long. Elle abrite plusieurs éléments du Système de Contrôle (SU) et du Système de Télémesure Embarqué (BIK), les boîtiers de liaison bord-sol (BRS-E, BRS-O et BRS-G) et quatre fusées à ergols solides 15D4 de MKB Iskra pour freiner l'étage après la séparation de l'AM [3].

Fig. 2.1.3 : L'étage URM-2 du lanceur Angara-1.2.
Vol du 15 octobre 2022. Crédit : VKS.

Fig. 2.1.4 : Un modèle d'essai de l'URM-2 d'Angara-1.2.
Crédit : Rousski Cosmos n°01-2020.

Le Module d'Agrégat AM (Агрегатный Модуль) est un petit étage supérieur incorporé dans l'URM-2 qui réalise la mise sur orbite de la charge utile. Il a la forme d'un cône qui abrite deux réservoirs sphériques à membrane de 750mm de diamètre et 220L chacun. Le réservoir en position supérieure (BVDO) contient le peroxyde d'azote (N2O4) et celui en position inférieure (BVDG) contient l'UDMH. La quantité totale d'ergols embarquée est de 388kg [3][6].

La pression est fournie par un ballon d'hélium de 36L qui contient 1,6kg d'hélium gazeux à une pression comprise entre 29 et 33MPa. Le gaz passe ensuite dans un détendeur pour maintenir les deux réservoirs à une pression comprise entre 1,7 et 1,9MPa [3][6].

Fig. 2.1.5 : Schéma de l'AM.
Crédit : Космический ракетный комплекс "Ангара", история создания.

La propulsion est assurée par quatre moteurs 11D458M, et l'orientation est maintenue à l'aide de quatorze moteurs 17D58E, tous deux alimentés par pressurisation et fournis par le NIIMach.

Le 11D458M développe une poussée nominale de 392,2N avec une impulsion spécifique de 300". Il a une masse de 3kg et peut être allumé jusqu'à 10000 fois pendant des durées comprises entre 0,05" et 1000". La pression nominale à l'entrée de la chambre est de 1,47MPa. Le rapport de mélange est de 1,85 et le rapport d'expansion de la tuyère est de 100 [4]. Le débit d'ergols est de 0,134kg/s [6].

Fig. 2.1.6 : Le moteur 11D458M du NIIMach.
MAKS-2015. Crédit : Nicolas PILLET.

L'AM abrite les éléments du système de télémesure (BIK) ainsi qu'un système de régulation thermique (SOTR). C'est aussi dans l'AM que sont logés les principaux éléments du système de contrôle (BASU) qui commande l'ensemble du lanceur, c'est-à-dire l'ordinateur de bord et la centrale inertielle PV300NS.

Fig. 2.1.7 : L'AM lors de ses essais d'allumage.
Crédit : NITs RKP.

Fig. 2.1.8 : Vu de dessus d'un URM-2, montrant l'AM.
Visite de Sergueï CHOÏGOU à Plesetsk du 24.04.2024. Crédit : Ministère de la Défense.

2.2. La version pour Angara-A5

L'URM-2 de la version Angara-A5 (appelé 5A2S) a une architecture similaire à celui de la version Angara-1.2, à ceci près qu'il a un diamètre de 3600mm et qu'il ne possède pas de Module d'Agrégat (AM).

Fig. 2.2.1 : L'URM-2 du lanceur d'essai Angara-NZh.
Crédit : Roscosmos.

Il est équipé de quatre fusées à ergols solides de type 803DT fournies par le KB Totchmach pour freiner l'étage après la séparation de la partie haute [3].

Fig. 2.2.2 : Schéma de l'URM-2 du lanceur Angara-A5.
Crédit : Космический ракетный комплекс "Ангара", история создания.

3. Le moteur RD-0124A

3.1. Généralités

La propulsion de l'URM-2 est assurée par un moteur RD-0124A fourni par le KB KhimAvtomatiki. Il est dérivé du RD-0124 (14D23) qui équipe les étages Bloc I des lanceurs Soyouz-2.1b et Soyouz-2.1v. Il s'agit d'un moteur quadrichambre à combustion étagée riche en oxygène qui ne peut être allumé qu'une seule fois. Le kérosène utilisé est de type RG-1 [3].

Fig. 3.1.1 : Schéma du moteur RD-0124A.
Crédit : Космический ракетный комплекс "Ангара", история создания.

Le moteur fournit une poussée dans le vide de 30 000kgf (18 000kgf en fin de combustion) avec une impulsion spécifique de 359" [3]. Le pilotage de l'étage s’effectue par orientation des tuyères autour d’un axe avec un débattement de ±3,5° [3][5]. La principale différence avec le modèle RD-0124 est sa capacité à fonctionner 420" [7][8].

3.2. Les chambres de combustion

Appelées KS1 à KS4 (Камеры Сгорания), elles sont refroidies par une circulation de kérosène qui est ensuite injecté dans la chambre. La section critique de chaque chambre est protégée par un bouchon (ZG1 à ZG4) qui permet de prévenir le risque d'intrusion de corps étranger. Les bouchons sont éjectés par la pression des gaz lors de l'allumage [7].

Le débit de kérosène arrivant dans les chambres est régulé par le régulateur de débit DR, qui est commandé par le Système de Contrôle du Débit d'Ergols (SURT). La pression dans la chambre est de 160kgf/cm2, la pression au niveau du col des tuyères est de 0,059kgf/cm2 et le rapport d'expansion des tuyères est de 198,8 [7].

3.3. Le groupe turbopompe

Le groupe turbopompe sert à injecter les ergols dans les chambres de combustion et dans le générateur de gaz (GG) à une pression et un débit bien définis. Il est constitué d'une turbine, d'une pompe d'oxygène liquide simple étage et d'une pompe de kérosène double étage.

La pompe d'oxygène refoule à une pression de 341kgf/cm2 et alimente principalement le générateur de gaz, mais une petite partie de son débit est dirigée vers la turbine de la pré-pompe d'oxygène, vers l'échappement de la chambre de combustion (pour son refroidissement) et vers le vérin de pilotage de la tuyère [5][7].

La pompe de kérosène alimente, au refoulement de son premier étage, les chambres de combustion, la turbine de la pré-pompe de kérosène et le circuit de refroidissement des allumeurs des chambres. Le second étage de la pompe refoule dans le générateur de gaz à une pression de 513kgf/cm2 [7].

La turbine est entraînée par les gaz issus du générateur de gaz, et tourne avec une vitesse de rotation nominale de 39028tr/min [7].

3.4. Les pré-pompes

Le RD-0124A est équipé de deux pré-pompes BTNA (Бустерный ТНА) qui permettent d'augmenter la pression à l'entrée des pompes principales pour prévenir leur cavitation et faciliter leur allumage [7].

La pré-pompe de kérosène BTNAG est entraînée par une turbine hydraulique. Celle-ci est mise en rotation par un débit de kérosène qui, en régime nominal, est prélevé au refoulement du premier étage de la pompe principale et, lors du démarrage, provient de deux ballons (BP1 et BP2) [7].Le kérosène dans ces ballons est de type PG-2 [6].

La pré-pompe d'oxygène BTNAO est entraînée, en régime établi, par une turbine hydraulique mise en rotation par un débit d'oxygène liquide prélevé au refoulement de la pompe principale d'oxygène. Lors du démarrage, la BTNAO est entraînée par une turbine à gaz qui est mise en rotation par de l'azote qui arrive par l'électrovanne EPK [7].

3.5. Le générateur de gaz

Le générateur de gaz GG (Газогенератор) produit les gaz qui permettent de mettre la turbine du groupe turbopompe en rotation. Il est alimenté par du kérosène provenant du second étage de la pompe de kérosène, et par de l'oxygène liquide provenant de la pompe d'oxygène. Après leur passage dans la turbine, ces gaz sont dirigés vers les chambres de combustion pour qu'ils contribuent à la poussée. La température dans le générateur est de 725K et la pression est de 312kgf/cm2 [7].

Bibliographie

[1] Brochure du GKNPTs Khrounitchev distribuée au salon du Bourget 2019
[2] MARININE, I., Москва, Омск, «Ангара», Rousski Cosmos n°03-2022
[3] NESTEROV, V., Космический ракетный комплекс "Ангара", история создания, pp. 310-313
[4] BECHENIEV, Y., et al., Параметрический ряд ЖРДМТ на штатных компонентах топлива разработки ФГУП «НИИМАШ»
[5] Programme SOYUZ/ST - Dossier technique du système lanceur
[6] NESTEROV, Op. Cit., pp. 331-339
[7] Ibid., pp. 432-436
[8] PERVOV, M., История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок, p. 329


Dernière mise à jour : 15 mars 2024