SERV , сокращение от «Одноступенчатый околоземно-орбитальный многоразовый аппарат» , представлял собой предлагаемую систему космического запуска, разработанную космическим подразделением компании Chrysler для проекта «Спейс Шаттл» . SERV радикально отличался от двухступенчатых космических самолетов, которые почти все остальные конкуренты участвовали в процессе разработки «Шаттла» , и никогда серьезно не рассматривались для программы шаттлов.
SERV должен был стать одноступенчатым космическим кораблем, выходящим на орбиту, который должен был взлетать с существующих комплексов «Сатурн-5» и вертикально приземляться в Кеннеди для повторного использования. SERV выглядел как значительно расширенная капсула Аполлона с пустым центральным ядром, способная нести 125 000 фунтов (57 000 кг) груза. SERV можно было запускать без экипажа для выполнения грузовых миссий, катапультируя грузовую капсулу и возвращаясь на Землю. Для пилотируемых миссий на борту корабля можно было разместить отдельный космический самолет MURP ( пилотируемая верхняя ступень многоразовой полезной нагрузки).
Название «SERV» также использовалось в совершенно несвязанном с ним проекте НАСА — «Космическом аварийном возвращаемом аппарате».
В 1966 году ВВС США начали исследовательскую работу по изучению различных пилотируемых космических кораблей и связанных с ними пусковых установок. По мере изучения предложений их разбили на один из трех классов, исходя из уровня возможности повторного использования. На более простом конце шкалы разработки находились машины «Класса I», в которых космический самолет размещался поверх существующей или модифицированной пусковой установки межконтинентальной баллистической ракеты. В машинах «Класса II» была добавлена возможность частичного повторного использования некоторых компонентов пусковой установки, а в машинах «Класса III» была предусмотрена возможность полного повторного использования. ВВС США уже начали работу над проектом класса I в рамках своей программы X-20 Dyna Soar , которая была отменена в декабре 1963 года, но были заинтересованы в конструкции Lockheed Star Clipper Class II как возможной будущей разработке. Из исследований ничего не вышло, поскольку ВВС США снизили интерес к пилотируемым космическим программам.
В то время НАСА находилось в процессе свертывания проекта «Аполлон» , поскольку аппараты готовились к полету. Заглядывая в будущее, ряд офисов НАСА начали программы по исследованию миссий с экипажем в 1970-х годах и позже. Среди множества предложений фаворитом была космическая станция с постоянным экипажем. Эти планы обычно предполагали использование существующих ракет «Сатурн» для запуска станций и даже экипажей, но системы «Сатурн» не были рассчитаны на такое постоянное снабжение и смену экипажей, как предполагалось. Идея простой и недорогой пилотируемой ракеты-носителя, «паромного и логистического транспортного средства», возникла в результате исследований космической станции почти как второстепенная мысль, первое упоминание о ней появилось в бюджетах на 1967 финансовый год. [1]
Всерьез разработка недорогой многоразовой космической транспортной системы (STS) началась в декабре 1967 года, когда Джордж Мюллер организовал однодневный мозговой штурм по этой теме. Он начал дискуссию, пригласив ВВС США принять участие, даже сохранив первоначальную аббревиатуру ВВС США для проекта «ILRV». Как и в первоначальных исследованиях ВВС США, предполагалось, что небольшая машина будет перевозить запасные экипажи и основные запасы, с упором на низкую стоимость эксплуатации и быстроту выполнения работ. Однако, в отличие от ВВС США, космическая оперативная группа НАСА быстро решила перейти непосредственно к конструкциям класса III.
НАСА предусматривало четырехэтапную программу развития STS. «Фаза А» представляла собой серию первоначальных исследований по выбору общего технологического пути, и контракты на разработку предложений были выпущены в 1968 году, а предложения ожидались еще осенью 1969 года. Ряд проектов был представлен различными отраслевыми партнерами. Почти повсеместно конструкции были небольшими, полностью пригодными для повторного использования и основывались на космических самолетах с треугольным крылом или подъемным корпусом .
Chrysler Aerospace выиграла контракт NAS8-26341 на участие в серии Phase A, сформировав команду под руководством Чарльза Тарратта. В их отчете 1969 года NASA-CR-148948 были описаны конструкция SERV, предварительные показатели производительности и основные профили миссии. В этом отчете описывался грузовой отсек шириной 23 фута (7,0 м). [а] Тарратт был убежден, что SERV обеспечивает большую гибкость, чем любая из крылатых платформ, позволяя запускать миссии как с экипажем, так и без экипажа, и в целом он намного меньше. [2]
Поскольку большинство центров НАСА поддерживали один из крылатых аппаратов и резко отличались от любого из них, SERV не нашел сторонников среди бюрократии и никогда серьезно не рассматривался для STS. [3] Кроме того, отряд астронавтов был непреклонен в том, что любой будущий космический корабль НАСА должен быть укомплектован экипажем, [4] (так что потенциально беспилотный SERV и там не получил новообращенных), и эта концепция имела высокий технологический риск как SSTO из-за веса чувствительность роста.
В любом случае был предложен контракт на продление, в результате которого был подготовлен окончательный отчет NASA-CR-150241 о конструкции SERV, который был сдан 1 июля 1971 года. Он отличался в основном незначительными деталями, основным изменением было уменьшение ширины грузового отсека с 23 футов. до 15 футов (4,6 м) в соответствии с остальными предложениями Shuttle.
SERV представлял собой большой конический корпус с закругленным основанием, который Крайслер называл «модифицированной конструкцией Apollo». Сходство связано с тем, что обе машины использовали тупые профили входа в атмосферу , которые уменьшают тепловую нагрузку во время входа в атмосферу за счет создания очень большой ударной волны перед закругленной поверхностью. Наклон корабля относительно направления движения меняет характер ударных волн, создавая подъемную силу, которую можно использовать для маневрирования космического корабля - в случае SERV примерно до 100 морских миль по обе стороны от его баллистической траектории. [5] Чтобы облегчить создание подъемной силы, SERV был «ступенчатым»: нижняя часть конуса была наклонена примерно на 30 градусов, а верхняя часть - ближе к 45 градусам. SERV имел ширину 96 футов (29 м) в самом широком месте и высоту 83 фута (25 м). [6] Полная взлетная масса составляла чуть более 6 000 000 фунтов (2 700 000 кг), [7] примерно такая же, как у Сатурна V 6 200 000 фунтов (2 800 000 кг) [8] , но больше, чем у Шаттла 4 500 000 фунтов (2 000 000 кг). [9]
Большая часть планера SERV состояла из стальных композитных сот . Основание было покрыто привинчивающимися абляционными теплозащитными панелями , что позволяло легко заменять их между миссиями. Верхние части планера, получавшие значительно меньшие тепловые нагрузки, были покрыты металлической черепицей, закрывающей снизу кварцевую изоляцию. [10] Четыре посадочные опоры выдвинуты снизу, их «ступни» при втягивании образуют часть поверхности теплозащитного экрана. [11]
По краю базы располагался двенадцатимодульный аэроспайковый двигатель LH2/LOX, прикрытый подвижными металлическими щитами. [12] Во время подъема щитки выдвигались из корпуса, чтобы приспособиться к снижению давления воздуха , образуя большое сопло, компенсирующее высоту . Модуль питался от комплекта из четырех сшитых турбонасосов , которые при нормальной работе работали на 75% от своей проектной мощности. Если один турбонасос выйдет из строя, то дросселирование остальных 3 до 100% позволит поддерживать полную мощность. Двигатель в целом будет обеспечивать тягу в 7 454 000 фунтов силы (25,8 МН), [7] примерно такую же, как S -IC , первая ступень Saturn V.
Вокруг базы также были расположены сорок реактивных двигателей мощностью 20 000 фунтов силы (89 кН), которые запускались непосредственно перед приземлением, чтобы замедлить снижение. Подвижные двери над двигателями открывались для подачи воздуха. [13] Два РЛ-10 обеспечивали тягу при сходе с орбиты, поэтому главный двигатель не пришлось перезапускать в космосе. Даже маневрирование на орбите, которое не было обширным для SERV (см. ниже), обеспечивалось небольшими двигателями LOX/LH2 вместо двигателей, работающих на другом топливе. [14]
Ряд конических резервуаров по внешнему краю корабля, прямо над двигателями, хранил LOX . LH2 хранился в резервуарах гораздо большего размера ближе к центру корабля. Сферические баки гораздо меньшего размера, расположенные в зазорах под закругленными концами баков LOX, содержали JP-4, используемый для питания реактивных двигателей. Двигатели орбитального маневрирования и схода с орбиты были сгруппированы вокруг верхней части космического корабля и питались от собственных баков, разбросанных между LH2. [13] Такое расположение баков оставило большое открытое пространство в середине корабля размером 15 на 60 футов (18 м), которое служило грузовым отсеком. [б]
Были предусмотрены две основные конфигурации космического корабля и профиля миссии. Миссии «Режима А» вывели SERV на высотную парковочную орбиту на высоте 260 морских миль (480 км) с наклоном 55 градусов, чуть ниже орбиты космической станции на высоте 270 морских миль (500 км). Миссии «Режима B» вылетели на низкую околоземную орбиту (LEO) длиной 110 миль (200 км) с наклоном 28,5 градусов, запуск на восток из Космического центра Кеннеди . В любом случае SERV был соединен с длинным грузовым контейнером в отсеке и, опционально, с космическим кораблем с экипажем наверху.
В первоначальных предложениях для поддержки полетов с экипажем использовался космический самолет с подъемным корпусом, известный как MURP. MURP был основан на конструкции HL-10, которая уже изучалась компанией North American Rockwell в рамках ее усилий по STS. MURP был установлен поверх грузового контейнера и обтекателя, общая длина которого составляла 114 футов (35 м). [15] Во второй версии исследования компания Chrysler также добавила вариант, который заменил MURP «персональным модулем», основанным на Apollo CSM , длина которого составляла 74 фута (23 м) в сочетании с тем же грузовым контейнером. Первоначальная конфигурация «SERV-MURP» имела высоту 137 футов (42 м) в сочетании с SERV, а новая конфигурация «SERV-PM» имела высоту 101 фут (31 м). [7] Обе системы включали всестороннее прерывание пилотируемой части на протяжении всего подъема. [16]
После рассмотрения всех четырех комбинаций режима и модуля два основных профиля миссии были выбраны как наиболее эффективные. В случае с SERV-PM будет использоваться высокая околоземная орбита, и PM будет маневрировать лишь на небольшом расстоянии, чтобы добраться до станции. При использовании SERV-MURP будет использоваться низкая околоземная орбита, а MURP будет маневрировать остальную часть пути самостоятельно. В любом случае SERV может немедленно вернуться на Землю и позволить PM или MURP приземлиться самостоятельно, или, что чаще, ждать на парковочной орбите грузового модуля из предыдущей миссии, чтобы встретиться с ним для возвращения на Землю. [17] Соображения веса и баланса ограничивали возвращаемую полезную нагрузку.
Обе конфигурации доставили на космическую станцию 25 000 фунтов (11 000 кг) груза, хотя в конфигурации PM общий забрасываемый вес был намного ниже. [15] Если бы конфигурация PM использовалась с обтекателем вместо капсулы, SERV мог бы доставить 112 000 фунтов (51 000 кг) на НОО или целых 125 000 фунтов (57 000 кг) с «удлиненным носовым обтекателем». [18] Удлиненный носовой конус представлял собой длинный шип с высокой степенью заточки , который снижал атмосферное сопротивление за счет создания ударных волн, которые отрывались от корпуса транспортного средства во время подъема. [11]
Кроме того, Chrysler также обрисовал способы поддержки грузов шириной 33 фута (10 м) на передней части SERV. Это был диаметр S-IC и S-II , нижних ступеней Сатурна V. НАСА предложило широкий спектр полезной нагрузки для программы приложений «Аполлон» , основанной на этом диаметре и предназначенной для запуска на Сатурне. ИНТ-21 . Chrysler продемонстрировал, что их также можно запустить на SERV, если принять во внимание соображения веса. Однако эти планы были основаны на более ранних конструкциях SERV с грузовым отсеком большего размера (23 фута (7,0 м)). [11] Когда нагрузки НАСА были адаптированы для размещения в меньшем отсеке длиной 15 футов (4,6 м), обычном для всех предложений STS, от этого варианта отказались.
Не ожидалось, что SERV будет оставаться на орбите в течение длительного периода времени: самые продолжительные миссии, указанные в отчете, составят чуть менее 48 часов. [19] Обычно он возвращался после того, как небольшое количество витков приближало его наземную траекторию к Кеннеди, и рассматривалась возможность прерывания миссий с однократным витком. Транспортное средство было спроектировано так, чтобы вернуться в точку в пределах четырех миль (6 км) от точки приземления с использованием маневрирования при входе в атмосферу, остальное должно было быть восполнено во время спуска с реактивным двигателем. [20]
НАСА в партнерстве с Chrysler построило спроектированный НАСА Saturn IB на сборочном заводе Мишуда недалеко от Нового Орлеана . Chrysler также предложил построить SERV в Мишуде и доставить их в KSC на кораблях класса Bay, которые использовались для доставки S-IC Boeing с того же завода. Поскольку SERV был шире кораблей, его пришлось нести слегка под наклоном, чтобы уменьшить его общую ширину. Затем к бортам кораблей были добавлены понтоны для защиты космического корабля от брызг. [21]
SERV будут установлены в Высоком отсеке Здания сборки автомобилей (VAB), соединены с PM или MURP, которые были подготовлены в Лоу-Бэй, а затем доставлены на площадки LC39 на существующих гусеничных транспортерах . [22] Площадки LC39 требовали лишь незначительных модификаций для использования SERV, аналогичных тем, которые необходимы для запуска Saturn IB . [23] Компания Chrysler предложила построить несколько посадочных площадок SERV между LC39 и VAB, а также посадочную полосу для MURP рядом с существующей посадочной полосой космических шаттлов. [24] SERV будут возвращены в VAB на огромном бортовом грузовике. Единственной новой инфраструктурой был набор испытательных стендов на комплексе испытаний двигателей Mississippi Test Operations , недалеко от Мишуда.
Повторное использование большей части существующей инфраструктуры снизило общие затраты на программу; общие затраты оценивались в 3,565 миллиарда долларов, при этом каждый SERV стоил 350 миллионов долларов в долларах 1971 финансового года и был рассчитан на 100 рейсов в течение 10-летнего срока службы. [25] Это было намного дешевле, чем предложения двухэтапного обратного хода, предложенные большинством компаний, пиковые затраты на разработку которых составляли порядка 10 миллиардов долларов.
SERV был похож на более позднюю конструкцию McDonnell Douglas DC-X . Основное различие между ними заключалось в том, что DC-X был создан для выполнения военных задач и требовал гораздо больших возможностей маневрирования при входе в атмосферу. Из-за этого планер был длинным и тонким, и космический корабль снова вошел в атмосферу носом вперед. Наклон этой формы относительно траектории движения создает значительно большую подъемную силу, чем тупое основание SERV, но также подвергает планер гораздо более высоким тепловым нагрузкам.
Совсем недавно оригинальная компоновка SERV использовалась на космическом корабле Blue Origin Goddard . Как и SERV, Годдарду не требовалась расширенная дальность полета военной пусковой установки, и он вернулся к более простому профилю входа в атмосферу с тупым основанием. В аналогичном исследовании конструкции Канко-мару также использовался тот же профиль вертикального взлета и посадки с тупым корпусом.
