Североамериканский DC-3 - North American DC-3

DC-3

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 сильные стороны заключались в хорошей управляемости на низкой скорости во время приземления и разработке 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 «поперечной дальности», чем мог обеспечить DC-3. Они также выразили серьезную озабоченность по поводу его устойчивости при входе в атмосферу . В конечном итоге NAA выиграла контракт на «Шаттл-орбитер», основанный на конструкции, совершенно отличной от конструкции другой команды MSC.

История

Задний план

В середине 1960-х годов ВВС США провели серию секретных исследований космических транспортных систем следующего поколения. Среди множества целей новые пусковые установки были предназначены для поддержки постоянного военного присутствия в космосе, и поэтому необходимы для значительного снижения стоимости запусков и увеличения скорости запуска. Выбирая из ряда предложений, ВВС пришли к выводу, что конструкции полу-многоразового использования были лучшим выбором с точки зрения общей стоимости, а конструкция Lockheed Star Clipper была 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 перешла в разработку, 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 краткосрочном 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 Марс в 1980-е годы. 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 ВВС США, от небольших автомобилей типа Dyna-Soar, в основном с экипажем 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 «Интегрированная ракета-носитель 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 компании 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 на этапе А.

Поддерживаемый амбициозными планами Пейна, в августе 1969 года программа ILRV была изменена на проект 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 RFP. Две основные конструкции фюзеляжа казались наиболее распространенными; 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

Фаже считал, что все предложенные конструкции включают недопустимый риск разработки. В отличие от обычных самолетов с отдельными фюзеляжем и крыльями, конструкции ILRV имели смешанную компоновку крыла и корпуса. Это означало, что изменения веса и баланса , которые почти неизбежны во время разработки, потребовали бы изменений всей конструкции орбитального аппарата для компенсации. Он также чувствовал, что плохое управление любой из этих схем на малых скоростях представляло реальную опасность при посадке. 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. Возвращение в атмосферу было выполнено под углом 60 градусов к носу, при котором нижняя поверхность космического корабля попадала в поток воздуха, 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 ее отсутствие. 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.

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 малой скорости, но все равно не смог бы пройти требуемые 450 миль.

Хотя DC-3 никогда не входил в первоначальные планы ILRV, имя Фэджета было настолько уважаемо, что другие сотрудники 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 базе HL-10 , одобренные Исследовательским центром Лэнгли и Центром летных исследований Драйдена (Эдвардс). ), и даже был предложен одноступенчатый орбитальный авиакосмический самолет. С тех пор вся программа была заполнена 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 с годами, 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 совещание для изучения всех внутренних концепций. В течение следующего года от ряда предложенных конструкций будет отказано , в том числе от всей серии транспортных средств 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 продолжилась, 4 мая началось испытание на падение модели в масштабе 1/10.

Группа космических задач

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. Агню 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, заставляя их выбирать либо космическую базу, либо шаттл. Обсуждая эту 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 NASA затрат на разработку шаттла были встречены с большим скептицизмом в Управлении управления и бюджета (OMB). Исследования RAND в 1970 году показали, что разработка многоразового космического корабля бесполезна, если принять во внимание затраты на разработку. В отчете сделан вывод, что пилотируемая станция будет дешевле поддерживать одноразовыми ускорителями.

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 должна была подготовить отчет о том, как шаттл может снизить затраты на полезную нагрузку, Aerospace Corporation должна была сделать независимый отчет о затратах на разработку и эксплуатацию, а Mathematica позже объединит эти два в окончательный окончательный отчет. Отчет Mathematica был чрезвычайно положительным; он показал, что разработка полностью повторно используемой конструкции снизит стоимость запуска, тем самым уменьшив затраты на полезную нагрузку и увеличив спрос. Однако отчет был основан на значительно увеличенной скорости запуска; Математическим принципом было то, что более низкая скорость запуска полностью лишила бы любого преимущества. Тем не менее, доклад 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 для их полностью многоразовых транспортных средств «Класса III». Если бы шаттл стал жизненно важным для ВВС, а также для НАСА, его нельзя было бы убить. Требования ВВС основывались на проектируемой серии разрабатываемых тогда больших спутников-шпионов, которые имели длину 60 футов и весили 40 000 фунтов. Их нужно было запустить на полярные орбиты, что соответствовало 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 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

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 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, ускользая от космического корабля 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 аппарату оставаться на наклонной орбите немного дольше, он начнет перемещаться к югу от стартовой площадки (для наиболее эффективного запуска на восток, где наклон орбиты равен широте запуска, что приведет к запуску указывает на самый северный его наземный путь ), его ближайшая точка приближения находится примерно в 300 милях (480 км) к юго-западу. Космическому кораблю, желающему вернуться на место запуска, потребуется около 300 миль поперечной маневренности во время входа в атмосферу, а конструкции шаттла НАСА требовали около 450 миль, чтобы иметь некоторое 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 критически 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. Эти миссии требовали значительно улучшенной дальности полета, установленной на 1500 миль, чтобы дать ей небольшой запас. 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 любых 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 еще некоторое время продолжала работать над ними, несмотря на это.

Описание

DC-3 представлял собой двухступенчатую машину с большим ускорителем и меньшим по размеру челноком, в целом аналогичной конструкции. Оба самолета в общих чертах были похожи на «джамбо-джеты», их большой цилиндрический фюзеляж содержал топливные баки вместо пассажиров или груза. Нижняя часть фюзеляжа была плоской для аэродинамики на входе, с небольшим изгибом вверх при приближении к носу в ранних моделях. Крылья были расположены низко, на одной линии с нижней частью фюзеляжа, с 14-градусной стреловидностью спереди и без стреловидности сзади. Общая схема крыла в плане напоминала исходный DC-3. Оперение был обычный блок три-поверхность, хотя в оригинальной MSC-001 конструкции дельта-образный горизонтальный стабилизатор был расположен в нижней части фюзеляжа и служил двойной долг в защите заднего монтажа двигателей во время повторного входа. Более поздние версии обычно не включали эту функцию и использовали более обычные поверхности, установленные 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) за ним и комбинированным баком с жидким водородом и 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 корме. Ракета-носитель обычно летала без пилота, но в ней была кабина 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 на одной линии 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 40 000 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 10 Маха и на высоте 45 миль. Это потребовало, чтобы ракета-носитель имела полную систему тепловой защиты, чтобы вернуться на посадку. И орбитальный аппарат, и ракета-носитель должны были быть защищены кварцевыми панелями LI-1500, аналогичными тем, которые в конечном итоге использовались на космических шаттлах. Эта конструкция была недавно представлена ​​Lockheed и быстро стала базовой для всех претендентов на шаттлы. В результате оба планера могли быть изготовлены из алюминия, что значительно снизило стоимость планера.

На обоих кораблях было достаточно JP-4 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 через океан, приземлялся автоматически, дозаправлялся и забирал экипаж, а затем возвращался в Кеннеди на своих двигателях JT8D.

По оценке Lockheed, разработка и начальное производство обойдутся в 5,912 млрд долларов в период с 1970 по 1975 год. Флот из шести орбитальных аппаратов и четырех ускорителей обеспечит скорость запуска 50 полетов в год.

Ссылки

• Максим Фаже, "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