Североамериканский DC-3

DC-3

Дизайнер	Максим Фаже
Страна происхождения	Соединенные Штаты
Технические характеристики
Грузоподъемность	12000 фунтов (5400 кг)

DC -3 был одним из нескольких ранних проектных предложений НАСА, космического корабля разработанных Максимом Фаже в Центре пилотируемых космических кораблей (MSC) в Хьюстоне. Номинально он был разработан North American Aviation (NAA), хотя это была чисто внутренняя разработка НАСА. В отличие от конструкции, которая в конечном итоге возникла, DC-3 представлял собой полностью многоразовую ракету-носитель с двухступенчатым выведением на орбиту космическим самолетом с небольшой грузоподъемностью около 12 000 фунтов (5 400 кг) и ограниченной маневренностью. Его сильными сторонами были хорошая управляемость на низкой скорости во время приземления и конструкция с низким уровнем риска, относительно невосприимчивая к изменениям веса и баланса.

Работа над программой DC-3 закончилась, когда ВВС США присоединились к программе «Шаттл» и потребовали гораздо большей маневренности «поперек дальности», чем мог обеспечить DC-3. Были также серьезные опасения по поводу его устойчивости при входе в атмосферу , а также условий нагрева на прямых крыльях. В конечном итоге NAA выиграла контракт на орбитальный шаттл, основанный на конструкции, совершенно отличной от конструкции другой команды MSC.

История

Фон

В середине 1960-х годов ВВС США провели серию секретных исследований космических транспортных систем нового поколения. Помимо множества целей, новые пусковые установки предназначались для поддержки постоянного пилотируемого военного присутствия в космосе, поэтому необходимо было резко снизить стоимость запусков и увеличить скорость запусков. Выбрав из ряда предложений, ВВС пришли к выводу, что полумногоразовые конструкции являются лучшим выбором с точки зрения общей стоимости, а конструкция Lockheed Star Clipper была одним из наиболее изученных примеров. Они предложили программу разработки с немедленным началом разработки автомобиля «Класса I» на основе одноразовых ускорителей с последующей более медленной разработкой полумногоразовой конструкции «Класса II» и, возможно, в дальнейшем полностью многоразовой конструкции «Класса III». будущее. Хотя, по оценкам, ВВС потратили до 1 миллиарда долларов на соответствующие исследования, к разработке приступила только программа Class I, как X-20 Dyna-Soar , которая позже была отменена.

Вскоре после исследований ВВС НАСА начало изучать эпоху после проекта «Аполлон» . Было рассмотрено большое количество проектов, многие из которых основывались на повторном использовании оборудования Аполлона ( Аполлон X , Программа приложений Аполлона и т. д.). Благодаря успеху высадок на Луну, ряд все более амбициозных проектов получил распространение, и этот процесс была значительно расширена при новом директоре НАСА Томасе О. Пейне . Примерно к 1970 году они остановились на краткосрочном запуске космической станции на 12 человек в 1975 году, а к 1980 году расширили ее до «космической базы» на 50 человек, меньшей лунной орбитальной станции, а затем, в конечном итоге, миссии с экипажем на Марс в 1980-е годы. В июле 1969 года НАСА заключило контракты на исследование космических станций на сумму 2,9 миллиона долларов с компаниями North American и McDonnell Douglas .

Почти как второстепенная мысль в конце 1960-х годов возникла идея небольшого и недорогого «транспортного средства» для поддержки этих миссий. Джорджу Мюллеру было поручено разработать планы такой системы, и в декабре 1967 года он провел однодневный симпозиум в штаб-квартире НАСА для изучения различных вариантов. Восемьдесят человек присутствовали и представили широкий спектр потенциальных проектов, многие из которых были созданы ранее в ВВС: от небольших транспортных средств типа Dyna-Soar, в основном перевозящих экипаж и запускаемых на существующих одноразовых ускорителях, до гораздо более крупных полностью многоразовых конструкций.

ILRV

30 октября 1968 года НАСА официально начало работу над тем, что тогда было известно как «Комплексная ракета-носитель» (ILRV) - название, которое они позаимствовали из более ранних исследований ВВС. Программа развития должна была проходить в четыре этапа; Фаза A: углубленное обучение; Фаза B: Определение проекта; Фаза C: Проектирование транспортного средства; и Фаза D: Производство и эксплуатация. В Фазе А должны были участвовать четыре команды; два на этапе B; а затем один генеральный подрядчик для этапов C и D. Отдельный конкурс по главному двигателю космического корабля (SSME) должен был проводиться параллельно.

НАСА в Хьюстоне и Хантсвилле совместно выпустили запрос предложений (RFP) на восьмимесячные исследования фазы A ILRV. Требовалось доставить на орбиту высотой 500 км полезную нагрузку весом от 5 000 до 50 000 фунтов. Возвращаемый аппарат должен иметь дальность полета не менее 450 миль, а это означает, что он может лететь влево или вправо от своей обычной орбитальной траектории. К участию в тендере были приглашены General Dynamics, Lockheed, McDonnell-Douglas, Martin Marietta и (новая компания) North American Rockwell. В феврале 1969 года, после изучения запросов предложений, участие Мартина Мариетты было исключено, хотя они продолжили работу самостоятельно. Всем остальным заявкам было предоставлено дополнительное финансирование фазы А.

При поддержке амбициозных планов Пейна в августе 1969 года программа ILRV была пересмотрена и стала проектом «максимальных усилий», и принимались только конструкции, допускающие повторное использование. Это привело к проведению второй серии исследований фазы А. Возвращенные конструкции сильно различались и соответствовали огромному диапазону полезной нагрузки, указанному в первоначальном запросе предложений. Наиболее распространенными оказались две основные конструкции фюзеляжа; конструкции подъемного корпуса , которые обеспечивали большую поперечную дальность полета, но ограниченную маневренность после входа в атмосферу, а также конструкции с треугольным крылом, которые полностью меняли эти критерии.

DC-3

Фаже считал, что все предложенные проекты сопряжены с неприемлемым уровнем риска для развития. В отличие от обычных самолетов с отдельными фюзеляжем и крыльями, конструкции ILRV имели смешанную компоновку крыла и фюзеляжа. Это означало, что изменения веса и баланса , которые практически неизбежны во время разработки, потребуют для компенсации изменений всей конструкции орбитального аппарата. Он также считал, что плохая управляемость любого из этих макетов на малой скорости представляет реальную опасность при приземлении. Расстроенный, по его мнению, проектом, который, казалось, гарантировал провал, он начал работу над собственной конструкцией и представил ее как DC-3.

В отличие от других моделей, DC-3 имел гораздо более традиционную компоновку, с почти цилиндрическим фюзеляжем и низко расположенными слегка стреловидными крыльями. Конструкция больше напоминала грузовой самолет, чем космический корабль. Возвращение в атмосферу осуществлялось при положении носа под углом 60 градусов, при котором нижняя поверхность космического корабля подвергалась воздушному потоку, с использованием баллистического подхода с тупым корпусом, который был аналогичен тому, который Фаже успешно впервые применил на капсуле Меркурия . При входе в атмосферу крылья практически не обеспечивали аэродинамическую подъемную силу. После входа в атмосферу, когда космический корабль войдет в нижние слои атмосферы, он перейдет в обычное положение полета, воздуховоды откроются, и реактивные двигатели запустятся для посадки.

Преимуществом этого подхода к проектированию было то, что изменения в весе и балансировке можно было устранить, 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 космический корабль будет иметь небольшую гиперзвуковую подъемную силу, поэтому его способность маневрировать при входе в атмосферу будет ограничена, а его поперечная дальность составит около 300 миль. Частично он мог бы компенсировать это улучшенными летными способностями на малой скорости, но все равно не смог бы достичь требуемых 450 миль. Баллистическая часть его профиля входа также означала полет в свалке, что многие астронавты НАСА считали рискованным.

Хотя DC-3 никогда не входил в первоначальные планы ILRV, имя Фейджета было настолько уважаемо, что другие сотрудники NASA MSC в Хьюстоне быстро сплотились вокруг него. Другие отделы НАСА выбрали свои собственные любимые проекты, в том числе возвращаемые версии ускорителей Сатурна, разработанные в Центре космических полетов Маршалла в Хантсвилле, подъемные тела на базе HL-10 , которые были одобрены Исследовательским центром Лэнгли и Центром летных исследований Драйдена (Эдвардс). ), и даже были предложены одноступенчатые орбитальные аэрокосмические самолеты. С тех пор вся программа была наполнена борьбами между различными командами. 1 июня 1969 года был опубликован отчет, критикующий конструкцию DC-3, за которым последовали еще несколько в течение оставшейся части года. Несмотря на это, компания North American быстро взялась за проект DC-3, поняв за годы, что лучший способ выиграть контракт с НАСА — это создать любую конструкцию, которую предпочитает Фейджет. В декабре 1969 года они выиграли контракт NAS9-9205 на разработку DC-3.

Чтобы устранить затор, возникший между отделами, 23 января 1970 года в Хьюстоне была проведена встреча для изучения всех внутренних концепций. В течение следующего года от ряда предложенных проектов пришлось отказаться, включая всю серию машин на базе подъемного корпуса , поскольку оказалось слишком сложно разместить цилиндрические баки в планере. Осталось два основных подхода: дельта-крылья и серия DC-3 Фаже. Разработка DC-3 продолжалась: 4 мая начались испытания на падение модели в масштабе 1/10.

Космическая оперативная группа

12 февраля 1969 года Ричард Никсон сформировал космическую целевую группу под руководством вице-президента Спиро Агнью , поручив ей выбирать миссии для НАСА после Аполлона. Агнью быстро стал сторонником амбициозных планов НАСА, кульминацией которых станет попытка полета на Марс. В заключительном отчете Целевой группы, представленном 11 сентября 1969 г., были изложены три широких плана; первый требовал финансирования в размере от 8 до 10 миллиардов долларов в год и достиг бы всех целей НАСА, второй сократил бы эту сумму до 8 миллиардов долларов или меньше, если бы пилотируемая орбитальная станция на Луне была сброшена, и, наконец, третий потребовал бы всего 5 миллиардов долларов в год и будут разрабатывать только космические станции и шаттлы.

Поначалу Никсон не комментировал эти планы. Позже он потребовал значительно сократить программу даже из самых незначительных предложений Целевой группы, вынудив их выбрать 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 разработки шаттла может сделать будущее развитие станции более вероятным. Однако оценки НАСА затрат на разработку шаттла были встречены Управлением управления и бюджета (OMB) с большим скептицизмом. Исследования RAND в 1970 году показали, что разработка многоразового космического корабля не имеет смысла, если принять во внимание затраты на разработку. В отчете сделан вывод, что станция с экипажем будет дешевле поддерживаться с помощью одноразовых ускорителей.

К этому времени Пейн покинул НАСА и вернулся в General Electric , и его заменил более прагматичный Джеймс Флетчер . Флетчер заказал независимую экспертизу концепции шаттла; Lockheed должна была подготовить отчет о том, как шаттл может снизить стоимость полезной нагрузки, Aerospace Corporation должна была подготовить независимый отчет о затратах на разработку и эксплуатацию, а Mathematica позже объединила эти два показателя в окончательный окончательный отчет. Отчет Mathematica был чрезвычайно положительным; он показал, что разработка полностью многоразовой конструкции снизит стоимость запуска, тем самым снизив стоимость полезной нагрузки и повысив спрос. Однако отчет был основан на значительно возросшей скорости запуска; В математике заложен тот факт, что более низкие темпы запуска полностью сведут на нет любое преимущество. Тем не менее, отчет оказал огромное влияние и сделал программу шаттлов постоянной темой дискуссий в Вашингтоне.

Стремясь усилить поддержку программы, Флетчер поручил НАСА разработать шаттл, который сможет удовлетворить также требования ВВС, как первоначально было разработано в их полностью многоразовых кораблях «Класса III». Если бы шаттл стал жизненно важным для ВВС и НАСА, его фактически невозможно было бы уничтожить. Требования ВВС основывались на проектируемой серии больших спутников-шпионов, которые тогда находились в стадии разработки, длиной 60 футов и весом 40 000 фунтов. Их нужно было запустить на полярные орбиты, что соответствует обычному запуску из Космического центра Кеннеди (KSC) массой 65 000 фунтов (запуски на востоке получают бесплатный импульс от естественного вращения Земли).

Военно-воздушные силы также требовали, чтобы дальность полета составляла 1500 миль, а это означало, что космический корабль должен был иметь возможность приземлиться в точке на расстоянии 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 одного витка, так называемого «однократного витка на орбите». Эта возможность была полезна и для НАСА, поскольку в случае необходимости предоставляла больше возможностей для прерывания операции.

Конец DC-3

Новые требования к дальности действия обрекли конструкцию DC-3.

Спутники вращаются вокруг центра Земли, а не вокруг ее поверхности. Если космический корабль был запущен на восток от экватора на 90-минутную низкую околоземную орбиту , он облетит Землю и вернется в то место, откуда был запущен, через 90 минут. Однако стартовая площадка переместится из-за вращения Земли . За 90-минутный период Земля повернется на 2500 километров (1600 миль) на восток, ускользая от космического корабля по мере его возвращения. Учитывая орбитальную скорость около 28 000 километров в час (17 000 миль в час), простое начало входа в атмосферу примерно на 5 минут позже, чем полная 90-минутная орбита, компенсирует эту разницу.

На 28,5° северной широты Космического центра Кеннеди ситуация более сложная. За 90-минутную орбиту KSC совершит оборот около 1350 миль (2170 км). Однако, в отличие от случая с экваториальной орбитой, если космическому кораблю оставаться на наклонной орбите немного дольше, он начнет уходить южнее места запуска (для наиболее эффективного запуска на восток, где наклонение орбиты равно широте запуска, что делает запуск указывает на самую северную точку его наземного пути ), ближайшая точка сближения находится примерно в 300 милях (480 км) к юго-западу. Космическому кораблю, желающему вернуться на стартовую площадку, потребуется около 300 миль поперечной маневренности во время входа в атмосферу, а для конструкции шаттла НАСА требовалось около 450 миль, чтобы иметь некоторое рабочее пространство.

полярные орбиты с базы ВВС Ванденберг Совсем другое дело – . На почти 35° северной широты расстояние, которое он мог бы преодолеть за одну орбиту, было бы немного меньше, чем у KSC, но, что особенно важно, шаттл должен был двигаться на юг, а не на восток. Это означало, что он не летел к точке запуска, двигаясь по своей орбите, и когда он завершит один виток, ему придется преодолеть все 1350 миль при входе в атмосферу. Эти миссии требовали значительно улучшенной дальности полета, установленной на уровне 1500 миль, чтобы обеспечить небольшой запас. Баллистический профиль входа в атмосферу самолетов серии DC-3 просто не мог приблизиться к этому требованию.

1 мая 1971 года OMB наконец опубликовало бюджетный план, ограничивающий НАСА 3,2 миллиарда долларов в год в течение следующих пяти лет. Учитывая существующие бюджеты проектов, это ограничило любые расходы на шаттл примерно до 1 миллиарда долларов в год, что намного меньше, чем требуется для разработки любой из полностью многоразовых конструкций. Основываясь на этих ограничениях, НАСА вернулось к транспортному средству класса II с внешним баком, что привело к разработке MSC-020. Позже в том же году от всех проектов с прямым крылом официально отказались, хотя команда Фаже, несмотря на это, продолжала над ними работать еще некоторое время.

Описание

DC-3 представлял собой двухступенчатый корабль с большим ускорителем и меньшим шаттлом/орбитальным аппаратом, в целом схожей конструкции. Оба по компоновке в общих чертах были похожи на «гигантские реактивные самолеты»: в их большом цилиндрическом фюзеляже вместо пассажиров или груза находились топливные баки. Нижняя часть фюзеляжа была сплющена для улучшения аэродинамики при входе в атмосферу, с небольшим подъемом вверх к носу в ранних моделях. Крылья располагались низко, на одной линии с нижней частью фюзеляжа, со стреловидностью назад на 14 градусов спереди и без стреловидности сзади. Общая схема крыла в плане была аналогична исходному DC-3. Хвостовое оперение представляло собой обычное трехповерхностное оперение, хотя в исходной конструкции MSC-001 дельтовидный горизонтальный стабилизатор располагался в нижней части фюзеляжа и выполнял двойную функцию: защищал задние двигатели при входе в атмосферу. Более поздние версии обычно не включали эту функцию и использовали более традиционные поверхности, установленные посередине фюзеляжа.

Орбитальный аппарат имел экипаж из двух человек и вмещал до десяти пассажиров. Грузовой отсек был установлен в середине корабля между баком с жидким водородом (LH2) позади него и комбинированным баком LH2/ жидкого кислорода перед ним. Такое расположение использовалось для центрирования груза над крылом, при этом более тяжелый кислород и боевой отсек уравновешивали вес двигателей. Затем более легкий водород заполнил остальную часть внутреннего пространства. У ракеты-носителя не было грузового отсека, поэтому в нем использовалась более простая компоновка баков с одним баком LH2 в задней части. Ракета-носитель обычно летала без экипажа, но имела кабину для двух человек, которая использовалась во время перегоночных полетов.

Орбитальный аппарат был оснащен двумя модифицированными двигателями XLR-129 с тягой, увеличенной с 250 000 до 300 000 фунтов силы, двумя орбитальными маневренными двигателями RL-10 мощностью 15 000 фунтов силы и шестью Rolls-Royce RB162 реактивными двигателями для посадки. Для посадки ракета-носитель использовала одиннадцать таких же двигателей XLR-129, а также четыре Pratt & Whitney JT8D . XLR-129 как на шаттле, так и на ракете-носителе были запущены для вертикального взлета. Для запуска орбитальный аппарат был установлен относительно далеко вперед, его хвост находился на одной линии с крыльями ракеты-носителя. Общий вес при запуске составит около 2030 тонн.

Орбитальный аппарат снова войдет в носовую часть под углом около 60 градусов над горизонтом, замедляясь на пике 2G, пока не достигнет низкой дозвуковой скорости на высоте 40 000 футов. В этот момент скорость движения корабля будет очень низкой, поэтому нос был опущен вниз, и орбитальный аппарат нырнул, чтобы набрать воздушную скорость над крыльями и перейти к горизонтальному полету. Ожидаемая скорость нагрева при входе в атмосферу на орбитальном аппарате составила 1650 градусов Цельсия на передней кромке и 790 градусов Цельсия на 80% нижней поверхности.

Чтобы максимизировать общую производительность, ракета-носитель вывела орбитальный аппарат на высоту 10 Маха и высоту 45 миль. Это требовало, чтобы ракета-носитель имела полную систему тепловой защиты для повторного входа в систему для посадки. И орбитальный аппарат, и ракета-носитель должны были быть защищены кварцевыми плитками LI-1500, аналогичными тем, которые в конечном итоге использовались на космическом шаттле. Эта конструкция была недавно представлена ​​компанией Lockheed и быстро стала базовой конструкцией для всех претендентов на создание шаттлов. В результате оба планера удалось изготовить из алюминия, что значительно снизило стоимость планера.

Оба корабля имели достаточно JP-4 для ухода на второй круг. Оба также могли нести увеличенную нагрузку JP-4 для испытательных полетов или перегонки. После запуска орбитального корабля ракета-носитель окажется слишком далеко, чтобы можно было легко развернуться и вернуться в Кеннеди, поэтому в обычном профиле миссии она пересекала океан, автоматически приземлялась, дозаправлялась и подбирала экипаж, а затем возвращалась обратно в Кеннеди. Кеннеди о своих двигателях JT8D.

По оценкам Lockheed, разработка и начальное производство в период с 1970 по 1975 год обойдется в 5,912 миллиарда долларов. Флот из шести орбитальных аппаратов и четырех ускорителей мог бы обеспечить скорость запуска 50 полетов в год.

Ссылки

• Максим Фаже, «Космический шаттл: новая конфигурация», Астронавтика и аэронавтика , январь 1970 г., стр. 52
• Маркус Линдроос, «MSC/North America Concept-A, 'DC-3'» , 21 января 2003 г. (имеет 4 ссылки)
• «Шаттл» , astronautix.com. Архивировано 13 марта 2012 г. на Wayback Machine.

Внешние ссылки

• Ранняя концепция полностью многоразового космического корабля DC-3 , рендеринг видео: Hazegrayart