|
|
Arany László: Az X-33 - VentureStar |
|
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
|
|
|
|
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
|
|
1993. májusában egy NASA által kiadott jelentés leszögezi: ha a NASA továbbra is meg akarja őrizni vezető szerepét az űrszállítórendszerek nemzetközi piacán, akkor igen sürgető az Amerikai Egyesült Államok számára, hogy kifejlesszen egy újrafelhasználható, egyfokozatú (SSTO RLV) hordozóeszközt. Ennek a gondolatnak a szellemében indult be 1995-ben egy háromfázisú, magánfejlesztésű program, melynek végeredménye az újrafelhasználható VentureStar (Merész Csillag) űrrepülőgép lesz - valamikor a jövő század első éveiben.
I. fázis: 1995 május - 1996 június Habár az I. fázis koncepcióját és felügyeletét az Egyesült Államok Kormánya karolta fel - mint a program megalkotója és vezetője -, a kivitelezők az USA űripari vállalatai lesznek. A kivitelezés magába foglalja a koncepció fejlesztését, a technológiai demonstrációt és az gazdasági háttér megszervezését. Ebben a fázisban három, űrrepüléssel foglalkozó vállalat készített el egy-egy részletesen kidolgozott tervet az újgenerációs, ember-vezette űreszköz kifejlesztésére vonatkozóan. Ezek a vállalatok a következők: a Lockheed Martin, Palmdale, California, a McDonnell Douglas, Huntington Beach, California és a Rockwell International, Downey, California. A NASA 1996 április 1-én közzétette a II. fázisra vonatkozó együttműködési szerződéstervezetet a három elsődleges versenytárs részére. Ezt követően a felsorolt vállalatok 1996 május 13-án eljuttatták a NASÁ-hoz a saját elképzeléseiket a II. fázisról. Valamennyi tervet CD-ROM-on tárolták. Ez a módszer lehetővé tette a NASA munkatársai számára, hogy már az eredeti dokumentumokból végezhessenek költségbecsléseket. Ennek köszönhetően a II. fázis kivitelezésének megindítására vonatkozó tervezési lépéseket "papírmentesen" végezték.
II. fázis: 1996 július - 1999 március 1 A II. fázis a tervek demonstrálására szolgál - az űripar vezetése alatt. A költségeket az USA kormánya és a szerződő fél állja. A II. fázis felöleli a repülési teszteket, a földi teszteket, a technológiai fejlesztéseket, a megrendelők és a költségeket viselők fejlesztéseit. 1996 július 1-én megszületett a döntés a II. fázis kivitelezőjére vonatkozóan, s ez a Lockheed Martin vállalatnak kedvezett. A megvalósítás helyszíneként pedig kijelölték a Kaliforniában található, híres Palmdale-i Skunk Works-t. A hivatalos döntést másnap az alelnök, Al Gore, jelentette be sajtókonferencia keretében. A Lockheed Martin ajánlata egy lineáris rakétahajtóművel felszerelt, függőleges helyzetből startoló és vízszintesen leszálló hordozóeszközre vonatkozik. A vízszintes leszállás szükségessé teszi a horizontális manőverezőképességet és a hasznos teher hasonló módon való elhelyezését. A hasznos teher a hordozóeszköz középső részén egy konténerben kap helyet. Habár a teljesen kifejlesztett űrhajó asztronautákkal repül majd, az űrhajósok sokkal inkább utasok lesznek, mintsem pilóták. A tervezet a "VentureStar" nevet kapta. A Lockheed Martin szerződésben vállalta, hogy a II. fázis végrehajtása során megépít egy 53%-os léptékű modellt, mely ugyanazokat a technikai megoldásokat tartalmazza majd, mint a teljes méretű VentureStar. A kicsinyített hordozóeszköz az X-33 ATD (Fejlett-Technológia Demonstrátor) nevet viseli. Az X-33-nak meg kell tennie az első kísérleti repülését legkésőbb 1999 március 1-ig. Ezt követően 10-15 repülési teszt következik majd 1999 decemberéig bezáróan.
III. fázis: 2000-2004 és azt követően A III. fázis magában foglalja az űripar vezette és a beruházó által finanszírozott fejlesztéseket, valamint a teljes léptékű VentureStar működtetését. Tartalmazza az újrafelhasználható hordozóeszköz magántársaság által történő kifejlesztését és megépítését, valamint kereskedelmi célú működtetését.
A VentureStar A Lockheed Martin már 1965 óta folyamatosan tanulmányozza egy egyfokozatú hordozóeszköz megvalósíthatóságát. Azonban az elkövetkezendő években bekövetkezett, a könnyű kompozitanyagok előállítása terén létrejött fejlesztések nélkül, még a jelenlegi űrrepülőgép koncepciójának valóra váltása is csak a "megvalósíthatatlan álmok" kategóriájába tartozott volna. A NASA 1993-ban felhívást tett közzé elképzeléseiről egy újrafelhasználható hordozóeszköz kifejlesztéséről. Ehhez igazodva a Lockheed összeállított egy több pontból álló kívánságlistát, útmutatásul a saját mérnökei számára. Ez a lista az alábbi pontokat foglalta magába: - A szerkezete és a tömege úgy legyen megtervezve, hogy a hordozóeszköz jól használható legyen a világűrben; - A hordozóeszköz szerkezeti tömege ne haladja meg a teljes tömeg 10%-át (szerkezeti tömeg + hasznos teher + hajtóanyag); - Nagy fajlagos impulzus; - A tömegéhez képest nagy tolóerővel rendelkező rakétahajtómű; - Megbízható stabilitás a teljes sebességtartományban és a hajtóművek bármilyen fajta működtetése mellett; - A hőingadozásokat elviselő, a visszatéréskor jelentkező termodinamikai hatásoknak ellenálló, nem túlságosan felmelegedő, nem sérülékeny, megbízható, újrafelhasználható hővédő pajzs. Az Egyesült Államok által a jövőben működtetett újrafelhasználható hordozóeszközzel szemben támasztott igények felbecslése vezetett arra a következtetésre, hogy mintegy 661 felbocsátásra lesz szükség 1998 és 2020 között. Ez volt az alapálláspont a kívánalmak megfogalmazása terén, mely az új hordozóeszköz leendő kapacitását meghatározta. A VentureStar képes lesz 4536 kg-os terhet geostacionárius átmeneti pályára felbocsátani. További rakétafokozat használatával növelhető ez az érték. Az alacsony földkörüli pályára állítható hasznos tömeg 226-18144 kg tartományba esik, és 11340 kg hasznos teher juttatható fel a majdan megépítendő Nemzetközi Űrállomáshoz.
A VentureStar tervezet Amikor az Egyesült Államokban legelőször kezdtek el foglalkozni az ember világűrbe küldésének lehetőségével, már akkor jó néhány mérnök azon az állásponton volt, hogy az űrhajó alakjának egy félbevágott kúpéhoz kell hasonlítania. A különböző tanulmányok bebizonyították, hogy az ilyen alakú test elegendő felhajtóerőt ad az űreszköz számára, így az képes biztonságban levitorlázni az atmoszférán át - már pusztán az alakja és a kiképzése is lehetővé teszi ezt számára - szárnyak használata nélkül is. A hasonló módon viselkedő formákat "emelő testeknek" nevezték. A visszatéréskor jelentkező hőhatás kivédésére a félkúp alakú szerkezet csúcsát lekerekítették és hővédő pajzzsal látták el. Kisméretű vezérsíkokat szereltek rá, hogy fenntartsák a test körül áramló levegő áramlási profilját. Ezek a vezérsíkok nem termelnek felhajtóerőterőt. 1960 óta a NASA nyolc különböző repülő testet fejlesztett ki és vizsgált meg a gyakorlatban is, összesen 225 repülési teszt során. Valamennyi repülést abban az időben részletesen dokumentáltak. A VentureStar koncepciója visszatér az "emelő test" elképzelésekhez, oly módon tesz szert felhajtóerőre az atmoszférán való átrepülés közben, úgy manőverezik és úgy száll le vízszintesen, hogy nem rendelkezik szárnyakkal. Modern, kistömegű kompozit-anyagokat használnak a hordozóeszköz megépítésére. A VentureStar alakja a Lockheed cég 1990-es évek elején a Nemzetközi Űrállomás számára készített - Modern Embertszállító Visszatérő Egység - tanulmányából ered. A test delta (ék) formájú, lekerekített orr-résszel, sima széloldali és szélárnyékos felszíni kiképzéssel. A hajtóanyagtartályok olyan szorosan vannak beillesztve amennyire csak lehetséges, a hasznos teher rekesze ezen tartályok közé simul, a szélárnyékos rész felé nyithatóan. A hasznos teher rekesze 5,57 m széles és 13,7 m hosszú. Beépített merevítő szerkezetek a folyékony oxigén és a folyékony hidrogén tartálya között elöl, valamint a folyékony hidrogén tartály és a lineáris rakétahajtómű mögött hátul, teszik lehetővé a repülés biztonságos végrehajtását, s a hasznos teher visszajuttatását a Földre. Hét lineáris rakétahajtómű-modul integrálódik szorosan a hordozóeszköz farokrészén, szerkezetileg csatlakoztatva az aerodinamikai kormányzásra használt, azonban az atmoszférikus átkelés során felhajtóerőt nem termelő vezérsíkokhoz. Ezek mozgathatók, így oly módon állíthatók be, hogy a visszatéréskor a léglökések a lehető legkisebb felületen érjék őket, csökkentve a légellenállást. A futóműnek része az oxigén-tartály illesztésénél elhelyezett orrfutó, mely a jármű hosszanti tengelye mentén, a farokrész irányában húzható vissza. A két főfutót a két hidrogéntartály aljára szerelik fel. Ezeket a hordozóeszköz középvonala felé lehet behajtani. A VentureStar teste tartalmaz egy szorosan illeszkedő oxigéntartályt az orr-részben, valamint két barázdált felszínű hidrogéntartályt, melyek az oxigéntartálynál kezdődnek, s a hordozóeszköz két oldalán lefutva a lineáris rakétahajtóműveknél végződnek, az űreszköz hátulján. A fő szerkezeti elemeket ezek a tartályok hordozzák. Található még egy további hajtóanyagtartály csoport is az orbitális manőverező rendszer hajtóműveinek táplálására. Ezeket a tartályokat a hasznosteher rekesze alá helyezik el, a lineáris rakétahajtómű rendszer előtt. A hengeres alakú, a hordozóeszköz közepe táján elhelyezkedő hasznosteher rekesz igazodik az űreszköz tengelyéhez, a leszálláskor a tömegközéppont is erre a részre kerül. A hidrogéntartályok alkotják a hasznosteher rekesz oldalait, a belső tartályrendszer az elejét, a hajtóműrendszer pedig a végét. A hasznosteher rekesznek két, a szélárnyékos oldalra nyíló ajtaja nem tartalmaz szerkezeti elemeket. Standardizált platformelemekre építik fel a hasznos teher berendezéseit a könnyebb kezelhetőség érdekében. Aerodinamikai kormányok találhatók a hordozóeszköz alsó és felső részén a vezérsíkokon. Az elhelyezkedésüknek megfelelően le és fel, valamint jobbra és balra mozgathatók. Az aerodinamikai kormányok igen sokféle kombinációban állíthatók be, ennek megfelelően váltható ki a billentő, az orsózó és oldalazó mozgás az atmoszférikus áthaladás közben. A repülésirányító rendszer elektronikus központja az oxigéntartály és a hasznosteher rekesz elülső oldala között található. Az összes repülési alrendszer az általa vezérelt berendezésekhez a lehető legközelebb van beépítve (hasznosteher rekesz, futóművek rekesze, stb.), így minimalizálható a repülésirányító rendszer leterheltsége a repülés során. A repülési fázisok irányítása a Lockheed vállalat korábbi, általa tervezett és működtetett, igen nagy sebességi tartományban üzemelő repülő szerkezetek terén szerzett tapasztalataira épül. A VentureStar, alakja ellenére, a jelenleg üzemelő űrrepülőgéphez viszonyítva, kevésbé felmelegedve tér vissza az atmoszférán való átrepülés után. Emiatt lehetővé válik fémvegyületek használata a hővédő rendszer megépítésére. A hővédő pajzsnak - a hőterhelésnek megfelelően - három fő típusa lesz. A felmelegedésnek leginkább kitett orr-rész nem oxidálódó szén-szén ötvözetből készül majd, A széloldali részt két összetevőjű fémötvözet védi. A 700 Celsius fokig felmelegedő részek Titán-1100 ötvözetből készülnek, a 700-1000 Celsius fokig hevülő területeken pedig Inco-167-et alkalmaznak. A hordozóeszköz viszonylag hűvösen maradó szélárnyékos részein a már jelenleg is létező szigetelőanyagokból vonnak többrétegű borítást. A hővédő pajzs egyes összetevőit az elsődleges szerkezeti elemekhez rögzítik, illetve az elsődleges szerkezethez illeszkedő rácsozathoz. A rácsozat úgy lesz kialakítva, hogy a repülési profilhoz szorosan nem illeszkedő szerkezeti elemeket megfelelően burkolva a hordozóeszköz a kívánt aerodinamikai alakot vegye fel.
A hajtómű A VentureStar főhajtóműve hét modulból álló, szivattyúrendszerrel táplált, lineáris rakétahajtómű, melyet a Rockwell International vállalat rakétahajtóművek fejlesztésével foglalkozó részlege fejlesztett. A hajtómű folyékony oxigént és folyékony hidrogént éget. A lineáris rakétahajtómű nyitott a légkör felé. A levegő-beáramlás automatikus teljesítményszabályozást tesz lehetővé, miközben a hordozóeszköz áthalad az atmoszférán. A megvalósítás végső szakaszában lehetővé válik a tervezők számára, hogy a VentureStar hátsó részét teljesen kitöltsék rakétahajtóművekkel, anélkül, hogy szükség lenne nehéz hővédő elemek beépítésére. A nagyméretű és nehéz fúvókák elhagyása súlycsökkenést eredményez és egyben "tiszta" légáramlási körülményeket teremt a jármű körül a légkörön való áthaladás közben. A Rockwell már a '60-as évek végén elkezdett dolgozni a lineáris rakétahajtómű tervén, ezt a hajtóművet használták volna eredetileg a jelenleg működtetett űrrepülőgépeken. A rakétahajtómű egyes elemei modulárisan, egy egyenes mentén helyezkednek el, így áll össze a nagyméretű hajtómű. Ez a hajtómű a legfejlettebb rakétahajtómű koncepció, melyet még sohasem próbáltak ki repülési tesztek alkalmával. Mindegyik modul különálló egység, a modulok közös - 8-10 darab - kis tüzelőtérrel rendelkeznek, valamennyiüket egy osztott turbószivattyú táplál. Az üzemanyagbetöltés egyenletesen szabályozott, végig - a VentureStar hátsó részéig - az égéstér teljes hossza mentén. Mivel nincsenek nagyméretű fúvókák, az égésgázok akadály nélkül tágulhatnak ki a szabadban - a jármű belsejében uralkodó légnyomásnak megfelelő mértékben. Alacsony magasságon a kiáramló égésgázok tágulásának mértéke - a külső légnyomás miatt - korlátozott. A magasság növekedésével az égéstér belső nyomása csökken, így a kiáramló égéstermékek tágulásának mértéke, valamint irányultságának szöge, kezd az optimálishoz értékhez közelíteni. Nagy magasságokon a turbószivattyú szerepe válik fontossá az áramlási kép fenntartásában, a szivattyú ráadásul másodlagos tolóerőt is nyújt. Az emelkedés során bizonyos korrekciós működések válhatnak szükségessé, ezeket az hajtóművet felépítő modulok egyes elemei differenciáltan hajtják végre. Ezt úgy érik el, hogy a hajtóműrendszer egységeiben szelepeket helyeznek el a turbószivattyú beáramló nyílása és az égéstér közé. Nem található semmiféle olyan súlyos nyomáskiegyenlítő berendezés az áramlások vezérlésére, mint amilyenek a jelenlegi rakétarendszerekben használatosak. Az 1971-72-ben tesztelt lineáris rakétahajtómű 3 méter hosszú és 3 méter széles volt. A belső tere 2,4 méterről 1,8 méterrel keskenyedett a hajtómű hossza mentén a tetejétől az aljáig. Összesen 73 statikus tesztet végeztek el, mindösszesen több mint 4000 másodpercig működött maximális teljesítménnyel. Három kísérlet hosszabb volt 500 másodpercnél. A tesztek azt mutatták, hogy a hajtómű 90700 kg tolóerőt ad tengerszinten, s 115700-at világűri körülmények között, 84 kg/cm tüzelőtérnyomás mellett. A próbák kiváló eredménnyel zárultak. 1996 tavaszán a Rockwell hozzáfogott egy 13 tesztből álló sorozatnak a lineáris rakétahajtómű kísérleti példányával (LARSE). Ezek a tesztek az egy a tízhez méretarányú, a Lockheed "emelő testjeihez" képest fele nagyságú, a Lockheed SR-71 "Blackbird" repülőgépének hátára erősített modellel történtek. A lineáris rakétahajtómű a kísérleti repülés közben 317 kg-os tolóerőt adott le. A teszteket úgy állították össze, hogy megfigyelhessék a hajtómű keltette légörvények viselkedését és a kormányzás hatékonyságát háromszoros hangsebességig.
Az X-33 Fejlett-Technológia Demonstrátor Miután a döntés megszületett az új hordozóeszköz kifejlesztéséről, a Lockheed Martinnak most már az a feladata, hogy alvállalkozóival együttműködésben bebizonyítsa, hogy a VentureStar tervezet megvalósítható. Ennek egyik fő állomása az 53%-os méretarányú modell - jelenleg X-33 Fejlett-Technológia Demonstrátor (ATD) néven ismert - megépítése és tesztelése. Alakja hasonló lesz a később megépítendő VentureStarhoz, az X-33 azonban csak két lineáris rakétahajtóművet használ a szuborbitális magasságra (92 km) való felemelkedéshez és a 15-szörös hangsebesség eléréséhez. Habár az X-33 rendelkezik egy 1,52X3,04 méter nagyságú hasznosteher rekesszel, nem fog semmiféle tudományos terhet szállítani a repülési próbák során. Az X-33 ATD 10-15 kísérletből álló repülésből tesztsorozatot hajt végre 1999 március 1 és 1999 december között, előkészítve az utat, hogy a teljes méretű VentureStarral megkezdődhessenek a repülési próbák a következő évszázad elején. Ezek során a tesztek során az X-33 demonstrálja a kulcstechnológiákat, a működtetést, a repülési tervek elkészítését, az irányítást és a vezérlést, a karbantartási és üzemeltetési eljárásokat, az egyfokozatú hordozóeszköz pályára juttatásának és visszatérésének fázisait, a hagyományos kifutópályára történő leszállást, valamint a hajtás nélküli visszatérés képességét a kiindulási pontra - egy igen összetett hordozóeszköz által. Miközben jelenleg az amerikai űrrepülőgép-rendszer készül a Nemzetközi Űrállomás elemeinek pályára juttatására, az amerikai űripar képviselői már a jövőbe tekintenek, az űrrepülőgép-rendszer felváltására. A Lockheed Martin alelnöke és gyártási igazgatója, Norman R. Augustine, elmondta: "Valamennyien nagyon izgatottak vagyunk a csúcstechnológia alkalmazása jelentette kihívás miatt, és hogy megoldhassuk az üzleti problémákat - drámai mértékben csökkentsük a hasznosteher feljuttatásának költségeit a világűrbe. Ez hatalmas lehetőség és egyben óriási esély, hogy forradalmasítsuk az űrszállítást, és Amerika űrszállító kapacitását egy új korszakba vezessük."
A különböző hordozórendszerek összehasonlítása
Lockheed Martin
Forrás: John Catchpole: VentureStar, Spaceflight 1997, Február
|
|
