HL-42 (uzay aracı) - HL-42 (spacecraft)

HL-42
HL-42-pic2.jpeg
Access to Space Study'den NASA şeması
ŞebekeNASA
BaşvurularMürettebatlı uzay uçağı
Teknik Özellikler
Kitle başlatınAdaptörler dahil 29 ton
RejimAlçak dünya yörüngesi
Boyutlar
Üretim
Durumİptal edildi
Başlatıldı0
İlgili uzay aracı
Elde edilenHL-20 Personel Fırlatma Sistemi

HL-42 önerilen bir büyütülmüş versiyonuydu HL-20 yeniden kullanılabilir mürettebat uzay uçağı NASA'nın Langley Araştırma Merkezi'nde 1983'ten 1991'e kadar geliştirilen ancak asla uçmayan tasarım. HL-20 ("Horizontal Lander 20") gibi, HL-42 de iki aşamalı harcanabilir bir roketin üstüne monte edilmiş alçak dünya yörüngesine fırlatılırdı. Görevin sonunda tekrar girip piste iniş yapardı.

HL-42'nin olası bir halefi olarak önerildi Uzay mekiği 1994'teki NASA Uzaya Erişim Çalışmasında. Sonunda başka bir alternatif, Tek aşamalı yörüngeye tasarım, daha fazla geliştirme için seçildi ve HL-42 üzerindeki çalışma terk edildi.

Arka plan: NASA başlatma politikası

1980'lerin başında, hem sivil hem de askeri olmak üzere neredeyse tüm fırlatmalar için Uzay Mekiğinin kullanımını teşvik etmek NASA politikası olmuştu; ancak o zaman, neredeyse her hafta Shuttle görevlerinin kalkmasıyla, Uzay Mekiği programı ekonomik mantıklı. Ancak Challenger felaket 1986'da yeniden düşünmeyi zorunlu kıldı ve sonraki yıllarda birçok çalışma, "daha hızlı, daha iyi, daha ucuz" un iyi bir fikir olacağına dair büyüyen bir duygu dışında herhangi bir fikir birliğine varmadan ileriye dönük bir yol çizmeye çalıştı. Ayrıca önerilen sayfanın tasarımı (ve aslında amacı) konusunda anlaşmazlık vardı. Uzay istasyonu Özgürlük.

1994 Uzay Çalışmasına Erişim

Nihayet, Başkan Clinton, Ocak 1993'te ilk kez göreve geldiğinde, yeni NASA Yöneticisi Daniel Goldin fırlatma sistemleri için çok sayıda olasılığı iyi tanımlanmış üç seçeneğe indirgeyecek büyük bir çalışma başlattı.[1]

Kasım 1993'te, bu çalışma devam ederken, Rusya ile bir anlaşmaya varıldı. Özgürlük içine tasarım Uluslararası Uzay istasyonu, bu nedenle Uzay İstasyonu operasyonları için çalışma yazarlarına 'en kötü durum' için tasarım yapmaları söylendi: 4 kişilik bir İstasyon gibi Özgürlük yalnızca ABD tarafından inşa edilip sürdürülürdü, ancak Mir 51.6 derecelik bir eğimle yörünge (önemli bir değişiklik, çünkü bu, Cape Canaveral'dan ulaşılması daha zor olacak ve Mekiğin yükünü üçte bir azaltacaktır).[a][2]:7 Öte yandan, Rusya ile yeni işbirliği dönemi, Rusya'nın gelecek vaat eden birinci aşama motorlarını satın almayı ve kullanmayı kolaylaştıracaktır. RD-170 / RD-180 aile ve yenilikçi tri-itici RD-701.

NASA Uzay Sistemleri Geliştirme Ofisi, bu Uzaya Erişim Araştırmasını Ocak 1994'te yayınladı; on yılın geri kalanında uzay politikası üzerinde büyük bir etkisi oldu. Çalışma, seçilen yeni fırlatma donanımının mevcut Servislerin kullanımdan kaldırılmasına yaklaşırken 2005'ten başlayarak tanıtılmasını ve 2030'a kadar kullanımda kalmasını amaçladı. Üç uzman ekibin her biri, ilerideki olası bir yolu belirledi:[3][4]

Seçenek 1: 2030'a kadar, ancak yükseltmelerle Shuttle tabanlı olmaya devam edin

Seçenek 1, mevcut Mekik filosuna yapılan kademeli yükseltmelerden ve daha hafif, daha güçlü malzemeler kullanılarak birkaç daha fazla Mekik'in olası inşasından oluşan en muhafazakâr olanıydı. Büyük ölçüde geliştirilmiş aviyonikler, mürettebatsız, otonom operasyonları pratik ve hatta bazı görevler için arzu edilir hale getirebilir.[4]:8–23

Seçenek 2: Muhafazakar mühendislik, harcanabilir fırlatıcılar ve HL-42 dahil bazı yeni araçlar

Biraz daha maceracı olan ve ekonomi ve verimliliğe odaklanan Seçenek 2, yeni araçları içerecek, ancak mevcut malzeme ve yöntemlerde yalnızca küçük ilerlemeler içerecektir; Team 2, yalnızca 1997'de hazır olması beklenen teknolojiyi kullanmayı ve yeni donanımı 2005'te hizmete hazır hale getirmeyi planladı.

Seçenek 2'nin önerilen sürümünde, tüm fırlatma araçları harcanabilir. Delta II muhafaza edilecek; Atlas II, bir Rus RD-180 motoruyla yükseltilecek; ve ağır Titan IV ve Shuttle'ın yerine yeni bir ağır fırlatıcı (RD-180 motorları ve bir J-2S tek kullanımlık vidasız Otomatik Transfer Aracı (kargo için) veya HL-42 yeniden kullanılabilir uzay uçağı (mürettebat için) kullanarak tüm Uzay İstasyonu operasyonlarını destekleyecek olan güçlendirilmiş üst kademe).[4]:24–39

Seçenek 3: Doğrudan Tek aşamadan yörüngeye (SSTO) gidin

Seçenek 3 iddialıydı, ancak Takım 3 yeni bir büyük, tamamen yeniden kullanılabilir nesil için zamanın geldiğini hissetti tek aşamalı yörüngeye (SSTO) rampaları. 1993 yılının Nisan ayında kullanıma sunulmasından etkilenmişlerdi. McDonnell Douglas DC-X ve büyük ölçüde basitleştirilmiş "havayolu benzeri operasyonlar" şeklindeki ana felsefesi. Nitekim, çalışmanın kendi paylarına düşen kısmı şu italikleştirilmiş inançla tamamladılar: Sonuç olarak şudur: işlerlik sadece bir amaç olmamalıdır; tasarım sürücüsü olmalıdır. [3][4]:40–58

Takım 3, çeşitli hava soluyan, yatay kalkış alternatiflerini araştırdı. Rockwell X-30 (NASP) projesi, ancak geleceğin tamamen roket, dikey kalkış, yatay iniş SSTO tasarımı olduğu sonucuna vardı. Referans tasarımlarında önerilen ancak henüz inşa edilmemiş Rusça kullanılmıştır. RD-704 üç itici motorlar, küçük kanatlar ve merkezi Mekik tarzı yük bölmesine sahip silindirik bir gövde. Bu, kargo veya yolcu taşıyabilir, ancak her iki durumda da operasyon tamamen otomatik olacaktır.[4]:48 Ekip, ilk operasyonel aracın, 2011 yılına kadar tüm Delta, Atlas ve Shuttle operasyonlarını devralmaya hazır dört kişilik bir filoyla 2007 yılında teslim edilebileceğini hesapladı.[4]:53

Bu son referans tasarım, X-2000 Advanced Technology Demonstrator, Ağustos 1993'te NASA'nın Marshall Uzay Uçuş Merkezi'ndeki bir grup tarafından önerildi.[5]

Son tavsiye: SSTO için teknoloji geliştirin

Analizden sonra çalışma, Seçenek 3'e karar verdi: "Gelişmiş bir teknoloji, tamamen yeniden kullanılabilir tek aşamadan yörüngeye roket aracının geliştirilmesini bir Ajans hedefi olarak benimseyin." [4]:72 "Yıllık operasyon maliyetlerini ve yaşam döngüsü maliyetlerini düşürmek için en büyük potansiyele sahip ... ABD'yi uluslararası rekabet açısından son derece avantajlı bir konuma getirecek ve ABD'yi yeni nesil bir fırlatma kabiliyetine sıçrayacak. " [4]:69

Ticari uydu fırlatmalarına gelince, Seçenek 2'nin bile rakiplerle rekabet etmekte zorlanacağı hissedildi. Ariane 4 ve Ariane 5, "yabancı sistemlerin en verimli" olarak tanımlandı. "Diğer yandan Seçenek 3, fırlatma maliyetlerini o kadar düşürür ki, ABD endüstrisi tüm rakiplerin fiyatını düşürebilir. ABD, bu benzersiz gelişmiş teknolojiyi kullanarak, uluslararası uydu fırlatma pazarını önemli bir süre boyunca ele geçirecek ve bir kez daha egemen olacaktır. teknoloji araçları. "[4]:68

Seçenek 3, "orta ila yüksek teknik risk" olarak kabul edildi, ancak bunun "gerekli teknolojileri geliştirecek ve en az seviye 6 teknoloji hazırlık düzeyine kadar gösterecek olan 4 ila 5 yıllık teknoloji olgunlaşma aşaması nedeniyle yönetilebilir olduğu düşünülüyordu ( çalışma ortamlarında kanıtlanmıştır). "[4]:68

Sonuç: SSTO için umutların yetersizliği

SSTO'ya konsantre olma kararı verildikten sonra, NASA HL-42'ye ve gerçekten de harcanabilir bir fırlatıcı üzerine mürettebatlı bir uzay uçağı fırlatma konseptine olan ilgisini kaybetti. NASA'nın Langley Araştırma Merkezi'ndeki son HL-20 çalışmaları 1991 yılında yapılmıştı ve devam ettirilmedi.

NASA şimdi Pentagon'dan DC-X'i devraldı ve onu DC-XA Kesme Makinesi Graham.[6]Teknoloji göstericileri olarak iki yeni proje de başlatıldı: Yörünge Bilimleri X-34[7] ve Lockheed Martin X-33. Teknoloji bir kez kanıtlandıktan sonra, bir sonraki adım VentureStar, ticari bir SSTO uzay uçağı.

Ancak, "4 ila 5 yıllık teknoloji olgunlaşma aşaması" iyi gitmedi. DC-XA, prototip bir iniş kazasında ağır hasar gördükten sonra 1996 yılında iptal edildi ve X-34 ve X-33, anlaşmazlıklar ve teknik zorluklardan sonra 2001 yılında iptal edildi. VentureStar üzerindeki çalışmalar da 2001 yılında durduruldu ve SSTO'ya doğru itme etkin bir şekilde sona erdi.[8]

Seçenek 2'deki HL-42

Ayrıntılı olarak seçenek 2D başlatma sistemi

Takım 2, 84 araç ailesinden başlayarak, bunu 28'e ve ardından dörde indirerek, üçü HL-42 mürettebatlı uzay uçağını içeren birçok olasılığın kapsamlı bir incelemesinin ardından sonuçlarına ulaştı.[4]:24 Son ayrıntılı tavsiyeleri (Çalışmadaki Seçenek 2D) aşağıdaki gibiydi:

  • 5 ton için alçak dünya yörüngesi (LEO) misyonları, Delta II (para için güvenilir ve iyi bir değer olarak kabul edilir).
  • 10 tondan LEO'ya kadar görevler için, Atlas II ilk aşamada bir "düşük maliyetli, düşük riskli" Rus RD-180 motorunu kullanan yeni bir başlatıcı ve yeni geliştirilmiş bir Centaur tek ile üst sahne RL10 iki yerine motor.[9]
  • Daha ağır için Titan IV veya Mekik sınıfı yükler, pahalı Titanları emekliye ayırın; ve ilk aşamada üç Rus RD-180 motorlu ve tek bir iki aşamalı harcanabilir ağır fırlatıcı geliştirin. J-2S ikincisinde (aslında yükseltilmiş bir S-IVB sahne). Bu yeni başlatıcı, bir üst (üçüncü) aşama olmadan LEO'ya yaklaşık 38 ton kaldırabilecek.[4]:27

Ağır fırlatıcı daha sonra şunları taşıyabilir:

  • 23 tonluk yeni tek motorlu Centaur üst kademe artı bir sabit uydu veya gezegenler arası bir uzay aracı;
  • 8 ton tek kullanımlık adaptör ve kaçış sistemi artı 21 tonluk tam yüklü HL-42'den LEO'ya;
  • tek kullanımlık 7 tonluk ESA yapımı ATV artı 30 tona kadar kargo veya LEO'daki Uzay İstasyonuna yapı.
HL-42'nin ATV ortağı

Bu aşamada ATV, daha sonraki operasyonel ESA'nın Servis Modülü bölümüne benzer şekilde, kendine ait depolama alanı olmayan kısa, çömelmiş bir yörünge römorkörü olurdu. Otomatik Transfer Aracı. [10] Bu römorkör:

  • bir Basınçlı Lojistik Modülü (PLM), büyük CBM boyutlu yerleştirme bağlantı noktası;
  • yakıt ve gaz tanklarına sahip Basınçsız Lojistik Taşıyıcı (ULC);
  • Uzay İstasyonu'nun kendisi için yeni modülleri ve kafes yapıları tamamlayın.

Takımlara, 4 kişiyi koruyacaklarını varsaymaları söylendi. Özgürlük-sınıf İstasyonun her yıl 70 ton yukarı giden kargoya ihtiyacı olacaktır. Seçenek 2'de, bunların çoğu beş ATV görevinde (üç PLM ve iki ULC) yürütülecekti.[4]:29 Bertaraf edilecek atık, ATV / PLM veya ATV / ULC'ye yüklenir ve bu daha sonra yörüngeden ayrılır ve yeniden girişte yanar. ATV, gerekirse tamamen hasarlı veya eski Uzay İstasyonu modüllerini veya yapılarını da yörüngeden çıkarabilir.

Fırlatma sistemi, ortak bileşenlerin (RD-180 motorları, Centaur üst kademesi) mümkün olduğu kadar kullanılmasıyla bir bütün olarak ekonomi ve verimliliği hedefliyordu. ATV, Uzay İstasyonunun bir miktar kullanımı karşılığında, masrafları Avrupa tarafından karşılanacaktı; bu uygun maliyetli şekilde ESA iptal edildikten sonra uzayda bir dayanak koruyabilir Columbus programı 1991 yılında.[4]:32 ATV lansman kaportası bile Titan IV'ten ödünç alındı.[4]:36

Altı yeni araç veya "program öğesi" gerekli olacaktır:Uzay Çalışması Özet Raporundan Şekil 24Bu seçeneğin seçilmemesine rağmen, Seçenek 2 tavsiyelerinin çoğunun aslında daha sonraki yıllarda uygulamaya konmuş olması dikkat çekicidir. Önerilen yeni araçlardan üçü üretildi ve yaygın olarak kullanıldı.[b]

HL-42 ne kadar büyük olmalı? Azami kütle sorunu

Takım 2, şu soruya büyük bir fikir verdi: alt kütle, güvenli bir şekilde Dünya'ya geri gönderilmesi gereken kargo (esas olarak ekipman ve tamamlanmış deneyler). Bu, Seçenek 1 ve 3 için sorun teşkil etmedi; Mekik kolaylıkla alt kütleyi taşıyabilir, örneğin Çok Amaçlı Lojistik Modülü (MPLM) yük bölmesindeki ve VentureStar'ın da benzer bir sistemi olacaktır. Ancak Seçenek 2D'de, tüm alt kütlenin HL-42'de taşınması gerekecekti, bu da biraz kargo kapasitesi ve mürettebat koltukları sağlamak için HL-20'den daha büyük olması gerekecekti. Fakat pratikte ne kadar kapasite (hacim ve kütle) gerekli olacaktır?

Dan beri Özgürlük şimdiye kadar sadece kağıt üzerinde vardı, bunu tahmin etmek zordu, çünkü pratik deneyim yoktu. Rus uzay istasyonları, tek kullanımlık uzay istasyonlarından bu yana neredeyse hiç geri dönüş kütlesi göndermedi. İlerleme kargo modülleri yeniden girişte yanacak şekilde tasarlandı ve üç kişilik sıkışık Soyuz yeniden giriş modüllerinin ayıracak çok az yeri vardı.[c] Fakat Özgürlük ve ISS programı çok daha hırslıydı ve düzenli olarak büyük biyolojik ve özellikle endüstriyel işleme kullanıcı deneylerini geri getirmeyi öngörüyordu.

Bu deneylerin çoğu hantal bir ISS'ye sığacaktı Uluslararası Standart Yük Rafı (ISPR), bir Progress veya Soyuz sonda-ve-drogue ile sığmayacak kadar büyük yerleştirme bağlantı noktası. Bir ISPR'yi bile yüklemek için, HL-42'nin 1300 mm (51 inç) ile aynı boyutta bir yerleştirme bağlantı noktasına ihtiyacı olacaktır. Ortak Yanaşma Mekanizması Sonunda İstasyonun ABD yapımı modüllerini birbirine bağlayacak bağlantı noktaları. Ve her uçuşta kaç ISPR barındırması gerekir?

Başlangıçta ekiplere, yılda 58 tonluk temel rakam olarak (70 ton yukarı kütle ile karşılaştırıldığında) verildi ve bu, Seçenek 2 için büyük bir sorun oluşturacaktı: "Ancak, uzaya erişimle ilgili temel sorun şudur: dönüş kütlesi. "[4]:28 Geriye dönüp bakıldığında, 58 ton gereksiz bir şekilde büyük görünüyor ve aslında Langley Araştırma Merkezi (LaRC) tarafından yapılan acil analiz, "yedek parça, kullanıcı ve mürettebat sistemlerinin mantıklı bir şekilde geri gönderilmesiyle" 30 tona düşürülebileceğini gösterdi.

Bu, Seçenek 2 için hala rahatsız edici derecede büyüktü, bu nedenle LaRC tekrar çalışmaya başladı ve kullanıcı deneylerine öncelik vererek ve artık kullanılmayan hemen hemen diğer her şeyi atarak yıllık downmass'ın 10 tona düşürülebileceğini belirledi. veya kabaca büyük kütlenin% 15'i. Bu, HL-42'nin gerekli boyutunu hesaplamak için kullanılan rakamdır.[4]:28

Yılda üç mürettebat rotasyon görevi verildiğinde, her birinin üç ila dört ton aşağı kargo taşıması gerekecektir. Takım 2, bunun HL-20 tasarımını 1.42 kat artırarak, tesadüfen 42 fitlik bir uzunluk (ve HL-42 adı) vererek yapılabileceğini hesapladı. Toplam mürettebat ve kargo kütlesi 4,2 ton olarak belirlendi.[4]:31

Temel yıllık yukarı kargo manifestosu daha sonra şu şekilde görünecektir:Uzay Çalışması Özet Raporundan Şekil 19Aşağıya doğru yolculukta, bu manifesto 78 orta güverte dolapları, tüm ekstravehiküler aktivite kıyafetleri ve kullanıcı basınçlı rafların (ISPR'ler) yaklaşık yüzde 65'ini iade edecektir.[4]:28

Şekil 19'a göre, HL-42, rutin yukarı uçuşlarda bir veya iki ISPR taşıyacaktır; ancak iç düzenlemesinin diyagramları üç kişilik istiflemeyi gösteriyor.[11]:10

Sistem esnek olacak şekilde tasarlanmıştır. Deneyim, bazı zamanlarda ekstra alt kütle ihtiyacını ortaya çıkarsa, ekstra HL-42 uçuşları planlanabilir veya sıra değiştirilebilir. Her üç araç da aynı yeni ağır fırlatıcıyı kullandığından, bu işlemin başlatılmasında minimum kesintiye neden olacaktır.

Takım 2, asgari alt kütle tedarikinin eleştiriyi çekebileceğinin çok farkındaydı: "Bu geri dönüş seviyesinin kabul edilebilirliği (teslim edilen kütlenin yaklaşık yüzde 15'i), son Uzay İstasyonu Freedom lojistik senaryosunda ele alınması gereken bir konuyu temsil ediyor."[4]:28 Ancak, daha sonraki ISS deneyimi bunun bir sorun olmayacağını gösterdi.

HL-42, daha sonra vidasız olarak aynı kargo kapasitesine sahipti. SpaceX Dragon ve Mekiğin Temmuz 2011'de emekliye ayrılmasından sonra en az beş yıl boyunca Dragon, ISS'den önemli miktarda alt kütle taşıyabilen tek araçtı.[12]İlk dört Ticari İkmal Hizmetleri misyonu için gerçek düşüş rakamları CRS-1'den CRS-4'e 2012'den 2014'e kadar üç yıl boyunca 0.9 ton, 1.4 ton, 1.6 ton ve 1.5 ton idi. Bu, HL-42'nin özellikle yılda üç uçuşla gerçekten yeterli kapasiteye sahip olacağını gösteriyor.[d] Ayrıca ejderhadan daha hafif bir kargodan daha hafif bir yolculuk sağlardı (1.5g 3.5'e kıyasla yavaşlamag Ejderha için) ve bir piste çok daha uygun bir iniş (Ejderhanın Pasifik Okyanusu su sıçramasından ziyade).

HL-42'nin güvenlik avantajları

Beri Challenger 1986'daki felaket, Mekik'in yeterince güvenli olmadığı anlaşılmıştı. Çalışma, mevcut "mürettebat hayatta kalabilirliğini" 0,98 olarak tahmin etti.[e] Araştırmanın amaçlarından biri de bunu 0,999'a çıkarmaktı.[4]:4

Bununla birlikte, 2030'a kadar uzanan birçok olası Mekik yükseltmesini incelemesine rağmen, Takım 1 mürettebattan kaçış sağlamanın pratik bir yolunu bulamadı. Tüm sistemi önemli ölçüde daha güvenli hale getirmenin tek etkili yolu, aslında sadece kargo teslimatı olan görevlerde hayatları riske atmaktan kaçınmak için Mekiğin aviyoniklerini yükseltmek ve otonom operasyonu mümkün kılmak olabilirdi: "Ek mürettebat kaçma kabiliyeti sağlamak maliyet nedeniyle tavsiye edilmedi, ağırlık ve ağırlık merkezi etkileri ve teknik riskler. Maliyetleri daha da düşürmek ve uçuş güvenliğini artırmak için çeşitli yöntemler belirlendi. Biri, insan güvenliğini etkilemeden uçuş oranının artmasına izin verecek olan vidasız bir yörünge aracıdır ... ".[4]:23 Bununla birlikte, görevlerin yarısı vidalanmamış olsa bile, bu sadece riski yarı yarıya düşürebilir ve "beka kabiliyeti" 0,99'a yükselirdi, bu yine de 0,999 hedefinden çok daha kötüdür.

Mürettebat ve kargoyu ayırarak güvenliği artırmanın genel ilkesi (kargo görevlerinde hayatları riske atmadan), NASA tarafından çalışmadan önce birkaç yıldır çalışılmıştı ve Seçenek 2 baştan bu şekilde tasarlandı. HL-42 yalnızca mürettebatın rotasyonu gerektiğinde uçurulabilir. Bu aynı zamanda sadece kargo donanımının (ATV, PLM, ULC) insan tarafından derecelendirilmesine gerek olmadığı ve tüm sistemi daha ucuz hale getirdiği anlamına geliyordu.[4]:28

Mekik'ten çok daha küçük olan HL-42, fırlatıcısının üstüne monte edilebilir, bu nedenle pede ve uçuşun ilk dakikasında basit bir şekilde kaçış sistemini başlatmak (LES) "HL-42'yi yıkıcı bir destek olayından hızla uzaklaştırmak için yüksek itme kuvveti sağlayabilir" ve fırlatma rampasının yakınındaki bir piste geri kaymasına izin verebilir.[4]:32[f]

Önümüzdeki birkaç dakikalık uçuşta bir "felaket olayı" ile başa çıkmak için, fırlatma adaptörünü (HL-42'nin arkası ile fırlatıcı ikinci aşamasının tepesi arasında) daha büyük katı roket motorlarıyla takma seçeneği olacaktır. geri destek ve Başlatma Sitesine Dönüş (RTLS) bozulmamış iptal sağlamak için.

Kaza RTLS menzilinin ötesinde olursa, LES, HL-42'yi uzaklaştırır ve fırlatılır ve HL-42'nin kendisi alt atmosfere geri kayar. Uygun uzun pistler (muhtemelen büyük ticari havalimanlarında bile) ulaşılmasaydı, paraşütler açacak ve okyanusa sıçrayacaktı. HL-42'deki tüm manevra motorları toksik olmayan metan yakıtı ve sıvı oksijen kullandığından (zehirli hipergolik yakıtlar Mekik), bu acil inişlerin herhangi birinden sonra bir pist "emniyete alma" prosedürüne gerek olmayacak ve çarpışmada inişte daha az tehlike olacaktır.

HL-42, Mekikleri yok eden koşullarda hayatta kalacaktı. Challenger 1986'da ve Columbia 2003'te. 1986'da LES onu güçlendirici patlamadan kurtaracaktı; ve fırlatıcısının üstünde, ısı yalıtımına ölümcül şekilde zarar veren düşen enkazın önünden güvenli bir şekilde çıkmış olacaktı. Columbia.

Bu düşünceler, çalışmanın, Takım 2'nin HL-42 ile güvenlik hedefine ulaştığı sonucuna varmasına neden oldu: "Mürettebat güvenliğinin (mürettebatın hayatta kalma olasılığı) Uzay Mekiğinin 0,98'inden en az 0,999'a iyileştirilmesi, uzay mekiği tarafından karşılandı veya aşıldı. Seçenek 2 ve 3'ün yeni araçları. "[4]:67

Tasarım

HL-42, dolaylı olarak otuz yıllık deneyime dayanmaktadır. kaldırıcı vücut uzay uçakları, ancak esas olarak selefi HL-20'ye bağlıydı. Team 2, tasarımlarının arka planını şu şekilde açıkladı: "HL-42 tasarımı, Langley Araştırma Merkezi'nde 1983'ten beri üzerinde çalışılan HL-20 kaldırıcı cisim araç konseptinden doğrudan kaynaklanıyor. HL'nin yüzde 42 boyutsal ölçeğidir. 20 ve HL-20 tasarımının temel tasarım ve operasyonel özelliklerini korur.Uygulanabilir HL-20 tasarım veri tabanı, kapsamlı NASA aerodinamiği, uçuş simülasyonu ve iptali ile insan faktörleri araştırmasının yanı sıra Rockwell ile yapılan sözleşmeli çalışmaların sonuçlarını içerir. Lockheed ve Boeing, verimli üretim ve operasyon tasarımının tanımlanmasında. "[4]:30Uzay Çalışması Özet Raporuna Erişimden Şekil 21

Yapı ve termal koruma

Seçenek 2, 1997'de pratik kullanım için mevcut olan teknolojiye dayanıyordu, bu nedenle HL-42, Shuttle ile aynı malzemelerin çoğunu kullandı; alüminyum alaşımından bir yapısal iskelete sahipti ve çok benzer termal koruma sistemi.

HL-42'nin yapısal çekirdeği, iki erişim kapağı olan silindirik alüminyum basınç kabiniydi: fırlatma adaptörü fırlatıldıktan sonra Uzay İstasyonu ile kenetlenmek için arkadaki büyük kapak (ve fırlatma öncesi yatay kargo yüklemesi için) ) ve fırlatma rampasında dikey durumdayken mürettebat erişimi için kabinin çatısında çok daha küçük bir kapak (ve inişten sonra, özellikle acil bir okyanus sıçramasına paraşütle indikten sonra alternatif bir çıkış olarak). Yapının geri kalanını desteklemek için bu güçlü silindirik çekirdeğin her iki tarafından alüminyum çerçeveler uzatıldı.

Kaldırıcı cismin tüm alt yüzeyi, Sertleştirilmiş Tek Parça Elyaflı İzolasyon ile yeniden giriş ısısından korunmuştur (TUFI ) Karolar, Shuttle'ın daha sert, darbeye daha dayanıklı bir versiyonu HRSI fayans; Güncellenen TUFI karolar 1996'da kullanıma girdi. Shuttle'dakiler gibi mat siyah olan bu karolar, alüminyum çerçevelere monte edilmiş çok parçalı ısıya dayanıklı çok parçalı bir kaplamaya doğrudan yapıştırıldı.[g]

Çok daha düşük sıcaklıklara maruz kalan üst yüzey kaplaması, çerçeveler arasındaki basınçsız ekipman yuvalarına erişim sağlamak için çıkarılabilen alüminyum petek panellerden yapılmıştır. Üst yüzey aynı yalıtkan beyaz kumaşla kaplandı (AFRSI, Mekiğin üst yüzeyleri olarak Nomex Advanced Keçe Yeniden Kullanılabilir Yüzey İzolasyonu).

Kanatlar tamamen titanyumdan yapılmıştır ve hem TUFI karolar (daha sıcak bölgelerde) hem de AFRSI kumaş (daha soğuk bölgelerde) cilde doğrudan yapıştırılmıştır.

Hepsinin en sıcak bölgeleri olan burun başlığı ve yüzgeçlerin ön kenarları, güçlendirilmiş karbon-karbon Mekikte oldukları gibi.

Tahrik: Metan yakıtlı OMS ve RCS

HL-42'nin yörünge üzerindeki tahrik sistemleri, daha küçük ölçekte, yüzeysel olarak Mekiğe benziyordu. Arka tarafta, erişim kapağının her iki yanında iki tane vardı Uzay Mekiği Yörünge Manevra Sistemi (OMS) motorları yörüngeyi ayarlamak, diğer uzay araçlarıyla buluşmak ve nihayet yörüngeden çıkmak için kullanılır. Tamamen dolu OMS, HL-42'ye toplam hız değişikliği (delta-v ) 290 m / s, Mekiğin 300 m / s rakamına benzer.

reaksiyon kontrol sistemi (RCS), prensip olarak, OMS ile aynı yakıtı kullanarak HL-42'nin yunuslama, yuvarlanma ve sapma durumlarını kontrol etmek için küçük roket motorlarından oluşan bir sistem olan Mekik'inkine benzerdi. Bu, bir OMS motor arızası durumunda, kalan yakıtın, acil bir yörünge yanmasını tamamlamak için arkaya bakan RCS motorlarına bir ara bağlantı yoluyla gönderilebileceği anlamına geliyordu.[16]

Bununla birlikte, Mekik ve HL-42 arasında büyük bir fark vardı: yakıt türü. Mekik toksik ve hipergolik kullandı monometilhidrazin (MMH) ve dinitrojen tetroksit (N2O4) hem OMS hem de RCS için. Yeni "daha hızlı, daha iyi, daha ucuz" havayolu tarzı operasyonlar prensibine uygun olarak Team 2, hem OMS hem de RCS için metan (CH4) ve sıvı oksijene geçmeye karar verdi.[4]:31 Bunlar toksik olmamasına ve kullanımı çok daha kolay olmasına rağmen, bilinmeyene doğru bir adımdı, çünkü 1994'te henüz üzerinde herhangi bir çalışma yapılmamıştı. metan-lox motorları. Bu nedenle bu, Seçenek 2 için Gereken beş Gelişmiş Geliştirme Görevinin dördüncüsü olarak listelenmiştir.[4]:35

Aerodinamik kontrol yüzeyleri

HL-20 gibi, HL-42'de de yedi adet hareketli kontrol yüzeyi vardı: her bir yan kanatta bir elevon, kanatçıklar arasında tamamen hareket eden bir merkezi dümen ve dört gövde kanadı (ikisi arkada alt yüzeyde ve ikisi dümen ve kanatçıklar arasındaki üst yüzey). Shuttle ile karşılaştırıldığında, HL-42, özellikle yüksek dinamik basınçlar ve yüksek hücum açısıyla yeniden girişin orta aşamalarında, pitch ve roll kontrolü için iki alt gövde kanadına çok daha fazla güveniyordu. Bu bağlamda, HL-20 ve HL-42, Mekik ile daha sonra ESA gibi araçlar arasındaydı. IXV iki alt gövde kanadı vardı ve başka kontrol yüzeyi yoktu.[4]:31

Yeniden girişin en erken aşamalarında, Shuttle gibi HL-42, tutum kontrolü için tamamen RCS'ye güvenecekti. Mekik durumunda, çevreleyen hava yoğunlaştıkça ve dinamik basınçlar arttıkça, kanatların dış arka kenarlarındaki kanatçıklar ilk olarak hava akışını kavrayacak ve RCS'den dönüş kontrolünü devralacaktı. Sonra, biraz sonra, iç arka kenarlardaki yükseltiler, perde kontrolünü devralacaktı. (Mekiğin tek arka gövde kanadı, duruş kontrolü için daha az önemliydi, yalnızca bir adım düzeltme sekmesi görevi görüyordu ve ana motor nozüllerini yeniden giriş ısısından korumak için çalışıyordu.)[16]

HL-42 durumunda, yan kanatçıklardaki yükseltiler bu aşamada sabit bir hava akışını karşılayamayacak kadar gövdeye çok yakındı, bu nedenle iki alt gövde kanatçığı, perdeyi kontrol etmek için birlikte hareket ederek ve dönüş için farklı şekilde hareket ederdi. . Bununla birlikte, hem Mekik hem de HL-42 için sapma, alçalmanın çok sonrasına kadar yalnızca RCS tarafından kontrol edilecektir, çünkü yüksek hücum açısı dümeni hava akışından korumaya devam edecektir.[h][18]:4

Son olarak, hem Shuttle hem de HL-42 için, hava hızı daha yoğun hava ve daha düşük hücum açısı ile Mach 3.5'in altına düştüğünde, dümen hava akışını karşılamaya başlayacak ve RCS'den sapma kontrolünü devralacaktı. Buradan inişe kadar HL-42, alt gövde flaplarından bir miktar dönüş kontrolü ile, esas olarak yükseltiler ve dümen tarafından kontrol edilen normal bir uçak gibi davranacaktı. Daha düşük hızlarda, birlikte hareket eden üst gövde kanatları, yükseklik kontrolüne de yardımcı olabilir (daha yüksek hızlarda, hava akışının dışında ve etkisiz olurlar). Konma işleminden sonra üst gövde kanatları, hava freni olarak hizmet etmek üzere alt gövde kanatları ile birlikte uzatılacaktır.[18]:4

Dahili güç: elektro-mekanik, hidrolik değil

Yedi HL-42 kontrol yüzeyinin tümü, Shuttle'daki gibi hidrolik olarak değil, elektro-mekanik aktüatörlerle hareket ettirildi. Tekerlekler (geleneksel bir Mekik tipi üç tekerlekli alt takım) da Shuttle'daki gibi hidrolik olarak değil, elektro-mekanik olarak indirildi. Bu, tasarım politikasındaki kasıtlı bir değişikliğin sonucuydu: Langley Araştırma Merkezi, HL-20'de herhangi bir hidrolik sistem bulundurmamaya, bunun yerine elektro-mekanik aktüatör kullanmaya karar vermişti ve HL-42 de aynı prensibi izledi.[4]:31

Mekik üç bağımsız hidrolik sistemle tasarlanmıştı, her biri bir motorlu turbo pompayla basınçlandırıldı. APU toksik hidrazin ile güçlendirilmiştir. Bu sistemler yalnızca fırlatma, yeniden giriş ve iniş sırasında çalıştırıldı ve kısa bir süre için çok fazla güç sağlamak üzere tasarlandı. Aynı zamanda, bir veya iki saniye süren normal gücün üç katına kadar talepte ani artışlarla da baş edebilirler (örneğin, tekerlekleri indirirken tüm kontrol yüzeylerini hızla hareket ettirirken).[19]

Ancak, sonraki on yıllarda bazı uzay aracı mühendisleri, hidrolik gücü gereksiz şekilde karmaşık, güvenilmez ve bakımı zor olarak görmeye başladı.[ben] Olası Shuttle yükseltmeleri listesindeki Team 1 bile hidrolik sistemlerin bir kısmının veya tamamının elektro-mekanik olanlarla değiştirilmesini önermişti. Sebeplerinden biri, zehirli hidrazin APU yakıtını kaldırarak yer işlemeyi basitleştirmekti ve bu, yeni havayolu tarzı operasyon politikasına çok iyi uyuyordu.[4]:11, 17

Bununla birlikte, HL-42 elektrik sistemi artık iniş sırasında güç talebindeki büyük ve öngörülemeyen dalgalanmalarla başa çıkmak zorunda kalacaktı.[j] Bu nedenle iki güç kaynağı ile tasarlanmıştır. Normal temel güç hidrojen-oksijen tarafından sağlandı yakıt hücreleri yörüngedeki mekikte olduğu gibi; ancak HL-42'de şarj edilebilir gümüş-çinko piller talebin çok yüksek olduğu kısa süreler için yedek güç sağlamak. (Bu, cihazda kullanılan güç kaynaklarının aynı kombinasyonuydu. Apollo CSM.)[4]:31

Takım 2, bu iki kaynaklı elektrik sisteminde, özellikle yedek gücü açıp kapama prosedürleri üzerinde bir miktar daha fazla geliştirme yapılması gerektiğini fark etti. Bu nedenle, bunu beş Gerekli Gelişmiş Geliştirme Görevinden ikincisi yaptılar: "... aktüatörler ve bunların elektrikle çalışan tahrik ve anahtarlama sistemleri, güç kaynağı sistemleri vurgulanarak olgunlaştırılmalıdır."[4]:35

Aviyonik

Shuttle'ın ilk planlanmasından bu yana geçen yirmi yıl içinde elektronik donanım muazzam bir gelişme gösterdi ve HL-42 bu ilerlemelerden maksimum düzeyde yararlanmak için tasarlandı. Kendini fırlatma rampasında kontrol edebilir ve ardından tüm bir görevi otonom olarak uçurabilir, GPS ile gezinir ve kendi sağlığını sürekli olarak izler. "Görev operasyonlarının önemli kısımları otomatik sistemler kullanılarak gerçekleştirilecektir. Kalkış, çıkış, yörünge operasyonları, giriş ve iniş otomatikleştirilmiştir ve mürettebat müdahalesi gerektirmez, böylece tesisler ve mürettebat eğitimi için önemli gereksinimleri ortadan kaldırarak maliyeti düşürür. ... Araç üstü sistemlerin yer yönetimi, otomasyon ve araç üstü araç sağlığı yönetimi ile azaltılacaktır. Küresel Konumlandırma Uydu sistemi kullanılarak yörünge ve navigasyon yönetimi azaltılacaktır. "[4]:33

Otonom operasyon, pilotlu araçlar olarak tasarlanan Apollo and the Shuttle'ın felsefesinden büyük bir kopuştu. Uçuş kontrolü, rehberlik ve seyrüsefer diğer hava araçlarında zaten otomatikleştirilmişti, ancak "araç üstü araç sağlığı yönetimi" daha zorlayıcı olurdu; Pratik uzay uçuşu deneyimi, pilotun işinin önemli bir kısmının, hangi alarmların veya alarm kombinasyonlarının güvenli veya geçici olarak göz ardı edilebileceğine ve hangilerinin genel durum göz önüne alındığında acil eylem gerektirdiğine karar vermek olduğunu göstermiştir.[k] Bu kararların artık yazılıma yazılması gerekecekti. Bu yazılımı test etmek ve hata ayıklamak, gerçek uçuş testi fırsatlarının son derece sınırlı olacağı göz önünde bulundurulduğunda (saatlerle veya fırlatma ve yeniden giriş için, hatta yılda dakikalarla) zorlu bir görev olacaktır.[l]

Aviyonik donanımın eskimesi başka sorunları da beraberinde getirir. Elektroniği her beş ila on yılda bir yükseltmek mantıklı görünse de, daha sonra tüm yazılımların yeni ve daha hızlı donanımda yeniden doğrulanması gerekecek ve bu da daha iyi donanımın faydalarından çok daha ağır basabilecek operasyonel gecikmelere ve masraflara neden olacaktır.[m]

Takım 2, tüm bunların farkındaydı ve aviyonik ve yazılımı, Gerekli olan beş Gelişmiş Geliştirme Görevinden ilki olarak seçti: "yükseltilebilen aviyonik sistemler, otomatik olarak oluşturulan ve doğrulanan yazılım ve uçuş sırasındaki işlevlerin sağlık yönetimi . "[4]:35

Geliştirme: Her zamanki gibi işler ve Skunk Works

1990'ların başlarında, bazı mühendisler arasında, NASA kültürünün çok fazla evrak işi ve çok fazla orta düzey yöneticiyle çok bürokratik hale geldiği ve daha iyi sonuçların zayıflamadan gelebileceği duygusu gelişmeye başladı. "Yoğun çalışma" yaklaşmak. Çalışma ekiplerinden ikisi şu duyguyu paylaştı: "Seçenek 2 ve 3 ekipleri, daha küçük, ancak özel ve birlikte konumlandırılmış hükümet gözetimi, daha verimli bir yüklenici iç organizasyonu olan Lockheed" Skunk Works "modeline göre şekillendirilmiş, geliştirilmiş bir yönetim ve sözleşme yaklaşımı önerdiler. hızlı prototipleme ve tasarımdan uçuşa ekip sürekliliği. "[4]:61

Diğer NASA ekipleri de bu duyguyu paylaştı. DC-X Değerlendirme Ekibi 1 Mart 1994'te Dan Goldin'e DC-X projesi hakkında bilgi verdiğinde, Özet çalışmasının yayınlanmasından sadece haftalar sonra, daha fazla DC-X gelişimi için aynı yaklaşımı önerdiler. DC-X, McDonnell Douglas tarafından yapılmıştı, bu nedenle "hızlı yönetim" hiçbir şekilde Lockheed ile sınırlı değildi.[24]

Team 2 in particular hoped for major cost savings from this approach. "The development of the HL-42 ... could use a "Skunk Works" type approach. This approach has been used successfully in major military programs such as the Hercules, U-2, and SR-71. In a study conducted on the HL-20 payload system by the Langley Research Center and Lockheed, it was determined that significant savings could be achieved using this approach. Based on those results, the new approach for the HL-42 ... could yield reductions as high as 40–45 percent in the total spacecraft development and production cost estimates, compared to the traditional "business-as-usual" estimates.[4]:35

Team 2 characterised "Skunk Works" development as including: "firm requirements, single management authority, small technical staff, customers on site, contractor inspections, limited outside access, timely funding, reports only important work, simple drawing release, rapid prototyping, etc."[4]:36

Routine operations

In routine operations the HL-42 would be delivered to one of the three OPFs -de Kennedy Uzay Merkezi (KSC) to be prepared and loaded. It would arrive in flight-ready condition; all test and checkout procedures that would duplicate those already performed at the manufacturing facility would be eliminated.

Once loaded, it would move to the VAB to be rotated to the vertical and mated with the second stage at the top of the heavy launcher. After this it would check itself out using its autonomous systems "with minimum personnel time and in one to two shifts".[4]:32, 33 The whole stack would then be moved to one of the two Kompleks 39'u Başlat pads as with the Shuttle. Exactly the same procedure would be used for cargo launches using the ATV.

For Shuttle ground operations the ratio of support staff to those who actually worked on the vehicle (the "nontouch-to-touch" ratio) was six-to-one. For the HL-42, Team 2 hoped to reduce this to three-to-one, a ratio more typical of commercial airlines, thus halving not just salaries but also accommodation costs.[4]:34

KSC would handle all the launches, handing over to a small (10–12 consoles) mission control room at Johnson Uzay Merkezi in Houston as soon as the HL-42 had separated from the launcher second stage. "Autonomous systems that had targeted the booster to the separation point would transfer control to the orbital vehicle's autonomous system. This system would calculate the orbital insertion and steer the vehicle to that position. The vehicle would than proceed to the next pre-defined phase of the mission. This sequence would continue until all the mission events had been completed. Ground monitors will have the capability to terminate any phase and re-initialize the autonomous flight system with new instructions."[4]:34

Since the 'crew' would now be just passengers, training could be greatly simplified and entirely simulation-based. "All training would be conducted in the central simulation facility. Training facilities should mirror flight control facilities for flight monitoring. The training facilities would be used to verify pre-flight analyses. The primary mode of training would be computer based. No motion based, fixed based, or flight aircraft facilities will be required."[4]:34, 35

All these detailed plans, however, were shelved when the SSTO option was chosen in 1994.

Eski

Situation in 2001–2004: Option 2 partially adopted

By 2001 it had become evident that the SSTO Option 3 would be too difficult in practice (at least given the funding that Congress was willing to allocate) and the X-33, X-34 and VentureStar were cancelled in that year. Option 1, substantially upgrading the Shuttle system, had also been abandoned. The Study had shown convincingly that this could not be made cost-effective: "... it is clear that the major cost savings targeted as a goal for this study only accrue in architectures employing new vehicles."[4]:65 It had also proved impracticable to raise Shuttle "crew survivability" above the current 0.98 or 0.99: Option 1 "did not improve significantly on the current crew safety analysis."[4]:67 The existing orbiters would therefore not be substantially upgraded, and by 2004 it had been decided that "With its job done, the Space Shuttle will be phased out when assembly of the ISS is complete, planned for the end of the decade."[25]

In practice, then, it was only Option 2 that was ultimately followed up, though not completely. Delta II tutuldu. Atlas II was upgraded with a Russian RD-180 engine and flew as the Atlas III in 2000. The expensive Titan IV would be retired in 2005 and replaced by a new heavy launcher introduced in 2004, although this new launcher would be the Delta IV Ağır (26 tonnes to Mir orbit), not the more powerful triple RD-180 version (38 tonnes to Mir orbit) proposed for the Option 2 system. With these upgrades the Atlas ve Delta families would continue to launch American uncrewed spacecraft for some time to come; and the ESA ATV (launched on the European Ariane 5 ) would be ready to take over supplying cargo to the International Space Station three years before the Shuttle was retired.

None of these vehicles, however, would be capable of ferrying crew to and from the ISS.

Crewed spaceplanes not reconsidered

Even though the problem of assuring post-Shuttle crew access to the ISS was now becoming more urgent, NASA did not revisit the Option 2 combination of a crewed spaceplane with an expendable launcher. Önerilen X-38 Space Station 'lifeboat', while looking superficially similar to the HL-20, would have been ferried up as cargo in the Shuttle's payload bay, and used once or not at all; even this was cancelled in 2002. On the other hand, the military Boeing X-37, while operational from 2010, was much smaller (5 tonnes at launch), uncrewed, and never intended to support Space Station operations.

NASA was able to reject all three of the options for post-Shuttle ISS crew access presented in the Study because a fourth option had recently become available: using the Russian Soyuz programı infrastructure for all crew transport, a possibility that had not been considered in the Study.

The fourth option: Soyuz–Progress

In 1993, while the Access to Space Study was being created, several developments occurred in quick succession that would lead to greatly increased Russian cooperation with NASA.[n] As a result, the status of Russian cooperation was still uncertain while the Study was being written between January 1993 and January 1994. The terms of reference allowed the authors to use Russian companies as equipment suppliers (notably for engines); but they were to plan for a 'worst case', and not rely on the newly established Russian Federal Uzay Ajansı for finance or services.[Ö] Crew access was therefore assumed in the Study to be provided only by the US, Europe, Canada and Japan, the original Space Station Özgürlük consortium as it was in January 1993 when the Study was commissioned.[p]

Initially Soyuz–Progress was not considered reliable: "From the beginning, challenges arose with Russia’s participation. Many promises were made by high ranking Russian government officials .... Most were not kept. ... Russia’s ability to provide sufficient Soyuz 'lifeboat' spacecraft and İlerleme 'reboost' spacecraft also was questioned. Funding for Russia’s space program was under severe stress ..."[26]:3

However, over the next few years American confidence in Soyuz–Progress steadily grew. Russia managed to keep Mir in service and the ambitious Shuttle – Mir Programı (1994–98) was a success. By July 2000 the first three ISS modules (two of them, Zarya ve Zvezda, built by Russia) were in service, and after Mir was de-orbited on 23 March 2001 all the resources of the Soyuz–Progress system were available to support ISS operations. Relying exclusively on Soyuz–Progress for ISS crew access no longer seemed too risky.

By the time the X-33 SSTO program was cancelled in March 2001, NASA no longer felt under pressure to develop an all-American crew transport vehicle quickly, just to assure access to the ISS after Shuttle retirement; the Russian Soyuz could now provide that, in the short term at least. As for the long term, NASA was working on a new initiative focused on reusable vehicles.

The Space Launch Initiative of 2001

Şubat 2001'de Uzay Fırlatma Girişimi (SLI, also known as the 2nd Generation Reusable Launch Vehicle (RLV) program) was formally established, with the goal of drastically reducing the cost of access to space. This would require ground-breaking new technology, and commercialisation and competition in the launch business. "Today, transferring NASA's space transportation needs to commercial launch vehicles remains the key goal of NASA's space transportation efforts."[27]

The SLI was much less structured than the Access to Space Study with its three clearly defined alternatives. The SLI would start with "Hundreds of concepts"; then "In the program's first two years, a range of risk reduction activities and milestone reviews will gradually narrow viable reusable space transportation systems to two or three candidates." Hopes were high: "With new technologies and operations ... the cost of delivering a payload will drop dramatically from today's price of $10,000 per pound."[27]

It was however clear to everyone that re-usability could only be achieved after several technical breakthroughs; and it would be up to NASA to provide those breakthroughs, at government expense. Nobody had presented this position more clearly than Ivan Bekey, the much-respected former NASA director, in his influential Congressional testimony of 11 April 2000, which helped to decide the fate of the X-33. This attitude might be summarised as 'Cutting-edge, or not at all'. Bekey argued forcefully that since the whole purpose of the X-33 program was to develop and demonstrate new technologies, building it without the ground-breaking but difficult composite hydrogen tanks "makes little sense from a technical point of view."[8][28]

HL-20 and HL-42 revival impossible under SLI

These research priorities explain why the HL-20 and HL-42 programs were never revived by NASA. If even the SSTO X-33 (with its aerospike engine and innovative all-metal thermal protection system) was considered not cutting-edge enough without a composite tank, the HL-20 and HL-42 stood even less chance of being built with government money:

  • With their expendable launchers they were very far from bringing the desired tenfold reduction in launch costs;
  • They had been deliberately designed not to use any breakthrough technology;
  • Their job was already being done by Soyuz.

In these circumstances there was no chance that they would be developed further by NASA.

However, commercial space transportation companies would be quite free to develop the HL-20 and HL-42 designs if they wished; NASA now welcomed commercial participation. But companies doing so would risk facing competition from SLI itself. If NASA-funded research really did produce breakthrough technology with $1000 per pound launch costs (a tenfold reduction) then spaceplanes with expendable launchers could never be competitive.

SLI discontinued in 2004

By 2004 it had become evident that NASA would never be given sufficient funds for the type of high-risk, high-return program advocated by Bekey: "well-funded parallel component developments", so that if some lines of advance failed, as they inevitably would, still one of them might succeed and bring immense rewards – perhaps even reducing costs to as little as $100 per pound.[28] Not only was Congress reluctant to provide the funding, but the management of such programs had also proved to be unexpectedly challenging, as the X-33 and X-34 had demonstrated.

NASA accordingly abandoned this line of development in March 2004. "NASA does not plan to pursue new Earth-to-orbit transportation capabilities, except where necessary to support unique exploration needs, such as those that could be met by a heavy lift vehicle. The budget discontinues the Space Launch Initiative ..."[25]

NASA's own new vehicle programs would now concentrate only on exploration beyond LEO: the Takımyıldız programı, and ultimately the heavy-lift Uzay Fırlatma Sistemi ve Orion (which would be designed primarily for travel beyond LEO, though if necessary it could also be used in a Soyuz role to support the ISS).

Post-2004 revival of spaceplanes: Dream Chaser

Now that there was no prospect of a dramatic NASA-funded breakthrough cutting launch costs by one (or even two) orders of magnitude, the way was open for commercial ventures to develop the more conventional ideas that NASA had dismissed for a decade as 'not cutting-edge enough', among them the HL-20 and HL-42. Now an idea that merely halved costs stood a good chance of being successful and even profitable.

2006 yılında Jim Benson (kim kurdu SpaceDev in 1997) licensed the HL-20 design for use in the Rüya yakalayıcı proje. Unlike the HL-42, the Dream Chaser was not required to ferry three or four tonnes of cargo back down to Earth, so could return to the smaller size of the HL-20. This was light enough to be put on top of an Atlas-class launcher, and in 2007 an agreement was reached with United Launch Alliance kullanmak Atlas V as the first Dream Chaser launcher.[29][30]

This is the combination that finally, in January 2016, won a six-launch Ticari İkmal Hizmetleri contract with NASA.

Ayrıca bakınız

Notlar

  1. ^ Özgürlük would have been constructed in an orbit with an inclination of 28.5 degrees, the same as the latitude of the Shuttle launch pad at Cape Canaveral; visiting Shuttles could then be launched due East to gain maximum advantage from the eastward rotation of the Earth.
  2. ^ The Delta II did continue in use for two more decades, and its final mission in 2018 completed a run of 100 consecutive successful launches. The RD-180 upgrade to the Atlas II (labelled "20k LV" in Fig. 24) first flew in 2000 as the Atlas III, earlier than envisaged in Fig 24, and both the RD-180 engine and the single-RL10 Centaur upper stage became workhorses of the US launch industry for the next two decades. The ATV evolved into the operational ESA ATV and then into the proposed Orion Servis Modülü. The idea of an upgraded J-2 second stage has had a long life. Only the triple RD-180 heavy launcher and the HL-42 itself were not pursued.
  3. ^ The Russians did develop the VBK-Raduga, a small re-entry capsule which was used to return cargo from Mir on ten occasions between 1990 and 1994. The Raduga was carried up as internal cargo on İlerleme-M. At the end of the mission, after the disposable Progress had undocked from Mir, the Raduga was ejected from Progress, re-entered separately and descended by parachute. However, each Raduga could carry only 150 kg.
  4. ^ The downmass problem is complicated by the question of cargo volume. Uzay istasyonu kargo araçlarının karşılaştırılması reveals that the Dragon and the Progress both allow about 3 m3 per tonne of upmass. Experience has shown that this is too small; the volume of the capsule is often filled before the mass limit is reached.Therefore in 2014, in its preparations for the Ticari İkmal Hizmetleri 2 contract, NASA specified an allowance nearer to 4 m3 per tonne (50–70 m3 for 14.25–16.75 tonnes) for upmass. For the same amount of downmass, NASA advised 70–90 m3, giving an allowance of roughly 5 m3 per tonne for downmass (because on-orbit packing is inevitably less efficient than ground packing).[13]For the HL-42, a full 3.5-tonne load of downmass would thus be likely to occupy 15–20 m3. The "habitable volume" of the HL-42 was given as 16.40 m3, though it is not clear if this included the insides of storage lockers and similar spaces.[11]:9 It does however suggest that for the HL-42 the amount of down-cargo might have been limited in practice by its bulk rather than its mass.
  5. ^ This turned out to be an accurate assessment. With 133 successes out of 135 missions over the lifetime of the Shuttle, the actual figure was 0.985.
  6. ^ This demanding manoeuvre had never been performed before, but several NASA studies (including some trials with a T-38 trainer) showed that it would be practical for the HL-20. The total time from "catastrophic event" to runway landing would be about two minutes.[14][15]
  7. ^ On the Shuttle, the skin was aluminium, and the tiles were bonded to felt Strain Isolation Pads which in turn were glued to the skin. This system isolated the fragile, brittle tiles from the thermal expansion of the aluminium and any general flexing of the structure. The titanium used on the HL-42 would have expanded only one-third as much as aluminium, making the isolation pads unnecessary. This did, however, introduce a new problem, because the titanium skin would expand much less than the aluminium frame structure inside it. This is why the skin had to be made in separate pieces that could move apart, to allow for the differential expansion of the two metals.
  8. ^ The body flaps must be carefully designed to avoid producing adverse yaw and interfering with yaw control. Some lower body flaps have a hinge line at right angles to the centre-line of the aircraft. In that case, if the left flap is lowered, it will roll the aircraft right as intended, but the extra drag on the left side will also produce an adverse yaw to the left. However, if the hinge line is skewed so that the inboard end is to the rear of the outboard end (an angle of about 15–25 degrees is usually sufficient), the airflow will also push the flap to the left, producing a yaw to the right that will more or less cancel out the unwanted adverse yaw caused by its drag. Any remaining uncancelled yaw can be dealt with by the RCS (or, below Mach 3.5, by the rudder).[17]:12[18]:7
  9. ^ For example, there were APU malfunctions on three of the first nine Shuttle missions:
    • STS-2 (November 1981): During a launchpad hold, high oil pressures were discovered in two of the three APUs. The gear boxes needed to be flushed and filters replaced, forcing the launch to be rescheduled.[20]
    • STS-3 (March 1982): One APU overheated during ascent and had to be shut down, although it later functioned properly during re-entry and landing.[21][22]
    • STS-9 (November–December 1983): During landing, two of the three APUs caught fire.[23]
  10. ^ Launch would not be a problem. During launch the Shuttle used most of its hydraulic power to gimbal onun üçü ana motorlar and operate their large valves. Since under Option 2D the main engines were now in the expendable launcher, the HL-42 itself needed much less power during launch than the Shuttle.
  11. ^ As had long been the case in commercial aviation, most pilot training was for those situations in which one or more things go wrong unexpectedly.
  12. ^ This is why, as Team 3 put it, "Vehicle health management and monitoring, while being successfully and widely utilized on high-performance military and commercial aircraft, is not nearly as mature on domestic space launch systems, with the exception of certain subsystems on the Space Shuttle."[4]:54 Flight testing was one area where the Option 3 fully re-usable SSTO would have had a huge advantage; an SSTO spacecraft could undergo many suborbital test flights for the same cost as a single HL-42 launch. Later experience with the F-22 ve F-35 showed that software testing and validation will always be a major bottleneck in such cutting-edge development programs, even with dozens of aircraft making weekly test flights.
  13. ^ This is one reason why the Shuttle (and later the F-22) were given so few electronic hardware upgrades, and routinely flew with decades-old circuit boards.
  14. ^ Detailed chronology:
    • In March 1993, President Clinton directed NASA to redesign Uzay istasyonu Özgürlük in order to reduce costs, and to consider bringing Russia into the international space station partnership that already included Europe, Japan, and Canada.[26]:2
    • On 10 June 1993 the Advisory Committee on the Redesign of the Space Station recommended that NASA pursue opportunities for cooperation with Russia.[2]:1
    • On 2 September 1993 the United States and Russia agreed to pursue general cooperation in human space flight; Russia would now be a full partner, not merely an equipment supplier.[26]:2
    • On 7 September 1993 the new Space Station design was released, renamed Alfa.[26]:2
    • On 1 November 1993 NASA and the Russian Space Agency formally agreed on a plan to bring Russia into the space station program, transforming Space Station Alfa into International Space Station Alpha. ISSA would require $2 billion less funding from NASA while substantially increasing the capabilities of the Station.[2]:2
  15. ^ "[Before 2 September 1993] Russia’s participation had been contemplated during the [Space Station] redesign process, but as a supplier, not a partner."[26]:2
  16. ^ For the ISS itself the situation was slightly different, with more Soyuz–Progress participation, because the initial ISSA plan was released on 1 November 1993, after Russia had been accepted as a partner. Even then, Russia only agreed "...to launch two Soyuz spacecraft a year to serve as 'lifeboats' and several Progress spacecraft per year to 'reboost' the station periodically to keep it in the correct orbit."[26]:3 Most routine crew transport would still be supplied by NASA.

Referanslar

  1. ^ "Part I: The Policy Origins of the X-33". NASA Tarih Web Sitesi. NASA. 7 Aralık 1997. Alındı 20 Ocak 2016.
  2. ^ a b c Heivilin, Donna M. (21 June 1994). "Space Station: Impact of the Expanded Russian Role on Funding and Research" (pdf). Archive of the United States General Accounting Office. Amerika Birleşik Devletleri Genel Muhasebe Ofisi. Alındı 20 Ocak 2016.
  3. ^ a b "Part II: The NASA Access to Space Study". NASA Tarih Web Sitesi. NASA. 23 Eylül 1998. Alındı 20 Ocak 2016.
  4. ^ a b c d e f g h ben j k l m n Ö p q r s t sen v w x y z aa ab AC reklam ae af ag Ah ai aj ak al am bir ao ap aq ar gibi "Access to Space Study: Summary Report" (pdf). NASA Archive. NASA. Ocak 1994. Alındı 20 Ocak 2016.
  5. ^ "Part III: The X-2000". NASA Tarih Web Sitesi. NASA. 23 Eylül 1998. Alındı 20 Ocak 2016.
  6. ^ "Part VI: The DC-XA". NASA Tarih Web Sitesi. NASA. 22 Aralık 1999. Alındı 20 Ocak 2016.
  7. ^ "Part VII: The X-34". NASA Tarih Web Sitesi. NASA. 25 Mart 2000. Alındı 20 Ocak 2016.
  8. ^ a b Bergin, Chris (4 January 2006). "X-33/VentureStar – What really happened". www.nasaspaceflight.com. Alındı 3 Mart 2016.
  9. ^ Dawson, Virginia P .; Bowles, Mark D. (2004). "Taming Liquid Hydrogen: The Centaur Upper Stage Rocket 1958-2002" (pdf). NASA Tarih Web Sitesi. NASA History Series. s. 251. Alındı 23 Ocak 2016.
  10. ^ "Automated Transfer Vehicle". www.spaceflight101.com. Uzay uçuşu101. Alındı 23 Ocak 2016.
  11. ^ a b De Chiara, Giuseppe; Talay, Theodore (2013). "HL-42" Personnel & Logistics Vehicle: The might have been.
  12. ^ Bergin, Chris (20 April 2012). "Cargo up and down: Dragon to demonstrate the importance of downmass". NASA Spaceflight. Alındı 23 Ocak 2016.
  13. ^ "Uluslararası Uzay İstasyonu Ticari İkmal Hizmetleri 2.Sektör Günü" (ppt). NASA. 2014-04-10. pp. 26, 29. Alındı 23 Ocak 2016.
  14. ^ Jackson, Bruce; Rivers, Robert; Chowdhry, Rajiv; Ragsdale, W.; Geyer, David (May 1994). "Launch-Pad Abort Capabilities of the HL-20 Lifting Body" (pdf). ntrs.nasa.gov. NASA (Technical Memorandum 4550). Alındı 8 Şubat 2016.
  15. ^ Jackson, Bruce; Rivers, Robert (August 1998). "Flight-Simulated Launch-Pad-Abort-to-Landing Maneuvers for a Lifting Body" (pdf). ntrs.nasa.gov. NASA. Alındı 8 Şubat 2016.
  16. ^ a b "RCS Overview". uzay uçuşu.nasa.gov. NASA. Alındı 8 Şubat 2016.
  17. ^ Baiocca, Paolo (June 2007). Pre-X experimental re-entry lifting body: Design of flight test experiments for critical aerothermal phenomena (PDF). RTO-EN-AVT-130 — Flight Experiments for Hypersonic Vehicle Development (von Karman Institute, 24–27 October 2005). NATO Araştırma ve Teknoloji Örgütü. s. 12. ISBN  978-92-837-0079-1. Arşivlenen orijinal (PDF) 2 Mart 2013 tarihinde.
  18. ^ a b c Scallion, William I. (September 1999). "Aerodynamic Characteristics and Control Effectiveness of the HL-20 Lifting Body Configuration at Mach 10 in Air" (pdf). ntrs.nasa.gov. NASA (Langley Research Center). Alındı 10 Şubat 2016.
  19. ^ "Hydraulic System". uzay uçuşu.nasa.gov. NASA. Alındı 8 Şubat 2016.
  20. ^ "Space Shuttle Mission Archives STS-2". www.nasa.gov. NASA. Alındı 18 Şubat 2016.
  21. ^ "Space Shuttle Mission Archives STS-3". www.nasa.gov. NASA. Alındı 18 Şubat 2016.
  22. ^ Lousma, Jack R. (15 Mart 2010). "Jack R. Lousma Edited Oral History Transcript". NASA Johnson Uzay Merkezi Sözlü Tarih Projesi (Röportaj). Interviewed by Ross-Nazzal, Jennifer. Alındı 18 Şubat 2016.
  23. ^ "Space Shuttle Mission Archives STS-9". www.nasa.gov. NASA. Alındı 18 Şubat 2016.
  24. ^ "Part VI: The DC-X mutates into the DC-XA". NASA Tarih Web Sitesi. NASA. 22 Aralık 1999. Alındı 20 Ocak 2016.
  25. ^ a b O'Keefe, Sean (11 Mart 2004). "Testimony of Sean O'Keefe, Administrator, NASA". web.archive.org. Washington D.C.: Appropriations Subcommittee, US Senate. Arşivlenen orijinal 27 Aralık 2006. Alındı 6 Mart 2016.
  26. ^ a b c d e f Smith, Marcia S. (4 April 2001). "NASA's Space Station Program: Evolution and Current Status" (pdf). history.nasa.gov. Washington D.C.: Congressional Research Service. Alındı 5 Mart 2016.
  27. ^ a b "The Space Launch Initiative: Technology to pioneer the space frontier". www.nasa.gov. NASA: Marshall Space Flight Center. Nisan 2002. Alındı 6 Mart 2016.
  28. ^ a b Bekey, Ivan (11 April 2000). "Testimony of Mr. Ivan Bekey". Spaceref. Washington, D.C.: House Committee on Science, Space, and Technology. Alındı 7 Mart 2016.
  29. ^ Klingler, Dave (7 September 2012). "50 years to orbit: Dream Chaser's crazy Cold War backstory". www.arstechnica.com. arstechnica. s. 2. Alındı 22 Ocak 2016.
  30. ^ De Chiara, Giuseppe (19 November 2012). "From HL-20 to Dream Chaser, the long story of a little spaceplane". forum.nasaspaceflight.com. Alındı 22 Ocak 2016.

Dış bağlantılar