Из Википедии, бесплатной энциклопедии
  (Перенаправлено с Shuttle SERV )
Перейти к навигации Перейти к поиску
Чтобы узнать о других значениях "SERV", см. Serv (значения) .
В левом верхнем углу находится SERV с MURP. По сравнению с конструкцией DC-3, с прямыми крыльями справа от SERV, SERV будет чуть более 100 футов в длину, а DC-3 - чуть менее 300.

SERV , сокращение от Single-stage Earth-orbital Reusable Vehicle , было предложенной системой космического запуска, разработанной космическим подразделением Chrysler для проекта Space Shuttle . SERV настолько радикально отличался от двухступенчатых космопланов, что почти все остальные участники участвовали в процессе разработки шаттла, что никогда серьезно не рассматривался для программы шаттлов.

SERV должен был быть одноступенчатым орбитальным космическим кораблем, который будет взлетать с существующих комплексов Saturn V и приземляться вертикально в Кеннеди для повторного использования. SERV выглядел как сильно увеличенная капсула Apollo с пустым центральным ядром, способным нести 125 000 фунтов (57 000 кг) груза. SERV мог быть запущен без экипажа для грузовых миссий, выбрасывая грузовую капсулу и возвращаясь на Землю. Для задач экипажа, отдельный космоплан , MURP (пилотируемая верхней ступень многоразовой Полезная нагрузка), может быть осуществлен на вершине транспортного средства.

Название «SERV» также использовалось в совершенно не связанном с этим проекте НАСА «Космический аварийный возвращаемый аппарат».

История [ править ]

Фон [ править ]

В 1966 году ВВС США начали исследовательскую работу по исследованию различных пилотируемых космических кораблей и связанных с ними ракет-носителей. По мере изучения предложений они разбили их на один из трех классов в зависимости от уровня возможности повторного использования. На более простом конце шкалы разработки были машины «Класса I», которые размещали космоплан поверх существующей или модифицированной пусковой установки на базе межконтинентальных баллистических ракет. В машинах класса II была добавлена ​​возможность частичного повторного использования некоторых компонентов пусковой установки, в то время как машины класса III были полностью многоразовыми. ВВС США уже начали работу над проектом класса I в своей программе X-20 Dyna Soar , которая была отменена в декабре 1963 года, но были заинтересованы в Lockheed Star Clipper.Дизайн класса II как возможное будущее развитие. Из исследований ничего не вышло, поскольку ВВС США снизили интерес к пилотируемым космическим программам.

В то время НАСА было в разгаре свертывания работ по проекту Apollo , поскольку аппараты переходили к полету. Заглядывая в будущее, ряд офисов НАСА запустили программы по исследованию миссий с экипажем в 1970-х годах и позже. Среди множества предложений фаворитом была космическая станция с постоянным экипажем . Эти планы обычно предполагали использование существующих ракет «Сатурн» для запуска станций и даже экипажей, но системы «Сатурна» не были настроены на постоянное снабжение и смену экипажа. Идея простой и недорогой ракеты-носителя с экипажем, «парома и транспортного средства для логистики», возникла в результате исследований космической станции почти как запоздалая мысль, первое упоминание о ней было в бюджетах 1967 финансового года. [1]

Разработка недорогой многоразовой космической транспортной системы (STS) всерьез началась в декабре 1967 года, когда Джордж Мюллер организовал однодневный мозговой штурм по этой теме. Он начал обсуждение, пригласив USAF принять участие, даже сохранив первоначальную аббревиатуру USAF для проекта, «ILRV». Как и в первоначальных исследованиях ВВС США, предполагалось создание небольшого транспортного средства с запасным экипажем и основными материалами, с упором на низкую стоимость операций и быстрое выполнение ремонтных работ. Однако, в отличие от ВВС США, космическая оперативная группа НАСА быстро решила перейти непосредственно к проектам класса III.

Фаза А [ править ]

НАСА предусматривало четырехэтапную программу разработки STS. «Фаза A» представляла собой серию начальных исследований для выбора общего технологического пути, и контракты на разработку предложений были выпущены в 1968 году, а предложения ожидались еще осенью 1969 года. Ряд проектов был представлен различными отраслевыми партнерами. Практически все конструкции были небольшими, полностью многоразовыми и основывались на треугольном крыле или космических самолетах с подъемным корпусом .

Chrysler Aerospace выиграла контракт NAS8-26341 на участие в серии Phase A, сформировав команду под руководством Чарльза Тарратта. В их отчете за 1969 год, NASA-CR-148948, описывалась конструкция SERV, предварительные показатели эффективности и основные характеристики миссии. В этом отчете описан грузовой отсек шириной 23 фута (7,0 м) [а] Таррат был убежден, что SERV предлагает лучшую гибкость, чем любая из крылатых платформ, позволяя запускать миссии как с экипажем, так и без экипажа, и в целом намного меньше. [2]

Поскольку большинство центров НАСА поддерживают один из крылатых аппаратов и резко отличаются от любого из них, SERV не нашел сторонников в бюрократии и никогда серьезно не рассматривался для STS. [3] Кроме того, отряд астронавтов был непреклонен в том, что любой будущий космический корабль НАСА должен быть укомплектован экипажем, [4] так что потенциально беспилотный СЕРВ там тоже не получил новообращенных.

В любом случае был предложен продленный контракт, в результате которого был подготовлен окончательный отчет NASA-CR-150241 о конструкции SERV, который был передан 1 июля 1971 года. Он отличался в основном незначительными деталями, главным изменением было уменьшение грузового отсека с 23 футов до 15 футов (4,6 м) в соответствии с остальными предложениями Shuttle.

Описание [ править ]

Конструкция автомобиля [ править ]

SERV состоял из большого конического кузова с закругленным основанием, который Крайслер назвал «модифицированным дизайном Apollo». Сходство связано с тем, что в обоих автомобилях использовались тупые профили для входа в корпус , которые уменьшают тепловую нагрузку во время въезда, создавая очень большую ударную волну перед скругленной поверхностью. Наклон корабля относительно направления движения изменяет характер ударных волн, создавая подъемную силу, которую можно использовать для маневрирования космического корабля - в случае SERV, примерно до 100 морских миль по обе стороны от его баллистической траектории. [5]Для облегчения создания подъемной силы SERV был «ступенчатым», при этом нижняя часть конуса была наклонена под углом примерно 30 градусов, а верхняя часть - ближе к 45 градусам. SERV был 96 футов (29 м) в ширину в самом широком месте и 83 фута (25 м) в высоту. [6] Полная взлетная масса была немногим более 6 000 000 фунтов (2 700 000 кг) [7], примерно столько же, сколько у Saturn V (2 800 000 кг) [8], но больше, чем 4 500 000 фунтов (2 000 000 кг) Шаттла. [9]

Большая часть планера SERV состояла из стальных композитных сот . Основание было покрыто привинчиваемыми панелями абляционного теплозащитного экрана , которые позволяли легко заменять его между миссиями. Верхние части планера, которые подвергались значительно меньшим тепловым нагрузкам, были покрыты металлической черепицей, покрывающей кварцевую изоляцию внизу. [10] Четыре опоры для приземления выходят из нижней части, их «ступня» при втягивании образует часть поверхности теплозащитного экрана. [11]

Двенадцатимодульный аэрокосмический двигатель LH2 / LOX располагался вокруг обода основания, прикрытого подвижными металлическими щитами. [12] Во время подъема щиты будут выдвигаться из корпуса, чтобы приспособиться к снижению давления воздуха , образуя большое сопло, компенсирующее высоту . Модуль питался от набора из четырех турбонасосов с поперечными связями, которые были спроектированы для работы с мощностью до 120% от их номинальной мощности, что позволяло вывести его на орбиту, даже если один из насосов отказал сразу после взлета. Двигателя в целом обеспечит 7,454,000 Lbf (25,8 MN) тяги, [7] примерно такой же , как S-IC , на первом этапе Сатурн V .

Также вокруг базы было установлено сорок реактивных двигателей мощностью 89 кН, которые были запущены непосредственно перед приземлением, чтобы замедлить спуск. Сдвижные дверцы над двигателями открывались для подачи воздуха. [13] Два RL-10 обеспечивали тягу на выходе с орбиты, поэтому главный двигатель не нужно было перезапускать в космосе. Даже маневрирование на орбите, которое не было обширным для SERV (см. Ниже), обеспечивалось небольшими двигателями LOX / LH2 вместо двигателей, использующих другое топливо. [14]

Серия конических резервуаров вокруг внешнего обода корабля, прямо над двигателями, хранила LOX . LH2 хранился в гораздо более крупных резервуарах ближе к центру корабля. В гораздо меньших сферических резервуарах, расположенных в промежутках под закругленным концом резервуаров LOX, находился JP-4, используемый для питания реактивных двигателей. Двигатели для орбитального маневрирования и смещения с орбиты были сгруппированы вокруг верхней части космического корабля, питаемые их собственными баками, перемежающимися между LH2. [13] Такое расположение танков оставляло большое открытое пространство в середине корабля, 15 на 60 футов (18 м), которое служило грузовым отсеком. [b]

Рабочие режимы [ править ]

Были предусмотрены две основные конфигурации космических аппаратов и профили миссий. Миссия "Mode A" вылетела SERV на высотную орбиту стоянки на 260 морских миль (480 км) с наклоном 55 градусов, чуть ниже орбиты космической станции на 270 морских миль (500 км). Миссии "Режима B" вылетели на низкую околоземную орбиту (НОО) 110 морских миль (200 км) с наклоном 28,5 градусов, запуск был направлен на восток из Космического центра Кеннеди . В любом случае SERV был соединен с длинным грузовым контейнером в его отсеке и, возможно, объединен с пилотируемым космическим кораблем наверху.

В первоначальных предложениях для поддержки пилотируемых миссий использовался космический самолет с подъемным корпусом, известный как MURP. MURP был основан на проекте HL-10, который уже изучается North American Rockwell в рамках их усилий по STS. MURP был установлен на верхней части грузового контейнера и обтекателя, общая длина которого составляла 114 футов (35 м). [15] Во второй версии исследования Chrysler также добавил вариант, который заменил MURP «модулем для персонала», основанным на Apollo CSM , который имел длину 74 фута (23 м) в сочетании с тем же грузовым контейнером. Первоначальный, «SERV-MURP», имел высоту 137 футов (42 м) в сочетании с SERV, в то время как новая конфигурация «SERV-PM» была 101 фут (31 м) в высоту. [7]Обе системы предусматривали всестороннее прерывание экипажа на протяжении всего восхождения. [16]

После рассмотрения всех четырех комбинаций режима и модуля, два основных профиля миссии были выбраны как наиболее эффективные. С SERV-PM будет использоваться высокая околоземная орбита, и PM будет маневрировать только на небольшое расстояние, чтобы достичь станции. С SERV-MURP будет использоваться низкая околоземная орбита, а MURP будет маневрировать на оставшейся части пути самостоятельно. В любом случае SERV мог бы немедленно вернуться на Землю и позволить PM или MURP приземлиться самостоятельно, или, что чаще всего, ждать на парковочной орбите грузового модуля из более ранней миссии, чтобы встретиться с ним для возвращения на Землю. [17] Вес и баланс ограничивали возвращаемую полезную нагрузку.

Обе конфигурации доставили на космическую станцию ​​25 000 фунтов (11 000 кг) груза, хотя в конфигурации PM общий забрасываемый вес был намного меньше. [15] Если конфигурация PM использовалась с обтекателем вместо капсулы, SERV могла бы доставить 112 000 фунтов (51 000 кг) на НОО, или целых 125 000 фунтов (57 000 кг) с «удлиненным носовым наконечником». [18] Удлиненный носок представлял собой длинный шип с высокой степенью измельчения, который снижал сопротивление атмосферы за счет создания ударных волн, которые очищали корпус транспортного средства во время подъема. [11]

Кроме того, Chrysler также обрисовал в общих чертах способы выдерживать нагрузки шириной 33 фута (10 м) на передней части SERV. Это был диаметр S-IC и S-II , нижних ступеней Сатурна V. НАСА предложило широкий спектр полезных нагрузок для программы Apollo Applications, которые были основаны на этом диаметре, которые планировалось запустить на Сатурне. ИНТ-21 . Chrysler продемонстрировал, что их можно запускать и на SERV, если принять во внимание вес. Однако эти планы были основаны на более ранних проектах SERV с большим грузовым отсеком 23 фута (7,0 м). [11] Когда нагрузки НАСА были адаптированы для установки в меньший отсек размером 15 футов (4,6 м), общий для всех предложений STS, от этого варианта отказались.

Предполагалось, что SERV не будет оставаться на орбите в течение длительного периода времени, при этом самые продолжительные миссии, указанные в отчете, составили чуть менее 48 часов. [19] Обычно он возвращался после того, как небольшое количество орбит приводило его наземный путь достаточно близко к Кеннеди, и предполагались миссии с однократным облетом. Транспортное средство было спроектировано таким образом, чтобы возвращаться в точку в пределах четырех миль (6 км) от точки приземления с помощью маневров для повторного входа в атмосферу, остальное будет компенсировано во время снижения с реактивным двигателем. [20]

Строительство и эксплуатация [ править ]

НАСА в партнерстве с Chrysler построило спроектированный НАСА Saturn IB на заводе Michoud Assembly за пределами Нового Орлеана . Chrysler также предложила построить SERVs в Michoud, доставив их в KSC на кораблях класса Bay, которые использовались для доставки S-IC Boeing с того же завода. Поскольку SERV был шире, чем корабли, его пришлось нести немного под наклоном, чтобы уменьшить его общую ширину. Затем к борту кораблей были добавлены понтоны, чтобы защитить космический корабль от брызг. [21]

SERVs будут оборудованы в здании сборки автомобилей (VAB) High Bay, сопряжены с PM или MURP, которые были подготовлены в Low Bay, а затем транспортированы к площадкам LC39 на существующих гусеничных транспортерах . [22] Площадки LC39 требовали лишь незначительных модификаций для использования SERV, подобных тем, которые необходимы для запуска Saturn IB . [23] Chrysler предложил построить несколько посадочных площадок SERV между LC39 и VAB, а также взлетно-посадочную полосу для MURP рядом с существующей взлетно-посадочной полосой Space Shuttle. [24] СЕРВЫ должны были быть возвращены в VAB на огромном грузовике с плоской платформой. Единственной другой новой инфраструктурой был набор испытательных стендов наКомплекс для испытаний двигателей в Миссисипи , недалеко от Мишуда.

Повторное использование большей части существующей инфраструктуры снизило общие затраты на программу; Общие затраты были оценены в 3,565 миллиарда долларов, при этом каждая услуга обошлась в 350 миллионов долларов в 1971 финансовом году и рассчитана на 100 полетов в течение 10-летнего срока службы. [25] Это было намного дешевле, чем предложения о двухэтапном обратном пути, внесенные большинством компаний, пиковые затраты на разработку которых составляли порядка 10 миллиардов долларов.

Подобные проекты [ править ]

SERV был похож на более поздний дизайн McDonnell Douglas DC-X . Основное различие между ними заключалось в том, что DC-X создавался для выполнения военных задач и требовал гораздо большей маневренности при входе в атмосферу. Из-за этого планер был длинным и тонким, и космический корабль вошел носом вперед. Наклон этой формы относительно траектории движения создает значительно большую подъемную силу, чем тупое основание SERV, но также подвергает планер гораздо более высоким тепловым нагрузкам.

Совсем недавно оригинальная компоновка SERV использовалась в космическом корабле Blue Origin Goddard . Как и SERV, Годдарду не потребовались расширенные возможности боевой пусковой установки, и он вернулся к более простому профилю повторного входа с тупой базой. В аналогичном исследовании конструкции Канко-мару также использовался тот же профиль вертикального взлета и посадки с тупым корпусом.

См. Также [ править ]

  • Дуглас САССТО
  • Перечень конструкций космических пусковых систем

Заметки [ править ]

  1. ^ По диаметру такой же, как у ступени Saturn IV, что позволяет легко перевозить груз на любой платформе.
  2. ^ Некоторые источники, основанные на оригинальной версии проекта SERV 1969 года, заявляют, что ширина грузового отсека составляет 23 фута, но окончательный выбор транспортного средства уменьшил его до 15 на 60 футов в соответствии с другими конструкциями шаттлов.

Ссылки [ править ]

Цитаты [ править ]

  1. ^ Хелен Уэллс, Сьюзен Whiteley, и Кэрри Karegeannes, "Происхождение НАСА имен" , NASA SP-4402, 1976
  2. ^ НАСА-CR-148948, стр. 9
  3. ^ Эндрю Бутрика, "Single Stage to Orbit", Johns Hopkins University Press, 2003, ISBN  0-8018-7338-X , стр. 84
  4. ↑ Грегг Истербрук, «Вырви нас из этой смертельной ловушки, Скотти». Архивировано 4 марта 2016 г. в Wayback Machine , Washington Monthly , апрель 1980 г.
  5. ^ CR-150241, слайд 3-33
  6. ^ CR-150241, слайд 2-3
  7. ^ a b c CR-150241, слайд 2-9
  8. ^ "Что было Сатурн V" . НАСА .
  9. ^ "Технические факты о шаттле" . ЕКА .
  10. ^ НАСА-CR-148948, стр. 111
  11. ^ а б в НАСА-CR-148948, стр. 35 год
  12. ^ CR-150241, слайд 4-3
  13. ^ a b См. общую схему расположения, CR-150241, слайд 2-13.
  14. ^ НАСА-CR-148948, стр. 117
  15. ^ a b CR-150241, слайд 2-5
  16. ^ CR-150241, слайд 3-17
  17. ^ CR-150241, слайд 2-7
  18. ^ CR-150241, слайд 3-19
  19. ^ CR-150241, слайд 3-5
  20. ^ НАСА-CR-148948, стр. 119
  21. ^ CR-150241, слайд 9-11
  22. ^ CR-150241, слайд 9-15
  23. ^ CR-150241, слайд 9-21
  24. ^ НАСА-CR-148948, стр. 145
  25. ^ CR-150241, стр. 5

Библиография [ править ]

  • «Технико-экономическое обоснование космического челнока PROJECT SERV» , NASA-CR-150241, 1 июля 1971 г.
  • «Project SERV: Технико-экономическое обоснование космического челнока» (первоначальный отчет), NASA-CR-148948, 19 ноября 1969 г.
  • Чарльз Таррат, «SERV - концепция многоразового космического корабля для вывода на орбиту одной ступени», Журнал Британского межпланетного общества , том 28 (январь 1975 г.), стр. 3–25
  • СЕРВ - Энциклопедия Астронавтики
  • SERV / MURP, космический грузовик Chrysler