 | Эта статья включает в себя список литературы , связанной литературы или внешних ссылок , но ее источники остаются неясными, поскольку в ней отсутствуют встроенные цитаты . ( Сентябрь 2011 г. ) ( Узнайте, как и когда удалить этот шаблон сообщения ) |
 | |
| Дизайнер | Максим Фаже |
|---|---|
| Страна происхождения | Соединенные Штаты |
| Характеристики | |
| Емкость полезной нагрузки | 12000 фунтов (5400 кг) |
DC-3 был одним из нескольких ранних проектных предложений для NASA Space Shuttle , спроектированных Максим Фагет на пилотируемых космических аппаратов центра (MSC) в Хьюстоне. Номинально он был разработан North American Aviation (NAA), хотя это был чисто внутренний дизайн НАСА. В отличие от проекта, который в конечном итоге появился, DC-3 представлял собой полностью многоразовую ракету-носитель с двухступенчатым выводом на орбиту космического самолета с небольшой грузоподъемностью около 12000 фунтов и ограниченной маневренностью. Его неотъемлемыми сильными сторонами были хорошее управление на низкой скорости при приземлении и разработка с низким уровнем риска, которая была относительно невосприимчивой к изменениям веса и баланса.
Работа над программой DC-3 закончилась, когда к программе Shuttle присоединились ВВС США, которые потребовали гораздо большей маневренности на "поперечном расстоянии", чем мог обеспечить DC-3. Они также выразили серьезную обеспокоенность по поводу его устойчивости при входе в атмосферу . В конце концов, NAA выиграла контракт на «Шаттл-орбитер», основанный на конструкции, совершенно отличной от конструкции другой команды MSC.
История [ править ]
Фон [ править ]
В середине 1960-х годов ВВС США провели серию секретных исследований космических транспортных систем следующего поколения. Среди множества своих задач новые пусковые установки предназначались для поддержки постоянного присутствия в космосе пилотируемых войск и, следовательно, требовали значительного снижения стоимости запусков и увеличения скорости запуска. Выбирая из ряда предложений, ВВС пришли к выводу, что полу-многоразовые конструкции являются лучшим выбором с точки зрения общей стоимости, а Lockheed Star Clipperдизайн был одним из наиболее изученных примеров. Они предложили программу разработки с немедленным запуском автомобиля «Класса I» на основе одноразовых ускорителей с последующим более медленным развитием полу-многоразовой конструкции «Класса II» и, возможно, полностью многоразовой конструкции «Класса III» в дальнейшем. будущее. Хотя предполагается, что ВВС потратили до 1 миллиарда долларов на сопутствующие исследования, только программа класса I, которая продолжалась в разработке, как X-20 Dyna-Soar , была позже отменена.
Вскоре после исследований ВВС НАСА приступило к изучению эпохи после Проекта Аполлон . Были изучены самые разные проекты, многие из которых основаны на повторном использовании оборудования Apollo ( Apollo X , Apollo Applications Program и т. Д.). Одновременно с успехом высадки на Луну получила распространение серия все более амбициозных проектов, и этот процесс был значительно расширен под руководством нового директора НАСА Томаса О. Пейна . Примерно к 1970 году они остановились на ближайшем запуске космической станции на 12 человек в 1975 году, расширении ее до «космической базы» на 50 человек к 1980 году, меньшей орбитальной станции на Луне, а затем, в конечном итоге, пилотируемой миссии на Марсв 1980-е гг. В июле 1969 года НАСА заключило контракты на исследования космических станций на сумму 2,9 миллиона долларов с компаниями North American и McDonnell Douglas .
Идея небольшого и недорогого «транспортного средства логистики» для поддержки этих миссий возникла почти как запоздалая мысль в конце 1960-х годов. Джорджу Мюллеру было поручено разработать планы такой системы, и он провел однодневный симпозиум в штаб-квартире НАСА в декабре 1967 года для изучения различных вариантов. Восемьдесят человек присутствовали и представили широкий спектр потенциальных проектов, многие из которых были созданы военно-воздушными силами, от небольших автомобилей типа Dyna-Soar, в основном с экипажем и запускаемых на существующих одноразовых ускорителях, до гораздо более крупных, полностью многоразовых конструкций.
ILRV [ править ]
30 октября 1968 года НАСА официально начало работу над тем, что тогда было известно как «Интегрированная ракета для запуска и повторного входа в атмосферу» (ILRV), название, которое они позаимствовали из более ранних исследований ВВС. Программа развития должна была проходить в четыре этапа; Фаза A: углубленное изучение; Фаза B: Определение проекта; Фаза C: Дизайн автомобиля; и Фаза D: Производство и эксплуатация. Четыре команды должны были участвовать в Фазе А; два в фазе B; а затем - единственного генерального подрядчика для этапов C и D. Отдельное соревнование по главному двигателю космического корабля (SSME) должно было проходить параллельно.
НАСА в Хьюстоне и Хантсвилле совместно выпустили запрос предложений (RFP) для восьмимесячных исследований фазы A ILRV. Требовалось доставить от 5000 до 50 000 фунтов полезной нагрузки на орбиту высотой 500 км. Возвращаемый аппарат должен иметь дальность полета не менее 450 миль, что означает, что он может лететь влево или вправо от своей нормальной орбитальной траектории. К участию в торгах были приглашены General Dynamics, Lockheed, McDonnell-Douglas, Martin Marietta и (недавно названный) North American Rockwell. В феврале 1969 года, после изучения запросов предложений, участие Мартина Мариетты было исключено, хотя они продолжали работать самостоятельно. Все остальные заявки получили дополнительное финансирование фазы А.
Поддерживаемый амбициозными планами Пейна, в августе 1969 года программа ILRV была переопределена и стала конструкцией с «максимальными усилиями», и будут приниматься только полностью многоразовые конструкции. Это привело ко второй серии исследований фазы А. Возвращенные конструкции сильно различались и соответствовали огромному диапазону полезной нагрузки, указанному в исходном запросе предложений. Наиболее распространенными представлялись две основные конструкции фюзеляжа; конструкции подъемного корпуса, которые обеспечивали высокую проходимость, но ограниченную маневренность после входа в атмосферу, и конструкции с треугольным крылом, которые полностью изменили эти критерии.
DC-3 [ править ]
 | Этот раздел, возможно, содержит оригинальные исследования . ( Март 2015 г. ) ( Узнайте, как и когда удалить этот шаблон сообщения ) |
Фаже считал, что все предложенные конструкции включают в себя недопустимый риск разработки. В отличие от обычного самолета с раздельными фюзеляжем и крыльями, конструкции ILRV имели смешанную компоновку крыла и корпуса. Это означало, что изменения веса и баланса , которые почти неизбежны во время разработки, потребуют изменений всей конструкции орбитального аппарата для компенсации. Он также чувствовал, что плохая управляемость на малой скорости любой из этих схем представляла реальную опасность во время приземления. Расстроенный тем, что он считал проектом, который, казалось, гарантировал провал, он начал работу над своим собственным дизайном и представил его как DC-3.
В отличие от других моделей, DC-3 имел гораздо более традиционную компоновку, с почти цилиндрическим фюзеляжем и низко расположенным крылом с небольшой стреловидностью. Конструкция больше походила на грузовой самолет, чем на космический корабль. Повторный вход был осуществлен под углом 60 градусов к носу, при котором нижняя поверхность космического корабля попадала в воздушный поток, с использованием баллистического подхода с использованием тупого тела, аналогичного тому, который Фаже впервые применил на капсуле Меркурия . При входе в атмосферу крылья обеспечивали небольшую аэродинамическую подъемную силу или не обеспечивали ее вовсе. После входа в атмосферу, когда космический корабль войдет в нижние слои атмосферы, он перейдет в обычное положение полета, каналы откроются и реактивные двигатели запустятся для посадки.
Положительным моментом такого подхода к проектированию было то, что изменения веса и баланса можно было решить, просто переместив крыло или изменив его форму - обычное решение, которое десятилетиями использовалось при проектировании самолетов, включая оригинальный Douglas DC-3 , крылья которого были отброшены назад именно по этой причине. Обратной стороной было то, что у космического корабля была небольшая гиперзвуковая подъемная сила, поэтому его способность маневрировать при повторном входе была ограничена, а его дальность полета составляла около 300 миль. Он мог бы частично компенсировать это своей улучшенной способностью к полету на малых скоростях, но все равно не смог бы достичь требуемых 450 миль.
Хотя DC-3 никогда не входил в первоначальные планы ILRV, имя Фэджета было настолько уважаемо, что другие в NASA MSC в Хьюстоне быстро сплотились вокруг него. Другие отделы НАСА выбрали свои собственные любимые конструкции, в том числе восстанавливаемые версии ускорителей Saturn, разработанные в Центре космических полетов им. Маршалла в Хантсвилле, подъемные тела на основе HL-10 , одобренные Исследовательским центром Лэнгли и Центром летных исследований Драйдена.(Эдвардс), и даже был предложен одноступенчатый аэрокосмический самолет для вывода на орбиту. С тех пор вся программа была охвачена драками между различными командами. 1 июня 1969 года был опубликован отчет, в котором критиковалась конструкция DC-3, а за оставшуюся часть года последовало несколько других. Несмотря на это, в Северной Америке быстро взялись за дизайн DC-3, узнав за долгие годы, что лучший способ выиграть контракт с НАСА - это сделать то, что предпочитает Фаже. Они выиграли контракт NAS9-9205 на разработку DC-3 в декабре 1969 года.
Чтобы устранить заторы, возникающие между департаментами, 23 января 1970 г. в Хьюстоне было проведено собрание для изучения всех внутренних концепций. В течение следующего года от ряда предложенных конструкций будет отказано , в том числе от всей серии машин с подъемным кузовом, поскольку оказалось слишком сложно разместить цилиндрические баки в планере. Это оставило два основных подхода, треугольное крыло и серию DC-3 Фагета. Разработка DC-3 продолжалась, 4 мая началось испытание на падение модели в масштабе 1/10.
Группа космических задач [ править ]
12 февраля 1969 года Ричард Никсон сформировал космическую оперативную группу под руководством вице-президента Спиро Агнью , поставив перед ними задачу выбрать миссии для НАСА после Аполлона. Агнью быстро стал сторонником амбициозных планов НАСА, кульминацией которых должна была стать попытка Марса. В заключительном отчете Рабочей группы, представленном 11 сентября 1969 г., были изложены три общих плана; первый требовал финансирования в размере от 8 до 10 миллиардов долларов в год и отвечал бы всем целям НАСА, второй уменьшил бы его до 8 миллиардов долларов или меньше, если бы пилотируемая лунная орбитальная станция была упразднена, и, наконец, третье потребовало бы всего 5 миллиардов долларов в год и будут развиваться только космические станции и шаттлы.
Сначала Никсон не стал комментировать планы. Позже он потребовал, чтобы программа была значительно сокращена даже из самых маленьких предложений Целевой группы, вынуждая их выбирать либо космическую базу, либо шаттл. Обсуждая проблему, инженеры НАСА пришли к выводу, что разработка шаттла снизит стоимость запуска частей космической станции, поэтому казалось, что продолжение работы с шаттлом может сделать будущее развитие станции более вероятным. Тем не менее, оценки НАСА затрат на разработку шаттла были встречены с большим скептицизмом в Управлении управления и бюджета (OMB). Исследования RANDв 1970 году показали, что разработка многоразового космического корабля бесполезна с учетом затрат на разработку. В отчете сделан вывод, что пилотируемая станция будет дешевле содержать одноразовые ускорители.
К этому времени Пейн покинул НАСА, чтобы вернуться в General Electric , и его заменил более прагматичный Джеймс Флетчер . Флетчер заказал независимые обзоры концепции шаттла; Lockheed должен был подготовить отчет о том, как шаттл может снизить затраты на полезную нагрузку, Aerospace Corporationдолжен был составить независимый отчет о затратах на разработку и эксплуатацию, и Mathematica позже объединит эти два в окончательный окончательный отчет. Отчет Mathematica был чрезвычайно положительным; он показал, что разработка полностью многоразовой конструкции снизит стоимость запуска, тем самым снизив затраты на полезную нагрузку и повысив спрос. Однако отчет был основан на значительно увеличенной скорости запуска; С точки зрения математики, более низкая скорость запуска полностью лишила бы любого преимущества. Тем не менее, отчет имел огромное влияние и сделал программу шаттлов постоянной темой обсуждения в Вашингтоне.
Стремясь заручиться поддержкой программы, Флетчер поручил НАСА разработать шаттл, который также будет соответствовать требованиям ВВС, который первоначально был разработан в их полностью многоразовых транспортных средствах «Класса III». Если бы шаттл стал жизненно важным для ВВС, а также для НАСА, его было бы практически невозможно убить. Требования ВВС основывались на проектируемой серии больших спутников-шпионов, которые тогда находились в стадии разработки, которые имели длину 60 футов и весили 40 000 фунтов. Их нужно было вывести на полярные орбиты, что соответствует нормальному запуску из Космического центра Кеннеди (KSC) с массой 65000 фунтов (запуски на восток получают бесплатный импульс за счет естественного вращения Земли).
Военно-воздушные силы также требовали дальности полета в 1500 миль, а это означало, что космический корабль должен был иметь возможность приземлиться в точке в 1500 миль (2400 км) по обе стороны от своей орбитальной траектории, когда он начнет возвращаться в атмосферу. Это было связано с желанием иметь возможность снова приземлиться после одной орбиты, так называемой "однократной орбиты".
Конец DC-3 [ править ]
Новые требования ВВС к универсальности обрекли конструкцию DC-3.
Спутники вращаются вокруг центра Земли, а не ее поверхности. Если космический корабль был запущен точно к востоку от экватора на 90-минутную низкую околоземную орбиту , он облетит Землю и вернется в то место, где он был запущен через 90 минут. Однако стартовая площадка будет перемещена из- за вращения Земли . За 90-минутный период Земля будет вращаться на 2500 километров (1600 миль) к востоку, покидая космический корабль при возвращении. Учитывая орбитальную скорость около 28000 километров в час (17000 миль в час), простое начало повторного входа в атмосферу на пять минут позже, чем полная 90-минутная орбита, компенсирует эту разницу.
В Космическом центре Кеннеди, расположенном на 28,5 градусе северной широты, ситуация более сложная. За 90 минут орбиты KSC будет вращаться примерно на 1350 миль (2170 км). Однако, в отличие от случая экваториальной орбиты, если позволить космическому кораблю оставаться на наклонной орбите немного дольше, он начнет двигаться к югу от стартовой площадки (для наиболее эффективного запуска на восток, где наклон орбиты равен широте запуска, что приведет к запуску указать на самый север его наземного пути), ближайшая точка приближения - около 480 км к юго-западу. Космическому кораблю, желающему вернуться на свою стартовую площадку, потребуется около 300 миль поперечной маневренности во время входа в атмосферу, а конструкции шаттла НАСА требовали около 450 миль, чтобы иметь какое-то рабочее пространство.
Другое дело - полярные орбиты с базы ВВС Ванденберг . При почти 35 ° с.ш. расстояние, на которое он мог бы двигаться по одной орбите, было бы немного меньше, чем у KSC, но, что важно, шаттл будет двигаться на юг, а не на восток. Это означало, что он не летел к точке запуска, когда двигался по своей орбите, и когда он завершил одну орбиту, ему пришлось бы преодолеть все 1350 миль во время повторного входа в атмосферу. Для этих миссий требовалось значительно увеличить дальность полета, установленную на 1500 миль, чтобы дать ей небольшой запас хода. Баллистический профиль входа в атмосферу серии DC-3 просто не мог приблизиться к соответствию этому требованию.
1 мая 1971 года OMB наконец выпустило план бюджета, ограничивающий НАСА 3,2 миллиарда долларов в год в течение следующих пяти лет. Учитывая существующие бюджеты проектов, это ограничивало любые расходы на шаттл примерно до 1 миллиарда долларов в год, что намного меньше, чем требуется для разработки любой из полностью повторно используемых конструкций. Основываясь на этих ограничениях, НАСА вернулось к транспортному средству класса II с внешней заправкой, что привело к конструкции MSC-020. Позже в том же году все конструкции с прямым крылом были официально прекращены, хотя команда Фаже продолжала работать над ними в течение некоторого времени, несмотря на это.
Описание [ править ]
DC-3 представлял собой двухступенчатую машину с большим ускорителем и меньшим по размеру челноком, в целом аналогичной конструкции. Оба они были похожи на «джамбо-джеты» в общих чертах, с их большим цилиндрическим фюзеляжем, в котором вместо пассажиров или груза были топливные баки. Нижняя часть фюзеляжа была плоской для аэродинамики при входе в атмосферу, с небольшим изгибом вверх по мере приближения к носу в ранних моделях. Крылья были расположены низко, на одной линии с нижней частью фюзеляжа, со стреловидностью 14 градусов спереди и без стреловидности сзади. Общая схема крыла в плане была аналогична оригинальной DC-3. оперениебыл обычным трехповерхностным блоком, хотя в оригинальной конструкции MSC-001 горизонтальный стабилизатор в форме треугольника располагался в нижней части фюзеляжа и выполнял двойную функцию, защищая задние двигатели во время захода на посадку. Более поздние версии, как правило, не включали эту функцию и использовали более обычные поверхности, расположенные посередине фюзеляжа.
Экипаж орбитального корабля состоял из двух человек, и в нем могли разместиться до десяти пассажиров. Грузовой отсек был установлен в середине корабля между баком с жидким водородом (LH2) позади него и комбинированным баком с жидким водородом / жидким кислородом перед ним. Такое расположение использовалось для центрирования груза над крылом, при этом более тяжелый кислород и боевое отделение уравновешивали вес двигателей. Затем более легкий водород заполнил остальную часть внутреннего пространства. Ракета-носитель не имела грузового отсека, поэтому использовалась более простая конструкция цистерны с одним баком LH2 в задней части. Ракета-носитель обычно летала беспилотным, но включала в себя кабину для двух человек, которая использовалась во время паромных полетов.
Орбитальный аппарат был оснащен двумя модифицированными двигателями XLR-129 с увеличенной тягой с 250 000 до 300 000 фунтов силы, двумя двигателями орбитального маневрирования RL-10 по 15 000 фунтов силы и шестью реактивными двигателями Rolls-Royce RB162 для посадки. Ракета-носитель использовала одиннадцать таких же двигателей XLR-129 и четыре Pratt & Whitney JT8D для посадки. XLR-129 как на шаттле, так и на ускорителе были запущены для взлета. Орбитальный аппарат был установлен относительно далеко вперед для запуска, его хвост совпадал с крыльями ракеты-носителя. Общий вес на старте составит около 2030 тонн.
Орбитальный аппарат снова войдет в высоту носом под углом примерно 60 градусов от горизонтали, замедляясь на пике 2G, пока не достигнет низких дозвуковых скоростей на высоте 40000 футов. В этот момент скорость движения корабля будет очень низкой, поэтому нос был опущен, и орбитальный аппарат нырнул, чтобы набрать скорость над крыльями и перейти в горизонтальный полет. Ожидаемая скорость нагрева при входе в атмосферу на орбитальном аппарате составляла 1650 ° C на передней кромке и 790 ° C на 80% нижней поверхности.
Чтобы максимизировать общую производительность, ракета-носитель выпустила орбитальный аппарат на высоте 10 Маха и высоте 45 миль. Это требовало, чтобы ракета-носитель имела полную систему тепловой защиты, чтобы вернуться на посадку. И орбитальный аппарат, и ракета-носитель должны были быть защищены кремниевыми плитками LI-1500, аналогичными тем, которые в конечном итоге использовались на космических шаттлах, конструкция, которая была недавно представлена Lockheed и быстро стала базовой конструкцией для всех претендентов на шаттлы. В результате оба планера могли быть изготовлены из алюминия, что значительно снизило стоимость планера.
Оба корабля несли JP-4, достаточное для ухода на второй круг. Оба могли также нести увеличенные грузы JP-4 для испытательных полетов или переправы. После отправки орбитального корабля ракета-носитель будет слишком далеко вниз, чтобы легко развернуться и вернуться к Кеннеди, поэтому в нормальном профиле миссии он пролетал над океаном, приземлялся автоматически, дозаправлялся и забирал экипаж, а затем возвращался обратно. Кеннеди на своих двигателях JT8D.
По оценке Lockheed, разработка и начальное производство обойдутся в 5,912 миллиарда долларов в период с 1970 по 1975 год. Флот из шести орбитальных аппаратов и четырех ускорителей обеспечит скорость запуска 50 полетов в год.
Ссылки [ править ]
- Максим Фэджет, "Космический шаттл: новая конфигурация", Astronautics & Aeronautics , январь 1970 г., стр. 52
- Маркус Линдроос, «MSC / North America Concept-A, 'DC-3'» , 21 января 2003 г.
- «Шаттл» , astronautix.com
