Az X-33 - VentureStar SzerzÅ Aranyi Là szlã³ 2009. 03 04. 1993. májusában egy NASA által kiadott jelentés leszögezi: ha a NASA továbbra is meg akarja Å rizni vezetå szerepét az űrszállítórendszerek nemzetközi piacán, akkor igen sürgetå az Amerikai Egyesült Államok számára, hogy kifejlesszen egy újrafelhasználható, egyfokozatú (SSTO RLV) hordozóeszközt. Ennek a gondolatnak a szellemében indult be 1995- ben egy háromfázisú, magánfejlesztéså± program, melynek végeredménye az újrafelhasználható VentureStar (Merész Csillag) űrrepülÅ gép lesz - valamikor a jövå század elså 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 vezetå je -, a kivitelezå k 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 következå k: 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 együttmå±ködési szerzå déstervezetet a három elså dleges versenytárs részére. Ezt követå en 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 lehetå vé tette a NASA munkatársai számára, hogy már az eredeti dokumentumokból végezhessenek költségbecsléseket. Ennek köszönhetå en 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 szerzå då fél állja. A II. fázis felöleli a repülési teszteket, a földi teszteket, a technológiai fejlesztéseket, a megrendelå k és a költségeket viselå k fejlesztéseit. 1996 július 1-én megszületett a döntés a II. fázis kivitelezå jére 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 rakétahajtómå±vel felszerelt, függå leges helyzetbå l startoló és vízszintesen leszálló hordozóeszközre vonatkozik. A vízszintes leszállás szükségessé teszi a horizontális manå verezå képességet és a hasznos teher hasonló módon való elhelyezését. A hasznos teher a hordozóeszköz középså 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 szerzå désben vállalta, hogy a II. fázis végrehajtása során megépít egy 53%-os léptékå± modellt, mely ugyanazokat a technikai megoldásokat tartalmazza majd, mint a teljes méretå± VentureStar. A kicsinyített hordozóeszköz az X-33 ATD (Fejlett-Technológia Demonstrátor) nevet viseli. Az X-33-nak meg kell tennie az elså kísérleti repülését legkéså bb 1999 március 1-ig. Ezt követå en 10-15 repülési teszt következik majd 1999 decemberéig bezáróan. III. fázis: 2000-2004 és azt követå en A III. fázis magában foglalja az űripar vezette és a beruházó által finanszírozott fejlesztéseket, valamint a teljes léptékå± VentureStar må±ködtetését. Tartalmazza az újrafelhasználható hordozóeszköz magántársaság által történå kifejlesztését és megépítését, valamint kereskedelmi célú må±ködtetését. A VentureStar A Lockheed Martin már 1965 óta folyamatosan tanulmányozza egy egyfokozatú hordozóeszköz megvalósíthatóságát. Azonban az elkövetkezendå években bekövetkezett, a könnyå± kompozitanyagok elå állítása terén létrejött fejlesztések nélkül, még a jelenlegi űrrepülÅ gép koncepciójának valóra váltása is csak a "megvalósíthatatlan álmok" kategóriájába tartozott volna. A NASA 1993-ban felhívást tett közzé elképzeléseirå l egy újrafelhasználható hordozóeszköz kifejlesztésérå l. 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 világå±rben; - A hordozóeszköz szerkezeti tömege ne haladja meg a teljes tömeg 10%-át (szerkezeti tömeg + hasznos teher + hajtóanyag); - Nagy fajlagos impulzus; - A tömegéhez képest nagy tolóerå vel rendelkezå rakétahajtómå±; - Megbízható stabilitás a teljes sebességtartományban és a hajtómå±vek bármilyen fajta må±ködtetése mellett;
- A hå ingadozásokat elviselå, a visszatéréskor jelentkezå termodinamikai hatásoknak ellenálló, nem túlságosan felmelegedå, nem sérülékeny, megbízható, újrafelhasználható hå védå pajzs. Az Egyesült Államok által a jövå ben må±ködtetett 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 leendå kapacitását meghatározta. A VentureStar képes lesz 4536 kg-os terhet geostacionárius átmeneti pályára felbocsátani. További rakétafokozat használatával növelhetå ez az érték. Az alacsony földkörüli pályára állítható hasznos tömeg 226-18144 kg tartományba esik, és 11340 kg hasznos teher juttatható fel a majdan megépítendå Nemzetközi Å rállomáshoz. A VentureStar tervezet Amikor az Egyesült Államokban legelå ször kezdtek el foglalkozni az ember világå±rbe küldésének lehetå ségével, már akkor jó néhány mérnök azon az állásponton volt, hogy az űrhajó alakjának egy félbevágott kúpéhoz kell hasonlítania. A különbözå tanulmányok bebizonyították, hogy az ilyen alakú test elegendå felhajtóerå t ad az űreszköz számára, így az képes biztonságban levitorlázni az atmoszférán át - már pusztán az alakja és a kiképzése is lehetå vé teszi ezt számára - szárnyak használata nélkül is. A hasonló módon viselkedå formákat "emelå testeknek" nevezték. A visszatéréskor jelentkezå hå hatás kivédésére a félkúp alakú szerkezet csúcsát lekerekítették és hå védå pajzzsal látták el. Kisméretű vezérsíkokat szereltek rá, hogy fenntartsák a test körül áramló levegå áramlási profilját. Ezek a vezérsíkok nem termelnek felhajtóerå terå t. 1960 óta a NASA nyolc különbözå repülå testet fejlesztett ki és vizsgált meg a gyakorlatban is, összesen 225 repülési teszt során. Valamennyi repülést abban az idå ben részletesen dokumentáltak. A VentureStar koncepciója visszatér az "emelå test" elképzelésekhez, oly módon tesz szert felhajtóerå re az atmoszférán való átrepülés közben, úgy manå verezik és úgy száll le vízszintesen, hogy nem rendelkezik szárnyakkal. Modern, kistömegå± kompozit-anyagokat használnak a hordozóeszköz megépítésére. A VentureStar alakja a Lockheed cég 1990-es évek elején a Nemzetközi Å rállomás számára készített - Modern Embertszállító VisszatérÅ 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 merevítå szerkezetek a folyékony oxigén és a folyékony hidrogén tartálya között elöl, valamint a folyékony hidrogén tartály és a lineáris rakétahajtómå± mögött hátul, teszik lehetå vé a repülés biztonságos végrehajtását, s a hasznos teher visszajuttatását a Földre. Hét lineáris rakétahajtómå±-modul integrálódik szorosan a hordozóeszköz farokrészén, szerkezetileg csatlakoztatva az aerodinamikai kormányzásra használt, azonban az atmoszférikus átkelés során felhajtóerå t nem termelå vezérsíkokhoz. Ezek mozgathatók, így oly módon állíthatók be, hogy a visszatéréskor a léglökések a lehetå legkisebb felületen érjék Å ket, csökkentve a légellenállást. A futómå±nek része az oxigén-tartály illesztésénél elhelyezett orrfutó, mely a jármå± hosszanti tengelye mentén, a farokrész irányában húzható vissza. A két få futót a két hidrogéntartály aljára szerelik fel. Ezeket a hordozóeszköz középvonala felé lehet behajtani. A VentureStar teste tartalmaz egy szorosan illeszkedå oxigéntartályt az orr-részben, valamint két barázdált felszínå± hidrogéntartályt, melyek az oxigéntartálynál kezdå dnek, s a hordozóeszköz két oldalán lefutva a lineáris rakétahajtómå±veknél végzå dnek, az űreszköz hátulján. A få szerkezeti elemeket ezek a tartályok hordozzák. Található még egy további hajtóanyagtartály csoport is az orbitális manå verezå rendszer hajtómå±veinek táplálására. Ezeket a tartályokat a hasznosteher rekesze alá helyezik el, a lineáris rakétahajtómå± rendszer elå tt. A hengeres alakú, a hordozóeszköz közepe táján elhelyezkedå hasznosteher rekesz igazodik az űreszköz tengelyéhez, a leszálláskor a tömegközéppont is erre a részre kerül. A hidrogéntartályok alkotják a hasznosteher rekesz oldalait, a belså tartályrendszer az elejét, a hajtómå±rendszer 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 kezelhetå ség érdekében. Aerodinamikai kormányok találhatók a hordozóeszköz alsó és felså részén a vezérsíkokon. Az elhelyezkedésüknek megfelelå en le és fel, valamint jobbra és balra mozgathatók. Az aerodinamikai kormányok igen sokféle kombinációban állíthatók be, ennek megfelelå en váltható ki a billentå, az orsózó és oldalazó mozgás az atmoszférikus áthaladás közben. A repülésirányító rendszer elektronikus központja az oxigéntartály és a hasznosteher rekesz elülså oldala között található. Az összes repülési alrendszer az általa vezérelt berendezésekhez a lehetå legközelebb van beépítve (hasznosteher rekesz, futómå±vek rekesze, stb.), így minimalizálható a repülésirányító rendszer leterheltsége a repülés során. A repülési fázisok irányítása a Lockheed vállalat korábbi, általa tervezett és må±ködtetett, igen nagy sebességi tartományban üzemelå repülå szerkezetek terén szerzett tapasztalataira épül. A VentureStar, alakja ellenére, a jelenleg üzemelå űrrepülÅ géphez viszonyítva, kevésbé felmelegedve tér vissza az atmoszférán való átrepülés után. Emiatt lehetå vé válik fémvegyületek használata a hå védå rendszer megépítésére. A hå védå pajzsnak - a hå terhelésnek megfelelå en - három få típusa lesz. A felmelegedésnek leginkább kitett orr-rész nem oxidálódó szén-szén ötvözetbå l készül majd, A széloldali részt két összetevå jå± fémötvözet védi. A 700 Celsius fokig felmelegedå részek Titán-1100 ötvözetbå l készülnek, a 700-1000 Celsius fokig hevülå területeken pedig Inco-167-et alkalmaznak. A hordozóeszköz viszonylag hå±vösen maradó szélárnyékos részein a már jelenleg is létezå szigetelå anyagokból vonnak többrétegå± borítást. A hå védå pajzs egyes összetevå it az elså dleges szerkezeti elemekhez rögzítik, illetve az elså dleges szerkezethez illeszkedå rácsozathoz. A rácsozat úgy lesz kialakítva, hogy a repülési profilhoz szorosan nem illeszkedå szerkezeti elemeket
megfelelå en burkolva a hordozóeszköz a kívánt aerodinamikai alakot vegye fel. A hajtómå± A VentureStar få hajtómå±ve hét modulból álló, szivattyúrendszerrel táplált, lineáris rakétahajtómå±, melyet a Rockwell International vállalat rakétahajtómå±vek fejlesztésével foglalkozó részlege fejlesztett. A hajtómå± folyékony oxigént és folyékony hidrogént éget. A lineáris rakétahajtómå± nyitott a légkör felé. A levegå -beáramlás automatikus teljesítményszabályozást tesz lehetå vé, miközben a hordozóeszköz áthalad az atmoszférán. A megvalósítás végså szakaszában lehetå vé válik a tervezå k számára, hogy a VentureStar hátsó részét teljesen kitöltsék rakétahajtómå±vekkel, anélkül, hogy szükség lenne nehéz hå védå elemek beépítésére. A nagyméretå± és nehéz fúvókák elhagyása súlycsökkenést eredményez és egyben "tiszta" légáramlási körülményeket teremt a jármå± körül a légkörön való áthaladás közben. A Rockwell már a '60-as évek végén elkezdett dolgozni a lineáris rakétahajtómå± tervén, ezt a hajtómå±vet használták volna eredetileg a jelenleg må±ködtetett űrrepülÅ gépeken. A rakétahajtómå± egyes elemei modulárisan, egy egyenes mentén helyezkednek el, így áll össze a nagyméretå± hajtómå±. Ez a hajtómå± a legfejlettebb rakétahajtómå± koncepció, melyet még sohasem próbáltak ki repülési tesztek alkalmával. Mindegyik modul különálló egység, a modulok közös - 8-10 darab - kis tüzelå térrel rendelkeznek, valamennyiüket egy osztott turbószivattyú táplál. Az üzemanyagbetöltés egyenletesen szabályozott, végig - a VentureStar hátsó részéig - az égéstér teljes hossza mentén. Mivel nincsenek nagyméretå± fúvókák, az égésgázok akadály nélkül tágulhatnak ki a szabadban - a jármå± belsejében uralkodó légnyomásnak megfelelå mértékben. Alacsony magasságon a kiáramló égésgázok tágulásának mértéke - a külså légnyomás miatt - korlátozott. A magasság növekedésével az égéstér belså 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 tolóerå t is nyújt. Az emelkedés során bizonyos korrekciós må±ködések válhatnak szükségessé, ezeket az hajtómå±vet felépítå modulok egyes elemei differenciáltan hajtják végre. Ezt úgy érik el, hogy a hajtómå±rendszer egységeiben szelepeket helyeznek el a turbószivattyú beáramló nyílása és az égéstér közé. Nem található semmiféle olyan súlyos nyomáskiegyenlítå berendezés az áramlások vezérlésére, mint amilyenek a jelenlegi rakétarendszerekben használatosak. Az 1971-72-ben tesztelt lineáris rakétahajtómå± 3 méter hosszú és 3 méter széles volt. A belså tere 2,4 méterrå l 1,8 méterrel keskenyedett a hajtómå± hossza mentén a tetejétå l az aljáig. Összesen 73 statikus tesztet végeztek el, mindösszesen több mint 4000 másodpercig må±ködött maximális teljesítménnyel. Három kísérlet hosszabb volt 500 másodpercnél. A tesztek azt mutatták, hogy a hajtómå± 90700 kg tolóerå t ad tengerszinten, s 115700-at világå±ri körülmények között, 84 kg/cm tüzelå térnyomás mellett. A próbák kiváló eredménnyel zárultak. 1996 tavaszán a Rockwell hozzáfogott egy 13 tesztbå l álló sorozatnak a lineáris rakétahajtómå± kísérleti példányával (LARSE). Ezek a tesztek az egy a tízhez méretarányú, a Lockheed "emelå testjeihez" képest fele nagyságú, a Lockheed SR-71 "Blackbird" repülå gépének hátára erå sített modellel történtek. A lineáris rakétahajtómå± a kísérleti repülés közben 317 kg-os tolóerå t adott le. A teszteket úgy állították össze, hogy megfigyelhessék a hajtómå± keltette légörvények viselkedését és a kormányzás hatékonyságát háromszoros hangsebességig. Az X-33 Fejlett-Technológia Demonstrátor Miután a döntés megszületett az új hordozóeszköz kifejlesztésérå l, a Lockheed Martinnak most már az a feladata, hogy alvállalkozóival együttmå±ködésben bebizonyítsa, hogy a VentureStar tervezet megvalósítható. Ennek egyik få állomása az 53%-os méretarányú modell - jelenleg X-33 Fejlett-Technológia Demonstrátor (ATD) néven ismert - megépítése és tesztelése. Alakja hasonló lesz a késå bb megépítendå VentureStarhoz, az X-33 azonban csak két lineáris rakétahajtómå±vet 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 kísérletbå l álló repülésbå l tesztsorozatot hajt végre 1999 március 1 és 1999 december között, elå készítve az utat, hogy a teljes méretå± VentureStarral megkezdå dhessenek a repülési próbák a következå évszázad elején. Ezek során a tesztek során az X-33 demonstrálja a kulcstechnológiákat, a må±ködtetést, 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 történå leszállást, valamint a hajtás nélküli visszatérés képességét a kiindulási pontra - egy igen összetett hordozóeszköz által. Miközben jelenleg az amerikai űrrepülÅ gép-rendszer készül a Nemzetközi Å rállomás elemeinek pályára juttatására, az amerikai űripar képviselå i már a jövå be tekintenek, az űrrepülÅ gép-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 világå±rbe. Ez hatalmas lehetå ség és egyben óriási esély, hogy forradalmasítsuk az űrszállítást, és Amerika űrszállító kapacitását egy új korszakba vezessük." A különbözå hordozórendszerek összehasonlítása
A rendszer neve: Å rsikló VentureStar X-33 Hosszúság: 56 m 39 m 20.7 m Szélesség: 23.7 m 39 m 20.7 m Teljes tömeg: 2041,2 t 991.5 t 123.8 t Üzemanyag:
Folyékony hidrogén és oxigén + szilárd gyorsítórakéták Folyékony hidrogén és oxigén Folyékony hidrogén és oxigén Az üzemanyag tömege: 1725 t 875 t 95.7 t Üres tömeg: 269,4 t 89,3 t 28,7 t Hajtómű: 2 SRB + 3 SSME Bells Lineáris rakétahajtómå± Lineáris rakétahajtómå± TolóerÅ a start pillanatában: 2903 t 1365,3 t 185,9 t
Maximális sebesség: Orbitális pálya Orbitális pálya Mach 15+ Hasznos teher 185 km/28,5 fokra 23.1 t 26.7 t - Rakodótér méret: 4,57 X 18,2 m 4,57 X 13,7 m 1,52 X 3,04 m Lockheed Martin Fordítás: Aranyi László Forrás: John Catchpole: VentureStar, Spaceflight 1997, Február