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| Diseñador | Maxime Faget |
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| País de origen | Estados Unidos |
| Especificaciones | |
| Capacidad de carga útil | 12.000 libras (5.400 kg) |
El DC-3 fue una de las primeras propuestas de diseño para el transbordador espacial de la NASA diseñado por Maxime Faget en el Centro de naves espaciales tripuladas (MSC) en Houston. Fue desarrollado nominalmente por North American Aviation (NAA), aunque fue un diseño puramente interno de la NASA. A diferencia del diseño que finalmente surgió, el DC-3 era un vehículo de lanzamiento totalmente reutilizable con un diseño de avión espacial de dos etapas a órbita con una pequeña capacidad de carga útil de aproximadamente 12,000 libras y maniobrabilidad limitada. Sus fortalezas inherentes fueron un buen manejo a baja velocidad durante el aterrizaje y un desarrollo de bajo riesgo que era relativamente inmune a los cambios de peso y equilibrio.
El trabajo en el programa DC-3 terminó cuando la Fuerza Aérea de los EE. UU. Se unió al programa Shuttle y exigió una maniobrabilidad de "alcance cruzado" mucho mayor que la que podía ofrecer el DC-3. También expresaron serias preocupaciones sobre su estabilidad durante el reingreso . NAA finalmente ganó el contrato de Shuttle Orbiter, basado en un diseño muy diferente de otro equipo en MSC.
Historia
Antecedentes
A mediados de la década de 1960, la Fuerza Aérea de EE. UU. Realizó una serie de estudios clasificados sobre sistemas de transporte espacial de próxima generación. Entre sus muchos objetivos, los nuevos lanzadores estaban destinados a respaldar una presencia militar tripulada continua en el espacio, por lo que debían reducir drásticamente el costo de los lanzamientos y aumentar las tasas de lanzamiento. Al seleccionar de una serie de propuestas, la Fuerza Aérea concluyó que los diseños semi-reutilizables eran la mejor opción desde el punto de vista del costo total, y Lockheed Star Clipperel diseño fue uno de los ejemplos más estudiados. Propusieron un programa de desarrollo con un inicio inmediato de un vehículo "Clase I" basado en propulsores prescindibles, seguido de un desarrollo más lento de un diseño semi-reutilizable "Clase II", y quizás un diseño "Clase III" totalmente reutilizable en el futuro. futuro. Aunque se estima que la Fuerza Aérea gastó hasta $ 1 mil millones en los estudios asociados, solo el programa Clase I que procedió a su desarrollo, como el X-20 Dyna-Soar , que luego fue cancelado.
Poco después de los estudios de la Fuerza Aérea, la NASA comenzó a estudiar la era posterior al Proyecto Apolo . Se examinó una amplia variedad de proyectos, muchos de ellos basados en la reutilización del hardware de Apollo ( Apollo X , Programa de aplicaciones de Apolo , etc.). Al mismo tiempo que el éxito de los alunizajes, una serie de proyectos cada vez más ambiciosos ganó popularidad, un proceso que se amplió considerablemente con el nuevo director de la NASA, Thomas O. Paine . Alrededor de 1970, se habían decidido por el lanzamiento a corto plazo de una estación espacial de 12 hombres en 1975, expandiéndola a una "base espacial" de 50 hombres en 1980, una estación más pequeña en órbita lunar y luego, finalmente, una misión tripulada a Marteen la década de 1980. La NASA otorgó contratos de estudio de $ 2.9 millones para las estaciones espaciales a North American y McDonnell Douglas en julio de 1969.
Casi como una ocurrencia tardía, la idea de un "vehículo logístico" pequeño y económico para apoyar estas misiones se desarrolló a fines de la década de 1960. A George Mueller se le encomendó la tarea de desarrollar planes para dicho sistema y celebró un simposio de un día en la sede de la NASA en diciembre de 1967 para estudiar varias opciones. Ochenta personas asistieron y presentaron una amplia variedad de diseños potenciales, muchos de los trabajos anteriores de la Fuerza Aérea, desde pequeños vehículos tipo Dyna-Soar que transportaban principalmente a la tripulación y se lanzaban en propulsores desechables existentes, hasta diseños mucho más grandes totalmente reutilizables.
ILRV
El 30 de octubre de 1968, la NASA comenzó oficialmente a trabajar en lo que entonces se conocía como el "Vehículo Integrado de Lanzamiento y Reingreso" (ILRV), un nombre que tomaron prestado de los estudios anteriores de la Fuerza Aérea. El programa de desarrollo se llevaría a cabo en cuatro fases; Fase A: Estudios avanzados; Fase B: Definición del proyecto; Fase C: Diseño de vehículos; y Fase D: Producción y Operaciones. Cuatro equipos iban a participar en la Fase A; dos en la Fase B; y luego un solo contratista principal para las Fases C y D. Se iba a ejecutar en paralelo una competencia separada del Motor Principal del Transbordador Espacial (SSME).
La NASA Houston y Huntsville emitieron conjuntamente la Solicitud de propuesta (RFP) para estudios ILRV de fase A de ocho meses. Los requisitos eran que se entregaran entre 5.000 y 50.000 libras de carga útil en una órbita de 500 km de altitud. El vehículo de reentrada debe tener un alcance transversal de al menos 450 millas, lo que significa que podría volar hacia la izquierda o hacia la derecha de su trayectoria orbital normal. Se invitó a licitar a General Dynamics, Lockheed, McDonnell-Douglas, Martin Marietta y (el recién nombrado) North American Rockwell. En febrero de 1969, tras el estudio de las RFP, se eliminó la entrada de Martin Marietta, aunque continuaron trabajando por su cuenta. Las otras entradas recibieron fondos adicionales de la Fase A.
Respaldado por los ambiciosos planes de Paine, en agosto de 1969 el programa ILRV fue redefinido para ser un diseño de "máximo esfuerzo", y solo se aceptarían diseños completamente reutilizables. Esto condujo a una segunda serie de estudios de fase A. Los diseños que se devolvieron variaron ampliamente, cumpliendo con el enorme rango de carga útil especificado en la RFP original. Dos diseños básicos de fuselaje parecían ser los más comunes; diseños de carrocería de elevación que ofrecían un alto rango transversal pero maniobrabilidad limitada después de la reentrada, y diseños de alas delta que invirtieron estos criterios.
DC-3
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Faget consideró que todos los diseños propuestos incorporaron una cantidad inaceptable de riesgo de desarrollo. A diferencia de un avión convencional, con fuselaje y alas separados, los diseños del ILRV tenían diseños combinados de alas y cuerpos. Esto significaba que los cambios de peso y equilibrio , que son casi inevitables durante el desarrollo, requerirían cambios en toda la estructura del orbitador para compensar. También consideró que el mal manejo a baja velocidad de cualquiera de estos diseños presentaba un peligro real durante el aterrizaje. Molesto por lo que sentía que era un proyecto que parecía garantizar el fracaso, comenzó a trabajar en su propio diseño y lo presentó como el DC-3.
A diferencia de las otras entradas, el DC-3 tenía un diseño mucho más convencional, con un fuselaje casi cilíndrico y alas ligeramente barridas de montaje bajo. El diseño se parecía más a un avión de carga que a una nave espacial. El reingreso se logró en una actitud de 60 grados de altura de la nariz que presentaba la superficie inferior de la nave espacial al flujo de aire, utilizando un enfoque balístico de cuerpo contundente que era similar al que Faget había sido pionero con éxito en la cápsula Mercury . Durante el reingreso, las alas proporcionaron poca o ninguna sustentación aerodinámica. Después del reingreso, cuando la nave espacial entraba en la atmósfera inferior, se inclinaba hacia una actitud de vuelo convencional, los conductos se abrían y los motores a reacción se ponían en marcha para aterrizar.
La ventaja de este enfoque de diseño era que los cambios en el peso y el equilibrio podían abordarse simplemente moviendo el ala o modificándola, una solución común que se había utilizado durante décadas en el diseño de aviones, incluido el Douglas DC-3 original cuyas alas fueron barridos hacia atrás precisamente por esta razón. La desventaja era que la nave espacial tendría poca elevación hipersónica, por lo que su capacidad para maniobrar mientras volvía a entrar sería limitada y su alcance transversal sería de unas 300 millas. Podría compensar algo de esto con su capacidad mejorada de vuelo a baja velocidad, pero aún no podría igualar las 450 millas obligatorias.
Aunque el DC-3 nunca había sido parte de los planes originales de ILRV, el nombre de Faget fue tan respetado que otros en el MSC de la NASA en Houston rápidamente se unieron a él. Otros departamentos de la NASA seleccionaron sus propios diseños favoritos, incluidas las versiones recuperables de los impulsores de Saturno desarrollados en el Centro Marshall de Vuelos Espaciales en Huntsville, cuerpos de elevación basados en el HL-10 que fueron favorecidos por el Centro de Investigación Langley y el Centro de Investigación de Vuelo Dryden.(Edwards), e incluso se propuso un aeroplano aeroespacial de una sola etapa a la órbita. A partir de entonces, todo el programa estuvo plagado de luchas internas entre los distintos equipos. El 1 de junio de 1969, se publicó un informe que atacaba el diseño del DC-3, seguido de varios otros durante el resto del año. A pesar de esto, North American rápidamente adoptó el diseño del DC-3, habiendo aprendido a lo largo de los años que la mejor manera de ganar un contrato con la NASA era hacer cualquier diseño que Faget favoreciera. Ganaron el contrato NAS9-9205 para desarrollar el DC-3 en diciembre de 1969.
Para despejar el estancamiento que se estaba desarrollando entre los departamentos, el 23 de enero de 1970 se celebró una reunión en Houston para estudiar todos los conceptos internos. Durante el próximo año, se eliminarían varios diseños propuestos, incluida la serie completa de vehículos derivados de la carrocería elevadora, ya que resultó demasiado difícil colocar tanques cilíndricos en la estructura del avión. Esto dejó dos enfoques básicos, alas delta y la serie DC-3 de Faget. El desarrollo del DC-3 continuó, con una prueba de caída de un modelo a escala 1/10 a partir del 4 de mayo.
Grupo de trabajo espacial
El 12 de febrero de 1969, Richard Nixon formó el Grupo de Trabajo Espacial bajo la dirección del vicepresidente Spiro Agnew , dándoles la tarea de seleccionar misiones para una NASA posterior al Apolo. Agnew se convirtió rápidamente en un defensor de los ambiciosos planes de la NASA que culminarían en un intento de Marte. El informe final del Grupo de Trabajo, presentado el 11 de septiembre de 1969, esbozó tres planes generales; el primero requería fondos de $ 8 a $ 10 mil millones al año y cumpliría con todos los objetivos de la NASA, el segundo lo reduciría a $ 8 mil millones o menos si se abandonara la estación en órbita lunar tripulada, y finalmente el tercero solo requeriría $ 5 mil millones al año y desarrollaría únicamente las estaciones espaciales y el transbordador.
Al principio, Nixon no comentó los planes. Más tarde, exigió que el programa se redujera en gran medida incluso a partir de las propuestas más pequeñas del Grupo de Trabajo, obligándolos a seleccionar la base espacial o el transbordador. Al discutir el problema, los ingenieros de la NASA concluyeron que el desarrollo de un transbordador reduciría el costo de lanzar partes de la estación espacial, por lo que parecía que continuar con el transbordador podría hacer que el desarrollo futuro de la estación fuera más probable. Sin embargo, las estimaciones de la NASA sobre los costos de desarrollo del transbordador fueron recibidas con gran escepticismo por la Oficina de Administración y Presupuesto (OMB). Estudios de RANDen 1970 demostró que el desarrollo de una nave espacial reutilizable no reportaba ningún beneficio si se tenían en cuenta los costos de desarrollo. El informe concluyó que una estación tripulada tendría un soporte más económico con propulsores prescindibles.
Para entonces, Paine había dejado la NASA para regresar a General Electric , y había sido reemplazado por el más pragmático James Fletcher . Fletcher ordenó revisiones independientes del concepto del transbordador; Lockheed iba a preparar un informe sobre cómo el transbordador podría reducir los costos de carga útil, Aerospace Corporationera hacer un informe independiente sobre los costos operativos y de desarrollo, y Mathematica luego combinaría estos dos en un informe final definitivo. El informe de Mathematica fue extremadamente positivo; mostró que el desarrollo de un diseño totalmente reutilizable reduciría el costo por lanzamiento, reduciendo así los costos de carga útil y aumentando la demanda. Sin embargo, el informe se basó en una tasa de lanzamiento mucho mayor; inherente a las matemáticas era el hecho de que las tasas de lanzamiento más bajas alterarían por completo cualquier ventaja. Sin embargo, el informe fue extremadamente influyente e hizo del programa del transbordador un tema de discusión en curso en Washington.
Buscando apuntalar el apoyo para el programa, Fletcher ordenó a la NASA que desarrollara el transbordador para poder soportar también los requisitos de la Fuerza Aérea, como se desarrolló inicialmente en sus vehículos "Clase III" totalmente reutilizables. Si el transbordador se volviera vital para la Fuerza Aérea y la NASA, sería efectivamente imposible de matar. Los requisitos de la Fuerza Aérea se basaban en una serie proyectada de grandes satélites espías que se estaban desarrollando en ese momento, que medían 60 pies de largo y pesaban 40.000 libras. Debían ser lanzados a órbitas polares, lo que corresponde a un lanzamiento normal desde el Centro Espacial Kennedy (KSC) de 65.000 libras (los lanzamientos hacia el este reciben un impulso gratuito de la rotación natural de la Tierra).
La Fuerza Aérea también exigió una capacidad de alcance cruzado de 1.500 millas, lo que significa que la nave espacial tendría que poder aterrizar en un punto de 1.500 millas (2.400 km) a cada lado de su trayectoria orbital cuando comenzara a reentrar. Esto se debió al deseo de poder aterrizar nuevamente después de una órbita, la llamada "órbita una vez alrededor".
Fin de DC-3
Los nuevos requisitos de rango cruzado de la Fuerza Aérea condenaron el diseño del DC-3.
Los satélites orbitan alrededor del centro de la Tierra, no de la superficie. Si una nave espacial fuera lanzada hacia el este desde el ecuador a una órbita terrestre baja de 90 minutos , girará alrededor de la Tierra y regresará al lugar donde fue lanzada 90 minutos después. Sin embargo, el sitio de lanzamiento se habrá movido debido a la rotación de la Tierra . Durante el período de 90 minutos, la Tierra rotaría 2.500 kilómetros (1.600 millas) hacia el este, escapando de la nave espacial a su regreso. Dada la velocidad orbital de unos 28.000 kilómetros por hora (17.000 mph), el simple hecho de comenzar el reingreso unos cinco minutos más tarde que la órbita completa de 90 minutos compensaría esta diferencia.
En los 28,5 grados de latitud norte del Centro Espacial Kennedy, la situación es más complicada. Durante la órbita de 90 minutos, el KSC girará alrededor de 1350 millas (2170 km). Sin embargo, a diferencia del caso de la órbita ecuatorial, dejar que la nave espacial permanezca en la órbita inclinada un poco más comenzará a llevarla al sur del lugar de lanzamiento (para el lanzamiento más eficiente hacia el este, donde la inclinación orbital es igual a la latitud de lanzamiento, lo que hace que el lanzamiento señalar el más septentrional de su trayectoria terrestre), su punto de aproximación más cercano está a unas 300 millas (480 km) al suroeste. Una nave espacial que desee regresar a su lugar de lanzamiento necesitará aproximadamente 300 millas de maniobrabilidad de rango transversal durante el reingreso, y los diseños de transbordadores de la NASA exigieron alrededor de 450 millas para tener algo de espacio de trabajo.
Las órbitas polares de la Base de la Fuerza Aérea Vandenberg de la Fuerza Aérea son otro asunto completamente diferente. A casi 35 ° N, la distancia a la que se movería en una sola órbita sería un poco más pequeña que KSC, pero críticamente, el transbordador viajaría hacia el sur, no hacia el este. Esto significaba que no volaba hacia el punto de lanzamiento mientras viajaba en su órbita, y cuando completaba una órbita tendría que recorrer las 1.350 millas completas durante el reingreso. Estas misiones requerían una capacidad de alcance cruzado dramáticamente mejorada, establecida en 1.500 millas para darle una ligera reserva. El perfil de reentrada balística de la serie DC-3 simplemente no podía acercarse a cumplir este requisito.
El 1 de mayo de 1971, la OMB finalmente publicó un plan presupuestario, limitando a la NASA a $ 3.2 mil millones por año durante los próximos cinco años. Dados los presupuestos de proyectos existentes, esto limitó cualquier gasto en el transbordador a aproximadamente $ 1 mil millones al año, mucho menos de lo necesario para desarrollar cualquiera de los diseños completamente reutilizables. Basándose en estas limitaciones, la NASA volvió a un vehículo tipo Clase II con tanque externo, lo que llevó al diseño MSC-020. Más tarde ese año, todos los diseños de alas rectas se abandonaron oficialmente, aunque el equipo de Faget continuó trabajando en ellos durante algún tiempo a pesar de esto.
Descripción
El DC-3 era un vehículo de dos etapas con un propulsor grande y una lanzadera más pequeña de diseño similar en general. Ambos eran similares a los "aviones jumbo" en el diseño en términos generales, con su gran fuselaje cilíndrico que contenía tanques de combustible en lugar de pasajeros o carga. La parte inferior del fuselaje se aplanó para la aerodinámica de reentrada, con una ligera curva hacia arriba a medida que se acercaba a la nariz en los primeros modelos. Las alas eran de montaje bajo, en línea con la parte inferior del fuselaje, con un barrido hacia atrás de 14 grados en la parte delantera y sin barrido en la parte trasera. El diseño general de la forma en planta del ala era similar al DC-3 original. El empenajeera una unidad convencional de tres superficies, aunque en el diseño original del MSC-001 el estabilizador horizontal en forma de delta estaba ubicado en la parte inferior del fuselaje y cumplía una doble función para proteger los motores traseros durante el reingreso. Las versiones posteriores generalmente no incluían esta característica y usaban superficies más convencionales montadas en el medio del fuselaje.
El orbitador llevaba una tripulación de dos y tenía alojamiento para hasta diez pasajeros. Se montó un área de carga en el medio de la nave entre el tanque de hidrógeno líquido (LH2) detrás de ella y un tanque combinado de LH2 / oxígeno líquido en frente. Esta disposición se utilizó para centrar la carga sobre el ala, con el oxígeno más pesado y el compartimento de la tripulación equilibrando el peso de los motores. El hidrógeno más liviano llenó el resto del espacio interno. El propulsor no tenía área de carga, por lo que utilizó una disposición más simple de tanques con un solo tanque LH2 en la parte trasera. El propulsor normalmente volaba sin tripulación, pero incluía un área de cabina para dos hombres que se usaba durante los vuelos de ferry.
El orbitador estaba propulsado por dos motores XLR-129 modificados con el empuje aumentado de 250.000 a 300.000 lbf, dos motores de maniobra orbital RL-10 de 15.000 lbf y seis motores a reacción Rolls-Royce RB162 para el aterrizaje. El propulsor utilizó once de los mismos motores XLR-129 y cuatro Pratt & Whitney JT8D para el aterrizaje. Los XLR-129 tanto en el transbordador como en el propulsor se dispararon para el despegue. El orbitador estaba montado relativamente hacia adelante para el lanzamiento, con la cola en línea con las alas del propulsor. El peso combinado en el lanzamiento sería de unas 2.030 toneladas.
El orbitador volvería a entrar con el morro alto en un ángulo de unos 60 grados por encima de la horizontal, desacelerando a un pico de 2G hasta alcanzar velocidades subsónicas bajas a 40.000 pies. En este punto, la velocidad de avance de la nave sería muy baja, por lo que el morro se inclinó hacia abajo y el orbitador se sumergió para tomar velocidad sobre las alas y hacer la transición al vuelo nivelado. Las velocidades de calentamiento de reentrada esperadas en el orbitador eran 1650 grados C en el borde de ataque y 790 grados C sobre el 80% de la superficie inferior.
Para maximizar el rendimiento general, el propulsor lanzó el orbitador a Mach 10 y 45 millas de altitud. Esto requería que el propulsor llevara un sistema de protección térmica completo para poder volver a ingresar para el aterrizaje. Tanto el orbitador como el propulsor debían protegerse con las baldosas de sílice LI-1500 similares a las que se usaron finalmente en el transbordador espacial, un diseño que Lockheed había introducido recientemente y que rápidamente se convirtió en un diseño básico para todos los contendientes del transbordador. Como resultado, ambos fuselajes pudieron construirse con aluminio, lo que redujo en gran medida el costo del fuselaje.
Ambas naves llevaban suficiente JP-4 para aterrizar. Ambos también podrían transportar mayores cargas de JP-4 para vuelos de prueba o transbordadores. Después de enviar el orbitador, el propulsor estaría demasiado lejos para dar la vuelta fácilmente y regresar a Kennedy, por lo que el perfil normal de la misión tenía que atravesar el océano, aterrizar automáticamente, repostar y recoger una tripulación, y luego volar de regreso a Kennedy en sus motores JT8D.
Lockheed estimó que el desarrollo y la producción inicial costarían $ 5,912 mil millones durante un período de 1970 a 1975. Una flota de seis orbitadores y cuatro propulsores habrían soportado una tasa de lanzamiento de 50 vuelos por año.
Referencias
- Maxime Faget, "Transbordador espacial: una nueva configuración", Astronautics & Aeronautics , enero de 1970, p. 52
- Marcus Lindroos, "MSC / North America Concept-A, 'DC-3'" , 21 de enero de 2003
- "Lanzadera" , astronautix.com
