Североамериканский DC-3 - North American DC-3

DC-3
Дизайнер	Максим Фаже
Страна происхождения	Соединенные Штаты
Характеристики
Емкость полезной нагрузки	12000 фунтов (5400 кг)

В DC-3 был одним из нескольких ранних предложений дизайна для НАСА Космический шатл разработано Максим Фаже на Центр пилотируемых космических аппаратов (MSC) в Хьюстоне. Он был номинально разработан Североамериканская авиация (NAA), хотя это была чисто внутренняя разработка НАСА. В отличие от дизайна, который в итоге появился, DC-3 был полностью многоразовая ракета-носитель двухступенчатый на орбиту космоплан конструкция с небольшой грузоподъемностью около 12 000 фунтов и ограниченной маневренностью. Его сильные стороны заключались в хорошей управляемости на низкой скорости при приземлении и разработке с низким уровнем риска, которая была относительно невосприимчивой к изменениям веса и баланса.

Работа по программе DC-3 закончилась, когда ВВС США присоединился к программе «Шаттл» и требовал гораздо большей маневренности «на перекрестке», чем мог обеспечить DC-3. Они также выразили серьезную обеспокоенность по поводу его стабильности во время возвращение. В конечном итоге NAA выиграла контракт на «Шаттл-орбитер», 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 следующего поколения. Среди множества целей, новые пусковые установки были предназначены для поддержки постоянного присутствия пилотируемых войск в космосе, и поэтому необходимы для значительного снижения стоимости запусков и увеличения скорости запуска. Выбирая из ряда предложений, ВВС пришли к выводу, что полу-многоразовые конструкции были лучшим выбором с точки зрения общей стоимости, а Локхид Стар Клипер дизайн был одним из наиболее изученных примеров. Они предложили программу разработки с немедленным запуском транспортного средства «Класса I» на основе одноразовых ускорителей с последующим более медленным развитием полу-многоразового дизайна «Класса II» и, возможно, полностью многоразового дизайна «Класса III» в дальнейшем. будущее. Хотя предполагается, что ВВС потратили до 1 миллиарда долларов на сопутствующие исследования, только программа класса I продолжила разработку, поскольку X-20 Dyna-Soar, который позже был отменен.

Вскоре после учебы в ВВС НАСА начал изучать постПроект Аполлон эпоха. Было рассмотрено множество проектов, многие из которых основаны на повторном использовании оборудования Apollo (Аполлон X, Программа приложений Apollo и т. д.) Одновременно с успехом высадки на Луну получила распространение серия все более амбициозных проектов, процесс, который был значительно расширен при новом директоре НАСА, Томас О. Пейн. 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 гг. НАСА заключило контракты на исследования космических станций на сумму 2,9 миллиона долларов США и Северной Америки. Макдоннелл Дуглас в июле 1969 г.

Идея небольшого и недорогого «транспортного средства логистики» для поддержки этих миссий возникла почти как запоздалая идея в конце 1960-х годов. Джордж Мюллер получил задание разработать планы такой системы и 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 несущих 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 «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 один генеральный подрядчик для Фаз C и D. Отдельный Главный двигатель космического челнока (SSME) конкурс должен был проходить параллельно.

НАСА Хьюстон и Хантсвилл совместно выпустили Запрос на предложение (RFP) для восьмимесячных исследований ILRV фазы А. 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, а это 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. 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 повторно используемые 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; подъемное тело конструкции, которые предлагали большую дальность полета, 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 в вес и баланс, которые почти неизбежны во время разработки, для компенсации потребуются изменения всей конструкции орбитального аппарата. 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. Дизайн больше походил на грузовой самолет чем 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 успешно применил на космическом корабле. Капсула ртути. 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 оригинальные Дуглас DC-3 чьи крылья были отведены назад именно по этой причине. Обратной стороной было то, что у космического корабля была бы небольшая гиперзвуковая подъемная сила, поэтому его способность маневрировать при повторном входе в него была бы ограничена, а его дальность полета составляла около 300 миль. Отчасти он мог бы компенсировать это улучшенными способностями к полету на малых скоростях, 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. Все другие отделы НАСА выбрали свои любимые конструкции, включая восстанавливаемые версии ускорителей Сатурна, разработанные в Центр космических полетов Маршалла в Хантсвилле подъемные кузова на базе HL-10 которые были одобрены Исследовательский центр Лэнгли и Центр летных исследований Драйдена (Эдвардс), и даже был предложен одноступенчатый аэрокосмический самолет для вывода на орбиту. 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 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 затор, возникающий между департаментами, 23 января 1970 года в Хьюстоне было проведено собрание для изучения всех внутренних концепций. В течение следующего года от ряда предложенных дизайнов будет отказано, включая всю серию подъемное тело - производные машины, так как цилиндрические баки оказались слишком сложными для размещения в планере. Это оставило два основных подхода, дельта-крылья и серия DC-3 Фагета. Разработка DC-3 продолжилась, 4 мая началось испытание на падение модели в масштабе 1/10.

Группа космических задач

12 февраля 1969 г. Ричард Никсон сформировал космическую оперативную группу под руководством вице-президента Спиро Агнью, давая им 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 сильно сократилась даже из самых маленьких предложений Рабочей группы, заставив их выбрать либо космическую базу. или 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. Однако оценки НАСА затрат на разработку шаттла были встречены с большим скептицизмом. Управление управления и бюджета (OMB). Исследования RAND в 1970 году показал, что разработка многоразового космического корабля бесполезна с учетом затрат 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 был заменен более прагматичным Джеймс Флетчер. Флетчер заказал независимые обзоры концепции шаттла; Lockheed должен был подготовить отчет о том, как шаттл может снизить затраты на полезную нагрузку. Аэрокосмическая корпорация должен был составить 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 снизив затраты на полезную нагрузку и увеличив 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 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 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, соответствующие нормальному запуску с Космический центр Кеннеди (KSC) 65000 фунтов (запуски на восток получают бесплатный толчок от 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 бы космический корабль был запущен строго к востоку от экватора на 90-минутный низкая околоземная орбита, он облетит Землю и вернется к тому месту, где был запущен через 90 минут. Однако стартовая площадка будет перемещена из-за Вращение Земли. За 90-минутный период Земля будет вращаться на 2500 километров (1600 миль) к востоку, ускользая от космического корабля при возвращении. Учитывая орбитальная 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 Космический центр Кеннеди 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 наклонение орбиты равна широте запуска, что делает точку запуска самой северной из ее наземный путь ), ближайшая точка приближения - около 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.

Полярные орбиты из ВВС База ВВС Ванденберг совсем другое дело. 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. Эти миссии требовали значительно улучшенной дальности полета, установленной 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 опубликовало 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 они были похожи на «джамбо-джеты» в общих чертах, с их большим цилиндрическим фюзеляжем, содержащим 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, со стреловидностью 14 градусов спереди и без стреловидности сзади. Общая схема крыла в плане напоминала исходный DC-3. В оперение был 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 при входе в атмосферу. 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 жидкий водород (LH2) за ним и комбинированный LH2 /жидкий кислород танк 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 беспилотным, но включала в себя кабину для двух человек, которая использовалась во время паромных полетов.

Орбитальный аппарат питался двумя модифицированными XLR-129 двигателей с увеличенной тягой с 250 000 до 300 000 фунт-сил, два двигателя по 15 000 фунт-сил RL-10 орбитальные двигатели маневрирования и шесть Роллс-Ройс RB162 реактивные двигатели для посадки. В бустере использовались одиннадцать таких же двигателей XLR-129 и четыре. Пратт и Уитни JT8D для посадки. XLR-129 на шаттле и 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 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. Ожидаемые скорости нагрева при входе в атмосферу на орбитальном аппарате составляли 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 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.

Оба корабля несли 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 миллиарда долларов в период с 1970 по 1975 год. Флот из шести орбитальных и четырех ускорителей обеспечит скорость запуска 50 полетов в год.