JACEK NOWICKI Samoloty Kosmiczne - • '.ć i .--. - -.-. i- . • .,-v.'/'.i,. -: -V , • V --..o'.., c- tło . -..-. y-st.;;*1 ..-/.aa:.., .-: ; i,/' ;<•;,!% ,- .'"•l^i;-.- •' • ; • .'••'.>••.. •••:• '•-'• •J • : ".''-i- .• :.. . ' -i/ ,1. • •';• •' . . • • , : •••• ' : • ^. -• i • . < .• ... *. . f- ' •'• ' T« Opiniodawca • » mgr inż. BOGUSŁAW KITZMANN rn "* Redaktor inż. KRZYSZTOF JANUS , 4 S/i ? 'Vi I \ ^ f "i T''" • V Vr& N T& «v > .» • • •« ••"* * «. -1« >* ^T** m •• «> -• .-••• : .-••&". x -i •L' ł Redaktor techniczny MAREK TARANEK Okładka oraz układ graficzny wklejki barwnej WŁADYSŁAW P. JABŁOŃSKI Zdjęcie na okładce oraz zdjęcia barwne na wklejce dzięki uprzejmości NASA 623.746 W książce opisano jak doszło do powstania i zastosowania do badań i prac w kosmosie samolotów kosmicznych nazywanych również wahadłowcami. Przedstawiono zarówno wcześniejsze badania nad samolotami rakietowymi serii X w USA, jak i projekty samolotów kosmicznych opracowane w ZSRR, Europie Zachodniej i Japonii. Opisano szczegółowo program wahadłowca Space Shuttle oraz konstrukcję i losy amerykańskich samolotów kosmicznych. Książka zawiera dużo rysunków oraz fotografii czarnobiałych i barwnych. © Copyright by Wydawnictwa Naukowo-Techniczne Warszawa iid9 Ali rights reserved Printed in Poland ISBN 83-204-1004-5 WYDAWNICTWA NAUKOWO-TECHNICZNE ul. Mazowiecka 2/4, 00-048 Warszawa tel. 26-72-71 do 79 Dział Upowszechniania i Sprzedaży tel. 27-56-87 WNT Warszawa 1989. Wyd. I. Nakład 29.700 + 300 egz. Ark. wyd. 23,3. Ark. druk. 18,0. Format B5. Papier offset, kl. III., 70 g. Oddano do składania 30.VI.1988 r. Podpisano do druku w marcu 1989 r. Druk ukończono w maju 1989 r. Symbol MK/82323/WNT Olsztyńskie Zakłady Graficzne im. Seweryna Pieniężnego Olsztyn, ul. Towarowa 2 Zam. 1403/88 A-84/69 Spis treści Od Autorów 1. Samoloty rakietowe .............. g 1.1. Powstanie i rozwój samolotów rakietowych ....... g 1.2. Skonstruowanie i program lotów "":"""' samolotów rakietowych North American X-15 .... )'V'1 '"'t . \6 1.3. Niezrealizowany projekt samolotu kosmicznego ""n J? Boeing X-20A Dyna-Soar ............. M 1.4. Samoloty rakietowe z kadłubami nośnymi ........ 30 1.4.1. M2, HL-10 — samoloty rakietowe z kadłubami nośnymi NASA . . 37 1.4.2. X-23, X-24 — samoloty rakietowe z kadłubami nośnymi U.S. Air Force ........ '•'. "'p5".- . . 42 2. Wahadłowiec Space Shuttle . . . . . . . . . "-'. . . 61 2.1. Narodziny koncepcji i powstanie projektu wahadłowca . 'v .l . 51 2.2. Program Space Shuttle od kontraktu do pierwszego lotu . . ' . . 60 2.2.1. Ostateczna koncepcja ............. 60 2.2.2. ALT — próby podejścia i lądowania . . . . »*"". . ^.""".' . 63 2.2.3. MVGVT — próby drgań . . . . . . ."."'".' . u*. v - 69 2.2.4. Próby na wyrzutni . . . . . . . . . . .'.'.. 71 2.2.5. Próby wytrzymałościowe prototypu STA-099 ....... 72 2.2.6. Próby silników SSME ............. 72 2.2.7. Próby rakiet wspomagających i zbiornika zewnętrznego .... 75 2.2.8. Próby awioniki wahadłowca ........... 75 2.2.9. Przed pierwszym lotem Columbii . . . . . . .'*.'".'. 75 2.3. Orbiter ................. 84 2.3.1. Przednia część kadłuba ............. 86 2.3.2. Środkowa część kadłuba ............. 88 2.3.3. Tylna część kadłuba ...... . ' V ' ^ <;«* . ^ , ^.* . flo 2.3.4. Skrzydła .......... ;> ; .: ^iw ;, , ~i 93 2.3.5. Statecznik pionowy ........ ' .r ..... 94 2.3.6. Podwozie .......... 6<":' V ...... 95 2.3.7. System osłony termicznej TPS .... '.ił . ..... 97 2.3.8. Silniki główne SSME . . . . . . . . ' / . . . . . 104 2.3.8.1. Działanie silnika . . . . . .... :.Ji .' . '.'"'. . 105 2.3.8.2. Podzespoły układu spalania ............ 107 2.3.8.3. Instalacje silnikowe .............. 109 3 2.3.8.4. Turbopompy ................ 110 2.3.8.5. Główne zawory ............... lll 2.3.8.6. Sterownik silnika ............... lll 2.3.9. Orbitalne silniki manewrowe OMS .......... 112 2.3.10. Silniczki korekcyjne RCS ............. 114 L.3.11. Instalacja hydrauliczna ............. 115 2.3.12. Instalacja elektryczna .............. 117 2.3.13. System oczyszczania, odpowietrzania i osuszania ...... 120 2.3.14. Awionika ................. 120 i-9-5 2.3.14.1. Przetwarzanie danych .............. 120 2.3.14.2. Naprowadzanie, nawigacja i sterowanie ......... 122 2.3.14.3. Urządzenia wskaźnikowe i sterownicze ......... 124 2.3.14.4. Systemy łączności i transmisji danych ........ 127 2.4. Zbiornik zewnętrzny .............. 129 2.4.1. Konstrukcja ................ 129 2.4.2. Instalacja paliwowa ............'.. 131 2,4.3. Instalacja elektryczna ............. 132 J 4.4. Osłona termiczna ............... 132 2.4.5. Połączenia zbiorników z orbiterem, SRB i urządzeniami naziemnymi 133 2.4.6. Lekki ET ................. 134 2.5. Rakiety wspomagające ............. 136 2.5.1. Silnik .................. 138 2.5.2. Elementy konstrukcyjne ............. 137 2.5.3. Sterowanie kierunkiem siły ciągu .......... 139 2.5.4. Silniczki oddzielające .............. 140 2.5.5. Spadochrony ................ 141 2.5.6. Instalacje elektryczne i oprzyrządowanie ........ 142 2.5.7. Usprawnienia ................. 142 2.6. Załoga .................. 143 2.6.1. Podział obowiązków .............. 143 -20' 2.6.2. Selekcja i trening astronautów ........... 146 2.6.3. Kabina .................. 149 2.6.4. System klimatyzacji i podtrzymywania życia ....... 150 2.6.5. Warunki życia na orbicie ............. 154 2.7. Przebieg misji ................ 163 2.7.1. Odliczanie ................. 163 2.7.2. Start i wejście na orbitę ............. 166 l 2.7.3. Pobyt na orbicie ............... 169 2.7.4. Manipulator RMS ............... 174 2.7.5. Spacer kosmiczny EVA ............. 177 2.7.6. Powrót z orbity i lądowanie ............ 182 2.8. Ośrodki i operacje naziemne ............ 187 2.8.1. Lądowisko ................. 189 2.8.2. Hangar obsługi orbitera ............. 190 2.8.3. Hala montażu pojazdu ............. 192 2.8.4. Centrum kontroli startu ............. 194 2.8.5. Ruchoma platforma startowa ........... 196 2.8.6. Transporter gąsienicowy ............. 196 2.8.7. Stanowiska startowe 39A i 39B ........... 197 2.8.8. Budynki obsługi członów napędu orbitalnego ....... 200 2.8.9. Przygotowanie ładunków użytecznych ......... 201 2.8.10. Odzyskiwanie i remont rakiet wspomagających ...... 203 2.8.11. Baza Vandenberg AFB ............. 205 2.8.12. Centrum Kontroli Misji ............. 209 2.8.13. Baza Edwards AFB .............. 210 2.9. Operacje awaryjne .............. 210 2.9.1. Sposoby i środki ewakuacji załogi .......... 211 2.9.2. Sposoby przerwania startu ............ 216 2.9.3. Awaria na orbicie ............... -220 2.9.4. Awaryjne lądowanie .............. 224 2.9.5. Po katastrofie Challengera ............ 224 2.10. Orbitalne misje wahadłowców ........... 227 2.10.1. STS-1 .................. 232 2.10.2. STS-2 .................. 233 2.10.3. STS-3 .................. 233 2.10.4. STS-4 .................. 235 2.10.5. STS-5 .................. 236 2.10.6. STS-6 .................. 237 2.10.7. STS-7 .................. 237 2.10.8. STS-8 .................. 239 2.10.9. STS-9 .................. 240 2.10.10. 41-B ................... 241 2.10.11. 41-C ................... 241 2.10.12. 41-D ................... 243 2.10.13. 41-G ................... 244 2.10.14. 51-A ................... 245 2.10.15. 51-C ................... 246 2.10.16. Niezrealizowana wyprawa 51-E ............ 246 2.10.17. 51-D ................... 246 2.10.18. 51-B ................... 248 2.10.19. 51-G ................... 249 2.10.20. 51-F ................... 250 2.10.21. 51-1 ................... 251 2.10.22. 51-J ................... 253 2.10.23. 61-A ................... 253 2.10.24. 61-B ................... 254 2.10.25. 61-C ................... 255 2.11. Katastrofa Challengera — jej przyczyny i skutki ...... 256 2.11.1. Przebieg katastrofy .............. 267 2.11.2. Przyczyny ......'........... 259 2.11.3. Skutki .................. 261 2.11.4. Program Space Shuttle po katastrofie ......... 2!U 3. Przyszłościowe projekty samolotów kosmicznych ...... 2;5 3.1. Radzieckie projekty samolotów kosmicznych ....... 268 3.2. Francuski samolot kosmiczny Hermes ......... 272 3.3. Hotol — brytyjski samolot kosmiczny poziomego startu i lądowania ............... 275 3.4. Projekt wahadłowca zachodnioniemieckiego Sanger ...... 278 3.5. Japońskie samoloty kosmiczne ........... 280 3.6. Przyszłościowe projekty amerykańskie ......... 282 Literatura ................... 287 K •C. O 3; o y 5 h _ . - . . . . . el T g .. •;' !5 L- •< ,:;.••- - ... - "j 'a <;• ..; / -•• ^ p . • -r • , ' :- - -. - : . .; '* s * i ". f; =.- Ł l i: L- H --t. Ł d - ;•, ... ,. v-., ^. 1. ,• •:. i:: ; • i, „ ' ;. -H - -^ -• '-? •"• ' ^ 'r 0 s *s ^ ;' j j. ?. K ,_; »Ł. -... ,-,- rv -. -u. •-. .: ,;• • j .-% • . -ru ti, .--,! - -.j. , •» ,.-, . C- iO C> L • ' _.i i,-,, ;sjt?;i'-.-.',\'j- '.:'.^'.u.-,- h :':,-> .••v» .;ii • ...'•jy. ?' 1 Samoloty rakietowe 1.1. POWSTANIE l ROZWÓJ SAMOLOTÓW RAKIETOWYCH Współczesne samoloty kosmiczne, efekt mariażu techniki lotniczej z astro- nautyką, wywodzą się w prostej linii z zajmującej poczesne miejsce w historii lotnictwa rodziny samolotów rakietowych nazywa- nych także rakietoplanami. Wynika to z faktu, że jedynie silnik rakie- towy, w którym proces spalania nie jest uzależniony od dostępu powie- trza atmosferycznego, może zapewnić samolotowi napęd zarówno w atmosferze, jak i w kosmosie. Pierwsze próby zastosowania prochowych rakiet do napędu dre- wnianych szybowców wykonali w końcu lat dwudziestych Niemcy Max Yalier i Fritz Opel. Mniej więcej w tym samym czasie w ZSRR absolwent Instytutu Politechnicznego w Rydze Fridrich Cander opra- cował projekt samolotu kosmicznego wyposażonego w hybrydowy napęd śmigłowo-rakietowy. Wynalazkiem, który utorował dalszą drogę rozwoju tej gałęzi lot- nictwa, stało się wprowadzenie w latach trzydziestych w Niemczech silników rakietowych bazujących na katalitycznym rozkładzie stężonego nadtlenku wodoru H2O, (wody utlenionej). Wyprodukowanie nadtlenku wodoru o stężeniu kilkudziesięciu procent było dużym osiągnięciem Niemców, a fakt ten został ujawniony dopiero w okresie wojny. Silniki rakietowe na H2Ot były domeną wytwórni Walter Werke z Kilonii. Pierwszą firmą, która zdecydowała się na zastosowanie silnika Walter do napędu samolotu, były zakłady Ernst Heinkel Flugzeugwerke AG. Konstruowanie samolotu oznaczonego Hę 176 odbywało się w fabryce w Rostocku w warunkach ścisłej tajemnicy. Prototyp ukończono na po- czątku 1939 r. i już w marcu tego roku wykonał on pierwsze „skoki" na pasie startowym lotniska ośrodka doświadczalnego w Peenemiinde. Dnia 20 czerwca pilot Erich Warsitz dokonał oficjalnego oblotu samolotu, a następnego dnia samolot zaprezentowano przedstawicielom Luftwaffe. Nie spodobał się on jednak hitlerowskim notablom, którzy zabronili dalszej realizacji projektu twierdząc, że samolot, mimo iż jest niezwykle ' szybki (podczas próby rozwinął prędkość ponad 800 km/h), to ze względu na krótki czas lotu nie znajdzie zastosowania bojowego. Tymczasem, począwszy od 1938 r., w Niemieckim Instytucie Szybo- wnictwa (niem. Deutsche Forschungsansta.lt fur Segelflug) zespół pod __ kierownictwem Alexandra M. Lippischa realizował plany budowy my- agę śliwca przechwytującego o napędzie rakietowym (DFS-194). Od stycznia 1939 r. prace kontynuowano w zakładach Messerschmitt AG w Augs- burgu, w których samolot otrzymał nazwę Me 163 Komet. Posuwały się one powoli i do oblotu prototypu wyposażonego w silnik Walter HWK R. II doszło dopiero w 1941 r. W dniu 2 października 1941 r. pilot doświadczalny Heini Dittmar na prototypie Me 163V1 został wyholowany przez myśliwiec Me 110 na wysokość ok. 3600 m. Po wyczepieniu i uru- chomieniu silnika rakietowego samolot osiągnął podobno rekordową prędkość 1003 km/h. Po wprowadzeniu do produkcji seryjnej samoloty Me 163 Komet wykorzystano do obrony ważnych obiektów przemysło- wych przed bombardowaniami. Dzięki silnikowi rakietowemu samolot zbliżony kształtem do latającego skrzydła mógł dość szybko wznieść się na dużą wysokość (w 3 min osiągał wysokość ok. 12 tyś. m), zaatakować bombowce od góry ogniem z działek, a następnie powrócić na ziemię lotem ślizgowym. Ostatnim z samolotów rakietowych opracowanych w hitlerowskich Niemczech był Bachem Ba 349 Natter, powstały w połowie 1944 r. ^ w okresie, gdy w obliczu klęski gorączkowo poszukiwano „cudownych za broni" mogących skutecznie atakować formacje amerykańskich i brytyj- skich bombowców strategicznych. Ten jednomiejscowy, rakietowy my- śliwiec przechwytujący (samolot — pocisk) startował z pionowej wyrzut- ni (!) napędzany silnikiem Walter HWK 509A-1 o ciągu 16,7 kN i czte- rema silnikami rakietowymi na paliwo stałe o ciągu 4,9 kN każdy. Ma- teriałami pędnymi silnika Walter były tzw. T-Stoff (nadtlenek wodoru) i C-Stoff (mieszanina hydratu hydrazyny, metanolu i wody). Dnia 22 lu- tego 1945 r. wykonano próbny start bezzałogowy, a trzy dni później lot załogowy zakończony śmiercią pilota, porucznika Sieberta. W projekcie założono, że Natter po pionowym starcie będzie mógł zaatakować sa- moloty bombowe zainstalowaną na dziobie baterią 24 niekierowanych rakiet na paliwo stałe, po czym pilot będzie musiał ewakuować się na spadochronie, gdyż samolot nie był przystosowany do normalnego lądo- wania. Do zastosowania bojowego myśliwca Natter nie doszło. Poza Niemcami, w okresie bezpośrednio przed i podczas drugiej woj- ny światowej, eksperymentalne samoloty rakietowe powstawały „ównież w ZSRR, USA i Japonii. W latach 1939 — 42 w Związku Radzieckim opracowano trzy prototypy: BI-1 wg projektu Błochowitinowa, Maljutka 10 wg projektu Polikarpowa i Typ 302 wg projektu Tichonrawowa. W USA w 1944 r. przeprowadzono próby w locie eksperymentalnego samolotu Northrop MK-324, a w Japonii usiłowano podjąć produkcję samolotu Mitsubishi J-8 Shusui, będącego kopią niemieckiego Me 163. Lata trzydzieste i czterdzieste zaznaczyły się w historii samolotów rakietowych ważnymi pracami teoretycznymi. Już w 1933 r. dr Eugen Sanger z Uniwersytetu Wiedeńskiego wydał książkę pt. „Technika lotu rakietowego" (niem. Raketenflugtechnik), w której opisał zagadnienie bu- dowy samolotu kosmicznego. W latach 1938—42 Sanger, pracując dla Hermann Goerig Institut, wykonał projekt międzykontynentalnego bom- bowca rakietowego startującego z wyrzutni szynowej o długości 3 km, na której rozpędzały go rakietowe sanie. Bliższy realizacji był powstały pod koniec wojny w środku Peenemtinde projekt pocisku balistycznego A-9/A-10 Amerika-Rakete. Jego drugi stopień wywodzący się z pocisku ra- kietowego V-2 (A-4) miał być wyposażony w powierzchnie nośne. Rozwa- żano możliwość budowy załogowej wersji pocisku, która po starcie z Euro- py i zrzuceniu ładunku wybuchowego na miasta wschodniego wybrzeża USA mogłaby lądować lotem ślizgowym w Argentynie (!). Kwestię realno- ści tych projektów należy uznać za problematyczną. Po drugiej wojnie światowej środek ciężkości prac nad samolotami rakietowymi przesunął się z Niemiec do Stanów Zjednoczonych. Począ- wszy od 1943 r. pod auspicjami lotnictwa wojskowego i Narodowego Komitetu Doradczego do spraw Aeronautyki NACA (ang. National Advi- sory Committee for Aeronautics) firma Bell Aircraft Corp. zajmowała my się zagadnieniami związanymi z dużymi prędkościami lotu. Prototyp samolotu, którego projekt był efektem programu badawczego, otrzymał oznaczenie MX-524. W lutym 1945 r., gdy zespół kierowany przez kon- struktora Roberta J. Woodsa prowadził już w zakładach Wheatfield (stan Nowy Jork) prace konstrukcyjne nad pierwszym prototypem, Bell otrzy- mał zamówienie na trzy samoloty. Bell X-l, bo taką nazwę ostatecznie otrzymał samolot, zaprojektowano w układzie średniopłata o skrzydłach prostych i dość grubym, ostro za- kończonym kadłubie wzorowanym na kształcie pocisku. Napęd stanowił czterokomorowy silnik rakietowy Reaction Motors XLRll-RM-3 o ciągu 26,66 kN. Regulacja ciągu następowała przez włączanie kolejnych komór spalania pracujących równolegle. Materiały pędne (ciekły tlen i alkohol) były wytłaczane z kulistych zbiorników w kadłubie za pomocą sprę- żonego azotu. Rozpiętość skrzydeł samolotu wynosiła 8,54 m, długość 9,41 m, wysokość 3,31 m, masa startowa 5557 kg. Aby nie tracić ma- teriałów pędnych na start samolotu z ziemi, zaplanowano, że na wyso- kość kilku tysięcy metrów będzie on wynoszony w komorze bombowej samolotu nosiciela, którym miał być czterosilnikowy bombowiec stra- tegiczny Boeing B-29 Superfortress. 11 Rys. 1.1. Pierwszy egzemplarz doświadczalnego samolotu rakietowego Bell X-l przy swym nosicielu — bombowcu Boeing B-29 Superfortress Dnia 25 stycznia 1946 r. X-l, po starcie na pokładzie nosiciela z lotniska Pinecastle w pobliżu Orlando na Florydzie, wykonał pierwszy lot ślizgowy. Następne loty programu prób przeniesiono do bazy Muroc Dry Lakę (od 1950 r. Edwards Air Force Base) położonej na pustyni Mojave na pn.-wsch. od Los Angeles, w rejonie której rozciągają się lSic, dna wyschniętych słonych jezior, będących znakomitymi naturalnymi lotniskami. Pierwszy lot z włączonym silnikiem rakietowym wykonał pilot Chalmers Goodlin na drugim X-l w dniu 9 grudnia 1946 r. Pod- czas pierwszych prób z włączonym napędem samolot w zasadzie nie przekraczał prędkości odpowiadającej liczbie Macha Ma =0,8*. Dopiero podczas czternastominutowego lotu Charlesa Yeagera na pierwszym X-l w dniu 14 października 1947 r., udało się po raz pierwszy na świecie pokonać barierę dźwięku osiągając prędkość Ma =1,06. W dniu 9 sierpnia 1949 r. pilot Frank Eyerest osiągnął na X-l rekordowy pułap 21 950 m. Program lotów pierwszego samolotu, po wykonaniu ponad 80 lotów doświadczalnych, zakończyła udana próba samodzielnego startu z ziemi w styczniu 1949 r. Drugi X-l wykorzystywany był w programie badań przeprowadzanych przez NACA. Trzeci X-l podczas przygotowań do startu na pokładzie bombowca Boeing B-50 (udoskonalonego B-29) za- * Liczba Macha (od nazwiska austriackiego fizyka Ernsta Macha) jest wielkością bezwymiarową wyrażającą stosunek prędkości poruszającego się ciała (samolotu) w ośrodku ściśliwym (powietrzu) do prędkości rozchodzenia się dźwięku w tym ośrodku. W treści książki mówi się często o prędkości samolotu wyrażonej w liczbie Macha (np. Ma = 2). Chodzi tu o czywiście o stosunek prędkości, a nie prędkość, zaś przyjęty zapis służyć ma ułatwieniu lektury tekstu. 12 palił się i po awaryjnym lądowaniu spłonął doszczętnie wraz z kadłubem nosiciela. Załoga uratowała się. Interesujący jest fakt, że mniej więcej w tym samym czasie w ZSRR również realizowano program lotu samolotu rakietowego. Był to Samoljot 349, konstrukcja rozpoczęta w Niemczech pod koniec wojny pod nazwą DFS 8.349 (napęd stanowiły dwa silniki Walter HKW 109-409B o ciągu 19,8 kN każdy) i przejęta przez Armię Radziecką w zakładach Siebel w Halle. Po ukończeniu konstrukcji przez radzieckich specjalistów wy- konano próby w locie, w których jako nosiciela wykorzystano bombowiec Tupolew Tu-4 (odpowiednik amerykańskiego B-29). Niedługo po pierwszym naddźwiękowym locie Yeagera amerykańskie lotnictwo wojskowe złożyło w firmie Bell zamówienie na cztery samoloty X-l drugiej generacji pod oznaczeniem projektowym MX-984. Udoskona- lenia objęły m.in. przedłużenie kadłuba, instalację nowego silnika XLR11- -RM-5 i pomp materiałów pędnych, a także nową osłonę kabiny gwa- rantującą lepszą widoczność. Pierwszą z tych maszyn, oznaczoną X-1D, spotkał podobny los jak trzeci prototyp X-l. Po awarii samolotu znaj- dującego się w komorze bombowej nosiciela B-50, na krótko przed rozpoczęciem drugiego lotu i pośpiesznej ewakuacji pilota, X-1D został odłączony i roztrzaskał się o ziemię. Następny samolot X-1A posłużył do wykonania lotów sięgających już daleko poza barierę dźwięku. W dniu 12 grudnia 1953 r. Charles Yeager na X-1A osiągnął prędkość 2655 km/h (Ma=2,5). W locie 26 sierpnia 1954 r. X-1A uzyskał pułap 27565 m. Podczas próby dokonanej 8 sierpnia 1955 r. samolot podczepiony pod nosicielem zaczął się palić, a jego podwozie nieoczekiwanie wysunęło się. Ponieważ koła podczepionego pod bombowcem samolotu sięgały niżej niż podwozie nosiciela zaszła konieczność zrzucenia samolotu, który roz- bił się o ziemię. Kolejny samolot z nowej serii X-1B swój pierwszy lot beznapędowy wykonał 24 września 1954 r. Począwszy od sierpnia 1956 r. był używany do badań nagrzewania aerodynamicznego. Następne loty X-1B posłużyły do prób sterowania strumieniowego, których wyniki wykorzystano przy projektowaniu samolotu X-15. Ostatnim samolotem tego typu był X-1E, zmodyfikowany drugi egzemplarz pierwszej serii X-l. NAGA prowadziła za jego pomocą loty badawcze zakończone 6 listopada 1958 r., na krótko przed wprowadzeniem samolotu X-15. Równolegle do programu X-l, realizowanego przez U.S. Air Force i NACA, program prób samolotu rakietowego prowadziła również ame- rykańska marynarka wojenna (U.S. Navy). Był to Douglas D-558-2 Skyrocket, wywodzący się od doświadczalnego odrzutowca ze skrzydłami prostymi D-558-1 Skystrea. H Skyrocket został wyposażony w skrzydła o skosie 35 stopni i profilu naddźwiękowym. Program badawczy miał ustalić górną granicę prędkości, do której możliwe było stosowanie takich właśnie skrzydeł. Skyrocket Rys. 1.2. Samolot rakietowy Douglas D-558-2 Skyrocket zbudowany w ramach programu badawczego U. S. Navy otrzymał hybrydowy zespół napędowy złożony z silnika turboodrzuto- wego Westinghouse W24 (J-34) o ciągu statycznym 13,34 kN pracującym na benzynie lotniczej (a nie zwykle stosowanej nafcie) oraz czteroko- morowego silnika rakietowego Reaction Motors 6000C (XLR11) o ciągu 26,67 kN. Silnik odrzutowy umieszczono w środkowej części kadłuba, silnik rakietowy zaś w ogonie. Samolot startował z ziemi samodzielnie, przy wspomaganiu dwoma silnikami rakietowymi na paliwo stałe, lub z pokładu bombowca-nosiciela. Jego przednia część mogła w razie awarii oddzielić się od reszty samolotu, zmieniając się w kapsułę ratowniczą. Rozpiętość skrzydeł samolotu wynosiła 7,60 m, długość 13,80 m, wysokość 3,50 m, masa startowa 9000 kg. Oblot pierwszego z trzech egzemplarzy nastąpił 4 lutego 1948 r. Niemal od początku Skyrocket rywalizował z X-l w wyścigu o prymat prędkości i pułapu lotu. Oprócz tego służył do celów badawczych. Sa- molot otrzymał bogaty zestaw aparatury pomiarowej, w skład której wchodziło m. in. 400 czujników ciśnienia i 904 tensometry do badania naprężeń powstających podczas lotu. Spośród zbudowanych trzech prototypów jeden wyposażony został wyłącznie w silnik rakietowy, a w miejsce silnika turboodrzutowego otrzy- mał dodatkowe zbiorniki materiałów pędnych. Przystosowany do startu z nosiciela B-29, posłużył do wykonania prób w zakresie ekstremalnych prędkości i wysokości lotu. W sierpniu 1953 r. Skyrocket osiągnął wy- sokość 25 386 m, a 21 listopada tegoż roku, jako pierwszy pilotowany statek powietrzny, pokonał dwukrotną wartość prędkości dźwięku (Mo=2,01). Powróćmy jednak do programu badawczego U.S. Air Force i NAGA, które w latach pięćdziesiątych zrealizowały jeszcze jeden pro- jekt samolotu rakietowego. Po pokonaniu bariery dźwięku największy problem stanowiła tzw. bariera cieplna — efekt nagrzewania aerody- namicznego przy dużej prędkości. Właśnie do badania tego zjawiska miał posłużyć samolot Bell X-2 przystosowany do rozwijania prędkości rzędu 14 Rys. 1.3. Samolot rakietowy Bell X-2, który wykorzystywano do badań nad pro- blemami tzw. bariery cieplnej Bell X-2 został zaprojektowany w układzie średniopłata ze skrzy- dłami skośnymi. Głównym materiałem konstrukcyjnym, w miejsce sto- sowanych w poprzednich samolotach rakietowych stopów aluminium, stały się stal nierdzewna (skrzydła) i stal stopowa molibdenowo-niklowa (ka- dłub). Samolot przystosowano do startu z komory bombowej Boeinga B-50. Pierwszy egzemplarz wyposażono w podwozie składające się z przedniego, chowanego zespołu kołowego i podkadłubowej płozy (X-l i Skyrocket miały klasyczne podwozia kołowe). W drugim prototypie zastosowano dwie płozy chowane do kadłuba. Kabina X-2, chroniona 48 warstwą izolacji cieplnej mogła w sytuacji awaryjnej odłączyć się od samolotu. Napęd stanowił ośmiokomorowy silnik rakietowy Curtiss- -Wright XLR25-CW-30 o ciągu 66,68 kN, zasilany alkoholem etylowym i ciekłym tlenem. Rozpiętość skrzydeł wynosiła 10,58 m, długość 13,84 m, wysokość 3,58 m, masa startowa 11 390 kg. Pierwszy X-2 ukończono w 1J52 r., a w następnym roku wykonano pierwsze próby w locie ślizgowym i silnikowym. Dnia 12 maja 1953 r. Wydarzyła się tragiczna katastrofa — eksplozja samolotu rakietowego podczepionego w komorze bombowej B-50, w której zginął pilot X-2 Skip Ziegler i jeden z członków załogi nosiciela. Wypadek ten wstrzy- mał program lotów do czasu zbudowania drugiego prototypu w 1954 r. W dniu 22 maja 1956 r. pilot Frank Everest osiągnął prędkość Ma=2,5, a w lipcu tego samego roku 3050 km/h. Po rezygnacji Everesta realizacją lotów szybkościowych zajął się kapitan Iven Kichenloe, a lo- tów badawczych związanych z barierą cieplną kapitan Milburn Apt. Na początku września X-2 wzbił się na wysokość 38 430 m, co stanowiło jakby preludium do wysokościowych misji X-15. Dnia 15 września 1956 r. samolot rakieto' /y rozwinął rekordową prędkość 3 360 km/h na wysokości ok. 30 km. Niestety lot ten zakończył się tragicznie. Podczas wykonywania zakrętu Milburn Apt stracił panowanie nad samolotem. 15 Pilot katapultował kabinę, ale nie udało mu się z niej wydostać zanim uderzyła o ziemię. Wypadek, zakończony śmiercią pilota, wstrzymał po- stęp w osiąganiu większych prędkości i wysokości, aż do rozpoczęcia prób X-15, pierwszego samolotu, który miał postawić lotnictwo na przed- polu przestrzeni kosmicznej. 1.2. SKONSTRUOWANIE l PROGRAM LOTÓW SAMOLOTÓW RAKIETOWYCH NORTH AMERICAN X-15 W grudniu 1954 r. NACA (od 1958 r. NASA — ang. National Aeronau- tics and Spocę Administration, Narodowa Administracja Aeronautyki i Przestrzeni Kosmicznej), U.S. Navy i U.S. Air Force zawarły porozu- mienie o skonstruowaniu następcy doświadczalnych samolotów rakieto- wych X-l, Skyrocket i X-2. Według założeń opracowanych w czerwcu 1954 r. miał to być załogowy samolot rakietowy rozwijający prędkość do Ma=7 i osiągający pułap do 100 mil (161 km). Celem programu było zbadanie zachowania się płatowca i zespołu napędowego w tych wa- runkach, a w szczególności stateczności, sterowności i nagrzewania aero- dynamicznego oraz oddziaływania na psychikę i fizjologię pilota. We wrześniu 1955 r. na wykonawcę trzech egzemplarzy samolotów, które otrzymały oznaczenie X-15 wyznaczono kalifornijską wytwórnię North American Aviation Inc. (od 22 września 1967 r. North American Rockwell Corp.). Pięć miesięcy później kontrakt na zbudowanie silników rakietowych otrzymała firma Reaction Motors. Samolot zaprojektowany w układzie średniopłata został wyposażony w niewielkie skrzydła bez wzniosu o obrysie trapezowym. Miały one cienki profil (5% grubości procentowej), wydłużenie 2,5 i powierzchnię 18,6 m2. Krawędzie natarcia miały skos 25°, a ich noski zaokrąglono z promieniem krzywizny ok. 6 mm. Grubość tempo zakończonych kra- wędzi spływu wynosiła 54 mm przy kadłubie i 9,52 mm przy końcówkach. Skrzydła nie zostały wyposażone w lotki, a jedynie w klapy. Płytowe (przekręcane w całości) stateczniki poziome o ujemnym wzniosie — 15° spełniały podwójną rolę steru wysokości i lotek. Usterzenie pionowe składało się z płytowego statecznika górnego pełniącego rolę steru kie- runku i statecznika dolnego odrzucanego przed lądowaniem na spado- chronie — obydwa o profilu klinowym i tępej, szerokiej krawędzi spływu. Na przykadłubowych częściach stateczników pionowych znalazły się czte- '• ry klapki hamulców aerodynamicznych. 1 Przednia część kadłuba wykonana w postaci stożka pierwotnie była ^ zakończona ostrym drążkiem przedłużającym. Metalowa osłona kabiny < pilota o eliptycznym kształcie została wyposażona w dwa okna, każde i złożone z dwóch przezroczystych płyt o grubościach 9,5 i 6,4 mm oddzie- I lonych szczeliną powietrzną o grubości 19 mm. Osłona ta, normalnie j 16 ' . « otwierana w górę do tyłu, w przypadku konieczności katapultowania była w całości odrzucana. Następnie wysuwała się płyta chroniąca pilota przed udarem ciśnienia dynamicznego i na koniec fotel wyposażony w dwie płyty ustateczniające opuszczał kabinę. W przypadku awarii na dużej wysokości pilot musiał odczekać zanim samolot, funkcjonując już tylko jako kapsuła balistyczna, opadnie na bezpieczną do katapultowania wysokość. Wnętrze kabiny wypełniał niepalny azot, a pilot był ubrany w skafander ciśnieniowy z pięciowarstwowej, aluminizowanej z zewnątrz tkaniny. W układzie chłodzenia kabiny i skafandra wykorzystano ciekły azot. Sterowanie powierzchniami aerodynamicznymi odbywało się kla- sycznie (drążek plus pedały). Podczas lotu w bardzo rozrzedzonej atmos- ferze panującej na dużych wysokościach, gdzie stery aerodynamiczne są już nieskuteczne, pilot mógł posłużyć się systemem sterowania stru- mieniowego firmy Bell Aircraft uruchamianym za pomocą trzyosiowego drążka, umieszczonego po lewej stronie kabiny. W systemie tym wyko- rzystano reakcję rozkładu nadtlenku wodoru. Składał się on ze zbior- nika H2O2 i instalacji zasilającej dwanaście dyszek sterujących. Na każdym skrzydle umieszczono po dwie dyszki (po jednej na spodniej i wierzch- niej powierzchni) do sterowania poprzecznego. Na nosie samolotu zain- stalowano pozostałe dyszki: cztery w płaszczyźnie pionowej (dwie w górę i dwie w dół) do sterowania podłużnego i cztery w poziomej (po dwie na boki) do sterowania kierunkowego. Zapewniały one ciąg 445 N przy sterowaniu pochyleniem i odchyleniem i 182 N przy przechyłach. Za kabiną przekrój kadłuba przechodził w okrągły z dołączonymi po bokach klinowymi oprofilowaniami. Okrągłą część przekroju środkowej części kadłuba wypełniały kolejno: przedział wyposażenia, zbiornik cie- kłego azotu, zbiornik nadtlenku wodoru, integralny zbiornik utleniacza i integralny zbiornik paliwa. Oprofilowania boczne mieściły w sobie przewody materiałów pędnych, instalacje pokładowe i komory podwozia głównego. X-15 został wyposażony w trójzespołowe podwozie chowane z przed- nim, klasycznym zespołem dwukołowym i dwoma zespołami podwozia głównego złożonymi ze stalowych płóz wciąganych za pomocą układu mechanicznego. Komplet płóz mógł posłużyć do wykonania pięciu lub sześciu lądowań, po czym należało je wymienić. Holowanie samolotu po ziemi umożliwiał specjalny wózek podkładany pod ogon samolotu. Pierwsze dwa X-15 wyposażono początkowo w zespoły napędowe złożone z dwóch czterokomorowych silników rakietowych Reaction Mo- tors XLRll-RM-5 o ciągu 35,61 kN, takich samych jakie zastosowano w drugiej serii samolotów X-l. Paliwem był wodny roztwór alkoholu etylowego, a utleniaczem ciekły tlen. Silniki XLR11 miały posłużyć jedynie do pierwszych lotów próbnych. Docelowe możliwości w zakresie prędkości i pułapu lotu planowano uzyskać po wyposażeniu X-15 w po- jedynczy silnik rakietowy Reaction Motors XLR99-RM-2, o ciągu a — Samoloty kosmiczne J 7 8T J l Rys. 1.4. Przekrój samolotu rakietowego North American X-15 J — drążek przedłużający, 2 — przedni zespół dyszek układu sterowania strumieniowego, 3 — kamery, 4 — zbiornik azotu układu chłodzenia l klimatyzacji, 5 — wlew utleniacza, S — zbiornik utleniacza, 7 — zbiornik paliwa, l — skrzydłowe dyszkl układu sterowania strumieniowego, 9 — płytowy statecznik pionowy, 10 — siłownik hydrauliczny poruszający sterem kierunku, 11 — siłownik hydrauliczny poruszający hamulcami aerodynamicznymi, 12 — główne hamulce aerodynamiczne, 13 — płytowy statecznik poziomy, 14 — przewód awaryjnego zrzutu paliwa, 15 — dwa silniki rakietowe XLRll-RM-5, 18 — dolny statecznik pionowy odrzucany przed lądowaniem, 17 — pomocnicze hamulce aerodynamiczne, 18 — płoza zespołu podwozia głównego, 19 — zbiornik nadtlenku wodoru, 20 — siłownik hydrau- liczny poruszający klapę skrzydłową, 21 — klapa skrzydłowa, 22 — fotel wyrzucany, 23 — dwukołowy zespół podwozia przedniego • 283,07 kN na poziomie morza i ok. 311,47 kN na dużej wysokości. Był on w przeciwieństwie do XLR11 przystosowany do płynnej regulacji ciągu. Jego materiały pędne stanowiły bezwodny amoniak i ciekły tlen. Jako ciekawostkę można podać, że ciąg silnika XLR99 tylko w niewiel- kim stopniu ustępował ciągowi silnika A-6 rakiety Redstone (347 kN), która w 1961 r. wyniosła na suborbitalne tory * pierwsze amerykańskie załogowe statki kosmiczne Mercury. X-15 został wyposażony w turbi- nowe pomocnicze jednostki napędowe o mocy 29,42 kW, wykorzystujące reakcję rozkładu nadtlenku wodoru. Zasilały one generator elektryczny o mocy 4 kW i pompę instalacji hydraulicznej. Samolot miał system uzyskiwania danych o przebiegu lotu firmy Sperry Gyroscope Co. skła- dający się z platformy inercyjnej i komputera. Dane uzyskane z plat- formy po przetworzeniu przez komputer były podawane na wyświetlacz firmy Lear Instruments. Dotyczyły one wysokości, prędkości, prędkości wznoszenia i położenia samolotu. Pierwsze dwa X-15 otrzymały zdwojony układ pilota automatycznego SAS (ang. Stability Augmentation Sys- tem — system wspomagania stateczności). W trzecim egzemplarzu zain- stalowano udoskonalony układ umożliwiający samoczynne przełączenie sterowania drążkiem ze sterów aerodynamicznych na układ sterowania strumieniowego i odwrotnie. X-15 mógł przenosić 590 kg aparatury ba- dawczej, w tym 650 czujników temperatury, 104 czujniki sił aerodyna- micznych, 140 czujników ciśnienia, rejestrator wskazań 15 przyrządów pokładowych i oprzyrządowanie do rejestracji danych o funkcjonowaniu organizmu pilota. Dane z aparatury pomiarowej transmitowano tele- metrycznie na ziemię. Struktura płatowca została wykonana w 65% technologią spawania. Głównym materiałem konstrukcyjnym była żaroodporna stal niklowa Inconel-X, z której wykonano zewnętrzne poszycie samolotu, noski skrzy- deł i stateczników, dźwigary skrzydeł i przegrody w kadłubie. „Pancerz" z Inconelu-X miał wytrzymywać założone temperatury powierzchni sa- molotu w zakresie od 650°C do — 184^C. Do budowy płatowca zastoso- * Lot suborbitalny — lot obiektu po orbicie, której apogeum znajduje się w przes- trzeni kosmicznej, zaś perygeum pod powierzchnią Ziemi. Tor lotu będący wycin- kiem elipsy może być zaaproksymowany parabolą. 19 to o Rys. 1.5. Zmodyfikowany bombowiec strategiczny Boeing NB-52 Stratofortress uży- wany jako nosiciel X-15 : "•„ l — zespól podwozia pomocniczego z pojedynczym kółkiem, 2 — podskrzydłowy wysięgnik l do podwieszania samolotu rakietowego, 3 — antena radaru w dielektryczne] osłonie, 4 — ™. •"• pokrywa włazu z drabinką, 5 — podwójne gondole z silnikami Pratt & Whitney J57, 6 — zespoły Jednotorowego podwozia głównego wano również tytan i stal nierdzewną, a w miejscach mniej narażonych mechanicznie i cieplnie — stopy aluminium. Samolot został pomalowany specjalną, żaroodporną farbą silikonową (wytrzymującą krótkotrwałe temperatury do 540°C) o barwie czarnej, w celu lepszego odprowadzania ciepła z powierzchni. X-15 zaprojektowano na przeciążenia do 7 g * i największe dopuszczalne przeciążenia podczas manewrów w atmosferze wynoszące 4 g. Dla potrzeb programu lotów X-15 dwa ośmiosilnikowe bombowce strategiczne o napędzie odrzutowym Boeing B-52 Stratofortress zostały przystosowane do roli nosicieli samolotów rakietowych otrzymując ozna- czenia NB-52A i NB-52B. Zadaniem bombowca było wyniesienie samolotu podczepionego na specjalnym wysięgniku pod prawym skrzydłem na wysokość ponad 13 000 m przy prędkości ok. 800 km/h. Tu następowało oddzielenie, a następnie uruchomienie silnika rakietowego na czas 80— 120 s. Pozostałą część 10—11-minutowej misji zajmował lot beznapędowy zakończony lądowaniem w Edwards AFB z prędkością ok. 320 km/h. Rozpiętość skrzydeł X-15 wynosiła 6,70 m, długość 15,25 m, wyso- kość między statecznikami pionowymi 4,10 m, masa startowa 14 185 kg. Pierwszy X-15A po raz pierwszy znalazł się w powietrzu 10 marca 1959 r. podczepiony pod skrzydłem bombowca nosiciela. Lot beznapędowy prototypu wykonano 8 czerwca 1959 r. Za sterami samolotu rakietowego siedział pilot doświadczalny wytwórni North American A. Scott Cros- sfield, który uprzednio przeszedł specjalny program treningu w naziem- nym symulatorze X-15. Kolejno nastąpić miała próba w locie z włączo- nym napędem. Jej termin, wyznaczony pierwotnie na 28 sierpnia 1959 r., Rys. 1.6. Samolot rakietowy X-15 holowany po płycie lotniska * g — wartość przyspieszenia ziemskiego. Powszechnie przyjęta tzw. normalna war- tość przyspieszenia ziemskiego 0=9,80665 m/s* bliska jest teoretycznej wartości przyspieszenia ziemskiego na poziomie morza i 45° szerokości geograficznej. 21 Rys. 1.7. Przygotowania do startu X-15 podczepionego pod skrzydłem NB-52. Na pierwszym planie pilot samolotu w ciśnieniowym skafandrze przesunięto na 17 września z powodu awarii silnika. Tego dnia NB-52 dowodzony przez majora Charlesa Boćka wyniósł w powietrze drugi X-15 ze Scottem Crossfieldem na pokładzie. Po odłączeniu od nosiciela udało się uruchomić silniki XLR11, a następnie rozpędzić samolot do 2241 km/h. Po 10-minutowym locie X-15 eskortowany przez odrzutowe my- śliwce osiadł na dnie wyschniętego słonego jeziora. Dobieg samolotu zakończył się tuż przed lotniskowym rowem odwadniającym. Drugi silnikowy lot samolotu rakietowego był dwukrotnie odraczany: 10 pa- ździernika (gdy już w powietrzu stwierdzono awarię silnika samolotu podczepionego pod skrzydłem NB-52) i 14 października. W dniu 17 pa- ździernika X-15A wykonał swój drugi lot, podczas którego osiągnął prędkość 2 283 km/h. Niecały miesiąc później, 5 listopada groźny wypadek przerwał pro- gram prób drugiego X-15. Po oddzieleniu od nosiciela i uruchomieniu silników jeden z nich eksplodował i zapalił się. Crossfield odciął dopływ paliwa i utleniacza, po czym upewniwszy się przez radio (lot odbywał się w eskorcie myśliwców), że płomień zgasł, dokonał częściowego zrzutu 22 zei •52. materiałów pędnych. Pomimo otrzymanego z ziemi polecenia katapulto- wania się pilot zdecydował posadzić samolot na zapasowym lotnisku na dnie wyschniętego jeziora Rosamond Lakę. Uderzenie podwozia o twarde podłoże było jednak zbyt silne na skutek nieprzewidzianie dużej masy materiałów pędnych znajdujących się jeszcze w samolocie, co doprowa- dziło do uszkodzenia amortyzatora przedniego podwozia i w efekcie do przełamania kadłuba tuż za kabiną. Crossfield nie został ranny, ale wy- padek wywołał u niego szok nerwowy. Przerwa w lotach drugiego X-15A trwała do 11 lutego 1960 r. Równolegle (od 23 stycznia 1960 r.) rozpo- częto program prób egzemplarza nr 1. Od marca 1960 r. oprócz Cros- sfielda, oblatywacza z ramienia producenta, loty próbne zaczęli wyko- nywać piloci wyznaczeni przez głównych sponsorów przedsięwzięcia: Joseph A. Walker z NASA, major Robert White z U.S. Air Force i ko- mandor podporucznik Forrest Petersen z U.S. Navy. W dniu 4 sierpnia 1960 r. Walker na pierwszym X-15 osiągnął nieoficjalny rekord pręd- kości wynoszący 3 534 km/h (Mo=3,31), a 12 sierpnia na tym samym samolocie White ustanowił rekord (również nieoficjalny) wysokości lotu: 41 605 m. Wkrótce do zespołu X-15 dołączyli kolejni piloci cywilni i wojskowi: John B. McKay i Neil A. Armstrong (późniejszy zdobywca Księżyca w locie Apollo 11) z NASA oraz major Robert A. Rushworth z U.S. Air Force. Plany przewidywały realizację dwóch wariantów lotu samolotu rakietowego: misję szybkościową (ang. High Speed Mission) i wysokoś- Rys. 1.8. Nosiciel NB-52 z podczepionym pod skrzydłem samolotem X-15 , ;>t 23 ciową (ang. High Altitude Mission). Szczegółowe projekty tych operacji przygotowane zostały z wykorzystaniem bardzo wówczas jeszcze młodej techniki komputerowej. Misja szybkościowa przewidywała oddzielenie od nosiciela i zapłon silników nad bazą Wendoyer AFB (stan Utah), po czym miał nastąpić wzlot na wysokość 60 km i powrót do Edwards po przeleceniu kilkuset kilometrów. Misja wysokościowa rozpoczynała się nad miejscowością Ely (stan Nevada), skąd samolot po bardzo stromym torze miał wzlecieć na założoną wysokość 100 mil (ok. 161 km) a nastę- pnie powrócić na macierzyste lotnisko. Trasa obydwu misji przebiegała nad terenami Nevady i Kalifornii w kierunku pd.-zach. na południe od pasma górskiego Sierra Nevada. Została ona zaplanowana tak, aby w przypadku konieczności awaryjnego lądowania samolot mógł osiąść na którymś z wyschniętych słonych jezior. Kolejno były to jeziora Mud Lakę i Grapeline Lakę w Nevadzie, a następnie — już za granicą stanu Kalifornia — Ballart Lakę, Cuddeback Lakę i wreszcie lądowisko Rogers Lakę z położonym obok Rosamond Lakę. W końcowej fazie lotu X-15 był eskortowany przez samolot myśliwski F-104 Starfighter. Wyłożone na lądowisku świece dymne pomagały pilotowi samolotu określić kieru- nek wiatru. Operacja wysokościowa High Altitude Mission na przełomie lat 1959—60 stwarzała Amerykanom wielkie nadzieje na wysłanie pier- wszego człowieka w przestrzeń kosmiczną właśnie za pomocą uskrzy- dlonego pojazdu rakietowego. Wypadki potoczyły się jednak inaczej i prymat ten przypadł statkom balistycznym wynoszonym za pomocą wielostopniowych rakiet klasycznych. Realizację operacji szybkościowej i wysokościowej zapewnić mogło zastosowanie nowego silnika XLR99 w miejsce dwóch „czterokomorow- Rys. 1.9. Samolot rakietowy X-15 kilka sekund po oddzieleniu od skrzydła bombowca 24 om Rys. 1.10. Samolot X-15 w locie samodzielnym ców" XLR11. Pierwszy silnik tego typu wytwórnia Thiokol Chemical Corp. (której nowym działem była teraz Reaction Motors Division w Den- ville w stanie New Jersey) dostarczyła w końcu maja 1960 r., po czym został on zainstalowany w świeżo ukończonym trzecim X-15A (poprzed- nio nie miał on silników XLR11). Podczas próby naziemnej 8 czerwca 1960 r. silnik eksplodował powodując bardzo poważne uszkodzenia sa- molotu. Powietrzny debiut nowej jednostki napędowej odbył się podczas lotu drugiego X-15A pilotowanego przez Scotta Crossfielda w dniu 15 lis- topada 1960 r. XLR99 z miejsca zademonstrował swe niezwykłe możli- wości: mimo, że silnik pracował maksymalnie zdławiony, a hamulce aerodynamiczne samolotu były w pełni wychylone X-15A osiągnął prę- dkość ponad 3 200 km/h. Od tego momentu praktycznie w każdym locie padał nowy rekord. W dniu 30 marca 1961 r. drugi X-15A pilotowany przez Walkera osiągnął wysokość 51 695 m. Pilot przez 90 s znajdował się w stanie nieważkości. W dniu 21 kwietnia major White poprawił rekord prędkości na 4 947 km/h, a 25 maja Walker podbił go do 5 322 km/h. Po raz pierwszy spektakularną prędkość ponad jednej mili na sekundę (5 798 km/h) osiągnął White 23 czerwca. Wkrótce do programu lotów dołączył pierwszy X-15A wyposażony w silnik XLR99, na którym 9 listopada 1961 r. major White uzyskał prędkość 6 587 km/h (Ma=6,04). Podczas lotu prawa szyba osłony kabiny pod wpływem naprężeń cieplnych w otaczającej ją ramie pokryła się siatką pęknięć, zmniejszając widoczność o połowę. Na szczęście po 9 min. 31 s lotu X-15A pomyślnie wylądował w Edwards. W dniu 30 kwietnia 1962 r. White na tym samym samolocie osiągnął nieoficjalny rekord wysokości wynoszący 75 200 m. Samodzielny lot X-15 rozpoczął się star- 25 tem spod skrzydła B-52 na wysokości 17 500 m nad jeziorem Mud Lakę w Nevadzie. Po 82 s pracy silnika rakietowego pilot znalazł się w stanie nieważkości, a 2 min 40 s od startu osiągnął szczytowy punkt toru. Z kabiny X-15 rozpościerał się widok na cały stan Kalifornia, począwszy od zatoki Monterrey aż do nasady Półwyspu Kalifornijskiego. Widoczna w dole Ziemia miała wyraźnie kulisty kształt, a samolot manewrował w środowisku praktycznie pozbawionym powietrza za pomocą układu sterowania strumieniowego. Te dwa loty, w których X-15A przekroczył projektowe wartości prędkości i wysokości, w przybliżeniu wyznaczyły zakres osiągów samo- lotu możliwych do uzyskania w jego dotychczasowej formie. Próby trwa- ły jednak nadal. W dniu 27 czerwca 1962 r. pierwszy X-15A pilotowany przez White'a rozpędził się do 6 693 km/h po odpalę silnika trwającym 89 s, zamiast normalnych 84 s. Podczas lotu temperatura na przedniej krawędzi skrzydeł wynosiła 619°C. Trzeciemu X-15A, który do pozos- tałych dwóch dołączył w grudniu 1961 r., przypadł w udziale oficjalny, uznany przez Międzynarodową Federację Lotniczą FAI (fr. Federation Aeronautiąue Internationale) rekord wysokości równy 95 985 m (59,6 mi- li), ustanowiony 17 lipca 1962 r. Po tym locie major White otrzymał odznakę „Skrzydła" (ang. Wings), przyznawaną amerykańskim astronau- tom za przekroczenie pułapu 50 mil. Można uznać, że X-15A stał się pierwszym w świecie samolotem kosmicznym. W ramach operacji wy- sokościowej zrealizowano kolejne loty, po których następujący piloci otrzymali astronautyczne „Skrzydła": podpułkownik Robert A. Rush- worth, kapitan Joe H. Engle, major Michael J. Adams, major William Rys. 1.11. Samolot X-15 podchodzi do lądowania eskortowany przez odrzutowy samolot myśliwski Lockheed F-104 Starfighter 26 J. Knight z U.S. Air Force oraz Joseph A. Walker z NASA. Największa wysokość osiągnięta przez X-15A wyniosła 107 960 m, a rekord ten został ustanowiony przez Walkera 22 sierpnia 1963 r. Gdy postawione przez X-15A zadania osiągnięcia rekordowych prę- dkości i wysokości zostały wykonane, postanowiono, że jeden z samolotów zostanie przebudowany dla potrzeb bardziej zaawansowanej fazy badań. Wykorzystano tu remont drugiego egzemplarza samolotu po uszkodze- niach powstałych podczas wypadku w locie w dniu 9 listopada 1962 r., gdy pilotowany przez Johna B. McKay X-15A lądował na zapasowym lotnisku na dnie wyschniętego jeziora Mud Lakę. Fazę wprowadzania zmian do projektu zakończono w styczniu 1963 r., a 13 maja tego roku rozpoczęto prace konstrukcyjne. W ramach modyfikacji środkowa część kadłuba została przedłużona o 73,7 cm. W uzyskanej w ten sposób przestrzeni zainstalowano dwa zbiorniki ciekłego wodoru stanowiącego paliwo dla dodatkowych silni- ków strumieniowych Hypersonic Research Engine firmy Garrett, które mogły być instalowane pod tylną częścią kadłuba w miejscu odrzucanego dolnego statecznika pionowego. W kulistym zbiorniku umieszczonym w tyle górnego statecznika pionowego znajdował się hel pod ciśnieniem, służący do wytłaczania ciekłego wodoru ze zbiorników. Samolot został wyposażony w nowe przedziały aparatury optycznej i fotograficznej da- jące możliwość operowania na dużej wysokości z polami obserwacji skie- rowanymi do góry i na dół. W celu wydłużenia czasu pracy silnika, samolot przystosowano do przenoszenia po bokach kadłuba dwóch do- datkowych zbiorników materiałów pędnych, każdy o długości 6,70 m i średnicy 0,96 m. W zbiorniku podczepionym po prawej stronie kadłuba znajdowało się 3 941 dm3 amoniaku o masie 2 724 kg, natomiast w zbior- niku po lewej stronie kadłuba 2 864 dm3 ciekłego tlenu o masie 3 399 kg. Ten dodatkowy zapas materiałów pędnych pozwalał na przedłużenie czasu pracy silnika rakietowego z 84 s do 150 s. Ciekły tlen i amoniak ze zbiorników dodatkowych były zużywane w pierwszej kolejności. Od- rzucenie zbiorników następowało na wysokości 21 350 m przy prędkości 2 195 km/h, po czym lądowały one na spadochronach hamowane dodat- kowo w końcowej fazie lotu niewielkimi silnikami rakietowymi na pa- liwo stałe. Modyfikacje objęły również okna kabiny, które w nowej formie, przystosowane do wyższych temperatur, otrzymały kształt elips, a ich struktura składała się z trzech warstw: środkowej z krzemianu glinu i dwóch zewnętrznych z topionej krzemionki. Jesienią 1964 r. na pokładzie samolotu zainstalowano bezwładnościo- wy system nawigacyjny przygotowany przez firmę Minneapolis-Honeywell Co., który pierwotnie był przeznaczony dla zarzuconego w końcu 1963 r. projektu samolotu kosmicznego X-20 Dyna-Soar. Układ ten składał się z bloku bezwładnościowego, przetworników elektronicznych i komputera pokładowego firmy North American Autonetics. Dane dostarczane przez 27 aparaturę bezwładnościową po przetworzeniu przez komputer były po- dawane na umieszczony na tablicy przyrządów wyświetlacz firmy Lear Instruments podający pilotowi informacje o prędkości i wysokości lotu, prędkości wznoszenia i położeniu samolotu. Przy okazji opisu przebudowy drugiego X-15A warto wspomnieć o modyfikacji wykonanej w 1960 r. we wszystkich egzemplarzach samolotu przed rozpoczęciem serii lotów z dużą prędkością. Otóż ostre zakończenie dziobu samolotu w postaci drążka przedłużającego zastąpiono zaokrąglonym „gorącym nosem" (ang. hot-nose) zakończonym specjalnym przyrządem pomiarowym w kształcie kuli (ang. Q-ball) firmy Nortonics (dział wytwórni Northrop). Był on przeznaczony do określania kąta natarcia i ślizgu bocznego przy prędkości hipersonicznej podczas wyjścia z gęstych warstw atmosfery i powrotu do nich. Przyrząd składał się z hydraulicznie poruszanej kuli z wieloma czujnikami dostarczającymi przez cały czas danych o prędkości opływu powietrza. Kula była chłodzona ciekłym azotem. Dane te podane na tablicę przyrządów informowały pilota o tym, jak ustawić samolot, aby nagrzewanie od tarcia powietrza było jak najmniejsze. Urządzenie to, wypróbowane w lotach programu X-15 znalazło później zastosowanie Rys. 1.12. North American X-15A-2. Najbardziej widocznymi nowymi elementami są podczepiane zbiorniki materiałów pędnych 28 DOS w rakietowej wieżyczce ratunkowej statku kosmicznego Apollo. W wy- niku przebudowy długość rakietoplanu wzrosła do 15,98 m, a jego masa startowa do 23095 kg. •;• ,,t,.n>t»f- . >.' 'S-.fc ; ,-.i>;!.>.Uq-. iw.;:>..r tn. Po zakończeniu modyfikacji samolot otrzymał oznaczenie X-15A-2. W listopadzie 1965 r. przeprowadzono pierwszą próbę w locie z podcze- pionymi, na razie pustymi, zbiornikami dodatkowymi. Przy prędkości 2250 krn/h na wysokości 21 650 m zbiorniki zostały odrzucone. W dniu l lipca 1966 r. wykonano pierwszy lot z pełnymi zbiornikami. Interesu- jącym eksperymentem wykonanym przy użyciu X-15A-2 było pokrycie całej powierzchni płatowca materiałem ablacyjnym T-500 firmy Emerson Electric. W wyniku tego samolot zmienił barwę z czarnej na białą. Ma- teriał, którego grubość wynosiła od 17,80 mm (na noskach skrzydeł) do 0,76 mm odparowywał w temperaturze 277°C utrzymując temperaturę metalowej struktury płatowca poniżej 649 °C i tak daleko mniejszej od przewidzianej w projekcie. Przy okazji warto podać, że najwyższą tem- peraturę powierzchni samolotu zanotowano w locie Roberta A. Rushwor- tha 8 maja 1962 r., a wynosiła ona 715°C. W dniu 3 października 1967 r. K-15A-2 wyposażony w pokrycie ablacyjne i dodatkowe silniki strumie- niowe pilotowany przez Williama J. Knighta osiągnął nieoficjalny światowy rekord prędkości. Prędkość samolotu, najwyższa z uzyskanych w programie X-15, wynosiła 7322 km/h co odpowiada Ma=6,70. Był to ostatni lot drugiego egzemplarza samolotu. Gdy w 1962 r. stało się jasne, że X-15 zbliża się już do granicy możliwości swych osiągów podjęto decyzję o położeniu większego nacisku na wykorzystanie go dla potrzeb badań naukowych. Wykonano m. in. serię lotów służących określeniu skutków działania fal uderzeniowych przy wielkich prędkościach i turbulencji powstającej przy nagrzewaniu od tarcia powietrza. W ramach tych badań wykonano zdjęcia za pomocą zainstalowanej na nosie samolotu kamery. W innym eksperymencie w przedziale aparatury naukowej znajdującej się za kabiną pilota zainstalowa- no zawieszony na przegubach zespół czeterech kamer, przeznaczonych do wykonywania zdjęć gwiazd w zakresie promieniowania ultrafioletowego i widzialnego podczas lotu na wysokości powyżej 40 mil (64 km). Zespół kamer przykryty był dwuczęściową rozsuwaną pokrywą. W przedziale tym zainstalowano również urządzenie optyczne do sprawdzania możli- wości dokładnego określenia położenia względem horyzontu dla potrzeb projektowanej apartury nawigacyjnej dla statków kosmicznych. Na koń- cówkach skrzydeł znalazły się licznik promieniowania alfa do pomiarów jonizacji pozwalających określić gęstość powietrza na wysokościach po- wyżej 30 500 m. Na pokładzie zainstalowano także aparaturę do detekcji mikrometeorytów, pomiarów jasności nieba, tła optycznego i widma pro- mieniowania Słońca. W skład doświadczeń przygotowanych przez U.S. Air Force weszły m. in. próby drążka do sterowania elektrycznego i kompu- tera pokładowego pozwalającego na wykonanie lądowania według zało- żonego z góry programu. 29 Gdy w 1967 r. program X-15 zbliżał się już do końca, wydawało się, że będzie go można uznać za w pełni udany i bezpieczny dla bio- rących w nim udział pilotów. Stało się jednak inaczej. W dniu 15 listo- pada 1967 r. w pobliżu kalifornijskiego miasteczka Johannesburg wy- darzyła się katastrofa trzeciego egzemplarza samolotu pilotowanego przez Michaela J. Adamsa. Podczas lotu na wysokości 70 000 m przy prędkości Ma=5 nastąpiło zwarcie, w wyniku którego została zakłócona praca urządzeń do łączności i telemetrii, prędkościomierza i wysokościomierza oraz pokładowych wskaźników pilotowania bezwładnościowego. Doprowa- dziło to do błędów w ustawieniu kąta natarcia, przeciągnięcia i w kon- sekwencji korkociągu. Po 43 s dzięki działaniu pilota i układu stabili- zującego korkociąg ustał na wysokości 36 000 m. Jednak samolot spadał dalej z prędkością Ma=4,7 wykonując wahania powodujące przyspie- szenia większe od 15 g, a więc równe praktycznie wytrzymałości konstru- kcji. Przed osiągnięciem 18 000 m X-15A rozpadł się w powietrzu. Pilot przygnieciony w kabinie nie mógł się katapultować i przy zderzeniu z ziemią zginął. -,fii' Kit&^n\ •/ -r. W 1968 r. piloci William H. Dana i William J. Knight wykonali jeszcze osiem lotów na pierwszym egzemplarzu X-15, z których ostatni — 199 w tym programie — odbył się 24 października 1968 r. (pilotował Dana). Po zakończeniu lotów pierwszy egzemplarz samolotu rakietowego został przekazany waszyngtońskiemu Smithsonian Institution i obecnie jest eksponowany w nowym budynku National Air and Space Museum. Drugi samolot znajduje się w muzeum sił powietrznych w bazie Wright- -Patterson AFB w stanie Ohio. ... , v, .. , . , 1.3. NIEZREALIZOWANY PROJEKT SAMOLOTU KOSMICZNEGO BOEING X-20A DYNA-SOAR W latach pięćdziesiątych w Stanach Zjednoczonych U.S. Air Force i NACA prowadziły liczne prace badawcze dotyczące możliwości zbu- dowania załogowego samolotu rakietowego mogącego osiągnąć orbitę oko- łoziemską. Administracja prezydenta Dwighta D. Eisenhowera niezbyt chętnie przyznawała fundusze na rozwój tych prac. Zmianę sytuacji przyniósł dopiero start pierwszego Sputnika, 4 października 1957 r. Już 14 października na wspólnym posiedzeniu przedstawicieli lotnictwa woj- skowego i NACA wystąpiono z propozycją budowy samolotu kosmicz- nego o konstrukcji nawiązującej do X-15. W listopadzie 1957 r. U.S. Air Force sprecyzowały wstępne założenia projektu, a l stycznia 1958 r. rozpisano oficjalny konkurs. Samolot otrzymał nazwę Dyna-Soar, będącą skrótem od „dynamic-soaring" — dynamiczne szybowanie, wyrażającą zasadę lotu pojazdu, na który działać miała zarówno siła odśrodkowa ruchu orbitalnego, jak i siły aerodynamiczne. . ^«; •:.: •••• ,-^ :>y^^ 30 W marcu 1958 r. lotnictwo wojskowe otrzymało siedem propozycji projektów ze strony firm lotniczych. Po ich rozpatrzeniu w czerwcu tego roku zespołom firm Boeing Co. i Martin Co. (przy współpracy zakładów Bell Aircraft) zlecono rozpoczęcie prac badawczych. Do kwiet- nia 1959 r. zawarte zostały dwa kontrakty. Pierwszy zobowiązywał dział Aerospace Division firmy Boeing do zbudowania samolotu kosmicznego Dyna-Soar, montażu wszystkich jego podsystemów i połączeniu z rakietą nośną. Drugi kontrakt z firmą Martin dotyczył przygotowania rakiety Titan I wybranej jako nosiciel pojazdu. Począwszy od grudnia 1958 r. Boeing rozpoczął realizację fazy Alfa (ang. Phase Alpha) projektu, polegającą na przeprowadzeniu intensy- wnych studiów nad technologiami mającymi znaleźć zastosowanie przy konstrukcji samolotu. W połowie 1960 r. rezultaty tego etapu zostały zaakceptowane przez sponsorów przedsięwzięcia, a we wrześniu tego roku Boeing dysponujący już oficjalnie funduszami na realizację programu zaczął pertraktacje z elitą amerykańskich przedsiębiorstw lotniczych do- tyczące kontraktów na poszczególne elementy wyposażenia samolotu. W ramach przygotowań do zbudowania Dyna-Soar począwszy od 1958 r. wykonano największy w tym okresie program prób w tunelu aerodynamicznym. Celem badań było opracowanie takiego kształtu ae- rodynamicznego, aby samolot mógł poprawnie funkcjonować zarówno przy prędkościach bliskich prędkości lotu orbitalnego, jak i przy „po- wolnym" (kilkaset km/h) podejściu do lądowania. Równocześnie badano różne konfiguracje samolotu kosmicznego połączonego z rakietą nośną: samolot plus kompletna rakieta, samolot plus rakieta z kolejno odłącza- nymi stopniami i wreszcie samolot w locie samodzielnym. Badania na modelach prowadzono w tunelach aerodynamicznych poddźwiękowych i przydźwiękowych (do Ma=l,4), naddźwiękowych (od Ma=l,5 do Ma= =5,5), dolnego zakresu hipersonicznego (od Ma=6 do 10) i górnego za- kresu hipersonicznego (od Ma=12 do 25). W programie Dyna-Soar po raz pierwszy zbadano zachowanie się pojazdu uskrzydlonego w warun- kach lotu z prędkością powyżej Ma=20 (poprzednie próby tego typu dotyczyły głównie obiektów balistycznych). Symulowano również wpływ wiatru na stojący na wyrzutni zespół rakiety nośnej i samolotu kos- micznego. W badaniach tych udział wzięła większość liczących się ośrod- ków badań tunelowych USA: laboratoria firm Boeing, AVCO, General Electric, Martin Marietta, uniwersytetów: University of Washington, Ohio State University, University of South California i Cornell Aeronautical Laboratory. Zaangażowane były również: ośrodek sił powietrznych Arnold Engineering Development Center oraz ośrodki badawcze NASA: Ames Research Center, Langley Research Center i Jet Propulsion Laboratory. W ostatecznym projekcie samolot kosmiczny przybrał kształt dolno- płata ze skrzydłami delta, których końcówki gładko przechodziły w sta- teczniki pionowe. Płasko ucięta część ogonowa stanowiła połączenie 31 '<,'• ''.. tr j*. -.... •'•. Rys. 1.13. Samolot kosmiczny Boeing X-20A Oyna-Soar z rakietą nośną. Podstawowym materiałem konstrukcyjnym była stal z dużą zawartością niklu oraz domieszkami molibdenu i niobu. Nos sa- molotu był przykryty kołpakiem z materiałów ceramicznych wykona- nym przez firmę Ling Temco Yought. Zrezygnowano z powszechnie wówczas stosowanych osłon ablacyjnych dzięki dłuższemu niż w przy- padku kapsuł balistycznych czasowi wytracania prędkości orbitalnej (30 min), pozwalającemu na rozproszenie ciepła. Umożliwiało to wielo- krotne użycie tego samego samolotu w kolejnych lotach kosmicznych. W celu wzmocnienia konstrukcji samolotu zdecydowano się na zasto- sowanie układu trókątnych dźwigarów, przeniesionych do konstrukcji lotniczych z technologii budowy mostów. Pozwalały one na odkształcanie kratownicy przy jednoczesnym zminimalizowaniu skutków naprężeń cie- plnych. Nagrzewanie podczas wlotu w atmosferę było czynnikiem, który spowodował zastosowanie niezwykłego podwozia: stalowych płóz pokry- tych czymś w rodzaju drucianych szczotek (podwozie główne firmy Goodyear Tire & Rubber) i podpory w kształcie odwróconego grzyba (podwozie przednie firmy Bendix Corp.). Klimatyzowana kabina pilota była wyposażona w wyrzucany fotel produkcji Weber Aircraft. Elektro- niczny układ sterowania ręcznego i automatycznego zamówiono w firmie Minneapolis-Honeywell, a aparaturę łącznościową w Radio Corporation of America. Widoczność zapewniało pięć okien z żaroodpornego szkła firmy Corning Glass Works, z których trzy przednie podczas startu i lo- tu orbitalnego miały być zasłonięte zewnętrzną metalową osłoną odrzu- caną przed lądowaniem. Dyna-Soar miał być wyposażony w wodorowy 32 ' P l system chłodzenia i przedziałów wyposażenia wykonany przez firmę Garrett Corp. Do wytwarzania energii elektrycznej służył generator pro- dukcji zakładów Westinghouse napędzany wodorowe-tlenowym pomoc- niczym zespołem napędowym wykonanym w firmie Sunstrand Corp. W firmie Electro-Mechanical Research Inc. zamówiono aparaturę do rejestracji i telemetrycznego przekazu danych z pokładu samolotu. W ogonowej części maszyny umieszczono silnik rakietowy firmy Thiokol na stały materiał pędny. Zadaniem tego silnika było oddzielenie samo- lotu od rakiety nośnej w przypadku jej awarii podczas startu lub od- dzielenie i odsunięcie od jej ostatniego członu, gdy lot przebłagał nor- malnie. Planowano również użycie tego silnika (próbnie uruchamianego już w 1963 r.) w próbach w locie, podczas których samolot miał starto- wać spod skrzydła nosiciela B-52. Do stabilizacji i manewrowania poza granicami atmosfery służył zespół małych silników firmy Bell Aero- systems Co. Rozpiętość skrzydeł samolotu wynosiła 6,10 m, długość 10,56 m, wysokość z wysuniętym podwoziem 2,44 m, a masa własna ok. 4500 kg. Pierwotnie nosicielem Dyna-Soar miała być dwustopniowa rakieta Titan I napędzana naftą RP-1 i ciekłym tlenem. W dniu 13 stycznia 1961 r. podjęto decyzję o zastosowaniu nowszej rakiety Titan II, wypo- sażonej w stateczniki aerodynamiczne o stosunkowo dużej powierzchni. Dnia 28 grudnia 1961 r. plany znów zmieniły się: zamiast Titana II miał Rys. 1.14. Odłączenie samolotu rakietowego Dyna-Soar od ostatniego stopnia rakiety nośnej Titan 3 — Samoloty kosmiczne 33 Rys. 1.15. Osłona okien kabiny Dyna-Soar — miała być odłączana w ostatniej fazie lotu atmosferycznego być użyty Titan IIIC. Nowy nosiciel był dodatkowo wyposażony w dwie rakiety wspomagające typu UA-1205 o długości 25,91 m i średnicy 3,05 m na stałe materiały pędne, wytwarzające łączny ciąg 10 505 kN. Pierwszy stopień rakiety o długości 22,22 m i średnicy 3,05 m napędzany ciekłymi materiałami pędnymi (Aerozyna 50 i czterotlenek azotu N2O4) został wyposażony w silnik XLR-87 o ciągu 2 360 kN. Drugi stopień o długości 11,20 m i identycznej jak pierwszy średnicy, miał silnik XLR-91 o ciągu 450 kN na te same materiały pędne. Ostatni, trzeci stopień, tzw. Trans- tage o średnicy 3,05 m i długości 4,57 m połączony był odpowiednio oprofilowanym kołnierzem z ogonową częścią Dyna-Soar. Transtage na- pędzany silnikiem AJ-10-138 o ciągu 71 kN miał pozostawać połączony z członem uskrzydlonym podczas lotu w przestrzeni kosmicznej służąc do wykonywania manewrów orbitalnych oraz impulsu hamującego przed powrotem na Ziemię. W dniu 26 czerwca 1962 r. samolot kosmiczny Dyna-Soar otrzymał oficjalne oznaczenie U.S. Air Force: X-20 (później X-20A). We wrześniu tego roku lotnictwo wojskowe przedstawiło pilotów wyselekcjonowanych do programu Dyna-Soar. W skład zespołu weszło pięciu wojskowych: majorzy James W. Wood, Russell L. Rogers, Henry C. Gordon, kapi- tanowie William J. Knight, Albert H. Crews i jeden cywilny pilot NASA Milton O. Thompson. W 1962 r. na zjeździe stowarzyszenia Air Force Association w Las Vegas publicznie zaprezentowano makietę X-20A w naturalnej wielkości. 34 . • • -.. .::•-,- ., Wiosną 1963 r. większość rysunków montażowych przesłano z biura projektów do zakładów wytwórczych Boeing Missile Production Center w Seattle (stan Waszyngton), gdzie znajdowała się już część gotowych elementów pierwszego egzemplarza X-20A. Przygotowany był już pro- gram prób samolotu kosmicznego. Na 1965 r. planowano loty ślizgowe modelu, a następnie prototypu polegające na zrzucaniu w locie spod skrzydła bombowca B-52, mające na celu wypróbowanie stateczności i sterowności w locie z niskimi prędkościami, dając jednocześnie pilotom okazję do opracowania najkorzystniejszej techniki lądowania. W następ- nych próbach lotów atmosferycznych X-20 po zrzucie z B-52 miał włączać silnik rakietowy i przyspieszać do prędkości naddźwiękowych. Próby te miały odbyć się w Edwards AFB. Na lipiec lub sierpień 1965 r. planowano pierwszy lot kosmiczny X-20A bez załogi. Trzeci egzemplarz Titana IIIC posłużyć miał do wyniesienia szybowca na orbitę o apogeum 80 km i perygeum stycznym z powierzchnią Ziemi. Po starcie z Przylądka Canaveral na Florydzie samolot miał wykonać niepełny obieg Ziemi zakończony lądowaniem w Edwards AFB. Jeszcze przed końcem 1965 r. przewidywano drugi lot bezzałogowy, a na początku 1966 r. pierwszy lot z pilotem na pokładzie. W trzymiesięcznych odstępach miały odbyć się kolejne loty załogowe, wszystkie z takim samym przebiegiem misji Rys. 1.16. Makieta X-20A wykonana w naturalnej wielkości 35 (niepełne okrążenie Ziemi). Wyjątek stanowił program ostatniego, nastego lotu, podczas którego X-20 miał wykonać trzy okrążenia Zier w ciągu 270 min. Powróćmy jednak do 1963 r., kiedy oprócz licznego grona zwolen- ników przybywało również przeciwników programu Dyna-Soar. Przy-l czyną były duże koszty projektu. W roku finansowym 1961 na jego! realizację U.S. Air Force wydały 58 min dolarów. Budżet na 1962 r. J ustalony przez odchodzącą administrację Eisenhowera na 70 min dolarów! został przez prezydenta Johna F. Kennedy'ego podwyższony do 100 min j dolarów, przy czym Kongres dał do zrozumienia, że zaaprobuje nawet wyższe sumy. Głównie na skutek sprzeciwu sekretarza obrony Roberta McNamary nie doszło do wydania dodatkowych 58,8 min dolarów. Na rok finansowy 1963 Kennedy zażądał 115 min dolarów, a Kongres dofi- nansował kolejne 42 min w celu przyspieszenia programu. Tymczasem X-20A nie mógł spełnić wielu wymagań stawianych mu przez lotnictwo wojskowe. Przede wszystkim nie mógł odgrywać roli uskrzydlonego transportowca do przewozu ludzi i sprzętu do projektowanej wojskowej stacji orbitalnej. W 1963 r. NASA pomyślnie zakończyła pierwsze loty programu Mercury, a w perspektywach przygotowywała się do wpro- wadzenia dwuosobowych pojazdów Gemini gwarantujących o wiele wiek- j sze możliwości operacyjne w kosmosie niż uskrzydlony Dyna-Soar. Wobec sukcesów odniesionych przez pojazdy kosmiczne zbudowane według kon- cepcji kapsuły balistycznej U.S. Air Force postanowiły zmienić plany. W tym czasie priorytet zdobył bardzo atrakcyjny projekt wojskowej stacji MOL (ang. Manned Orbital Laboratory), w której wykorzystano techno- logię rakiet Titan IIIC i statków Gemini, których wojskowa wersja miała nosić nazwę Gemini B. W związku z tym 10 grudnia 1963 r. McNamara oznajmił o anulowaniu programu Dyna-Soar, a do 15 grudnia wszystkie prace związane z tym projektem zostały przerwane, po wydaniu 52,2 min dolarów na rok finansowy 1964. Duży koszt badań związanych z awan- gardowym jak na owe czasy projektem był zbliżony do sumy wydanej przez NASA na kompletny program Mercury, w ramach którego wyko- nano dwa suborbitalne i cztery orbitalne załogowe loty w kosmos. 1.4. SAMOLOTY RAKIETOWE Z KADŁUBAMI NOŚNYMI Koncepcją, która wywarła duży wpływ na konstruktorów pracujących nad zagadnieniem samolotów kosmicznych był tzw. kadłub nośny (ang. Itfting body). Polegała ona na takim ukształtowaniu kadłuba, aby wy- twarzał on całą siłę nośną w locie atmosferycznym zastępując skrzydła. Mogło to w istotny sposób rozwiązać problemy wytrzymałości mecha- nicznej i cieplnej w fazie wlotu pojazdu kosmicznego w atmosferę. 36 l 1.4.1. M2, HL-10 — samoloty rakietowe z kadłubami nośnymi NASA W USA od 1957 r. problemem tym zajmowały się zespoły dwóch centrów badawczych NASA: Ames Research Center w Moffet Field w Kalifornii oraz Langley Research Center w Hampton w Wirginii. Zagadnienie po- legało na skonstruowaniu samolotu z kadłubem nośnym (tzw. kadłubo- płata), który mógłby odbyć sterowany przelot przez atmosferę wytracając prędkość orbitalną wynoszącą ponad 27 000 km/h do prędkości lądowania 320—400 km/h. Badania aerodynamików skupiały się wokół projektu tzw. ( półstożka (ang. halfcone), zapewniającego stateczność przy hipersonicznym wlocie w atmosferę oraz dużą doskonałość aerodynamiczną * przy pręd- kościach poddźwiękowych w połączeniu z korzystnym stosunkiem po- j wierzchni do objętości. Zespół ośrodka Ames zdecydował się na zasto- , sowanie półstożka o rozwartości 13°. Według specjalistów NASA pojazd ( kosmiczny z kadłubem nośnym o takim kształcie podczas schodzenia z orbity okołoziemskiej mógłby odchylić swój tor nawet o 1600 km od pierwotnej osi, umożliwiając pilotowi wybór miejsca lądowania. W osta- tecznej postaci kształtu aerodynamicznego wierzchołek półstożka został zaokrąglony, a jego podstawa otrzymała zakończenie typu łodziowego. Na górnej, niemal całkowicie płaskiej powierzchni kadłuba przewidziano zainstalowanie stateczników i kroplowej osłony kabiny pilota. Zaplano- wano, że stery kierunku przy wychyleniu różnicowym będą pełnić rolę hamulców aerodynamicznych. Na statecznikach pionowych, prostopadle t*e, . do ich powierzchni, przewidziano zainstalowanie sterolotek (elewonów). Po sześciu latach prac teoretycznych i doświadczalnych naukowcy z Ames postanowili sprawdzić swą koncepcję w praktyce. W tym celu skonstruowano bezskrzydłowy szybowiec z kadłubem nośnym M2-F1 (M-Manned, załogowy, F-Flight, egzemplarz do prób w locie). Był on wykonany z rur stalowych krytych sklejką. W celu zwiększenia pola widzenia pilota nos szybowca wykonano z przezroczystego tworzywa. Najpierw odbyły się próby na modelu naturalnej wielkości w tunelu aerodynamicznym ośrodka Ames. Następnie M2-F1 został przewieziony do Edwards AFB. Podczas pierwszych prób w locie szybowiec holowany przez samochód wznosił się na wysokość 3-f-4,5 m. Próbę lotu swobodna go przeprowadzono 3 września 1963 r., gdy pilotowany przez oblatywacza NASA Miltona O. Thompsona M2-F1 został wyholowany przez dwu- silnikowego Douglasa C-47 i wyczepiony na wysokości 3 960 m. Naj- większa prędkość osiągnięta w ślizgowym locie szybowca wynosiła 217 km/h. Lądowanie na wyschniętym dnie jeziora nastąpiło po ok. 3 min, * Doskonałość aerodynamiczna samolotu — największa wartość współczynnika siły nośnej ez do współczynnika oporu cx. Doskonałość decyduje o zasięgu czystego lotu ślizgowego tzn. wyraża stosunek odległości lotu ślizgowego do wysokości nad ziemią, z której ten lot si$ rozpoczyna. 37 a zakończyło się dobiegiem o długości 76 m. Przeprowadzono ponad 9(j lotów „lekkiego" M2-F1, który utorował drogę „ciężkim" pojazdom z ka-j dłubami nośnymi o konstrukcji metalowej zamówionym przez N w firmie Northrop Corp. Pierwszym z nich był M2-F2, zbudowany we- dług kształtu aerodynamicznego zbliżonego do M2-F1. Drugi HL-lOl powstał równolegle z M2-F2, ale według koncepcji ośrodka Langley:! z wypukłym grzbietem i płaskim spodem, będącym przeciwieństwem j propozycji Ames — wypukłego spodu i płaskiego grzbietu. Oba pojazdy miały konwencjonalną konstrukcję półskorupową przed-J niej części kadłuba. Tył kadłuba wykonano w postaci prostopadłościanu j z bocznymi oprofilowaniami. M2-F2 i HL-10 zbudowano wykorzystując l wiele gotowych elementów z produkowanych seryjnie samolotów. Przedni j zespół podwozia zaadaptowano z samolotu treningowego North American | T-39, golenie podwozia głównego z myśliwca Northrop F-5 wraz z kołami i hamulcami od samolotu treningowego Northrop T-38, wyrzucany fotel zaś z myśliwca przechwytującego Convair F-106. Obydwa pojazdy zostały i przystosowane do wynoszenia ich w powietrze pod skrzydłem bombowca ! B-52 na odpowiednio zmodyfikowanym wysięgniku służącym poprzednio w lotach X-15. M2-F2 i HL-10 otrzymały 80-kanałowe nadajniki do przekazywania danych z przyrządów pokładowych. , ? .. W M2-F2 sterowanie pochyleniem odbywało się za pomocą klapy' umieszczonej w tyle kadłuba, na jego spodniej części i dwóch klap na © Rys. 1.17. Doświadczalny szybowiec NASA M2-F1 zbudowany w układzie kadłuba nośnego j 38 tylnej części grzbietowej pełniących rolę powierzchni wyważających. Klapy na części grzbietowej służyły również do sterowania przechyle- niami. Oprofilowania boków kadłuba nośnego w górnej części przecho- dziły w stateczniki pionowe. Na ich zewnętrznych powierzchniach znaj- dowały się klapy do sterowania odchyleniem kierunkowym. Wszystkimi powierzchniami poruszał zdwojony układ hydrauliczny o ciśnieniu 20,59. MPa. M2-F2 został wyposażony w trójosiowy system wspomagania sta- teczności. Samolot rakietowy miał szerokość 2,92 m, długość 6,76 m, wysokość 2,69 m, powierzchnię nośną 14,86 m2 i maksymalną masę star- tową 4 080 kg. M2-F2 dostarczono do NASA 15 czerwca 1965 r. Po próbach tune- lowych w Ames Research Center samolot przekazano do Edwards AFB, gdzie 12 lipca 1966 r. wykonał swój pierwszy lot po wyniesieniu go na wysokość 13 700 m przez bombowiec B-52. M2-F2 pilotowany przez Mil- tona Thompsona wyrównał tor lotu na wysokości 7600 m, a następnie wykonał dwa zakręty pod kątem 90°, zwiększył prędkość do 560 km/h w celu umożliwienia przeprowadzania manewru wyrównania przed lą- dowaniem, który związany był ze zmniejszeniem prędkości opadania z 76 m/s do zaledwie 3 m/s. Po 4 min samodzielnego lotu dotknął kołami bieżni lotniska przy prędkości 305 km/h. W czasie tego i następnych lotów próbnych zbiorniki materiałów pędnych wypełnione były balastem wodnym. Do końca 1968 r. M2-F2 wykonał wstępny program prób bez- napędowych kończąc serię pierwszych z czternastu lotów. W ramach przygotowań do rozpoczęcia lotów silnikowych w samolocie zainstalo- (~' wano czterokomorowy silnik rakietowy XLR11. W dniu 10 maja 1967 r. podczas szesnastego, wciąż jeszcze beznapę- dowego lotu, M2-F2 pilotowany przez Bruce'a Petersona rozbił się Rys. 1.18. Samolot rakietowy z kadłubem nośnym Northrop M2-F2 39 Rys. 1.19. Przekrój samolotu rakietowego Northrop M2-F2 . l — drążek przedłużający, 2 — tablica przyrządów, 3 — przedział przyrządowy, 4 — zapa- sowe akumulatory, 5 — przedni zbiornik balastowy, e — połączenia elektryczne z nosicielem, 7 — siłownik hydrauliczny poruszający klapą sterującą pochyleniem, 8 — tylny zbiornik balastowy, 9 — siłowniki hydrauliczne poruszające sterem kierunku, 10 — przewód zrzutu balastu wodnego, 11 — pompy hydrauliczne, IZ — zbiornik sprężonego powietrza do oddy- chania, 13 — główne akumulatory, 14 — przedział aparatury elektronicznej. Uwaga, na rysunku przedstawiono samolot w konfiguracji do lotów beznapędowych, tj. bez silnika rakietowego XLRll w czasie podejścia do lądowania. Pojazd potrącony w locie przez śmigło- wiec przekręcił się kilka razy wokół osi podłużnej odbijając się jedno- cześnie od ziemi. Ciężko ranny pilot, trafiony licznymi odłamkami z rozbitego dziobu samolotu został przewieziony do szpitala i poddany skomplikowanej operacji. Poważnie uszkodzonego M2-F2 rozmontowano, a dużą część jego elementów wymieniono na nowe. W ramach przebu- dowy związanej z remontem pojazd otrzymał dodatkowy, środkowy sta- tecznik pionowy poprawiający sterowanie odchyleniem kierunkowym, a także doświadczalny system dyszek do sterowania strumieniowego w osi podłużnej. Przebudowany samolot otrzymał oznaczenie M2-F3. Program prób w locie wznowiono 2 czerwca 1970 r., gdy pojazd wykonał pierwszy po remoncie lot beznapędowy. W dniu 25 listopada 1970 r. w M2-F3 pilot doświadczalny NASA William H. Dana po raz pierwszy uruchomił trzy z czterech komór silnika XLR11. Samolot rakietowy osiągnął wtedy na wysokości 16 150 m prędkość Ma=0,8. Wykonano łącznie 25 lotów M2-F3, w tym 20 silnikowych. Ostatni lot kończący program odbył się 20 grudnia 1970 r. Zajmiemy się teraz pojazdem HL-10 opracowanym w ośrodku NASA Langley Research Center. Skrót HL oznacza „Horizontal Landing" — lądowanie poziome, a 10 to kolejny numer projektu kadłubopłata powsta- łego w Langley. Doskonałość aerodynamiczna samolotu w locie poddźwię- kowym wynosiła 4. Lądowanie miało odbywać się z kątem podniesienia 40 Rys. 1.20. Samolot rakietowy z kadłubem nośnym Northrop HL-10 dziobu samolotu równym 25°, dlatego przednia część kadłuba została zro- biona z przezroczystego tworzywa w celu zapewnienia odpowiedniej wi- doczności pilotowi siedzącemu w kabinie wpuszczonej do wnętrza samo- lotu. HL-10 został wyposażony w potrójne usterzenie pionowe. Środkowy statecznik pionowy otrzymał dwudzielny ster kierunku, którego płasz- czyzny po rozłożeniu na boki pełniły rolę hamulca aerodynamicznego. Zakończenie ogonowej części kadłuba nośnego stanowiły dwie sterolotki (elewony) o bardzo dużej grubości i tępych krawędziach spływu. Sterem kierunku i sterolotki poruszał zdwojony system hydrauliczny o ciśnieniu 20,59 MPa. Na krawędziach spływu obu zewnętrznych stateczników pio- nowych zainstalowano po dwie dodatkowe powierzchnie aerodynamiczne, służące do wspomagania stateczności w locie z prędkością przydźwię- kową, poruszane za pomocą samohamownych siłowników elektrycznych. Podobnie jak M2-F2, HL-10 był wyposażony w trójosiowy system wspo- magania stateczności. HL-10 miał szerokość 4,60 m, długość 6,76 m, wysokość 3,48 m i powierzchnię nośną 15,05 m2, masę własną 3 630 kg i maksymalną masę startową 4 265 kg. Montażu HL-10 dokonano w zakładach Northrop w 1965 r. i 19 sfycz- nia 1966 r. pojazd został przekazany do NASA. Po wykonaniu prób tu- nelowych w Ames samolot przekazano do Edwards AFB, gdzie zainsta- lowano w nim silnik rakietowy Thiokol XLR11. Pierwszy lot beznapędowy odbył się 22 grudnia 1966 r. Odłączenie od bombowca B-52 nastąpiło na wysokości 13 700 m, po czym HL-10 pilotowany przez Bruce'a Peter- sona osiągnął prędkość Ma=0,8. 41 9 Rys. 1.21. Przekrój samolotu rakietowego Northrop HL-10 ł — drążek przedłużający, 2 — tablica przyrządów, 3 — fotel wyrzucany, 4 — aparatura układu kontroli położenia, 5 — zaczep do podwieszania na wysięgniku pod skrzydłem nosi- ciela, 8 — zbiorniki balastowe, 7 — siłowniki poruszające sterem kierunku, S — sterolotka, 9 — siłowniki poruszające sterolotkami, 10 — przewód rurowy do zrzutu balastu wodnego, 11 — zbiorniki sprężonego powietrza do wytłaczania balastu, 12 — koło podwozia głównego, 13 — zbiornik sprężonego powietrza do oddychania, 14 — przedział przyrządowy, 15 — koło podwozia przedniego, 16 — antena UKF. Uwaga, na rysunku przedstawiono samolot w kon- figuracji do lotów beznapędowych, tj. bez silnika rakietowego XLR11 } v . Do końca 1971 r. wykonano 37 prób w locie, w tym 25 silnikowych. HL-10 uzyskał najlepsze osiągi wśród amerykańskich pojazdów z kadłu- bami nośnymi: prędkość 1976 km/h (Ma=l,86) i pułap 27 523 m. Samolot został również zastosowany w próbach prowadzonych przez NASA, ma- jących na celu sprawdzenie czy projektowany wówczas wahadłowiec Space Shuttle wymagać będzie silników wspomagających w fazie po- wrotnego lotu atmosferycznego i podejścia do lądowania. W tym celu silnik XLR11 został zdemontowany, a w jego miejsce zainstalowano trzy silniki rakietowe firmy Bell wykorzystujące reakcję rozkładu nad- tlenku wodoru o ciągu 2,23 kN każdy. Mogły one być odpalane niezależnie od siebie umożliwiając pracę napędu na trzech poziomach ciągu. 1.4.2. X-23, X-24 - samoloty rakietowe z kadłubami nośnymi U.S. Air Force Oprócz NASA równoległy program badań nad samolotami rakietowymi i zastosowaniem kadłuba nośnego prowadziły amerykańskie siły powie- trzne. Kilka miesięcy po zrezygnowaniu z programu X-20 U.S. Air Force zleciły firmie Martin Marietta włączenie się do prac nad programem 42 START (ang. Spacecrajt Technology and Advanced Reentry Test) — technologii statków kosmicznych i zaawansowanych prób z powrotem pojazdu z orbity. W Martin Marietta prace w tej dziedzinie prowadzone były już od 1959 r. Obejmowały one studia projektowe dotyczące inży- nierii materiałowej i prób tunelowych. Głównym celem programu START było opracowanie techniki powrotu pojazdu kosmicznego z orbity około- ziemskiej lotem sterowanym zakończonym lądowaniem na normalnym lotnisku. Cały program składał się z trzech kolejnych faz. Pierwsza z nich ASSĘT (ang. Aerothermodynamic/Elastic Structuml System Environ- mental Tests) dotyczyła badań strukturalnych związanych z wpływem czynników aerodynamicznych i termicznych. Program ten, planowany początkowo jako pomocniczy w stosunku do projektu X-20 rozpoczęto już w 1960 r. Według jego założeń małe, bezzałogowe szybowce zbudowane na podstawie tych samych koncepcji konstrukcyjnych co X-20 Dyna-Soar miały wykonywać suborbitalne loty służące wypróbowaniu techniki wlo- tu w atmosferę z różnymi prędkościami, zbadanie nagrzewania pod wpły- wem tarcia powietrza, wpływu wibracji, doboru materiałów itp. Głównym wykonawcą programu była firma McDonnell. Opracowała ona projekt szybowca, dolnopłata ze skrzydłami delta o rozpiętości 1,53 m, długości 1,79 m i masie ponad 500 kg. W szybowcu zainstalowano zespół aparatury pomiarowej: 35 czujników ciśnienia, 6 czujników od- kształceń mechanicznych, 5 czujników temperatury, 4 przyspieszenio- mierze oraz nadajnik do telemetrycznego przekazywania danych na Zie- mię. Pierwotny plan przewidywał start za pomocą rakiety nośnej Scout, wzlot na wysokość 60 km, rozpędzenie szybowca do prędkości 4-^-6 km/s i wytracanie prędkości w locie ślizgowym zakończonym lądowaniem na spadochronie. Pierwszy start odbył się 18 września 1963 r. z Przylądka Canaveral (poligon Eastern Test Rangę). Jednostopniowa rakieta Thor wyniosła szy- bowiec na wysokość 59 km, skąd siłą bezwładności wznosił się jeszcze do 62 km. Największa osiągnięta prędkość wyniosła 4,9 km/s. Powra- cającemu z suborbitalnego „skoku" szybowcowi towarzyszyły samoloty. Wodowanie nastąpiło na Atlantyku w odległości 1825 km od miejsca startu. Pojazdu nie udało się odzyskać, gdyż nieprzewidzianie odłączył się od niego nadmuchiwany kołnierz mający utrzymywać go na powierz- chni wody. Następny lot, 24 marca 1964 r., w którym zastosowano ra- kietę Thor Delta okazał się niepowodzeniem po awarii drugiego stopnia rakiety. Próba wykonana 22 lipca 1964 r. zakończyła się pomyślnym wyłowieniem szybowca. Podczas lotów 27 października i 8 grudnia tegoż roku zrezygnowano z wyławiania obiektu poprzestając na telemetrycz- nym śledzeniu pracy instrumentów pokładowych. W dniu 20 lutego 1965 r., gdy powtórnie użyto dwustopniowej rakiety Thor Delta pojazd udało się rozpędzić do 5,9 km/s, a osiągnął on odległość 4420 km. Szy- bowca nie odnaleziono. 43 Ę^^^ Druga faza programu START, określana jako PRIME (ang. Precision Recovery Including Maneuvering Reentry — precyzyjny powrót z orbity ze sterowanym wlotem w atmosferę) była realizowana przez firmę Martin Marietta na mocy kontraktu zawartego z U.S. Air Force w sierpniu 1964 r. Plan przewidywał zbudowanie czterech niewielkich, bezzałogo- wych szybowców z kadłubami nośnymi przeznaczonych do prób przy prędkościach hipersonicznych. Prace projektowe zajęły 2 min. roboczo- godzin, na które złożyły się studia projektowe, próby w dziedzinie inży- nierii materiałowej, badania w tunelach aerodynamicznych i ponad 50 lotów modelu kosmicznego szybowca z małymi prędkościami. Pojazd otrzymał nazwę wytwórni SV-5D PRIME i oznaczenie sił powietrznych X-23A. Każdy z czterech SV-5D miał konwencjonalną konstrukcję ze sto- pów aluminium pokrytą osłoną cieplną z krzemionki, a w miejscach szczególnie narażonych na nagrzewanie z materiału ablacyjnego (żywice fenolowe plus wypełniacz grafitowy). Pojazd został zaprojektowany jako bezskrzydłowy szybowiec w układzie delta. Jego kadłub nośny miał płaski spód i wypukły grzbiet. W przestrzeni kosmicznej i podczas wczesnej Rys. 1.22. Bezzałogowy szybowiec kosmiczny z kadłubem nośnym Martin Marietta X-23A (SY-5D) 44 fazy wlotu w atmosferę (z prędkością ok. 28 000 km/h) sterowanie za- pewniało sześć niewielkich dyszek zasilanych sprężonym azotem. Dwie ruchome klapy umieszczone w dolnej części ogona służyły do sterowania pochyleniem i przechyłami bocznymi. Dzięki nim szybowiec mógł zmienić tor lotu o 1290 km w każdą stronę od osi wlotu w atmosferę i zmieniać zasięg o ponad 5800 km. Oprócz tego szybowiec miał niewielkie statecz- °"° niki pionowe. Rozpiętość, a w zasadzie szerokość SV-5D wynosiła 1,22 m, długość 2,13 m, masa 406,4 kg. Do wynoszenia szybowców na suborbitalne tory zastosowano rakiety nośne Atlas SLV-3. Według założeń rakieta miała wynosić szybowiec na wysokość 165 km, nadając mu prędkość ponad 7 km/s, zbliżoną do pierwszej prędkości kosmicznej. Kolejno następował powrót w kierunku powierzchni Ziemi związany z wytracaniem prędkości do Ma=2, potem otwarcie spadochronu hamującego, a na wysokości ok. 13 km spadochronu głównego. Do wodowania wyznaczono rejon wyspy Kwalejn na Pacyfiku, położony w odległości 8150 km od miejsca startu. Startujące z tej wyspy samoloty amerykańskiego lotnictwa wojskowego Lockheed HC-130 Her- cules mogły w powietrzu przechwycić opadający na spadochronie szy- bowiec za pomocą specjalnego trału. W analogiczny sposób przechwyty- wano zasobniki z filmami wyrzucane przez satelity zwiadowcze Discoverer. Alternatywnie przewidziano podniesienie szybowca z powierzchni oceanu przez okręty. Pierwszy start do suborbitalnego lotu szybowca SY-5D (X-23A) odbył się 21 grudnia 1966 r. z kosmodromu w bazie Yandenberg AFB w Ka- lifornii. Celem próby było uzyskanie charakterystyk aerodynamicz- nych szybowca, danych o funkcjonowaniu jego izolacji cieplnej, aparatury pokładowej i układów sterujących. Lot odbywał się bez zakłóceń z wy- jątkiem ostatniej jego fazy, kiedy to awaria spadochronu doprowadziła do zatonięcia szybowca. W drugim locie, który odbył się 5 marca 1967 r. podczas wlotu w atmosferę SV-5D oddalił się o 915 km od pierwotnego kursu, po czym udało się przywrócić mu poprzedni kierunek. Niestety wodowanie nie powiodło się: po awarii nadmuchiwanego pływaka szy- bowiec zatonął. Od początku do końca udany był natomiast trzeci lot wykonany 19 kwietnia 1967 r. Szybowiec podczas powrotu do atmosfery schodził z pierwotnego kursu o 1290 km na obie strony, w fazie zaś opadania na spadochronie pochwycony został przez oczekujący samolot. Wobec tego sukcesu planowany czwarty lot został odwołany. Następnie zrealizowano ostatni, najciekawszy i najtrudniejszy etap programu START. Polegał on na wypróbowaniu manewru poziomego lądowania załogowego rakietoplanu z kadłubem nośnym. Pojazd ten po- służyć miał do sprawdzenia jak kształt aerodynamiczny wypróbowany w lotach SV-5D (X-23) podczas wlotu w atmosferę z wielką prędkością zachowa się w zakresie prędkości Mo==2. W tym celu amerykańskie siły powietrzne zawarły w maju 1966 r. kontrakt z firmą Martin Ma- 45 Rys. 1.23. Załogowy samolot rakietowy Martin Marietta X-24A (SV-5P) rietta na zbudowanie pojazdu SY-5P PILOT (ang. Plloted LOw-speed Test aircraft — pilotowany samolot do prób przy małych prędkościach). Otrzymał on oznaczenie lotnictwa wojskowego X-24A. Samolot rakietowy SV-5P miał kształt zasadniczo odpowiadający powiększonemu SV-5D. Kadłub nośny o obrysie trójkątnym określany jako „gruszkowaty klin" miał płaski spód i zaokrąglony grzbiet, na którym znajdowały się trzy stateczniki usterzenia pionowego. Dwa ze- wnętrzne stateczniki pionowe wyposażono w podwójne (dolne i górne) stery kierunku. Dolne stery służyły do sterowania odchyleniem kierun- kowym, górne zaś były ustawiane automatycznie, niezależnie od woli pilota, a w zależności od prędkości pojazdu spełniały rolę powierzchni wyważających. Środkowy statecznik pionowy nie miał sterów. Na końcu kadłuba nośnego umieszczono klapy: dwie górne (lotka i ster wysokości) i dwie dolne (również lotka i ster wysokości). Dolne klapy pełniły rolę sterolotek (elewonów) sterując pochyleniem i przechyłami. Wszystkie sterujące powierzchnie aerodynamiczne miały cienką krawędź spływu i były poruszane za pomocą zdwojonego samohamownego układu hy- draulicznego. Samolot został wyposażony w ograniczony trójosiowy sys- tem stabilizacji. Konstrukcja samolotu została wykonana głównie z lekkiego stopu aluminium 2024 z zastosowaniem konwencjonalnych rozwiązań. Podwozie chowane ręcznie (przed startem samolotu nosiciela), a wysuwane pneu- matycznie składało się z trzech zespołów wciąganych do tyłu: dwukoło- wego zespołu przedniego i dwóch jednokołowych zespołów głównych. Podwozie wyposażono w amortyzatory olejowo-gazowe i hydrauliczne hamulce tarczowe. SV-5P otrzymał1 czterokomorowy silnik rakietowy Thiokol KLR11-RM-13 o ciągu 35,56 kN. Cylindryczne zbiorniki ma- 46 teriałów pędnych (ciekłego tlenu oraz mieszanki alkoholu etylowego i wody) umieszczono podłużnie, obok siebie w środkowej części kadłu- ba. Kulisty zbiornik helu służącego do ciśnieniowego wytłaczania materiałów pędnych zainstalowano pod silnikiem w tyle kadłuba. Łączna masa paliwa i utleniacza wynosiła 2 041 kg. Zastosowano również dwie rakiety Bell LLRV o ciągu 2,21 kN do wspomagania przy lądowaniu. Klimatyzowaną, ciśnieniową kabinę pilota (ciśnienie 245 hPa) przykrywała odstrzeliwana, przezroczysta owiewka kroplowego kształtu otwierana od góry i do tyłu. Fotel pilota umożliwiał katapultowanie w warunkach zerowej prędkości i wysokości. Sterowanie odbywało się za pomocą ty- powego drążka i pedałów. Zdwojony system hydrauliczny o ciśnieniu 20,59 MPa napędzał stery i hamulce, system pneumatyczny zaś o ciśnie- niu 20,59 MPa służył do wysuwania podwozia. Ze względu na krótki czas lotu instalacja elektryczna zasilana była z akumulatora. X-24A miał szerokość 4,17 m, długość 7,47 m, powierzchnię kadłuba nośnego 15,05 m2. Masa własna wynosiła 2654 kg, natomiast maksymalna masa startowa ok. 5000 kg. Firma Martin Marietta przekazała X-24A amerykańskim siłom po- wietrznym w dniu 11 lipca 1967 r. Po ukończeniu ostatecznego programu prób w Baltimore (stan Maryland) samolot przewieziono do Edwards AFB. Rys. 1.24. Przekrój samolotu rakietowego Martin Marietta X-24A l — zbiornik tlenu dg> oddychania, 2 — zbiorniki sprężonego powietrza do utrzymywania odpowiedniego poziomu ciśnienia w kabinie, 3 — zbiornik paliwa, 4 — zbiornik sprężonego helu do wytłaczania paliwa ze zbiornika, 5 — zespół połączeń elektrycznych z nosicielem, 8 — przewód awaiyjnego zrzutu paliwa, 7 — silnik rakietowy XLR11-RM-13, 8 — rakieta wspomagająca przy lądowaniu, 9 — przewód awaryjnego zrautu nadtlenku wodoru, 10 — prze- wód awaryjnego zrzutu ciekłego tlenu (utleniacza), Jl — przedział przyrządowy, 12 — zawór odpowietrzający zbiornika ciekłego tlenu, 13 — aparatura łączności, 14 — akumulatory 47 """''""'"" Aby umożliwić wynoszenie w powietrze za pomocą nosiciela Boeing B-52' firma Martin Marietta przygotowała specjalny łącznik umożliwiający podczepienie na podskrzydłowym zaczepie używanym poprzednio w lotach X-15. Pierwszy, beznapędowy lot X-24A odbył się w kwietniu 1969 r. Samolot pilotował major Jerauld Gentry. W ciągu 1969 r. wykonano łącznie dziewięć lotów beznapędowych. Pierwszy lot silnikowy X-24A (pilotowanego również przez J. Gentry'ego) odbył się 19 marca 1970 r. Całkowity czas lotu liczony od chwili oddzielenia od skrzydła B-52 wy- niósł 7 min 15 s, z czego przez 2 min 40 s włączony był silnik rakietowy. W typowym locie silnikowym X-24A wynoszony był pod skrzydłem B-52 na wysokość 13 700 m. Oddzielenie następowało przy prędkości Ma=0,6, kiedy to był uruchamiany silnik rakietowy rozpędzając samolot i wynosząc go jednocześnie na możliwie jak największą wysokość. Teraz następował beznapędowy lot z prędkością przydźwiękową po torze sy- mulującym końcowy fragment drogi samolotu kosmicznego powracają- cego z orbity. Wyrównanie przed przyziemieniem wykonywano na wysokości ok. 305 m przy prędkości 370-^-560 km/h. Prędkość lądowania wynosiła 257-i-322 km/h. Czas od oderwania od nosiciela do lądowania wynosił ok. 7,5 min. w lotach silnikowych i ok. 3,5 min w lotach bezna- pędowych. W dniu 14 października 1970 r. X-24A po raz pierwszy przekroczył prędkość dźwięku (Ma=l,19). W ciągu prób prowadzonych w 1971 r. największa z osiągniętych prędkości wynosiła Mo=l,62, największa zaś wysokość 21 765 m. W ramach programu badawczego prowadzonego wspólnie przez U.S. Air Force i NASA wykonano łącznie 28 lotów X-24A, z których ostatni odbył się 4 czerwca 1971 r. Warto tu wspomnieć, że oprócz SY-5P (X-24A) zbudowanego na zamówienie sił powietrznych wytwórnia Martin Marietta z własnych funduszy sfinansowała budowę dwóch samolotów SV-5J, o konstrukcji identycznej z zastosowaną w SV-5P, ale wyposażonych w silnik turbo- odrzutowy Pratt & Whitney J60 umożliwiający samodzielny start. Miały być one przeznaczone do treningu pilotów pojazdów z kadłubami nośny- mi. SV-5J zaprezentowano nawet w Salonie Lotniczym w Paryżu, ale konstrukcja ta nigdy nie została wypróbowana w locie. Po zakończeniu programu X-24'A, 29 lipca 1971 r. poinformowano, że pojazd zostanie przebudowany otrzymując odmienny kształt aerody- namiczny. Celem nowej serii prób miało być otrzymanie danych o tym, jak w obszarze prędkości przydźwiękowych zachowa się samolot przysto- sowany do osiągania prędkości Ma=5. W wyniku przebudowy trwającej od stycznia do października 1972 r. samolot stracił swój charakterystyczny, „bulwiasty" kształt otrzymując długi zaostrzony dziób. Spowodowało to, że konfigurację obrysu kadłuba nośnego można było określić mianem „podwójnej delty" (ang. double- -delta). Równocześnie powierzchnia nośna powiększyła się dwukrotnie 48 Rys. 1.25 Przebudowa X-24A na X-24B całkowicie zmieniła kształt tego samolotu rakietowego z 15,05 m2 do 30,66 m2. Samolot otrzymał lotki przymocowane prosto- padle do zewnętrznej powierzchni obu skrajnych stateczników pionowych służące do sterowania przechyleniem i pochyleniem. Zmodyfikowano rów- nież przedni zespół podwozia, który obecnie chował się do przodu. Za- sadniczo jednak większość instalacji wewnątrz samolotu pozostała bez zmian. Długość wzrosła z 7,47 m do 11,43 m, szerokość z 4,17 m do 5,84 m. Wysokość się nie zmieniła. Masa własna powiększyła się do 3 538 kg, masa startowa zaś do 5 895 kg. Zwiększyły się również możli- wości odejścia w bok od pierwotnego toru do 1500-T-2400 km (w X-24A 950—1300 km). Zmodyfikowany samolot otrzymał oznaczenie X-24B. Pierwszy lot (beznapędowy) samolotu pilotowanego przez oblatywacza NASA Johna Mańkę odbył się l sierpnia 1973 r. W dniu 15 listopada 1973 r. wykonano lot silnikowy, podczas którego osiągnięta została prędkość Ma=0,92, a 5 marca 1974 r. X-24B po raz pierwszy przekroczył barierę dźwięku. Ogółem samolot pilotowany przez oblatywaczy U.S. Air Force i NASA został użyty w trzydziestu sześciu lotach próbnych (w tym dwadzieścia jeden naddźwiękowych), w trakcie których udało się osiągnąć maksy- malną prędkość Ma=1,76 i pułap 22400 m. Po wykonaniu ostatniego lotu 26 listopada 1976 r. program badawczy związany z pojazdami z ka- dłubami nośnymi został zakończony, a X-24B przekazano do muzeum amerykańskich sił powietrznych w Dayton w stanie Ohio. Przez pewien czas U.S. Air Force i NASA prowadziły jeszcze prace nad kolejną wersją samolotu rakietowego nazwaną X-24C, z nowym wyposażeniem wewnętrznym i sylwetką aerodynamiczną wywodzącą się z X-24B. Samolot miał być przeznaczony do prób w locie z prędkością do Ma=7,4, których rezultaty mogłyby być użyteczne przy konstruo- 4 — Samoloty kosmiczne 49 waniu wojskowych i cywilnych samolotów naddźwiękowych. Projekt] X-24C nie został zrealizowany. Podsumowując ten rozdział książki stwierdzić można, że napęd ra-| kietowy, który w swej zasadzie jest najprostszym ze wszystkich napędów lotniczych i stanowi akademicką wręcz ilustrację trzeciej zasady dynamiki Newtona, w praktycznej realizacji okazał się być najtrudniejszym i chyba najniebezpieczniejszym. Skonstruowanie samolotów rakietowych osiąga- jących bezprecedensowe szybkości i wysokości lotu wymagało ogromnego wysiłku konstruktorów, zaangażowania najbardziej zaawansowanych technologii oraz pilotów o stalowych nerwach i niecodziennej odwadze. Celowość prac nad takimi pojazdami ujawniła się z całą mocą dopiero, gdy rozpoczęto projektowanie samolotu kosmicznego Space Shuttle. Ukła- dający się w logiczną całość nurt rozwoju tej gałęzi lotnictwa począwszy od X-.l aż do konstrukcji z kadłubami nośnymi, oprócz doświadczeń wy- nikających ze skonstruowania wielkich rakiet nośnych stał się podstawą bazy informacji, bez której powstanie współczesnych wahadłowców by- łoby po prostu niemożliwe. «!*,'" i c, l 2 ." • ; ; Wahadłowiec Space Shułłle 2.1. NARODZINY KONCEPCJI l POWSTANIE PROJEKTU WAHADŁOWCA W końcu lat sześćdziesiątych program kosmiczny Stanów Zjednoczonych osiągnął ambitny cel wyznaczony w 1961 r. przez prezydenta Johna F. Kennedy'ego: pierwsze załogi wypraw programu Apollo wylądowały na powierzchni Księżyca. Po początkowej euforii związanej ze zdobyciem Srebrnego Globu w amerykańskich środkach masowego przekazu jednym z głównych wątków poruszanych w związku z badaniami przestrzeni kosmicznej stał się problem wydatków na astronautykę pokrywanych z pieniędzy podatników. Program Apollo kosztował 25 380 min. dolarów i mimo oczywistych osiągnięć naukowych, prestiżowych i technologicz- nych rozmiar tej sumy dla wielu Amerykanów wydawał się być nieu- zasadniony. Do wysokiego poziomu kosztów w największym stopniu przy- czyniła się jednorazowość stosowania rakiet nośnych i pojazdów kosmicznych. Z ogromnej rakiety Saturn V wyruszającej na Księżyc powracała na Ziemię jedynie niewielka, stożkowata kapsuła członu za- łogowego, nie nadająca się już do powtórnego użycia. Reszta uległa zniszczeniu lub bezpowrotnie pozostawała w kosmosie. Na tym gruncie z uznaniem spotkała się koncepcja skonstruowania i wprowadzenia do użytku wahadłowca (ang. Space Shuttle — kosmiczne czółenko), nazywanego także promem kosmicznym. Pojazd ten łączący cechy samolotu i rakiety nośnej miał służyć do wahadłowego przewozu ludzi i ładunków między Ziemią i jej orbitą. Jako przystosowany do wielokrotnego użytku mógłby w istotny sposób przyczynić się do obni- żenia kosztów przedsięwzięć astronautycznych. Jeszcze przed pierwszym lotem programu Apollo, w lutym 1967 r. Prezydencki Komitet Doradczy ds Nauki (ang. Presidenfs Science Advi- sory Committee) stwierdził, że na dłuższą metę będzie konieczne prze- prowadzenie studiów nad bardziej ekonomicznym środkiem transportu kosmicznego, pozwalającym na całkowite lub tylko częściowe odzyski- wanie elementów pojazdu kosmicznego. W dniu 10 sierpnia 1968 r. 51 dr George E. Mueller, szef Ośrodka Lotów Załogowych NASA (ang. Manned Space Flight Center) w Houston w przemówieniu skierowanym do członków Brytyjskiego Towarzystwa Międzyplanetarnego w Londynie powiedział, że budowa wahadłowca jest jednym z głównych celów ame- rykańskiego programu kosmicznego. Praktyczną realizację projektu NASA rozpoczęła 31 stycznia 1969 r. Początkowo badania koncentrowały się wokół programu ILRV (ang. Inte- grated Launch and Reentry Vehicle — zintegrowany pojazd startowo- -powrotny). Jak zawsze w dużych przedsięwzięciach tego rodzaju cały projekt miał się składać z faz oznaczonych literami alfabetu od A do D. Faza A dotyczyła wstępnych analiz, rozpatrzenia różnych metod podejścia do realizacji projektu i oceny jego strony finansowej. W pracach wzięły udział zespoły dużych przedsiębiorstw przemysłu lotniczo-kosmicznego przydzielonych trzem centrom NASA. Firmy General Dynamics i Lock- heed współpracowały z Marshall Space Flight Center, McDonnell Douglas z Langley Research Center, a North American Rockwell z Manned Space Flight Center. Dominującym tematem studiów fazy A było ustalenie rozmiarów ładowni wahadłowca i jego udźwigu. Projekt opacowany w North Ame- rican Rockwell w ramach programu ILRV zakładał budowę pojazdu mogącego odbyć lot po orbicie o wysokości 180—550 km i inklinacji 28,5—90°, wynosząc w kosmos ładunek o masie 2 250-^22 500 kg, z moż- liwością sprowadzenia go z powrotem na Ziemię. Zamiast ładunku możli- we było przetransportowanie na orbitę dwunastu pasażerów. Wahadło- wiec w układzie średniopłata, ze skrzydłami prostymi o obrysie trapezowym, miał mieć długość 59 m i ładownię o średnicy 5 m i dłu- gości 18 m. Kadłubowe zbiorniki materiałów pędnych nie były jego integralnymi elementami. W lipcu 1969 r., jeszcze przed upływem dzie- więciomiesięcznego okresu badań fazy A NASA podjęła decyzję o skon- centrowaniu prac na koncepcji dwustopniowego, w pełni odzyskiwalnego wahadłowca. W dniu 18 lutego 1970 r. rozpoczęła się jedenastomiesięczna faza B dotycząca szczegółowego opracowania projektów przygotowanych w fazie A i podania wniosków umożliwiających wybór właściwego rozwiązania. Dnia 12 maja 1970 r. dwa przedsiębiorstwa: McDonnell Douglas i North American Rockwell wybrane zostały na liderów przedsiębiorstw prze- mysłowych mających przedstawić konkurencyjne rozwiązania. Oddzielne kontrakty otrzymały wytwórnie Aerojet General, Rocketdyne (oddział North American Rockwell) i Pratt & Whitney pracujące nad projektami silników rakietowych wielokrotnego użytku. Równolegle, lecz na poziomie fazy A firmy Chrysler, Lockheed oraz wspólnie Boeing i Grumman przy- gotowywały alternatywne projekty wahadłowca. W wytwórniach North American Rockwell i McDonnell Douglas powstały zbliżone do siebie projekty wahadłowców złożonych z dwóch 52 połączonych pojazdów: stopnia startowego i orbitalnego (orbitera). Sto- pień startowy w układzie kaczki (tj. z przednim usterzeniem poziomym) planowano wyposażyć w dwanaście silników rakietowych pracujących na ciekłym tlenie i ciekłym wodorze i dziesięć silników turboodrzutowych na naftę lotniczą. Przewidywano, że po pionowym starcie zespół połą- czonych stopni wznosić się będzie do wysokości 73 km, gdzie przy prędkości 3 km/s orbiter oddzieli się od stopnia startowego i będzie kontynuował samodzielny lot, aż do osiągnięcia niskiej orbity około- ziemskiej o wysokości 180-4-500 km. Tymczasem stopień startowy z dwu- osobową załogą powrócić miał na lotnisko położone w pobliżu miejsca startu. W przypadku wahadłowca North American Rockwell w stosunku do fazy A istotnie zmienił się kształt pojazdu. Orbiter otrzymał skośne skrzydła i stateczniki poziome oraz podwójne usterzenie pionowe. Prze- dnią część kadłuba zajmował zbiornik ciekłego wodoru. Zbiorniki cie- kłego tlenu przeniesiono z tylnej części kadłuba na boki ładowni, co pozwoliło na zmniejszenie masy i długości pojazdu. Kolejne zmiany projektu służyły zwiększeniu możliwości zbaczania ze ścieżki wlotu w at- mosferę (tzw. zasięg poprzeczny). Orbiter otrzymał skrzydła typu delta z końcówkami przechodzącymi w stateczniki pionowe (podobnie jak w X-20A Dyna-Soar), spłaszczono spód i przesunięto do tyłu kabinę załogi. Później zrezygnowano z podgięcia końcówek skrzydeł na rzecz pojedynczego statecznika pionowego na kadłubie. W skład zespołu napę- dowego oprócz dwóch silników głównych (tego samego typu, co w stopniu startowym) wchodziły małe silniki manewrowe OMS (ang. Orbital Ma- neuvering System), które według przeprowadzonych analiz były ekono- miczniejsze przy zmianach orbity od silników głównych. Do napędu podczas lotu powrotnego w atmosferze służyły wysuwane z kadłuba silniki turboodrzutowe ABES (ang. Air Breathing Engine System). Lą- dowanie miało odbywać się na bieżni o długości 3 km przy prędkości 270 km/h, z możliwością wielokrotnego podejścia. Długość stopnia star- towego wahadłowca wynosiła 80,7 m, rozpiętość 43,1 m, natomiast długość orbitera 61,9 m, a jego rozpiętość 32,1 m. Pojazd mógł posłużyć do wykonania 100 misji orbitalnych. NASA przewidywała, że taki samolot kosmiczny zastąpi wszystkie amerykańskie rakiety nośne z wyjątkiem największej Saturn V i najmniejszej Scout. Projekt dwustopniowego, w pełni odzyskiwalnego samolotu kosmicz- nego odpowiadał duchowi nowego programu przedsięwzięć kosmicznych USA zaproponowanego przez grupę ekspertów Space Task Group w 1969 r., a rozwiniętego w koncepcji tzw. zintegrowanego programu kosmicznego autorstwa George Muellera. Według tych projektów powsta- łych na fali entuzjazmu związanego z pierwszymi udanymi lądowaniami ludzi na Księżycu, nowy statek wraz z elementami programu Apollo miał służyć w drugiej połowie lat siedemdziesiątych i na początku osiem- 53 Rys. 2.1. Jeden z powstałych na początku lat siedemdziesiątych projektów w pełni odzyskiwalnego wahadłowca złożonego z dwóch uskrzydlonych stopni: startowego i orbitalnego Rys. 2.2. Schemat przebiegu startu w pełni odzyskiwalnego wahadłowca z dwoma stponiami uskrzydlonymi. Po ich rozłączeniu stopień startowy miał wytracić pręd- kość i lądować poziomo na lotnisku w pobliżu wyrzutni 54 d? A iprt dziesiątych realizacji serii niezwykle ambitnych zadań: budowy stałej dwunastoosobowej stacji kosmicznej na orbicie Ziemi, drugiej fazy zało- gowych badań Księżyca związanej z założeniem baz na jego powierzchni i orbicie, a także pierwszej załogowej wyprawy na Marsa już w 1981 r. (!). Dodatkowo za realizacją budowy wahadłowca przemawiał fakt, że zain- teresowały się nim także siły zbrojne USA. W dniach 19—20 stycznia 1971 r. odbyła się konferencja przedstawicieli NASA i U.S. Air Foree, na której postanowiono, że pojazd będzie wykorzystywany zarówno do celów cywilnych jak i wojskowych. Tymczasem coraz częściej pojawiające się głosy żądające redukcji wydatków na astronautykę, których szczególne nasilenie nastąpiło w chwili, gdy spowszedniały już załogowe lądowania na Księżycu, spo- wodowały obniżenie o połowę planowanego budżetu przeznaczonego na budowę wahadłowca. Kaszt dwustopniowego, odzyskiwalnego statku kos- micznego wynosił 10,2 mld dolarów (orbiter NR161C firmy North Ame- rican Rockwell i stopień startowy B-9U firmy General Dynamics), podczas gdy dyrektywa rządu federalnego zalecała utrzymanie wydatków na po- ziomie 4,5 mld dolarów, nie wystarczającym nawet na sfinansowanie samego orbitera. Redukcje budżetowe stały się więc przyczyną poszuki- wania oszczędniejszych rozwiązań. Dobrym przykładem oszczędnościowego projektu jest powstała w tym okresie koncepcja wahadłowca H-33 firmy Grumman, pracującej jak wiadomo na etapie fazy A. Przewidziano w niej budowę orbitera z dwoma zewnętrznymi, odrzucanymi zbiornikami cie- kłego wodoru, umieszczonymi nad skrzydłami po bokach kadłuba oraz uproszczonego, ale wciąż jeszcze załogowego stopnia startowego. Później podobne projekty rozważano również w North American Rockwell i Mc- Donnell Douglas w ramach tzw. fazy B-prim. Rozwiązanie takie obniżało koszt skonstruowania pojazdu do 8,1 mld dolarów podnosząc jednak prze- widywaną cenę jednego lotu o 50% (do 6 min dolarów). Począwszy od lipca 1971 r. prace w fazie B kontynuowały McDon- nell Douglas i North American Rockwell, a w fazie A Grumman i Lock- heed, już bez Chryslera. W późniejszym okresie Grumman, którego osiągnięcia oceniane były bardzo wysoko otrzymał takie same warunki finansowe jak firmy fazy B. Większość zagadnień na tym etapie prac koncentrowała się wokół konstrukcji tańszego stopnia startowego. Mc- Donnell Douglas przy współpracy z Martin Marietta prowadził badania nad zastosowaniem rakiety nośnej Titan 3L wywodzącej się z Titana 3C, ale wyposażonej w cztery zamiast dwóch bocznych silników rakietowych na stały materiał pędny. Grumman w kooperacji z Boeingiem rozważał możliwość wynoszenia orbitera na odpowiednio zmodyfikowanym pier- wszym stopniu Saturna V oznaczonym S-1C. North American Rockwell współdziałający z Convair Aerospace modyfikował swój pierwotny pro- jekt stopnia uskrzydlonego. Lockheed skupił się nad zastosowaniem stop- nia startowego wykorzystującego stałe materiały pędne. 55 Rys. 2.3. Rozwój projektu orbitera firmy Rockwell International: A) podstawowa koncepcja fazy A, B) wstępny projekt fazy B programu, C) konfiguracja orbitera o największym zasięgu poprzecznym (tj. możliwością zbaczania z pierwotnej ścieżki wlotu w atmosferę), D) ostateczna koncepcja orbitera dla wahadłowca w pełni odzyskiwalnego 56 57 W drugiej połowie kwietnia 1971 r. wytwórnie: Aerojet General, Pratt & Whitney i Rocketdyne przedstawiły swe propozycje rakietowych silników wodorowo-tlenowych mających wejść w skład zespołu napę- dowego wahadłowca. W dniu 13 lipca 1971 r. NASA wyznaczyła firmę Rocketdyne na głównego realizatora faz C i D konstrukcji silnika. W po- łowie sierpnia przedstawiciele Pratt & Whitney złożyli protest zarzuca- jący NASA faworyzowanie Rocketdyne przejawiające się we wcześniej- prc szym ostrzeganiu o pojawiających się wadach konstrukcji i przymknięciu oczu na stosowanie materiałów uniemożliwiających wielokrotne wyko- rzystanie silnika. Czekając na werdykt Generalnego Urzędu Finansowego NASA musiała płacić Rocketdyne milion dolarów miesięcznie, aby firma mogła utrzymać 250-osobowy zespół konstruktorów. Koncepcja budowy załogowego, uskrzydlonego stopnia startowego upadła ostatecznie w styczniu 1972 r., choć już od września 1971 r. było wiadomo, że nie ma ona szans realizacji. Przez pewien czas duże powodzenie zdobyła propozycja wykorzys- tania stopnia S-1C (z rakiety Saturn V) wyposażonego dodatkowo w skrzydła i silniki tlenowo-wodorowe J-2 zamiast normalnie stosowa- nych F-1 na ciekły tlen i naftę. Firma North American Rockwell roz- ważała możliwość zastosowania kombinacji stopnia S-1C i rakiet na stały materiał pędny w dwóch wariantach: równoległej pracy podczas startu lub zapłonu silników stopnia S-1C dopiero po odłączeniu rakiet. Roz- ważano również projekt tzw. stopnia powrotnego wyposażonego w pięć silników F-1, również w dwóch wersjach: powracającego lotem ślizgowym do miejsca startu lub wodującego na spadochronach w odległości 65 km L iagf od wyrzutni. W tym okresie firma North American Rockwell zaproponowała bu- dowę orbitera w dwóch odmianach. Pierwsza — Mark I — przeznaczona do realizacji już w 1978 r. miała powstać przy wykorzystaniu technologii z programu Apollo: wodorowo-tlenowych silników J-2, silników mane- wrowych zaadaptowanych z ładownika księżycowego statku Apollo i ablacyjnej osłony termicznej. W drugiej — Mark II — przewidzianej dopiero na lata 1981—83 planowano wykorzystać nowoczesne techno- logie: wysokociśnieniowe silniki rakietowe o dwustopniowym spalaniu (opracowane w ramach kontraktu z Rocketdyne) i osłonę termiczną wie- lokrotnego użytku z lekkich materiałów ceramicznych. Na przełomie lat 1971—72 program samolotu kosmicznego stał się przedmiotem ostrej kontrowersji na tle ustalenia poziomu funduszy na rok finansowy 1973. Ingerencje pracowników Urzędu Budżetowego (ang. Office of Management and Budget) doszły do tego, że sami proponowali wprowadzenie zmian konstrukcyjnych w projekcie w dążeniu do jak największych oszczędności. Administrator NASA James B. Fletcher bezpośrednio zwrócił się w tej sprawie do prezydenta USA Richarda M. Nixona stwierdzając, 58 55 J że Urząd Budżetowy ma wahadłowiec finansować a nie projektować. Nixon interweniował zalecając podwyższenie nakładów i jednocześnie osobiście zaangażował się w nadanie programowi nowego rozpędu. W dniu 5 stycznia 1972 r. w San Clemente prezydent wygłosił prze- mówienie, w którym stwierdził: „Stany Zjednoczone powinny niezwłocz- nie rozpocząć rozwój zupełnie nowego środka transportu kosmicznego SSTl (P zaprojektowanego w celu zmiany pogranicza przestrzeni kosmicznej lat siedemdziesiątych w znajomy teren, łatwo dostępny dla ludzkich dążeń w latach osiemdziesiątych i dziewięćdziesiątych (...). Zrewolucjonizuje on transport do pobliskiej przestrzeni kosmicznej poprzez jego zrutynizo- wanie (...). Obniży astronomiczne koszty astronautyki (...). Dlatego właś- nie rozpoczęcie programu Space Shuttle jest właściwym krokiem dla Ameryki". Tak właśnie ukształtowany został profil programu kosmicznego USA do końca dwudziestego stulecia. Dla NASA przemówienie Nixona ozna- czało doraźne zwycięstwo w sporach z Urzędem Budżetowym i prze- ciwnikami programu w Senacie. Mimo to suma zaproponowana przez Nixona (5,5 mld dolarów) mogła według stwierdzenia Fletchera wystar- czyć tylko do wypróbowania, rozwoju i lotów próbnych dwóch pojazdów. Na początku 1972 r. zapadła decyzja o zaniechaniu koncepcji budowy orbitera w wersji Mark I i skupieniu się na nowoczesnych technologiach koniecznych dla spełnienia założeń wersji Mark II. Projekt stopnia star- towego wciąż jednak pozostawał zagadnieniem otwartym. Po odrzuceniu projektu stopnia z silnikami F-l na placu boju pozostały rakiety wspo- magające na stały materiał pędny i stopień startowy wyposażony w silniki wodorowo-tlenowe. Dla firm biorących udział w projektowaniu zmiany te oznaczały ostateczne odejście od technologii stosowanych w programie Apollo. Przedsiębiorstwa, które zdecydowały się na projektowanie stopnia startowego na ciekłe materiały pędne rozważały problem ewentualnego wodowania takiego pojazdu. Niejciekawszym chyba przykładem takiego rozwiązania był projekt firmy Chrysler (która znów pojawiła się w re- alizacji fazy A) opracowany przy współpracy zakładów Goodyear. Prze- widywał on zastosowanie specjalnego układu spadochronów i... talonów na ogrzane powietrze. Balony miały spowodować wyhamowanie opadania i w końcu zawiśnięcie stopnia startowego na wysokości 150 m nad po- wierzchnią morza. Kolejno pod wiszący w powietrzu stopień podpłynąć mógł okręt (np. lotniskowiec) i zabrać go na brzeg. Rozważano również wariant wodowania na spadochronach. Ostateczne zwycięstwo należało jednak do tzw. koncepcji „jeden i pół", w której wszystkie materiały pędne silników głównych orbitera zostały umieszczone w jednym, dużym zbiorniku zewnętrznym, który po opróżnieniu miał ulegać zniszczeniu w atmosferze. Owo „pół" sta- nowiły dwie rakiety wspomagające na stały materiał pędny, przewidziane 59 do wielokrotnego użycia, rozpędzające zespół orbiter-zbiornik w pier- wszych dwóch minutach lotu, a po odłączeniu opadające na spadochro- nach do oceanu. W końcu lutego 1972 r. NASA zamknęła fazę B projektu po wydaniu na prace studialne i projektowe 198,5 min dolarów. W marcu przyjęto do ostatecznej realizacji opisaną powyżej koncepcję zbiornika zewnętrz- nego i silników na stały materiał pędny. Firmy Grumman, Lockheed, McDonnell Douglas i North American Rockwell miały przedstawić teraz końcowe wersje swoich projektów. Tymczasem w końcu marca 1972 r. zakończono badanie pretensji wniesionych przez Pratt & Whitney w sprawie kontraktu na realizację faz C i D budowy silników dla wahadłowca, odrzucając stawiane NASA zarzuty. Nic więc nie stało już na przeszkodzie do podpisania w dniu 31 marca kontraktu o wartości 9,8 min dolarów zalecającego Rocketdyne rozpoczęcie trzymiesięcznej fazy przygotowania szczegółowego projektu. Po zakończeniu okresu objętego tą tymczasową umową Rocketdyne otrzy- mała kontrakt na sumę 450 min dolarów dotyczący skonstruowania sil- nika i dostarczenia 25 egzemplarzy z dostawą pierwszego z nich w końcu 1976 r. Do realizatorów projektu Rocketdyne dołączyła firmę Honeywell Research odpowiedzialną za przygotowanie wyposażenia elektronicznego silnika i Hydraulics Research mającą opracować elementy do sterowa- nia hydraulicznego. Zaplanowano również przeprowadzić konsultacje z pracownikami linii lotniczych TWA (ang. Trans World Airlines) posia- dającej duże doświadczenie w remontach i przeglądach okresowych sil- ników dużych samolotów pasażerskich. W dniu 17 kwietnia 1972 r. zastępca administratora NASA dr George M. Low oznajmił, że miejscami startów samolotów kosmicznych będą Centrum Kosmiczne im. Kennedy'ego na Przylądku Canaveral na Flo- rydzie i baza Yandenberg AFB w Kalifornii. W połowie maja 1972 r. projekty konkurujących ze sobą przedsię- biorstw zostały złożone i pracę nad nimi rozpoczął zespół 416 ekspertów NASA i U.S. Air Force. Po dwóch miesiącach oznajmiono, że na głów- nego wykonawcę faz C i D projektu wyznaczono firmę North American Rockwell. ' " : 2.2. PROGRAM SPACE SHUTTLE OD KONTRAKTU DO PIERWSZEGO LOTU .>?'!"*' 2.2.1. Ostateczna koncepcja '% , : .9'<••.-•; • • :,V •••• -•?'; j, •}• • '''-."-.i. Podpisany 26 lipca 1972 r. sześcioletni kontrakt o wartości 2 600 min dolarów zobowiązywał firmę North American Rockwell (od 16 lutego 1973 r. Rockwell International Corporation), a dokładniej jej oddział 60 Space Transportation System Development and Production Dwision w Downey w Kalifornii do realizacji faz C i D programu: zaprojekto- wania, rozwoju, prób i oceny wahadłowca. W kontrakcie przewidziano budową dwóch orbiterów OY-101 i OY-102 (ang. Orbiter Yehicle), pro- totypu w naturalnej wielkości do badań strukturalnych STA-099 (ang. Structural Test Article) i prototypu do badań napędu MPTA-098 (ang. Main Propulsion Test Article). Poza tym firma zobowiązała się do inte- gracji orbitera z zespołem startowym, tzn. z silnikami na paliwo stałe i zbiornikiem zewnętrznym. Budowa 47% elementów orbitera i ostateczny montaż przypadły w udziale Rockwellowi. Pozostałe 53% elementów pojazdu dostarczyć miało ok. 10 tyś. podwykonawców zarówno ze Stanów Zjednoczonych jak i spoza nich. W dniu 16 sierpnia 1973 r. wytwórnia Martin Marietta Corp. (oddział Denver Division) podpisała kontrakt na budowę zbiornika zewnętrznego ET (ang. External Tank). Ostatni z głównych kontrakto- rów programu, firma Thiokol Chemical Corp. z Brigham City w stanie Utah otrzymała umowę na skonstruowanie silników rakietowych na pa- liwo stałe SRB (ang. Solid Rocket Booster) w dniu 20 listopada 1973 r. Podstawową modyfikacją projektu orbitera wykonaną w ramach fazy C było wprowadzenie opracowanych przez NASA skrzydeł w ukła- dzie podwójnej delty (ang. double delta), dających szczególnie dobre własności aerodynamiczne w zakresie zarówno wielkich jak i małych prędkości lotu. Zaplanowano również, że wahadłowiec wyposażony zos- tanie w zdalny manipulator do wyładunku i załadunku obiektów na or- bicie okołoziemskiej. Kształt nosa orbitera został zmieniony, co skróciło kadłub o ok. 90 cm, a pod silnikami głównymi zaplanowano umieszczenie ruchomej osłony w postaci tzw. klapy kadłubowej (ang. body flap). Praktyczne sprawdzenie zachowania się statku w ostatniej fazie lotu atmosferycznego rozpoczęło się już w latach 1970—71, kiedy NASA prze- prowadziła próby lotów ślizgowych modeli pojazdu w skali 1:10 wyno- szonych w powietrze za pomocą śmigłowca — latającego dźwigu — Sikorsky S-64 Skycrane. Równolegle realizowano obszerny program ba- dań tunelowych, który nabrał wielkiego rozmachu po zatwierdzeniu osta- tecznej koncepcji pojazdu. Blisko połowę tego rodzaju prób wykonano w kalifornijskim ośrodku NASA Ames Research Center. Wykorzystywano m.in. największy w USA tunel aerodynamiczny o wymiarach 40X80 stóp (12,2X24,4 m), 12-stopowy (3,66 m) tunel ciśnieniowy, 3,5-stopowy (1,07 m) tunel hipersoniczny i kompleks trzech zespolonych tuneli tzw. Unitary Plan Wind Tunnels. Największy z modeli orbitera, przeznaczony do prób w tunelu 40X80 stóp wykonany został w skali 1:3. Oprócz tego w ośrodku Ames przeprowadzono program obliczeń pól przepływowych wokół wahadłowca wykorzystując przy tym potężny na owe czasy kom- puter Illiac IV. Efekty związane z aerosprężystością orbitera (odkształ- caniem się konstrukcji pod wpływem sił aerodynamicznych) zbadano 61 wykorzystując komputerowy program obliczeń numerycznych FLEXTAB. Badania przepływów powierzchniowych wykonano za pomocą skompli- kowanych modeli przepływu olejowego w tunelu aerodynamicznym cen- trum badawczego Arnold Engineering Development Center. Na początku 1974 r. w zakładach Rockwella nad projektem Space Shuttle pracowało ponad 600 ludzi. Jako miejsce montażu orbiterów wyznaczono należącą do firmy halę w miejscowości Palmdale położonej na północ od Los Angeles. Umieszczono tu dwa stanowiska montażowe. Pierwszy z orbiterów, którego budowa zaczęła się 19 czerwca 1974 r., otrzymał nazwę Enterprise (przedsięwzięcie), na prośbę widzów popu- larnego w USA serialu telewizyjnego science-fiction „Star Trek" (tak nazywał się gwiazdolot, bohater filmu) oraz od nazwy dwóch słynnych lotniskowców U.S. Navy. Do pierwotnego projektu wprowadzono kolejne zmiany. Objęły one zwiększenie długości i średnicy rakiet SRB, redukcję wysokości zbiornika ET i zwiększenie jego średnicy. Zrezygnowano z dwóch niewielkich ra- kiet na paliwo stałe służących do oderwania orbitera od zespołu ET-SRB w razie awarii. Początkowo projekt przewidywał umieszczenie silniczków sterowania położeniem RCS (ang. Reaction Control System) w specjal- nych członach na końcach skrzydeł, na szczycie statecznika pionowego, a także na dwóch drzwiczkach otwieranych na dziobie pojazdu. W wy- niku zmian silniczki RCS zgrupowano w ogonowej części orbitera, razem z dwoma silnikami manewrowymi OMS (ang. Orbital Maneuvering Sys- tem), wyloty zaś dyszek dziobowego zespołu RCS umieszczono wprost na powierzchni pojazdu. Modyfikacje objęły również uproszczenie me- chanizmu drzwi ładowni i instalacji hydraulicznej, a także zmianę usy- tuowania zdalnego manipulatora. Prawie wszystkie projekty opracowane w fazie studiów przewidywały, że orbiter będzie wyposażony w silniki turboodrzutowe napędzające go w ostatniej fazie lotu atmosferycznego, a także służące do napędu podczas przelotów między lotniskami. Kon- struktorzy uznali jednak takie rozwiązanie za zbyt skomplikowane i zde- cydowali, że powrót z orbity odbywać się będzie lotem ślizgowym. Pozostał problem transportu lotniczego orbitera na większe odle- głości, takie jak np. przy przewozie pojazdu z Kalifornii na Florydę (transport morski i drogowy jako zbyt kłopotliwe odrzucono). Rozważano następujące możliwości: przystosowania dużego samolotu transportowego Boeing 747 lub Lockheed C-5A Galaxy do transportu orbitera przymo- cowanego na grzbiecie nosiciela, albo też budowę specjalnego transpor- towca z dwóch C-5A połączonych centropłatem, pod którym podwieszono by orbiter. W dniu 18 lipca 1974 r. NASA zakupiła od linii lotniczych American Airlines używanego Boeinga 747 (rok prod. 1970) za sumę 15 min dolarów, z myślą przerobienia go na nosiciel SCA (ang. Shuttle Carrier Aircrajt). Przebudowę przeprowadzono w zakładach Boeing Cóm- pany w Seattle (stan Waszyngton) w okresie od 2 sierpnia 1976 r. do 62 mt 14 stycznia 1977 r., a jej koszt wyniósł 30 min dolarów. W ramach tych prac konstrukcja Boeinga 747 została lokalnie wzmocniona, na grzbiecie kadłuba zainstalowano trzy wsporniki służące do połączenia z kadłubem orbitera, a na końcach stateczników pionowych umieszczono dodatkowe pionowe powierzchnie ustateczniające o obrysie prostokątnym. Z wnę- _ trza wymontowano większość foteli pasażerskich, ulepszono konstrukcję 0 silników w celu powiększenia ciągu startowego i zmodyfikowano system wyważenia podłużnego w celu zmniejszenia tendencji zadzierania dziobu Boeinga wywołanej odchyleniem strug powietrza przez skrzydła orbitera i działaniem na usterzenie nosiciela. 2.2.2. ALT - próby podejścia i lądowania OY-101 Enterprise nie był przeznaczony do lotów w kosmos. Jego zadaniem było przejście programu prób, tak aby następny wahadłowiec (QV-102) mógł po zakończeniu budowy rozpocząć loty na orbitę okołoziemską. En- terprise opuścił stanowisko montażowe 16 września 1976 r., a więc nieco po- nad dwa lata od rozpoczęcia budowy. W dniu 31 stycznia 1977 r. pojazd został ustawiony na specjalnej platformie kołowej i przewieziony przez kołowy ciągnik siodłowy z Palmdale do oddalonej o 58 km bazy Edwards AFB, a dokładniej do położonego na jej terenie ośrodka NASA Hugh L. Dryden Flight Research Center (DFRC). Trasa przebiegała przez cen- trum pięćdziesięciotysięcznego miasta Lancaster, co wzbudziło wśród e r | mieszkańców nie lada sensację. W celu umożliwienia przejazdu niezwy- Rys. 2.4. Pierwszy publiczny pokaz orbitera OV-101 Enterprise przed halą monta- żową zakładów Rockwell w Palmdale w Kalifornii we wrześniu 1976 r. 63 Rys. 2.5. Enterprise na grzbiecie Boeinga 747-SCA podczas prób rozpędzania na pasie startowym przeprowadzonych 15 lutego 1977 r. kłego obiektu trzeba było podnieść sieć elektryczną i telefoniczną, a woj- sko zbudowało na pustyni 13 km asfaltowej szosy. Pierwszy program prób miał dotyczyć ostatniej fazy lotu atmosfe- rycznego: podejścia i lądowania. Oznaczono go skrótem ALT (ang. Ap- proach and Landing Test). W pierwszych dniach lutego 1977 r. Enter- prise podniesiony został za pomocą specjalnego urządzenia dźwigowego MDD (ang. Mate/Demate Device) i ustawiony na grzbiecie Boeinga 747- -SCA. Na ogonowej części orbitera zamontowano stożkowatą osłonę zes- połu silników SSME i OMS o długości ok. 11 mi średnicy 6,7 m w celu zmniejszenia oporu powietrza. NASA wyznaczyła załogi mające wziąć udział w próbach. Dowódcą (pierwszym pilotem) Boeinga 747-SCA został Fitzhugh L. Fulton, weteran lotów na B-52 w programie X-15, drugim pilotem Thomas C. McMurtry, a inżynierami pokładowymi Yictor W. Hor- ton i Louis E. Guidry Jr. Dwie załogi Enterprise wybrano spośród astronautów. Pierwszą stanowili Fred W. Haise Jr (dowódca, były czło- nek załogi Apollo 13) i Gordon Fullerton (pilot), zaś drugą Joe H. Engle (dowódca) i Richard H. Truły (pilot). Pierwszą serię prób wykonano 15 lutego 1977 r. Polegała ona na rozpędzaniu się na betonowym pasie lotniska w Edwards zespołu no- siciela i orbitera. Podczas trzech prób osiągnięto kolejno prędkości 139, 222 i 250 km/h, a w ostatniej z nich podwozie Boeinga uniosło się 1,5 m nad powierzchnię pasa. W dniu 18 lutego o godzinie 8:30 czasu miejsco- wego Boeing 747-SCA niosący na grzbiecie Enterprise oderwał się od 64 ziemi w eskorcie trzech odrzutowców treningowych Northrop T-38 i jed- nego Cessna T-37. Zespół obu maszyn miał masę około 264 900 kg, czyli mniejszą niż standardowy Boeing 747 z pasażerami, ładunkiem i paliwem startujący do lotu z Los Angeles do Londynu. Rozbieg miał długość 1828 m, a start nastąpił przy prędkości 274 km/h. Podczas trwającego 2 h 15 min lotu załoga stwierdziła, że zespół pilotuje się niemalże iden- tycznie jak samego Boeinga, niezorientowanemu zaś pilotowi byłoby tru- dno wyczuć, że na grzbiecie jest umieszczony orbiter. Druga z serii tzw. bezzałogowych prób biernych odbyła się 22 lutego. Główny cel trwają- cego 3 h 13 min lotu stanowiło zbadanie zjawiska drgań samowzbudnych (ang. flatter) i stateczności zespołu nosiciel-orbiter. W trzecim locie, prze- prowadzonym 25 lutego i trwającym 2 h 28 min wyłączono jeden z sil- ników Boeinga symulując jego awarię w celu zbadania, jak wpłynie to na stateczność połączonych maszyn. Podczas czwartej próby biernej 28 lu- tego wykonano symulację nieudanego podejścia do lądowania z powtór- nym wzlotem pełną mocą silników z wysokości kilku metrów nad pasem. Lądowanie zespołu odbyło się przy pracujących jałowo silnikach nosi- ciela (symulacja lądowania awaryjnego), a po przyziemieniu po raz pier- wszy zastosowano odwracacze ciągu silników Boeinga, co pozwoliło na skrócenie dobiegu poniżej 2000 m. Początkowo obawiano się szkodliwego wpływu odchylonych strug gazów wylotowych na niesiony orbiter, lecz obawy nie potwierdziły się. Lot trwał 2 h 11 min. Przeprowadzona 2 marca ostatnia bierna próba bezzałogowa posłużyła do wykonania dwu- krotnej symulacji odłączenia orbitera na wysokości około 7500 m. Po locie trwającym l h 39 min Boeing z Enterprise na grzbiecie wylądował w Edwards AFB po raz drugi używając odwracaczy ciągu. Sprawdzenie możliwości skracania dobiegu miało duże znaczenie, gdyż po zakończeniu prób ALT orbiter miał zostać przewieziony do ośrodka NASA Marshall Space Flight Center w Huntsville w stanie Alabama, którego lotnisko dysponowało pasem o długości zaledwie 2300 m. Następnie przystąpiono do drugiej fazy prób ALT: biernych prób załogowych. Podczas ich trwania orbiter pozostawać miał wciąż połączony z nosicielem, ale za sterami Enterprise zasiadali astronauci, a większość instalacji pokładowych takich jak pomocnicze jednostki napędowe APU (ang. Auxiliary Power Unit), instalacja hydrauliczna, awionika, ogniwa paliwowe itp. były włączone. W dniu 18 czerwca 1977 r. przeprowadzono pierwszy lot tej serii. Astronauci F. Haise i G. Fullerton zostali podnie- sieni na platformie przymocowanej na końcu żurawia do znajdującego się na wysokości kilkunastu metrów włazu Enterprise umieszczonego na grzbiecie Boeinga. Na ich twarzach znajdowały się maski przeciwgazowe zabezpieczające przed parami amoniaku uchodzącymi z jednostek APU. Po zajęciu miejsc w kabinie i starcie Haise i Fullerton przeprowadzili próbę działania aparatury pokładowej. Lot odbywał się na wysokości 4500 m z prędkością 335 km/h. Zbadano wibracje spowodowane drga- 5 — Samoloty kosmiczne 65 Rys. 2.6. Astronauci mający pilotować Enterprise stoją na pomoście umieszczonym na końcówce żurawia na chwilę przed wejściem do pojazdu .i-,<, . ./-Ą. niami powierzchni sterujących, próby giroskopów i hamulców aerody- namicznych, a także badania odkształcania się konstrukcji samolotu kosmicznego. Lot trwał 55 min 46 s. W następnej próbie załogowej przeprowadzonej 28 czerwca 1977 r. wzięła udział druga załoga: J. Engle i R. Truły. Podobnie jak poprzednio dokonywano prób drgań przy pręd- kościach 400 i 500 km/h. Następnie zespół wzbił się na wysokość ponad 6000 m, gdzie rozpoczęto symulację manewru oddzielenia orbitera od nosiciela. Trwający l h 2 min lot zakończyła symulacja samodzielnego lądowania orbitera z wykorzystaniem automatycznego systemu sterowa- nia i danych z naziemnego mikrofalowego systemu lądowania. W trzecim locie z tej serii wykonanym 26 lipca za sterami Enterprise ponownie znaleźli się Haise i Fullerton. Po osiągnięciu wysokości 8530 m zespół nosiciela i orbitera wszedł w lot nurkowy będący symulacją beznapędo- wego podejścia do lądowania orbitera. Po 59 min 53 s lotu koła Boeinga dotknęły pasa lotniska, a chwilę później wysunął podwozie umieszczony na jego grzbiecie Enterprise. Trzecia faza prób ALT miała na celu wykonanie samodzielnych lo- tów i lądowań orbitera. W dniu 12 sierpnia 1977 r. o godzinie 8:00 czasu lokalnego Boeing 747-SCA uniósł Enterprise z pasa startowego bazy Edwards, 46 min później zespół lecący z prędkością 500 km/h znalazł się na wysokości 6955 m. Tu rozpoczęto manewr odłączenia. Nosiciel wszedł w płytki lot ślizgowy pod kątem 7°. Jego załoga wysunęła spoi- ; 66 on t lery płatów i zdławiła silniki, aby Boeing znalazł się w konfiguracji dającej duży opór aerodynamiczny, a statek kosmiczny mający mniejszą doskonałość nie uderzył po rozłączeniu w jego statecznik pionowy. Nas- tępnie eksplodowały małe ładunki pirotechniczne w sworzniach podtrzy- mujących Enterprise oddzielając go od nosiciela. Po 20 s Haise i Ful- lerton wyrównali lot na wysokości 6010 m i powoli oswajali się z pilo- tażem największego i najcięższego szybowca świata. Przy prędkości 500 km/h Enterprise wykonał dwa zakręty ze zniżeniem. W początkowej fazie samodzielnego lotu zawiódł jeden z komputerów pokładowych orbitera, co jednak nie wpłynęło na przebieg próby. W od- ległości 13 km od lotniska, na wysokości 1950 m Enterprise wszedł na ścieżkę podejścia na pas nr 17 bazy Edwards, wyposażony w mikrofa- lowy system lądowania. Prędkość była jednak o ok. 25 km/h większa od przewidywanej i orbiter z prędkością 460 km/h przemknął nad pla- nowanym punktem przyziemienia. Na wysokości 55 m, 20 s przed lądo- waniem wysunięto podwozie. Zetknięcie kół podwozia głównego z ziemią nastąpiło przy prędkości 400 km/h, kończąc trwający 315 s pierwszy samodzielny lot Enterprise. Awaria komputera, którego naprawę wykonano u producenta (firma IBM), a także intensywne opady deszczu jakie nawiedziły zwykle suchy i słoneczny rejon pustyni Mojave zmusiły NASA do przesunięcia daty drugiego lotu swobodnego na 13 września. Ponieważ używany poprzednio gruntowy pas nr 17 wytyczony na dnie wyschniętego jeziora został w kilku miejscach zmiękczony przez deszcz zdecydowano się przenieść ów lądowanie na pas nr 15 nie wyposażony w mikrofalowy system lądo- wania. Zespół oderwał się od ziemi o godzinie 8:00 czasu miejscowego, a następnie wzniósł na wysokość 7320 m. Po 49 min przy prędkości 500 km/h nastąpiło oddzielenie orbitera. W locie ślizgowym załoga Enter- prise, którą tym razem stanowili Engle i Truły doprowadziła do roz- pędzenia pojazdu do prędkości 537 km/h. W fazę hamowania przed podejściem do lądowania orbiter wszedł z kątem pochylenia 3°, a następ- nie zmniejszył prędkość do 348 km/h i zwiększył kąt pochylenia do +15°. Po ponownym zwiększeniu prędkości do 500 km/h załoga wykonała kilka prób z hamulcem aerodynamicznym. Lot trwający 300 s zakończył się zgodnie z planem na pasie nr 15, gdy Enterprise z prędkością 343 km/h osiadł 200 m za wyznaczonym punktem przyziemienia. Trzeci lot wykonany 23 września przez Haise'a i Fullertona nosił już cechy rutynowej operacji. W tylnej części ładowni umieszczono balast przesuwający środek ciężkości orbitera w kierunku ogona. Po oddzieleniu od nosiciela na wysokości 7260 m Enterprise wykonał dwa zakręty z przeciążeniami odpowiednio 1,8 g i 1,5 g. Przeprowadzono badania stateczności w konfiguracji z przesuniętym środkiem ciężkości, w tym również w przechyle. Aby sprawdzić jak zachowa się orbiter przy gwał- townym wychodzeniu z zakrętu załoga utrzymała go w przechyle dłużej 67 niż było to konieczne (zakręt 130° w lewo, przeciążenie 1,8 g, przechył 55°), a następnie „ostro" przechyliła orbiter na prawo i wyrównała lot. Próby te doprowadziły astronautów do przekonania, że w pilotażu statek ich bardziej przypomina ciężki myśliwiec przechwytujący niż duży sa- molot transportowy, któremu odpowiada rozmiarami. Czas trzeciego lotu samodzielnego wyniósł 334 s. Podczas dobiegu liczącego 2799 m wykonano próbę hamowania za pomocą hamulców kół, która ujawniła wady układu przeciwpoślizgowego. Wszystkie z dotychczasowych prób Enterprise odbywały się z osłoną aerodynamiczną założoną na jego- ogonową część. NASA postanowiła, że dwa ostatnie loty ALT wykonane zostaną bez tej osłony, a więc w kon- figuracji orbitera powracającego z kosmosu. W wyniku zdjęcia osłony doskonałość aerodynamiczna zmniejszyła się z 8 do 4. Poza tym obawiano się wystąpienia turbulencji za ostro uciętym z tyłu kadłubem, która w niekorzystny sposób mogła oddziaływać na nosiciela. Aby zapobiec temu zjawisku w dziobowej części Boeinga umieszczono balast o masie 453,6 kg tłumiący drgania. Start do czwartego lotu samodzielnego odbył się 12 października 1977 r. o godzinie 7:45 czasu miejscowego. Oddzie- lenie orbitera, za sterami którego siedzieli Engle i Truły nastąpiło na wysokości 6830 m (730 m wyżej jak planowano). Ze względu na mniejszą niż w poprzednich lotach wysokość oddzielenia, Enterprise nie wykonał skomplikowanych manewrów, tylko po dość stromym torze (25°) podążał w kierunku lotniska. Wyrównanie zmniejszyło kąt podejścia z 20° do 6° i przy prędkości 350 km/h orbiter dotknął powierzchni pasa po 154 s lotu. Zmodyfikowany układ przeciwpoślizgowy hamulców tym razem cłac działał prawidłowo pozwalając na skrócenie dobiegu do zaledwie 1737 m. Ostatnią, piątą próbę lotu swobodnego zrealizowano 26 października. 50 min po starcie z Edwards Enterprise z załogą Haise/Fullerton odłączył się od nosiciela. Po raz pierwszy lądowanie zaplanowano nie na grunto- wej powierzchni wyschniętego dna jeziora, ale na utwardzonym beto- nowym pasie nr 04. Zakończenie piątego lotu, zresztą najkrótszego z całej serii (115 s), nie obyło się bez problemów. Okazało się bowiem, że dosko- nałość aerodynamiczna orbitera jest większa od zaplanowanej. Gdy przy prędkości 410 km/h koła podwozia głównego dotknęły pasa Haise pró- bował opuścić podniesiony dziób przez opuszczenie sterolotek. Dało to jednak efekt odwrotny od zamierzonego: wzrosła siła nośna i Enterprise ponownie uniósł się w powietrze. Próby skorygowania sytuacji zakoń- czyły się wprawieniem pojazdu w oscylacje. Pilot puścił więc drążek i 6 s po pierwszym dotknięciu pasa orbiter już na dobre osiadł na po- wierzchni lotniska. W dniach 15—18 listopada 1977 r. wykonano ostatnie cztery loty próbne (bez rozłączania zespołu w powietrzu), w których orbiter pow- tórnie otrzymał osłonę silników, a kąt między osiami orbitera i nosiciela zmniejszono z 6° do 3°. Taka konfiguracja obu maszyn, o mniejszym 68 oporze aerodynamicznym posłużyła przy transporcie orbitera na większe odległości. 2.2.3. MVGVT - próby drgań W dniach 10—13 marca 1978 r. Enterprise został przewieziony na grzbie- cię Boeinga z Edwards do centrum badawczego NASA Marshall Space Flight Center (MSFC) w Huntsville w stanie Alabama. O ile próby ALT prowadzone w Edwards służyć miały sprawdzeniu zachowania się wa- hadłowca w ostatniej fazie lotu, o tyle próby w ośrodku MSFC dotyczyły przede wszystkim fazy startu i wzlotu na orbitę okołoziemską, kiedy pojazd przypomina bardziej wielką rakietę nośną niż samolot. Kluczowe znaczenie miało tu zbadanie drgań, jakim jest poddawana konstrukcja. Program badawczy otrzymał oznaczenie MVGVT (ang. Mated Vehicle Ground Yibration Test) — naziemne próby drgań połączonego pojazdu. Warto tu wspomnieć, że od połowy listopada 1976 r. do początku 1978 r. badania drgań modelu wahadłowca w skali 1:4 prowadziły la- boratoria firmy Rockwell. Teraz nastąpić miały próby w skali 1:1 kom- pletnej konfiguracji startowej. Na początku 1978 r. do Huntsville prze- transportowano koleją ze stanu Utah segmenty rakiet SRB. Zbiornik zewnętrzny ET zmontowany w zakładach w Michoud koło Nowego Orle- anu przypłynął na barce holowanej rzekami Missisipi, Ohio i Tennes- see River. Pierwsza seria prób dotyczyła tylko orbitera. Technicy NASA przy- kładali do różnych punktów zewnętrznej powierzchni Enterprise wzbud- niki drgań zasilane ze wzmacniaczy podobnych nieco do stosowanych w domowym sprzęcie stereofonicznym. Drgania te rejestrowały czujniki rozmieszczone w orbiterze. Celem tych badań było sporządzenie charak- terystyk drgań służących do sprawdzenia modeli matematycznych zasto- sowanych do określenia jak orbiter zachowuje się podczas występowania drgań oczekiwanych w czasie startu i lotu orbitalnego. Badanie konfiguracji startowych rozpoczęto od układu orbitera po- łączonego ze zbiornikiem zewnętrznym ET tzn. konfiguracji symulującej lot tych obiektów po odłączeniu silników SRB. Zbiornik ciekłego tlenu w ET wypełniono dejonizowaną wodą, która stopniowo wyciekała sy- mulując zużywanie się materiałów pędnych. Zbiornik ciekłego wodoru był pusty, ale pod ciśnieniem. W drugiej konfiguracji do układu do- łączono rakiety SRB wypełnione substancją imitującą stały materiał pęd- ny i sprawdzono własności wahadłowca w chwili startu. Trzecia konfi- guracja różniła się od drugiej tym, że z wnętrza obu SRB usunięto materiał pędny, co z kolei miało symulować sytuację tuż przed ich odłączeniem. Wszystkie trzy fazy prób były wykonywane we wnętrzu betonowej wieży (o wysokości 110 m) należącej do stanowiska dynamicznych prób 69 Rys. 2.7. Wciąganie Enterprise na wieżę stanowiska prób drgań w ośrodku NASA Marshall Space Flight Center drgań (ang. Dynamie Test Stand) zbudowanego w latach sześćdziesiątych dla prób rakiety Saturn V. Najpierw do wnętrza silosa opuszczono dźwi- giem zbiornik zewnętrzny mocując go do ścian stanowiska za pomocą specjalnych zastrzałów. Następnie opuszczono orbiter i przymocowano go do zbiornika. Na szczycie wieży zainstalowano kratownicę mającą unosić zespół orbiter-ET, z której opuszczono liny, a następnie przy- mocowano je do zbiornika zewnętrznego. Na kratownicy liny zostały podwieszone do układu poduszek powietrznych. Po doprowadzeniu ciśnie- nia do poduszek usunięto podtrzymujące zbiornik zastrzały. Teraz orbi- 70 ter i ET mające łączną masę około 544 000 kg uzyskały miękkie zawie- szenie konieczne przy próbach drgań. W drugiej i trzeciej konfiguracji próbnej, w których wykorzystywano rakiety wspomagające zamiast układu podwieszenia zastosowano podpory hydrodynamiczne pozostałe z prób Saturna V. Odpowiednio zmodyfiko- wane podpory umieszczono po dwie pod każdą rakietą SRB. Każda z nich składała się z cylindra wypełnionego 3785 dm3 specjalnego oleju zam- kniętego tłokiem. We wnętrzu cylindra panowało ciśnienie 10 300 kPa. Miękkie połączenie z rakietami SRB zapewniały ułożyskowania znajdu- jące się na szczycie tłoka. Podpory hydrauliczne pozwalały na pionowe, poprzeczne i obrotowe ruchy całego zespołu wahadłowca mającego masę 1800 tyś. kg przy napełnionych i 680 tyś. kg przy pustych silnikach rakiet wspomagających. Do wytwarzania drgań służyły elektrodynamiczne wstrząsarki (wi- bratory): trzydzieści sześć o masie 68 kg i dwadzieścia o masie 454 kg, elastycznie połączone z bardziej sztywnymi elementami konstrukcji wa- hadłowca (np. dźwigary, żebra) i wytwarzające drgania o częstotliwoś- ciach 0-^40 Hz. Jednoczesnym sterowaniem wybranymi 24 wstrząsarkami sterował system SMATS (ang. Shuttle Test and Analysis System). 2.2.4. Próby na wyrzutni Program prób drgań został zakończony w marcu 1979 r. i już 10 kwietnia tegoż roku Enterprise na grzbiecie Boeinga 747-SCA przeleciał z Mars- hall Space Flight Center do Kennedy Space Center (KSC) położonego na Przylądku Canaveral na Florydzie. Tutaj w głównym porcie kos- micznym NASA Enterprise został umieszczony w hali montażowej VAB (ang. Yehicle Assembly Building), gdzie połączono go ze zbiornikiem zewnętrznym i rakietami wspomagającymi. W dniu l maja 1979 r. wa- hadłowiec w pełnej konfiguracji został przewieziony na stanowisko star- towe 39A za pomocą ogromnego transportera gąsienicowego. Na wyrzutni przeprowadzono próby z podłączaniem pomostów przysuwanych do wa- hadłowca ze stałej wieży obsługowej FSS (ang. Fixed Service Tower), w tym pomostu z pomieszczeniem służącym do łączenia z włazem kabiny (tzw. white room), próby podłączania przewodów materiałów pędnych oraz przepompowywania ciekłego tlenu i ciekłego wodoru, ale tylko w obrębie wyrzutni, bez napełniania zbiorników pojazdu. Obrotowa kon- strukcja obsługowa RSS (ang. Rotating Seruice Structure) posłużyła do próbnego umieszczania ładunków w orbiterze, symulowanych przez be- tonowy blok o masie 9000 kg. W połowie lata 1979 r. próby na wyrzutni zostały zakończone i 16 sierpnia Enterprise na grzbiecie Boeinga powrócił do Edwards, skąd 20 października transportem kołowym przewieziono go do Palmdale, gdzie specjaliści Rockwełla wymontowali zeń najcenniejsze elementy wy- 71 posażenia mające znaleźć zastosowanie w nowych orbiterach. Później przewieziono go na powrót do Edwards, aby nie blokował stanowiska montażowego. W 1983 r. Enterprise był jedną z głównych atrakcji mię- dzynarodowego Salonu Lotniczego w Paryżu, a w 1985 r. posłużył do wykonania prób na stanowisku startowym w bazie Yandenberg AFB analogicznych do zrealizowanych sześć lat wcześniej na Przylądku Ca- naveral. Planuje się, że ten zasłużony orbiter przejdzie na własność waszyngtońskiego National Air and Space Museum. 2.2.5. Próby wytrzymałościowe prototypu STA-099 W drugiej połowie 1978 r. rozpoczęły się próby prototypu STA-099, mające na celu ocenę wytrzymałości konstrukcji orbitera. Badania te wykonała firma Lockheed-California na stanowisku prób w Palmdale poprzednio używanym przy pracach nad odrzutowcem pasażerskim Lock- heed L-1011 TriStar. Do sprawdzenia wytrzymałości konstrukcji zasto- sowano zespół siłowników hydraulicznych dających naciski do 210 kPa. Trzy potężne siłowniki naciskały na ogonową część orbitera symulując obciążenia występujące podczas pracy silników głównych. Naśladowano również nagrzewanie pojazdu podczas wlotu w atmosferę za pomocą elektrycznych koców grzejnych i wychłodzenie znajdujących się w cieniu fragmentów pojazdu w czasie lotu orbitalnego przez owiewanie konstruk- cji rozprężającym się azotem. Wykonano badania odkształceń powsta- jących na skutek nierównomiernego nagrzewania różnych części orbitera. Po zakończeniu prób prototyp STA-099, będący pozbawioną wyposażenia konstrukcją normalnego orbitera przekazano Rockwellowi z zamiarem jego przebudowy. Otrzymał on oznaczenie OY-099. 2.2.6, Próby silników SSME - Zdecydowana większość prób silników głównych SSME (ang. Space Shut- tle Main Engine) skonstruowanych przez firmę Rocketdyne wykonana została w Narodowych Laboratoriach Techniki Kosmicznej NSTL (ang. National Space Technology Laboratories) w pobliżu Bay St. Louis w sta- nie Missisipi na hamowaniach wykorzystywanych poprzednio przy pró- bach silników rakietowych stosowanych w programie Apollo. W ośrodku NSTL znajdują się dwa stanowiska badawcze pojedynczych silników i jedno stanowisko trzysilnikowego zespołu napędowego orbitera. Wy- korzystywano również stanowisko należące do firmy Rocketdyne, znaj- dujące się w górach Santa Susana Mountains w pobliżu Chatsworth w Kalifornii, ale głównie dla potrzeb prób podzespołów SSME. Pierwszy odpał pojedynczego silnika głównego przeprowadzono w maju 1975 r., pierwszą zaś próbę kompletnego zespołu napędowego 72 Rys. 2.8. Silnik SSME podczas prób prowadzonych przez firmę Rocketdyne w kwietniu 1978 r. Celem prowadzonych w NSTL doświadczeń było przede wszystkim zbadanie poszczególnych elementów systemów stero- wania i systemów współzależnych z pracą silników w warunkach jakie spodziewano się spotkać podczas pierwszych lotów kosmicznych. Do naj- ważniejszych problemów, z jakimi borykali się specjaliści NASA i Rocket- dyne, należało m.in. ustalenie właściwego rozkładu obciążeń w ułożys- kowaniu turbopompy, opracowanie odpowiednio trwałych uszczelnień dynamicznych obracającego się zespołu wirnikowego, zdefiniowanie gra- nic zmęczeniowych łopatek turbin, wyeliminowanie korozji ciernej ele- mentów układu ciekłego tlenu i określenie obciążeń dynamicznych w najważniejszych przewodach ciekłych materiałów pędnych w silniku. W czasie prób silników głównych nie udało się uniknąć pewnych błędów organizacyjnych. Niedofinansowanie niezwykle nowatorskiego przedsięwzięcia jakie stanowił program rozwoju i prób w połączeniu z naciskiem na realizowanie harmonogramu prac wymusiły na NASA prowadzenie polityki sukcesu. Oszczędności spowodowały, że nie zama- wiano zapasowych elementów, a ostateczny montaż silnika odbywał się często już na stanowisku prób. Rozruch przeprowadzano zakładając, że wszystko będzie od razu działać prawidłowo. Kilkakrotnie wadliwie dzia- łające elementy wywoływały pożary uszkadzające wysokociśnieniowe pompy, całe silniki czy nawet stanowiska prób. Z reguły okazywało się, że awarii mogłoby nie być, gdyby odpowiedzialne za nią elementy były 73 * drobiazgowo sprawdzane. Do najpoważniejszego wypadku doszło 27 grud- nia 1978 r., kiedy wybuch silnika zniszczył stanowisko prób. Do badań pojedynczych silników wykorzystano dwa egzemplarze SSME w konfiguracji do lotu kosmicznego. Użyto je do sprawdzenia okresu pracy silnika wynoszącego 20 tyś. s (5,5 h) w zakresie między 65 a 100% ciągu nominalnego. Z kolei próby kompletnego zespołu na- pędowego wykonano wykorzystując zestaw MPTA (ang. Main Propul- ^^^ czę sion Test Article) złożony z trzech silników SSME, instalacji kriogenicz- nych materiałów pędnych, identycznej jak w wahadłowcu, kratownicy symulującej kadłub orbitera, zbiornika zewnętrznego i podsystemów wspomagających. Program prób pojedynczego silnika składał się z czterech serii po trzynaście odpałów w każdej. Obydwa badane silniki użyto w dwóch seriach prób. W pierwszych czterech odpałach ciąg był nominalny, z jed- ną próbą w której podwyższano ciąg do 102% ciągu nominalnego. W każ- dej serii wykonano przynajmniej dwie próby pracy silnika z profilem ciągu odpowiadającym sytuacji awaryjnej (czas pracy przedłużony do 823 s w stosunku do normalnych 520 s). Łączny czas pracy silnika w jed- nej serii nie mógł być krótszy niż 5 tyś. s. Za pomocą zestawu MPTA w dwunastu próbach sprawdzono pełny cykl pracy układu silnikowego, począwszy od trzech godzin przed star- tem a skończywszy na oddzieleniu zbiornika zewnętrznego. W pierwszych czterech próbach zastosowano krótkie dysze umożliwiające dławienie do 65% ciągu nominalnego. W następnych czterech odpałach zastosowano ___ już normalne dysze (identyczne z przewidzianymi do użycia w locie), ^^^ Ma które na poziomie morza pozwalały na dławienie tylko do 90% ciągu nominalnego. Po pierwszej udanej próbie w kolejnych trzech odpałach następowały awarie głównego zaworu paliwa i przekraczanie dopuszczal- nego poziomu ciśnienia we wgłębieniu uszczelniającym turbiny tlenu. Następowało wtedy uszkodzenie zaczepu-ucha na dzwonie dyszy stano- wiącego punkt zamocowania cięgna sterującego ustawieniem dyszy. Ten właśnie problem istotnie przyczynił się do opóźnienia programu prób SSME, do czasu wprowadzenia koniecznych poprawek konstrukcyjnych. Próby zespołu napędowego MPTA wznowiono 17 grudnia 1979 r. (zastosowano krótkie dysze) przeprowadzając pełną próbę symulującą start i wzlot na orbitę trwający 554 s. Odpał wykonany 30 maja 1980 r. (dziewiąty) trwał 578 s i zakończył program prób z krótkimi dyszami. Ostatnie próby, już z dyszami „lotnymi" zakończono na jesieni 1980 r. Badania nad silnikami głównymi nie zostały przerwane w momencie rozpoczęcia lotów kosmicznych i z przerwami trwają do chwili obecnej (tj. do 1987 r.) 74 2.2.7. Próby rakiet wspomagających i zbiornika zewnętrznego Główne próby silników rakiet SRB na stały materiał pędny odbywały się na stanowisku badawczym należącym do ich producenta, wytwórni Thiokol Corporation (później Morton Thiokol). Kluczową rolę odgrywała __ tu specjalna hamownia zbudowana w pobliżu Brigham City (północna rop; ^^ część stanu Utah). Konstrukcja oporowa, o którą zapierał się pracujący w pozycji poziomej silnik wykonana została przy użyciu 4,5 min kg betonu wzmocnionego 122 tyś. kg prętów stalowych. Do tkwiącego częś- ciowo w ziemi betonowego bloku prowadzą dwa tory kolejowe z usta- wionym na nim dźwigiem suwnicowym do składania elementów silnika. Silniki podczas odpału były podtrzymywane przez trzy stalowe płyty przymocowane do konstrukcji oporowej. Cztery statyczne próby rozwojowe (ang. development static jirings) wykonano kolejno: 18 lipca 1977 r. (DM-1), 18 stycznia 1978 r. (DM-2), 19 października 1978 r. (DM-3) i 19 lutego 1979 r. Z kolei trzy próby kwalifikacyjne (ang. ąualijication static jirings) miały miejsce 13 czerwca 1979 r. (QM-1), 27 września 1979 r. (QM-2) i 13 lutego 1980 r. (QM-3). Dane uzyskane ze statycznych prób silników rakiet SRB wraz z rezulta- tami prób drgań pozwoliły m.in. na określenie osiągów balistycznych, osiągów układu zapłonu, danych o integralności konstrukcji kadłuba silnika i jego dyszy, sprawdzenie funkcjonowania izolacji wewnętrznej, określenie parametrów charakterystyki ciągu i jej powtarzalności. Podczas prób prowadzonych w Centrum Lotów Kosmicznych im. ocie Marshalla sprawdzono obciążenia statyczne silnika powstające podczas postoju na wyrzutni i startu, a także naprężenia powstające na skutek wiatru. Zbadano również wytrzymałość górnego i dolnego połączenia silnika ze zbiornikiem zewnętrznym, zamocowania spadochronów, naprę- żenia powstające w czasie wodowania i ciśnienia występujące wewnątrz silnika. Sześć prób potężnych spadochronów SRB wykonano w pobliżu El Centro w Kalifornii, zrzucając na nich z bombowca B-52 betonowy blok o masie ok. 21 770 kg. W 1983 r. na poligonie China Lakę Naval Weapon Station przeprowadzono drugą serię sześciu prób nowych spadochronów o większej średnicy. Próby wyławiania wykonano na Atlantyku za pomocą makiety rakiety startowej (ang. Ocean Test Fixture) w pobliżu Przy- lądka Canaveral z udziałem specjalnych statków „Liberty" i „Freedom". W próbach poszczególnych elementów Space Shuttle użyto trzech zbiorników zewnętrznych ET. Podczas statycznych prób wytrzymałościo- wych sprawdzono krytyczne elementy konstrukcji. Oprócz tego przepro- wadzono próby służące sprawdzeniu poprawności przyjętych założeń analitycznego modelu zbiornik plus ciekłe materiały pędne. Pozostałe próby ET wchodziły w skład opisanych poprzednio programów MVGTV i badań zespołu napędowego orbitera (MPTA-098). 75 2.2.8. Próby awioniki wahadłowca ' r :; « , ^s 4v > ' ,; Rozmaite elementy awioniki pojazdu kosmicznego dostarczone przez setki przedsiębiorstw przechodziły, rzecz oczywista, próby fabryczne. Znacznie trudniejsze było połączenie wszystkich systemów awioniki w jedną całość. Zadanie to powierzono specjalnemu laboratorium Shuttle Avionics Inte- gration Laboratory (SAIL) w Centrum Kosmicznym im. Johnsona (ang. Johnson Space Center) w Houston. Sprawdzono tutaj funkcjonalną inte- gralność i zgodność połączonych zespołów awioniki wraz z ich oprogra- mowaniem dla wszystkich faz misji, a także współpracę awioniki z na- ziemnymi układami elektronicznymi przedstartowej kontroli pojazdu. W laboratorium SAIL wykorzystywano dwa stanowiska prób. Na pierwszym z nich (ang. Shuttle Test Station) badane urządzenia były instalowane w obudowach identycznych z przewidzianymi do zastosowa- nia w wahadłowcu, nie wyłączając specjalnego okablowania. Drugie sta- nowisko (ang. Guidance Navigation and Control Test Stand) służyło do sprawdzania układów kierowania, nawigacji i sterowania na zwykłych laboratoryjnych stojakach. »• 2.2.9. Przed pierwszym lotem Columbii - • ' - Montaż orbitera OY-102 rozpoczęto w Palmdale 27 marca 1975 r. Nieco później otrzymał on nazwę Columbia (symboliczne określenie Ameryki, lądu odkrytego przez Kolumba), pochodzącą od słynnej żaglowej fregaty Drz- zwodowanej w 1836 r., jednego z pierwszych okrętów U.S. Navy, który opłynął kulę ziemską. Poza tym nazwę Columbia nosił statek macierzysty misji księżycowej Apollo 11 w 1969 r. i •;••. >' W dniu 29 stycznia 1979 r. NASA podpisała z Rockwell Internatio- nal nowy kontrakt, w ramach którego wytwórnia zobowiązała się dostar- czyć jeszcze dwa orbitery: OY-103 i OY-104, przebudować prototyp STA na „lotny" orbiter OY-099 i zmodyfikować orbiter OY-102 do konfigu- racji operacyjnej po odbyciu przezeń pierwszych lotów próbnych w kos- mosie. OY-099 otrzymał nazwę Challenger (rzucający wyzwanie), wy- wodzącą się od okrętu marynarki USA, który w latach 1872—76 wykonywał badania Atlantyku i Pacyfiku, a także od nazwy ładownika księżycowego wyprawy Apollo 17 z 1972 r. OY-103 Discovery (odkrycie) swą nazwę zawdzięcza okrętowi Henry'ego Hudsona, który w latach 1610—11 próbował odkryć północne przejście między Atlantykiem a Pa- cyfikiem i okrętowi kapitana Cooka, odkrywcy Hawajów, badacza połu- dniowej Alaski i zachodniej Kanady. I wreszcie ostatni z serii OY-104 Atlantis nazwany został dla upamiętnienia dwumasztowego kecza na- leżącego do Woods Hole Oceanographic Institute, który w latach 1930—36 przebył ponad pół miliona mil morskich wykonując badania oceanów. 76 Na początku realizacji programu Space Shuttle NASA spodziewała się, że pierwszy lot kosmiczny będzie mógł nastąpić już w 1978 r. Sukces programu atmosferycznych lotów próbnych Enterprise pozwalał przy- puszczać, że następny orbiter, Columbia wystartuje na orbitę okołoziem- ską w 1979 r. W rzeczywistości wydarzenie to nastąpiło dopiero dwa lata później. Pośrednią przyczyną tak dużego opóźnienia były nękające NASA ograniczenia finansowe i brak rozmachu, tak charakterystycznego dla realizowanego 10 lat wcześniej programu lotów księżycowych Apollo. W społeczeństwie amerykańskim opadła już fala emocji związana z pier- wszym etapem podboju przestrzeni kosmicznej, a koniec lat siedemdziesią- tych, okres kryzysu energetycznego i niezbyt zręcznej polityki prezydenta Jimmy Cartera nie sprzyjał tego rodzaju przedsięwzięciom. Oprócz opisanych już wcześniej kłopotów z silnikami głównymi or- bitera najwięcej problemów stworzył system osłony termicznej TPS (ang. Thermal Protection System). Większa część pojazdu miała być z zew- nątrz pokryta bardzo lekkimi płytkami z materiałów ceramicznych (włókna węglowe i krzemionkowe), odpornymi na wysokie temperatury powstające podczas wlotu w atmosferę. W orbiterze Enterprise, który nie był przeznaczony do lotów w kosmos płytki ceramiczne zastąpiono elementami wykonanymi z pianki poliuretanowej. O ile jednak same płytki zostały dobrze zaprojektowane, to sposób ich połączenia z orbi- terem przysporzył wiele trudności. Na początku 1979 r. kierownictwo NASA zdecydowało, że w celu przyspieszenia prac Columbia zostanie przetransportowana z Palmdale na Przylądek Canaveral. Powodem tej, jak się później okazało, niezbyt trafnej decyzji, była chęć połączenia ostatecznych prac konstrukcyjnych z przygotowaniami do pierwszego startu. W dniu 8 marca 1979 r. orbiter przewieziono na transporterze kołowym z Palmdale do Edwards AFB. Na powierzchni samolotu kosmicznego brakowało jeszcze około 7 800 pły- tek z ogólnej liczby 34 000. Tymczasowo w pustych miejscach przymo- cowano za pomocą taśmy samoprzylepnej płytki z pianki z tworzywa sztucznego. Następnego dnia Columbia na grzbiecie Boeinga 747-SCA wykonała siedemnastominutowy lot próbny wokół bazy Edwards AFB, podczas którego zaobserwowano kilka nieprzewidzianych zjawisk. Odkle- jała się taśma samoprzylepna, która łopocząc uderzała o płytki i uszka- dzała je. Z niewyjaśnionych początkowo przyczyn 35 płytek odpadło. Podobne zachowanie się elementów osłony termicznej zaobserwowano podczas przelotu na Florydę w dniach 24—25 marca, kiedy niosący Co- lumbię Boeing zatrzymywał się na lotniskach Biggs Army Airfield w El Paso (Teksas), Kelly AFB w San Antonio (Teksas) i Eglin AFB (Floryda). Jak się wkrótce okazało przyczyną odpadania płytek był podkład wykonany z nomeksowego filcu (płytki nie są mocowane bezpośrednio do aluminiowej, elastycznej konstrukcji orbitera, gdyż mogłyby popękać). 77 Rys. 2.9. Końcowa faza montażu Columbii na Cape Canaveral — instalowanie silników głównych 78 Rys. 2.10. Columbia połączona ze zbiornikiem ET i rakietami SRB opuszcza halę montażową 79 Błąd w procesie technologicznym spowodował, że podkład miał zdolność skupiania naprężeń na niewielkim fragmencie płytki, co prowadziło do jej odpadnięcia. Gdy Columbia znalazła się już w budynku Orbiter Pro- cessing Facility (OPF) w Centrum Kosmicznym im. Kennedy'ego, roz- poczęto sprawdzanie, które płytki należy przykleić powtórnie. Do każdej z nich przykładano naprężenie zewnętrzne o 40% wyższe od nominalnego. W wyniku tej próby duża część płytek uległa uszkodzeniu, a nawet od- padała. Ostatecznie na Przylądku Canaveral trzeba było zainstalować około jednej trzeciej wszystkich płytek. Nie było to zadanie łatwe, gdyż na początku jeden pracownik potrzebował 40-f-48 h na zainstalowanie po- jedynczej płytki. Z czasem tempo poprawiło się, ale na przeszkodzie stanął brak pracowników. W lecie 1979 r. NASA zatrudniła więc stu- dentów, którzy po przeszkoleniu wzięli udział w przyklejaniu płytek. We wrześniu pracowało przy Columbii ok. 300 osób, ale na jesieni liczba ich ponownie zmniejszyła się, gdy studentom skończyły się wakacje, a część pracowników Rockwella powróciła do Kalifornii. Stało się jasne, że ostateczny termin ukończenia osłony termicznej przeciągnie się na długo w 1980 r. Tymczasem zmiany wprowadzone w sposobie mocowania płytek zostały sprawdzone w trwającym ponad rok programie lotów próbnych, w których płytki przyklejone do skrzydeł myśliwców F-15 i F-104 poddawano naprężeniom odpowiadającym 140% wartości oczeki- wanej. Columbia przybyła na Przylądek Canaveral bez ponad 3000 ele- mentów, w tym trzech silników głównych SSME. Końcowa faza montażu trwała przez większą część 1980 r. W dniach 2-f-16 czerwca 1980 r. przeprowadzono indywidualne próby trzech silników głównych, każda trwająca 520 s, po czym między 19 a 26 lipca zainstalowano je w Co- lumbii. Późną jesienią 1980 r. orbiter był już właściwie ukończony. 24 lis- topada przewieziono go z budynku OPF do hali montażowej VAB, gdzie 26 listopada 1980 r. został połączony z rakietami wspomagającymi i zbiornikiem zewnętrznym. W dniu 29 grudnia transporter gąsienicowy przewiózł kompletny wahadłowiec na stanowisko startowe 39A. Wszyst- kie ostateczne próby przedstartowe przebiegały znacznie szybciej niż dotychczasowe przygotowania. Przeprowadzono próbne odłączenie pojaz- du od oprzyrządowania wyrzutni (przejście na własne zasilanie, itp.). W dniach 21—23 stycznia 1981 r. wykonano próbne napełnienie i opróż- nienie zbiornika ET. Podczas tankowania od zbiornika odkleił się pokaźny płat izolacji termicznej. Wobec możliwości przyklejenia go bez koniecz- ności cofania pojazdu do hali montażowej NASA przesunęła planowany termin pierwszego startu z 17 marca 1981 r. na 4 kwietnia (późniejsze problemy techniczne opóźniły tę datę do 10 kwietnia). W dniu 20 lutego 80 -ra, l . . przeprowadzono trwającą 20 s statyczną próbę silników głównych sto- jącej na wyrzutni Columbii. W dniu 19 marca podczas prób symulowanego startu pojazdu wy- darzył się tragiczny wypadek: dwóch techników weszło do wnętrza wypełnionego azotem przedziału silnikowego orbitera. W wyniku silnego zatrucia jeden zmarł jeszcze tego samego dnia, a drugi 4 kwietnia. Tet Tragedia ta nie wpłynęła jednak na przebieg przygotowań przedstarto- wych. W piątek, 10 kwietnia wyznaczona załoga misji STS-1, astronauci John W. Young i Robert L. Crippen zajęli miejsca w kabinie wahadłow- ca. Tego dnia nie doszło jednak do startu: drobna niesprawność jednego z komputerów pojazdu zmusiła do odroczenia terminu rozpoczęcia lotu. W niedzielę 12 kwietnia o godzinie 7:00 rano czasu wschodnioamerykań- skiego w obecności około miliona widzów obecnych na Przylądku Cana- veral Columbia wzniosła się w niebo na słupie ognia i dymu rozpoczy- nając erę pojazdów kosmicznych wielokrotnego użytku. Tablica 1. Podstawowe dane dotyczące wahadłowca Space Shuttle System długość wysokość masa startowa orbita o i=28,S° orbita o i=104° masa ładunku użytecznego orbita o i =28, 5° orbita o i=104° 56,1 m 23,3 m 2 037 000 kg 2 018 000 kg 29 500 kg 14 300 kg Zbiornik zewnętrzny średnica długość masa startowa własna 8,3 m 47,1 m 747 600 kg 32 200 kg Rakieta wspomagająca średnica długość masa startowa własna ciąg startowy 3,7 m 45,4 m 582 900 kg 80 000 kg 12,0 MN Orbiter •, , ' Ł ' -"^1 1 ' i ! '', - ' długość rozpiętość wysokość podczas kołowania masa własna podczas iądowania z ładunkiem bez ładunku zasięg poprzeczny 37,0 m 23,8 m 17,4 m 73 200 kg 92 100 kg 78 300 kg 2037 km Ładownia długość średnica 18,3 m 4,6 m Boeing 747 /Orbiter długość rozpiętość wysokość podczas kołowania masa startowa 68 m 59 m 23 m 263 250 kg 6 — Samoloty kosmiczne Cl 00 to Rys. 2.11. Wahadłowiec Space Shuttle: pełna konfiguracja startowa, ze zbiornikiem ET i rakietami SRB, orbiter oraz zespół Boeing 747-SCA/orbiter z osłoną aerodynamiczną zakładaną na silniki SSME i OMS 83 2.3. ORBITER - «;——-( Opis techniczny całego systemu wahadłowca Space Shuttle rozpoczniemy od jego najbardziej skomplikowanego elementu — orbitera. Rozpatrując go jako konstrukcję lotniczą trudno jest pojazd ten zakwalifikować do konkretnej rodziny statków latających. Przy starcie jego działanie w po- łączeniu z pozostałymi elementami przypomina rakietę nośną, w locie .011. orbitalnym jest on po prostu sztucznym satelitą a podczas powrotu na Ziemię szybowcem. Brytyjski rocznik „Jane's all the World's Aircraft", Rys. 2.12. Przekrój orbitera wahadłowca Space Shuttle ij M będący uznanym autorytetem w dziedzinie lotnictwa i astronautyki, określa go mianem reusable space transportation vehicle — transporto- wy pojazd kosmiczny wielokrotnego użytku. Orbiter jest jak dotąd naj- bardziej złożonym spośród wszystkich, kiedykolwiek zbudowanych stat- ków latających. Orbiter, rozmiarami zbliżony do pasażerskiego odrzutowca średniej wielkości np. DC-9, jest bezogonowym, wolnonośnym dolnopłatem ze skrzydłami w układzie podwójnej delty napędzanym sil- nikami rakietowymi. W kolejnych podrozdziałach opiszemy poszczególne elementy tej interesującej konstrukcji. 85 Rys. 2.13. Podział orbitera na podstawowe elementy konstrukcyjne 2.3.1. Przednia część kadłuba Jest to klasyczna konstrukcja półskorupowa wykonana w większości ze stopu aluminium 2024, składająca się z usztywnionego podłużnicami pokrycia, wręg i wręg wzmocnionych. Jednokrzywiznowe segmenty po- krycia, formowane technologią obciągania uchwytami są wzmocnione roz- mieszczonymi co 8^-13 cm podłużnicami. Z kolei co 76,2-4-94,4 cm do segmentów pokrycia są przynitowane wręgi. Wręga wzmocniona, łącząca przednią część kadłuba ze środkową, w górnej części jest wykonana z elementów płaskich i kształtowanych łączonych nitami i śrubami, w dolnej zaś z jednego elementu w całości obrobionego skrawaniem. W dolnej części kadłuba znajduje się komora podwozia przedniego przy- kryta specjalnie uszczelnionymi dwoma segmentami pokryw o konstrukcji typu plaster miodu. Przedni człon silniczków RCS, który po locie jest każdorazowo odłączany od pojazdu mocuje się do 16-punktowego przy- łącza. Ciśnieniowa kabina (ang. crew module) o objętości 71,5 ms jest nie- jako opleciona konstrukcją przedniej części kadłuba. Wykonano ją ze spawanych ze sobą elementów, z których każdy stanowi fragment po- krycia (wraz z podłużnicami) obrobiony z jednego kawałka aluminium. Przód kabiny zajmuje przedział awioniki. Pozostała część jest podzielona podłogą na pomieszczenia górnego pokładu pilotażowego (ang. flight deck) i dolnego pokładu mieszkalnego (ang. mid deck). Na dolnym po- kładzie znajdują się dwa włazy: boczny i tylny. We włazie tylnym umożliwiającym dostęp do ładowni, wewnątrz lub na zewnątrz kabiny 86 Rys. 2.14. Przednia część kadłuba: A) kabina ciśnieniowa, B) konstrukcja nośna przedniej części kadłuba l — przedział awioniki rozdzielony ścianką na dwie części, 2 — podłoga pokładu pilotażowego, 3 — właz boczny, 4 — podłoga pokładu mieszkalnego, 5 — wsporniki podwozia przedniego, fl — ramy przednich okien pokładu pilotażowego, 7 — ramy górnych okien, 8 — usztywnione segmenty pokrycia, 9 — przednia wręga wzmocniona, 10 — otwór włazu bocznego, n — wrę- ga obrobiona skrawaniem, 12 — obrobiona skrawaniem konstrukcja nośna komory podwozia przedniego ro- Rys. 2.15. Wnętrze przedniej części kadłuba l — systemy awioniki, 2 — stelaż dla aparatury naukowo-badawczej, 3 — fotel pilota, 415 — tylna ściana oddzielająca kabinę od ładowni, 6 — fotel dowódcy, 7 — właz boczny, 8 — poręcz ułatwiająca wejście na pokład pilotażowy, 9 — systemy awioniki, 10 — przejścia między pokładem pilotażowym i pokładem mieszkalnym 87 jest instalowana śluza powietrzna. Do tego włazu może być również mocowany tunel prowadzący do laboratorium Spacelab lub człon doku- jący do łączenia z innymi obiektami na orbicie okołoziemskiej (np. ze stacją kosmiczną). W przedniej części pokładu pilotażowego umieszczono sześć dużych hermetycznych okien dających widoczność pilotom pojazdu. Ich szyby wyprodukowano w firmie Corning Glass z trzech warstw krzemionko- wego szkła odpornego na uderzenia i wysokie temperatury. Dwa mniej- sze okna umieszczone w suficie kabiny również wykonano z trzech warstw, z tym że środkowa jest zrobiona z hartowanego szkła glinokrze- mianowego. Dwa okna w tylnej ścianie pokładu pilotażowego, umożli- wiające obserwację ładowni, ze względu na zdecydowanie mniejsze wymagania termiczne składają się jedynie z dwóch warstw hartowanego szkła glinokrzemianowego. Pod podłogą pokładu umieszczono urządzenia klimatyzacyjne, bagaż- niki, miejsce składowania zużytych pojemników z wodorotlenkiem litu i wkładów filtrów. Dostęp do nich uzyskuje się poprzez dodatkowe po- krywy w podłodze pokładu. Szczegółowy opis wyposażenia wewnętrznego kabiny załogowej podano w p. 2.6. i 2.3.2. Środkowa część kadłuba "B " , ;/ Środkowa część kadłuba wyprodukowana w firmie General Dynamics (w dziale Convair Division) przenosi największe obciążenia w całej kon- strukcji. Do niej są dołączone skrzydła i, poprzez wzmocnione wręgi, przednia i tylna część kadłuba. We wnętrzu mieści się niehermetyczna ładownia o średnicy 4,6 m i długości 18,3 m przykryta ogromnymi drzwiami, otwieranymi na orbicie okołoziemskiej. Długość środkowej części kadłuba wynosi 18,3 m, szerokość 5,2 m, wysokość 4 m a masa 6124 kg. Główną konstrukcją usztywniającą jest zespół dwunastu wręg. Są one złożone z elementów pionowych obrobionych skrawaniem, pod- partych rurowymi zastrzałami aluminiowo-borowymi z tytanowymi koń- cówkami przyłączonymi technologią zgrzewania dyfuzyjnego. W górze środkowej części kadłuba znajdują się podłużnice główne i podłużnice drzwi ładowni. Podłużnice główne, obrobione skrawaniem, są nie tylko Rys. 2.16. Środkowa część kadłuba: A) drzwi ładowni, B) konstrukcja środkowej części kadłuba l — przedni segment pokrywy ładowni, 2 — tylny segment pokrywy ładowni, 3 — złącze kompensacyjne, 4 — keson, 5 — wręgi szczątkowe (13 szt.), 6 — wręgi glówne (12 szt.), 7 — podłużnica główna, 8 — stabilizator zawiasów drzwi ładowni (3 szt.), 9 — osłonięty kanał z przewodami elektrycznymi, 10 — podłużnica drzwi ładowni, 11 — górna część śród- płata, 12 — połączenie z tylną wręgą wzmocnioną, 13 — otwór do podłączania zewnętrznych przewodów z urządzeń naziemnych, H — konstrukcja przejmująca obciążenia od zespołu podwozia głównego, 15 — zawias drzwi ładowni (13 szt.), 16 — pokrycie boczne kadłuba, 17 — połączenia kadłuba ze skrzydłem, 18 — oprofilowanie przechodzące w część przykadłu- bową skrzydła, 19 — zastrzały podpierające wręgi główne, 20 — pokrycie spodu kadłuba 88 iDC>q 89 podstawowymi elementami „pracującymi" w wyginającym się kadłubie, lecz także przejmują naprężenia wzdłużne pochodzące od ładunków. Drzwi ładowni składają się z dwóch pokryw o długości 18,3 m, promieniu krzywizny 4,6 m i powierzchni 146,8 m2 przymocowanych do zawiasów (trzynaście na każdej burcie) umieszczonych na podłużnicach środkowej części kadłuba. Zamknięcie umożliwiają zamki umieszczone na przedniej i tylnej części kadłuba oraz na styku obu pokryw. Rdzeń pokrywy jest zrobiony z nomeksowej struktury typu plaster miodu. Jest on powleczony warstwą kompozytu epoksygrafitowego. Na wewnętrznej powierzchni obu pokryw zainstalowano osiem radiatorów firmy Yought Corp. służących do rozpraszania ciepła wytwarzanego przez pracujące urządzenia i przez załogę. Cztery przednie radiatory, tworzące dwie płyty o długości 9,4 m każda, po otwarciu drzwi ładowni są odchylane do góry tak, aby promieniowanie cieplne mogło uchodzić zarówno z ich wewnętrznej, jak i zewnętrznej powierzchni. Na tylnej części każdej z pokryw są zainstalowane jeszcze cztery stałe radiatory emitujące pro- mieniowanie tylko z powierzchni zewnętrznej. Automatyczne lub ręczne sterowanie otwieraniem i zamykaniem drzwi ładowni oraz ustawieniem radiatorów odbywa się ze stanowiska w tylnej części pokładu pilota- żowego. We wnętrzu ładowni, na dwóch głównych podłużnicach co 9,9 cm są rozmieszczone punkty zaczepienia ładunków. Na przedniej części lewej głównej podłużnicy jest instalowany zdalny manipulator RMS (opisany w p. 2.7). Drugi manipulator może zostać umieszczony na przeciwległej burcie ładowni, również na podłużnicy. 2.3.3. Tylna część kadłuba W tylnej części kadłuba jest zainstalowany główny zespół napędowy or- bitera: trzy silniki rakietowe SSME. Do niej również są dołączone dwa człony silnikowe OMS/RCS. Tylna część kadłuba konstrukcyjnie jest po- łączona z jego częścią środkową (poprzez wręgę wzmocnioną), dźwiga- rami skrzydeł, klapą kadłubową i statecznikiem pionowym. Wręga wzmocniona, oddzielająca środkową i tylną część kadłuba jest wykonana z elementów obrobionych skrawaniem z wytłoczonymi wgłębieniami usz- tywniającymi. Zapewnia ona ciągłość połączenia między dźwigarami skrzydeł i łączy się z przednim dźwigarem statecznika pionowego. Wew- nątrz tej części kadłuba znajduje się konstrukcja nośna silników SSME, która przenosi nacisk pochodzący od pracujących silników na podłużnice środkowej części kadłuba, a także stanowi konstrukcję wsporczą dla in- stalacji doprowadzającej materiały pędne. W celu zabezpieczenia silników i pozostałej części wyposażenia przed działaniem ciśnienia, narażeń akus- tycznych i cieplnych tylna część kadłuba jest szczelnie zamknięta i wy- 90 Rd Rys. 2.17. Tylna część kadłuba: A) konstrukcja nośna silników SSME i ich instalacji materiałów pędnych, B) konstrukcja zewnętrzna ł — górna część konstrukcji nośne] silników, 2 — zespoły połączeń między orbiterem a zbior- nikiem zewnętrznym, 3 — dolna część konstrukcji nośne] silników, t — zawieszenie turbo- pompy niskiego ciśnienia, 5 — połączenie z drzwiami ładowni, 6 — punkty mocowania statecznika pionowego, 7 — tylna osłona cieplna, 8 — połączenie z członem OMS/RCS, 9 — połączenie z klapą kadłubową, W — połączenie ze skrzydłem, 11 — połączenie ze środkową częścią kadłuba, 12 — tylna wręga wzmocniona Rys. 2.18. Konstrukcja członu OMS/RCS l — tytanowy pas izolacji cieplne], 2 — epoksygrafitowe pokrycie z konstrukcją typu plaster miodu, 3 — wręga wzmocniona ze stopu aluminiowego wspierająca zbiorniki materiałów pędnych, 4 — konstrukcja unosząca silnik OMS, 5 — belki kratownicy stanowiącej podstawę członu, 6 — wręgi o konstrukcji epoksygrafłtowej, 7 — poprzeczna belka usztywniająca, 8 — pośrednia wręga z tytanu unosząca zbiorniki materiałów pędnych, 9 — górna pokrywa epoksygrafitowa, 10 — żebro wspierające zbiorniki układu RCS, 11 — belka usztywniająca umieszczona w osi symetrii modułu, 12 — wręga wzmocniona obrobiona skrawaniem 91 ,-•;•. .- •' ••'••.-, '•;•., nr;; '• Rys. 2.19. Klapa kadłubowa: A) połączenie tylnej części kadłuba z klapą, B) kons- trukcja klapy, C) szczegóły przedniej części klapy l — obrotowy serwomechanizm, 2 — zdejmowana pokrywa obsługowa, 3 — górne pokrycie klapy, 4 — krawędź spływu klapy całkowicie wypełniona konstrukcją typu plaster miodu, 5 — żebro zamykające, 6 — główna część dolnego pokrycia, 7 — przednia część dolnego pokrycia, 8 — obrobione skrawaniem żebro łączące z serwomechanizmem, 9 — segmenty przedniego dźwigara klapy, 10 — żebra usztywniające, n — górna powierzchnia klapy, 12 — dolna powierzchnia klapy, 13 — dolna część krawędzi spływu tylnej części kadłuba, li — uszczelnienie łańcuchowe, 15 — aluminiowa powierzchnia trąca. Elementy oznaczone nume- rami od 3 do T mają konstrukcję typu plaster miodu pełniona azotem. W jej wnętrzu znajdują się trzy przedziały aparatury elektronicznej, a także gniazda do podłączenia przewodów startowych na wyrzutni. ' v W dolnej części jest zainstalowana klapa kadłubowa spełniająca rolę ruchomej osłony zabezpieczającej metalowe dysze silników SSME przed tarciem powietrza podczas wlotu w atmosferę, będącą również powierz- chnią aerodynamiczną sterującą pochyleniem pojazdu. Ma ona konstrukcję aluminiową, składającą się z żeber dźwigarów i pokrycia (częściowo typu plaster miodu) i jest poruszana za pomocą czterech obrotowych serwo- mechanizmów. , r ; ...; ...;.- 92 .con. 2.3.4. Skrzydła -a., -:«T s :.»:•*.-.-••.•. - ,,-T, ^:. .--r, ,v.^n Skrzydła orbitera zostały wyprodukowane przez firmę Grumman Corp. Mają one skos 81° na wewnętrznej i 45° na zewnętrznej krawędzi na- tarcia (podwójna delta) i modyfikowany profil NACA 0010. Wznios płata na krawędzi spływu wynosi 3,5°. Płat ma długość 18,3 m i dość dużą grubość: 1,52 m w najgrubszym miejscu. Skrzydło składa się z części przykadłubowej o dużym skosie, części przejściowej zawierającej komorę podwozia głównego, kesonu, przedniego dżwigara unoszącego konstrukcję systemu osłony termicznej krawędzi natarcia, połączeń nieruchomej części płata ze sterolotkami, płyt uszczelniających te połączenia i samych stero- lotek (elewonów). Skrzydło jest konwencjonalną konstrukcją ze stopu aluminiowego złożoną z układu dźwigarów i żeber krytą dwoma rodzajami pokrycia: typu plaster miodu oraz gładkim, łączonym z odpowiednio ukształtowa- nymi podłużnicami. Przykadłubowa część skrzydła o dużym skosie ła- godnie przechodzi w środkową część kadłuba. Jest to konstrukcja wzmóc- Rys. 2.20. Skrzydło: A) konstrukcja skrzydła, B) pokrycie typu plaster miodu o gru- bości 2,54 cm, C) pokrycie gładkie, łączone z podłużnicami, D) kąty wychylenia sterolotek l — przykadłubowa część skrzydła o dużym skosie, 2 — część przejściowa, 3 — keson, 4 — połączenie skrzydło-sterolotka, S — sterolotka, e — plyty uszczelniające połączenie ze ste- rolotkamł 93 niona żebrami złożonymi z kratownic z rur aluminiowych, kryta usztywnioną blachą. Pośrednia sekcja skrzydła charakteryzuje się taką samą konstrukcją wewnętrzną, z tym że jej pokrycie stanowi struktura typu plaster miodu. Pośrednia część skrzydła przenosi część obciążenia pochodzącego od zespołu podwozia głównego (resztę przejmuje kadłub). Duży fragment jej spodniej części zajmuje pokrywa zespołu podwozia głównego. Konstrukcja kesonu skrzydła składa się z czterech dźwigarów połączonych z układem kratownicowych żeber. W celu zmniejszenia na- rażeń cieplnych dźwigary wykonano z falistego aluminium. Przedni dźwigar zamykający konstrukcję kesonu ma strukturę typu plaster mio- du. Umożliwia on dołączenie wchodzących w skład systemu osłony ter- micznej dwudziestu dwóch segmentów z laminatu węglowego RCC two- rzących nosek skrzydła. Z kolei do tylnego dźwigara zamykającego keson są dołączone sterolotki, pokrywy uszczelniające ich połączenia i elementy instalacji elektrycznej i hydraulicznej związane z obsługą poruszania ste- rów. Górne i dolne pokrycie kesonu jest zrobione ze wzmocnionej blachy aluminiowej. Sterolotki służące do sterowania pochyleniem i przechyleniem skła- dają się z dwóch segmentów (tj. po 2 na skrzydło). Mają one konstrukcję wielożebrową z dźwigarami i pokryciem typu plaster miodu. Każdy z se- gmentów jest zawieszony na trzech przegubach. Na górnej, przedniej części sterolotek pokrycie wykonano z odpornej na temperaturę konstruk- cji typu plaster miodu tytanowo-nomeksowej. Jest to miejsce, w którym metalowe płyty uszczelniające łączą się z nieruchomą częścią skrzydła i dlatego nie może być ono pokryte płytkami osłony termicznej. Skrzydło z kadłubem połączono śrubami. Wzdłuż górnej powierzchni skrzydła po- łączenie splatane jest poddane naprężeniom rozciągającym a wzdłuż dol- nej powierzchni naprężeniom ścinającym. 2.3.5. Statecznik pionowy Statecznik pionowy został skonstruowany w zakładach Fairchild Indus- tries. Ma on skos 45°, powierzchnię 38,09 m2, wysokość 8,08 m, cięciwę 6,70 m i masę 1247,4 kg. W jego skład wchodzi nieruchoma powierzchnia aerodynamiczna, dwie części steru kierunku, które po rozchyleniu na boki spełniają rolę hamulca aerodynamicznego oraz układ sterujący usta- wieniem powierzchni ruchomych. Struktura statecznika składa się z kesonu złożonego z integralnych podłużnie, żeber usztywniających i dwóch dźwigarów obrobionych skra- waniem. Pokrycie jego przedniej części składa się z wzmocnionych płyt w całości obrobionych skrawaniem oraz, w dolnej części, z pokrycia typu plaster miodu. Statecznik jest przymocowany do tylnej części kadłuba za pomocą dziesięciu śrub. Krytycznym elementem statecznika piono- wego jest nie pokryty osłoną termiczną stożkowy zespół uszczelniający 94 gar Rys. 2.21. Statecznik pionowy: A) konstrukcja statecznika, B) części ruchome dzia- łające jako ster kierunku, C) części ruchome działające jako hamulec aerodyna- miczny (pokazano wychylenia maksymalne), D) fragment pokrycia statecznika w całości obrobiony skrawaniem l — nosek, 2 — skrzynkowa konstrukcja statecznika, 3 — końcówka, 4 — uszczelnienie stożkowe, 5 — obrotowe serwomechanizmy, « — zespół napędowy serwomechanizmów, 7 — połączenia z kadłubem, S — przednie połączenie z kadłubem, 9 — ozebrowanle, 10 — po- wierzchnie ruchome statecznika stanowiący oś obrotu części ruchomych steru kierunku-hamulca aero- dynamicznego. Ma on konstrukcję typu plaster miodu ze stopu Inconel wytrzymującą temperatury do 538 °C. Napęd powierzchni ruchomych zapewnia serwomechanizm umieszczony w dolnej części krawędzi spływu. Każda z dwóch części steru kierunku rozkładających się na boki dzieli się dodatkowo na sekcję dolną i górną. Mają one konstrukcję złożoną z żeber i dźwigarów z pokryciem typu plaster miodu. 2.3.6. Podwozie Podwozie orbitera składa się z trzech dwukołowych zespołów: przedniego i dwóch głównych. Przednie podwozie jest chowane do przodu i do góry 95 do komory w dziobowej części kadłuba, podwozie główne również do przodu i do góry do komór w skrzydłach. Podczas startu, lotu orbitalnego i powrotu przez atmosferę podwozie jest schowane i zablokowane w usz- czelnionych komorach zatrzaskowymi zaczepami. Otwarcie podwozia za- czyna się od hydraulicznego zwolnienia zatrzasku po czym zespoły kół na goleniach samoczynnie opadają do pozycji pionowej wspomagane sprę- żynami i siłownikami hydraulicznymi. Jednocześnie sprzężone z podwo- | "3. ziem mechanizmy otwierają pokrywy komór. Czas wyciągania podwozia wynosi maksymalnie 10 s, po czym jest ono blokowane w pozycji otwar- tej. Otwarcie pokryw komory podwozia przedniego jest wspomagane niewielkimi ładunkami pirotechnicznymi na przypadek wystąpienia zbyt silnego nacisku strumienia powietrza na pokrywy. Po wyciągnięciu pod- wozie nie może już być z powrotem wciągnięte w locie. Każdy z zespołów podwozia jest wyposażony w amortyzatory ole- jowo-gazowe firmy Menasco. W amortyzatorach tych pływająca przegro- da oddziela gazowy azot od płynu hydraulicznego, tak aby uniemożliwić ich zmieszanie się w stanie nieważkości i tym samym zapewnić poprawne działanie przy lądowaniu. Podczas dobiegu można sterować kołami przed- niego zespołu podwozia, uzupełniając działanie aerodynamicznego steru kierunku. Każde z czterech kół podwozia głównego zostało wyposażone w hamulce z berylowymi elementami ciernymi oraz cieczowo-powietrz- nym układem przeciwpoślizgowym. Koła opony i hamulce dostarczone zostały przez firmę B.F. Goodrich Co. Ciśnienie w oponach podwozia Rys. 2.22. Podwozie: A) jeden z dwóch zespołów głównych, B) zespół przedni 96 przedniego wynosi 2,07 MPa i jest ono obliczone na obciążenia statyczne do 105 kN, koła te mogą być użyte w pięciu kolejnych lądowaniach. Koła podwozia głównego obliczono na obciążenia do 200 kN. Największa bezpieczna dla podwozia prędkość lądowania orbitera z maksymalnym ładunkiem wynosi 415 km/h. joa 2.3.7. System osłony termicznej TPS t Orbiter jest największym jak dotąd pojazdem przeznaczonym do odby- wania lotu powrotnego z orbity, który powoduje nagrzewanie się jego powierzchni do bardzo wysokiej temperatury w atmosferze. Został on wyposażony w system osłony termicznej TPS (ang. Thermal Protection POWIERZCHNIA DOLNA IOW POWIERZCHNIA GÓRNA Wartości temperatury w stopniach Celsjusza * oznacza temperaturę podczas startu [wznoszenia] 64* POWIERZCHNIA BOCZNA Rys. 2.23. Rozkład temperatur na powierzchni orbitera T — Samoloty kosmiczne 97 System) wykonany z niezwykle lekkich ceramicznych izolacji cieplnych wyprodukowanych według najnowocześniejszych technologii. Osłona ta jest przeznaczona do wielokrotnego użytku (w założeniu stukrotnego) w zasadniczy sposób przyczyniając się do spełnienia postulatu wielora- zowości i obniżenia kosztów lotów wahadłowców. Warto tu wspomnieć, że stosowane dotąd osłony ablacyjne kapsuł balistycznych, działające na zasadzie gwałtownego topienia, odparowania i chemicznego rozkładu materiału osłony ulegały zniszczeniu w czasie jednokrotnego powrotu z orbity. < , Podstawowym zadaniem osłony termicznej jest niedopuszczenie do nagrzania konstrukcji pojazdu, złożonej głównie z elementów aluminio- POWIERZCHNIA GÓRNA POWIERZCHNIA BOCZNA SZKŁO ŻAROODPORNE Rys. 2.24. Rozmieszczenie poszczególnych rodzajów izolacji cdeplnej wchodzących w skład systemu osłony termicznej OY-102 Columbia 98 L wych i epoksygrafitowych powyżej 177°C, podczas gdy na zewnętrznej powierzchni orbitera i temperatury przy wlocie w atmosferę wynoszą od 1648°C (na krawędziach natarcia skrzydeł) do ok. 300°C (górne fra- gmenty tylnej części kadłuba). System TPS chroni również przed nad- miernym nagrzaniem podczas wzlotu na orbitę i lotu orbitalnego w próż- ni, gdzie oprócz ciepła pochodzącego od promieni słonecznych zagraża mu wychłodzenie w cieniu. TPS stanowi także wodoodporną osłonę na wypadek lotu przez deszcz. Zastosowane izolacje cieplne mogą wytrzy- mywać nagłe zmiany temperatury oraz narażenia dynamiczne i akus- tyczne. System TPS pokrywa zdecydowaną większość powierzchni or- bitera wynosząca 1102 m2. W przypadku orbitera OY-102 Columbia ma on masę 7 245 kg, co stanowi ok. 10% masy własnej pojazdu. Kolejno opiszemy poszczególne typy izolacji wchodzące w skład sys- temu TPS. -.! • ;:•• V :.• . • „V. .,';:M •• Y'.,: . , ' ": . :. ': - • VF !.'',".- ^ '- RCC (ang. Reinjorced Carbon-Carbon). Nos i krawędzie natarcia skrzydeł narażone na działanie najwyższych temperatur pokryte zostały wzmocnionym laminatem węglowym RCC firmy Yought Corp. mającym chronić przed temperaturami wyższymi od 1260°C. Nos pokrywa jedno- częściowy kołpak, natomiast krawędzie natarcia płatów są uformowane z czterdziestu czterech stosunkowo dużych elementów (dwadzieścia dwa na każde skrzydło). Segmenty skrzydła przymocowano do przedniego dźwigara płata za pomocą przegubowych połączeń z trudno topliwych sto- pów Inconel-718 i A-286, co zmniejsza obciążenia powstające w wyniku wyginania się skrzydeł. Uszczelnienia między segmentami a powierz- chnią pokrytą izolacją z płytek ceramicznych wykonano w postaci usz- czelki teowej, również z laminatu RCC, pozwalającej na ruchy elementów mających różną rozszerzalność cieplną i zabezpieczają przed wniknięciem gorących gazów do wnętrza orbitera. Proces produkcji laminatu RCC rozpoczyna się od pokrycia tkaniny nylonowej grafitem i impregnacji żywicą fenolową. Uzyskany materiał jest składany w laminat, utwardzany pod ciśnieniem i pirolizowany, co prowadzi do zwęglenia żywicy. Kolejno następuje impregnacja alkoholem furfuralowym w komorze próżniowej, utwardzanie i pirolizowanie pow- tarzane na przemian trzykrotnie, aż do zamiany żywicy w węgiel. Dla zabezpieczenia przed utlenianiem w wysokich temperaturach, węgiel z zewnętrznych warstw laminatu jest chemicznie łączony z krzemem (dy- fuzyjna reakcja w temperaturze 1760°C w obecności tlenku glinu, krzemu i węglika krzemu w atmosferze argonowej), co prowadzi do zamiany zewnętrznych wiązań C-C na SiC (węglik krzemu) i nadaje tworzywu charakterystyczną jasnoszarą barwę. Proces produkcyjny kończy impre- gnacja czteroetylkiem krzemu. Laminat mimo, że jest odporny na wysokie temperatury przewodzi jednak dobrze ciepło, co zmusza do stosowania dodatkowej warstwy izo- 99 lującej od nagrzanej wewnętrznej powierzchni segmentów RCC. Izolacja ta składa się z włókien i płytek krzemionkowych (pod kołpakiem noso- wym) oraz izolacji typu dynaflex z pokryciem z Inconelu w skrzydłach. Dopuszczalny zakres temperatur dla laminatu RCC zawiera się w prze- dziale od —121 °C do 1648°C. Na powierzchni orbitera laminat został zainstalowany wszędzie tam gdzie oczekiwano przekroczenia temperatury 1260°C. Segmenty RCC pokrywają 38 m2 powierzchni orbitera (3,45%) 6wi i mają łączną masę 1371 kg. HRSI (ang. High Temperaturę Reusable Surface Insulation). Naj- większa część powierzchni Columbii jest pokryta dwoma rodzajami izo- lacji z płytek ceramicznych firmy Lockheed Missiles and Space Co. Pierwszy z nich, wytrzymująca wysokie temperatury izolacja powierz- chniowa wielokrotnego użytku HRSI składa się z czarnych płytek o wy- miarach 15,24X 15,27 cm i grubości od 2,54 do 12 cm. Izolacja ta zabez- piecza obszary nagrzewające się podczas wlotu w atmosferę do dolna powierzchnia———•• -——górna powierzchnia dolna powierzchnia———H h*——górna powierzchnia ~ " ' 0,08 cm min 0,06 cm min 0,08 cm min 0,16 cm maks 0,19 cm maks HRSI lub LRSI 1,27+0,15 cm- HRSI lub xx\r\2\3T\4xxxxx \j B LRSI net Rys. 2.25. Schemat mocowania izolacji systemu TPS do konstrukcji orbitera: A) mocowanie izolacji FRCI i AFRSI (orbitery OY-103, OV-104, OV-105 i częściowo OV-099) oraz HRSI i LRSI (orbitery OY-102 i częściowo OY-099), B) instalacja segmentów z laminatu węglowego RCC tworzących nosek skrzydła l — warstwa kleju RTV o grubości 0,19 cm, 2 — podkład Izolujący od naprężeń SIP, 3 — aluminiowe pokrycie płatowca, 4 — pasek z powlekanego lilcu nomeksowego, 5 — uszczel- nienie segmentu RCC, « — segment RCC, 7 — płytki HRSI, 8 — śruby ze stopu A-236 l tuleje ze stopu Inconel, 9 — izolacja wewnętrzna, 10 — przedni dzwlgar skrzydła o kons- trukcji metalowej, 11 — uszczelka w szczelinie, 12 — łączniki ze stopu Inconel 718 100 temperatury ok. 649-f-704°C. Płytki składają się z amorficznych włókien mikronowej grubości złożonych w 99,7% z czystej krzemionki. Włókna zajmują zaledwie ok. 0,1 całej objętości materiału, dzięki czemu płytki charakteryzują się niewielką gęstością 144,5 kg/ms (9 funtów na stopę sześcienną, stąd techniczne oznaczenie materiału LI-900). Lokalnie, w miejscach szczególnie narażonych cieplnie (okolice nosa, drzwi podwozia głównego, pokrywy połączeń ze zbiornikiem ET, krawędź natarcia sta- tecznika pionowego) zastosowano materiał LI-2200 o gęstości 353,2 kg/m3. Proces produkcji płytek krzemionkowych rozpoczyna się od umiesz- czenia wymieszanych z wodą włókien w specjalnych formach, w celu utworzenia miękkich, porowatych bloków. Po dodaniu krzemionkowego lepiszcza bloki są spiekane. Uzyskany materiał tnie się na części i przy- cina do ściśle określonych rozmiarów za pomocą maszyn sterowanych numerycznie. Uzyskane w ten sposób odpowiednio ukształtowane płytki pokrywa się z pięciu stron warstwą utwardzanego szkliwa RCG (ang. Reaction Curred Glass) złożonego z SiO2) B2O3 i Si3B4 o grubości 0,406-r- -f-0,457 mm. Szkliwo płytek HRSI jest zabarwione czarnym pigmentem. Każda płytka jest przeznaczona do zainstalowania w ściśle określonym miejscu powierzchni pojazdu i w celu ułatwienia montażu oraz ewentu- alnej wymiany nanosi się na nią indywidualny numer identyfikacyjny. Płytka odznacza się znakomitą odpornością na udary cieplne. Na przy- kład nagrzana do temperatury 1260°C następnie wrzucona do zimnej wody nie ulega uszkodzeniu. Płytka po wyjęciu z pieca stygnie na tyle szybko, że można chwycić za jej krawędzie gołą ręką, podczas gdy wnętrze świeci jeszcze na czerwono od gorąca. Współczynnik emisji płyt- ki wynosi 0,85, a współczynnik absorpcji światła słonecznego również 0,85. Na powierzchni Columbii zainstalowano ponad 20 tyś. płytek HRSI (głównie na spodniej stronie pojazdu), które pokrywają 477 m2 (43,3%) i mają łączną masę 3826 kg. Ponieważ są one zbyt kruche, aby wytrzy- mać naprężenia spowodowane wyginaniem się metalowej konstrukcji płatowca, płytki przytwierdza się do pojazdu za pośrednictwem podkładu SIP (ang. Strain Isolation Pad) z filcu nomeksowego o grubości 0,23 lub 0,40 cm. Przykleja się go do aluminiowej konstrukcji klejem RTV (ang. Room Temperaturę Vulcanizing adhesive) wulkanizującym w tempera- turze pokojowej (produkcji firmy General Electric Co.). Tym samym klejem płytki przykleja się do podkładu. Ponieważ rozszerzalność ter- miczna płytek jest znikoma wobec rozszerzalności konstrukcji, pozosta- wiono między nimi szczeliny o szerokości 0,63-M,65 mm, uniemożliwia- jące ich wzajemne zetknięcie. Dna szczelin zabezpieczone są paskami z powlekanego filcu nomeksowego o grubości 0,23 lub 0,40 cm i szero- kości 1,90 cm. ; ^ , v1 FBCI-12 (ang. Fibrous Refractory Composite Insulation). W orbi- terze Challenger część płytek HRSI z materiału LI-2200 zastąpiono nową 101 izolacją FRCI-12. W następnych orbiterach materiał FRCI-12 mający gęstość 192,7 kg/m3 całkowicie zastąpił LI-2200, a FRCI-10 o gęstości 160,5 kg/m3 — LI-900. Izolacja FRCI opracowana w należącym do NASA ośrodku Ames charakteryzuje się większą wytrzymałością mechaniczną i cieplną wynikającą z zastosowania włókien AB 312 z borokrzemianu glinu o nazwie Nextel (produkt firmy 3M Company). Materiał złożony w 80% z włókien krzemionkowych i 20% Nextelu ma zwiększoną wy- trzyma łość, gdyż włókna borokrzemianu glinu aktywują przenikanie boru powodując „spawanie" włókien krzemionki podczas spiekania w wysokiej temperaturze. Mimo, że materiał FRCI ma gęstość nieco większą niż HRSI, to osłona z kompozytu krzemionkowego jest lżejsza. Płytki z FRCI mają mniejszą grubość właśnie dzięki większej wytrzymałości cieplnej i mechanicznej. LRSI (ang. Low Temperaturę Reusable Surface Insulation). Dużą część górnej powierzchni Columbii i Challengera pokryto niskotempera- turową izolacją powierzchniową LRSI złożoną z płytek o strukturze identycznej jak w płytkach HRSI, ale różniących się białą barwą po- wlekającego je szkliwa. Kolor ten, uzyskany dzięki pigmentowi zawiera- jącemu krzemionkę i błyszczący A12O3, jest ważny ze względu na odpo- wiednie własności podczas nagrzewania pojazdu w promieniach Słońca na orbicie. Płytki LRSI mają współczynnik emisji równy 0,8 i współ- czynnik absorpcji światła słonecznego 0,32. Pokrywają one obszar na- rażony na temperatury z zakresu 371~649°C. Wymiary płytki wynoszą 20X20 cm, a ich grubość zmienia się od 0,5 do 3,5 cm. Izolacja LRSI , w Columbii zajmuje 268 m2 powierzchni (24,3%) i ma masę 917 kg. AFBSI (ang. Advanced Flexible Reusable Surface Insulation). W or- biterze Challenger część izolacji LRSI (na osłonach silników OMS) zastą- piono nowym materiałem izolacyjnym AFRSI. Składa się on z warstwy amorficznych włókien krzemionkowych włożonej między dwa arkusze tkaniny tkanej z tychże włókien przeszytych nicią kwarcową, co powo- duje, że materiał wyglądem przypomina kołdrę. AFRSI w postaci arkuszy jest przyklejany klejem RTV do powierzchni orbitera. Materiał ma gęs- tość 96,3 kg/m3 i grubość 0,31—1,27 cm. W pojazdach Discoyery i Atlan- tis AFRSI zastąpił prawie wszystkie płytki LRSI przyczyniając się do poważnych oszczędności masy, ułatwienia montażu i podwyższenia trwa- łości izolacji. '.-,...,;,. ,, i .iH; .,,.,..,.:,. FRSI (ang. Felt Reusable Surface Insulation). Ostatnim rodzajem izolacji używanym w miejscach najmniej narażonych cieplnie (tempera- tury poniżej 371°C) jest filcowa izolacja wielokrotnego użytku FRSI firmy Albany Research Company. Arkusze filcu z Nomeksu (poliamid aromatyczny) są przyklejane do aluminiowej konstrukcji statku klejem RTV. Proces produkcji filcu zaczyna się od sfałdowania i umieszczenia w 102 l maszynie do gręplowania nomeksowych włókien o długości 7,62 cm (3 ca- le). Maszyna miesza kępy włókien i „czesze" je aż do uzyskania ciągłej masy w przybliżeniu równoległych włókien. Dwie warstwy tak przy- gotowanego materiału są zszywane razem, a następnie wielokrotnie prze- szywane dla osiągnięcia pożądanej wytrzymałości. Kolejno jest on prze- puszczany przez ogrzane wałki gładziarki pod wybranym ciśnieniem ą \ w celu uzyskania grubości 0,4-H1 cm i wygrzewany w temperaturze 260°C dla nabrania pożądanych własności cieplnych. Izolacja FRSI po- krywana jest białym elastomerem silikonowym dla uwodoodpornienia i nadania pożądanych własności optycznych (współczynnik emisji 0,8, współczynnik absorpcji 0,32). Jest ona przyklejana do struktury w postaci arkuszy o wymiarach 90X120 cm. Izolacja FRSI w Columbii zajmuje powierzchnię 319 m2 (28,9%) i ma masę 499 kg. Do części pojazdu nie pokrytych izolacjami TPS należą kwarcowe okna kabiny i elementy metalowe z trudno topliwych stopów (oprofilo- wanie przedniego zespołu silniczków RCS, dysze wszystkich silników, uszczelnienia połączeń sterolotek na górnej powierzchni skrzydeł, ele- menty statecznika pionowego i podłączenia przewodów startowych w tylnej części kadłuba). Do uzupełnień systemu TPS zaliczają się też gwintowane zakrętki z topionej krzemionki umieszczane w niektórych płytkach osłony w celu zapewnienia dostępu do zamków włazów i po- kryw otworów obsługowych. W szczelinie między sterolotkami zastoso- wano niewielkie ilości materiału ablacyjnego Avcoat (produkcji firmy Avco Speciality Materials), gdyż jak wykazały badania, miejsce to mogło okazać się niebezpieczne dla płytek z włókien krzemionkowych. Po pier- wszym locie Columbii, część izolacji FRSI na końcu osłon silników ma- newrowych uległa całkowitemu zniszczeniu. Było to spowodowane działaniem nieprzewidzianych, intensywnych strug gorącego gazu prze- dostających się szczeliną między sterolotkami a kadłubem. Od tamtej misji w miejscach tych znajdują się płytki HRSI. Samolot kosmiczny jest wyposażony także w system biernych izolacji cieplnych, którego zadaniem jest utrzymanie konstrukcji pojazdu i jego urządzeń w dopusz- czalnym zakresie temperatury. System korzysta ze źródeł ciepła pojazdu i urządzeń pochłaniających ciepło, a także izolacji cieplnych. Tam, gdzie izolacje bierne nie są wystarczające do utrzymania odpowiedniej tempe- ratury w czasie wychłodzenia pojazdu na orbicie okołoziemskiej zainsta- lowano elektryczne elementy grzejne. Stosowane są dwa typy izolacji cieplnych: masa włóknista i izolacja wielowarstwowa. Pierwszy rodzaj izolacji jest wykonany z włóknistego materiału o gęstości 32 kg/ms ob- szytego pokryciem z wzmocnionego, dwukrotnie złoconego Kaptonu do- brze odbijającego promieniowanie podczerwone. Materiał pokrycia jest perforowany w celu umożliwienia odpowietrzania izolacji na orbicie. Drugi rodzaj izolacji składa się z dwudziestu warstw dwustronnie zło- conego Kaptonu przedzielonych siatkami z tworzywa Dakron. 103 2.3.8. Silniki główne SSME v > Główny zespół napędowy wahadłowca stanowią trzy zainstalowane w or- biterze silniki główne SSME (ang. Spocę Shuttle Main Engine) firmy Rocketdyne. Pracują one na wysokoenergetycznych, kriogenicznych ma- teriałach pędnych: ciekłym tlenie i ciekłym wodorze dostarczanych ze zbiornika ET. Ciąg jednego silnika SSME wynosi 1670 kN na poziomie morza i 2100 kN w próżni. Regulacja ciągu jest możliwa w zakresie od 65 do 109% wartości znamionowej. Impuls właściwy silnika * wynosi 363 s na poziomie morza i 455 s w próżni. Spalanie odbywa się w pro- porcji sześć części wagowych ciekłego tlenu na jedną część wagową cie- kłego wodoru. Silniki SSME zbudowane zostały według wielu najno- Rys 2.26. Podstawowe elementy silnika SSME l — turbopompa paliwa niskiego ciśnienia, 2 — komora spalania wstępnego w układzie pa- liwa, 3 — główny wtryskiwacz, i — przegubowe zawieszenie silnika, 5 — komora spalania wstępnego w układzie utleniacza, 8 — główny przewód doprowadzający gorący gaz, 7 — turbopompa paliwa wysokiego ciśnienia, S — turbopompa utleniacza wysokiego ciśnienia, 9 — główna komora spalania, 10 — sterownik silnika, n — turbopompa utleniacza niskiego ciśnienia, 12 — dysza * Impuls wlaściwy — impuls ciągu silnika rakietowego odniesiony do ciężaru ma- teriałów pędnych, które zostały zużyte do wytworzenia impulsu (czyli iloczynu ciągu przez cały czas jego oddziaływania na ruch obiektu napędzanego silnikiem rakietowym). Ponieważ impuls ciągu silnika (fizycznie popęd siły) wyrażany jest w jednostce N-s (niuton razy sekunda), to po podzieleniu przez ciężar materiałów pędnych (iloczyn masy i przyspieszenia ziemskiego na poziomie morza liczony w niu- tonach) otrzymujemy wartość impulsu właściwego w sekundach. 104 wocześniejszych technologii. Są to pierwsze w świecie silniki wykorzys- tujące dwustopniowy proces spalania, a także pierwsze silniki pojazdu kosmicznego przeznaczone do wielokrotnego użycia (55 startów na orbitę o skumulowanym czasie trwania 7,5 h). Mają one największy stosunek siły ciągu do masy własnej. 2.3.8.1. Działanie silnika Na rysunku 2.27 pokazano perspektywiczny przekrój silnika, na rysunku 2.28 zaś schemat przepływu materiałów pędnych. W dalszym opisie po- sługiwać się będziemy oznaczeniami z tych rysunków. Otwarcie zaworów zainstalowanych w orbiterze na przewodach materiałów pędnych prowa- dzących ze zbiornika ET rozpoczyna dopływ materiałów pędnych do silnika. Oba materiały pędne przepływają przez turbopompy niskiego ciśnienia (Wl, Tl), turbopompy wysokiego ciśnienia (W3, T3) i przez główne zawory (W15, T9). Po stronie ciekłego tlenu instalacja zostaje wypełniona aż do zaworów tlenu komór spalania wstępnego (T13). W ta- kim stanie materiały pędne utrzymywane są do momentu wychłodzenia się silnika. Podczas wykonywania zapłonu najpierw otwarty zostaje główny za- wór paliwa (W15). Ciekły wodór wpływa do instalacji rur chłodzących dyszę (W8), główną komorę spalania i komory spalania wstępnego (W4, T4). Część wodoru użytego w obiegu chłodniczym po przepłynięciu wo- kół głównej komory spalania powraca do turbopompy niskiego ciśnienia (Wl), gdzie porusza wirnik turbiny napędzającej pompę. Stąd wodór przedostaje się do podwójnych ścianek obu turbopomp wysokiego ciśnie- nia (W5, T5), głównego przewodu doprowadzającego gorący gaz (para wodna plus wodór) (El) i głównego wtryskiwacza (E3) chłodząc je. Z kolei po stronie utleniacza (ciekłego tlenu) polecenie uruchomienia silnika otwiera główny zawór ciekłego tlenu (T9). Utleniacz przepływa przez obie turbopompy (W5-W6, T5-T6) do głównego wtryskiwacza (E3) i obu komór spalania wstępnego (W4, W5). Tlen przepływający przez wysokociśnieniową pompę utleniacza (T6) jest następnie kierowany do turbopompy niskiego ciśnienia (Tl), gdzie napędza turbinę poruszającą pompę. Zapłonniki iskrowe zainstalowane w górnej części obu komór spa- lania wstępnego i w głównej komorze spalania zaczynają pracę silnika. Komory spalania wstępnego (W4, T4) pracują przy stosunku mas skład- ników mieszanki ok. 1:1, produkując gorący gaz — wzbogaconą w wodór parę wodną. Gaz ten napędza turbiny obu turbopomp wysokiego ciśnie- nia (W5, T5) po czym dwoma gałęziami głównego przewodu doprowa- dzającego (El) trafia do głównego wtryskiwacza (E3). We wtryskiwaczu do mieszaniny pary wodnej i wodoru doprowadzony zostaje ciekły tlen. Substancje trafiają do głównej komory spalania, a następnie do dyszy. 105 -;wóla .(ST ,(;»<• -;,'i Rys. 2.27. Przekrój silnika SSME Instalacja ciekłego wodoru: Wl — turbopompa niskiego ciśnienia, W2 — przewód tłoczny z pompy niskiego ciśnienia do turboporapy wysokiego ciśnienia, W3 — turbopompa wyso- kiego ciśnienia, W4 — komora spalania wstępnego, W5 — turbina pompy wysokiego ciśnienia, W6 — sprężarka pompy wysokiego ciśnienia, W7 — przewody rurowe obiegu chłodzącego, W* — sieć rurek chłodzących dyszę, W9 — zawór sterujący przepływem chłodziwa, WIO — przewód rurowy dostarczający paliwo do komór spalania wstępnego, wu — rozwidlenie przewodu dostarczającego paliwo do komór spalania wstępnego służące do doprowadzania wodoru do komory spalania wstępnego w układzie utleniacza, WI2 — chłodzony wodorem główny przewód doprowadzający gorący gaz, W13 — przewód rurowy tłoczny do turbopompy niskiego ciśnienia, W14 — przewód rurowy tłoczny chłodziwa z turbiny niskiego ciśnienia do głównego przewodu doprowadzającego gorący gaz, W15 — główny zawór paliwa. Instalacja ciekłego tlenu: Tl — turbopompa niskiego ciśnienia, T2 — przewód rurowy tłoczny do pompy wysokiego ciśnienia, T3 — turbopompa wysokiego ciśnienia, T4 — komora spalania wstępnego, T5 — turbina pompy wysokiego ciśnienia, TG — sprężarka pcnipy wysokiego ciśnienia, T7 — przewód rurowy prowadzący tlen do napędu pompy niskiego ciśnienia, T8 — przewód rurowy tłoczny do komory spalania, T9 — zawór główny utleniacza, TW — przewód rurowy tłoczny do wtrysklwacza. Tli — przewód rurowy doprowadzający utleniacz do turbopompy wysokiego ciśnienia, T12 — przewód rurowy doprowadzający utleni;-cz do komór spalania wstępnego, T13 — zawór utleniacza komory spalania wstępnego, TU — zawór upustowy, T1S — wymiennik ciepła. Pozostałe Instalacje: El — główny przewód doprowadzający gorący gaz, E2 — wkładka chło- dząca we wnętrzu głównego przewodu doprowadzającego gorący gaz, E3 — główny wtryski- wacz z 600 rurkami wtryskującymi, E4 — elementy wtryskiwacza komory spalania w& ę,p- nego, E5 — przegrody we wtryskiwaczu (3 szt.) E6 — podwójne zapłonniki iskrowe, E! — prze- wód upustowy paliwa, ES — przewód doprowadzający ciśnienie do zbiornika ciekłego tlenu, E9 — przegubowe zawieszenie silnika, EW — siłownik hydrauliczny sterujący ustawieniem sil- nika (2 szt.), E1J — zastrzał wspierający siłownik, E12 — zewnętrzna osłona termiczna, E13 — zewnętrzne pierścienie wzmacniające, E14 — sterownik silnika, E15 — elastyczne połączenie miechowe 106 6S4 ':02SI< 'SCI r' Rys. 2.28. Schemat przepływu cieczy i gazów w silniku SSME. Naniesione są war- tości temperatur, ciśnień i przepływów. Oznaczenia elementów silnika te same co na rys. 2.27. 2.3.8.2. Podzespoły układu spalania Instalacja zapłonowa. Składa się z trzech zespołów zapłonników: dwóch dla obu wtryskiwaczy komór spalania wstępnego oraz jednego dla głównej komory spalania. Każdy z zespołów zapłonników składa się z miniaturowej komory spalania, dwóch iskrowych zapłonników elek- trycznych i instalacji doprowadzającej materiały pędne. Zapłon w znaj- dujących się w silniku sześciu zapłonnikach powoduje zapoczątkowanie procesu spalania. Komory spalania wstępnego. Produkują one z ciekłego tlenu i wo- doru gorący gaz — parę wodną wzbogaconą gazowym wodorem. Silnik SSME ma dwie komory spalania wstępnego, po jednej w instalacjach paliwa i utleniacza. Komora spalania wstępnego składa się z głównych przewodów doprowadzających materiały pędne, wtryskiwacza, urządzeń stabilizujących, cylindrycznej strefy spalania i zespołu zapłonnika. Prze- wody rurowe doprowadzają tlen i wodór do wtryskiwacza. Interesująco przedstawia się konstrukcja elementów wtryskiwacza, z których każdy 107 T l l \I~ odłączenie SRB 65% wyłączenie ~~ SSME II l l Ą _____l l l l 40 60 80 100 V 460 480 500 520 czas fsl Rys. 2.29. Wykres ciągu silników SSME podczas startu. Trzy silniki uruchamiane są w odstępach co 120 ms na o>k. 6 s przed startem. Gdy wyrównają one swój ciąg następuje zapłon rakiet SRB. Spadek ciągu do 65"/o wartości maksymalnej ok. 60 s lotu jest spowodowany koniecznością niewielkiego zwolnienia, gdy wahadłowiec mija maksimum ciśnienia dynamicznego składa się z dwóch koncentrycznych rurek umieszczonych jedna w dru- giej — wewnętrznej doprowadzającej tlen i zewnętrznej doprowadzającej wodór. Wtryskiwacz zaopatrzono w przegrody zapewniające stabilny pro- ces spalania. Są one chłodzone gazowym wodorem, który następnie jest spalany w komorze. W skład cylindrycznej strefy spalania chłodzonej gazowym wodorem wchodzi sztywna powłoka strukturalna i wewnętrzna, cienkościenna wkładka. Główny wtryskiwacz. Jest jednym z najbardziej złożonych elemen- tów silnika. Składa się on z cylindrycznego tzw. stożka ciągu, przewodu doprowadzającego ciekły tlen, sześciuset elementów wtryskujących i zes- połu zapłonowego. Stożek ciągu przenosi nacisk od silnika do przegu- bowego zawieszenia połączonego z elementami konstrukcji statku. Główny przewód doprowadzający utleniacz doprowadza tlen do sześciuset rurek wtryskujących o konstrukcji analogicznej do zastosowanej we wtryski- waczach komór spalania wstępnego. Paliwo reagujące z tlenem stanowi wzbogacona wodorem gorąca para wodna dochodząca z turbin turbopomp wysokiego ciśnienia i gazowy wodór z układu chłodzenia głównych prze- wodów doprowadzających. Siedemdziesiąt jeden elementów wtryskowych tworzy przegrody dzielące wtryskiwacz na sześć części w celu tłumienia różnic ciśnienia mogących zakłócić proces spalania. Główna komora spalania. Ma kształt cylindra o podwójnych ścian- kach. Odebrane z wtryskiwacza zmieszane materiały pędne spalają się i w postaci gorącego gazu (pary wodnej) są przyspieszane do prędkości dźwięku, a następnie po przejściu przez przewężenie (przekrój krytyczny), 108 . do prędkości naddźwiękowej w dyszy. Do elementów składowych komory spalania należą: strukturalny „płaszcz" o dużej wytrzymałości, wkładka chłodząca, wlot i wylot wodorowej instalacji chłodzącej oraz cięgna si- łowników hydraulicznych sterujących ustawieniem dyszy. Wewnętrzna wkładka chłodząca tworzy typowy kształt kanału zbieżno-rozbieżnego (dysza de Lavala), charakterystyczny dla większości silników rakietowych. Współczynnik zwężenia przekroju dyszy na odcinku od przekroju wtrys- kiwacza do przekroju krytycznego wynosi 2,96 : l, natomiast współczyn- nik rozszerzenia części rozbieżnej dyszy 5:1. We wnętrzu wkładki chło- dzącej wodór jest przepuszczany przez trzysta dziewięćdziesiąt kanałów chłodzących. Około jednej czwartej całego przepływu wodoru jest wykorzystywane w układzie chłodzenia komory spalania. Dysza. Jest ona przymocowana do wylotu komory spalania. Ma ona dzwonowy kształt i stanowi największy element silnika SSME: jej długość wynosi około 3 m, a średnica w najszerszym miejscu 2,4 m. Współczyn- nik rozprężania wynosi 77,5 : l (na dużej wysokości). W górnej części dyszy jest umieszczony pierścieniowy, główny przewód doprowadzający chłodziwo stanowiący równocześnie połączenia z główną komorą spalania. Dostarcza on wodór do instalacji chłodzących głównej komory spalania, dyszy i obu komór spalania wstępnego. Dysza składa się z 1080 pierście- niowych segmentów tworzących żądany, dzwonowy profil. Jest ona ople- ciona rurkami chłodzącymi chronionymi przed uszkodzeniami od pędu rozgrzanego powietrza podczas startu i wlotu w atmosferę obręczami należącymi do wzmocnionego „płaszcza" dyszy. ••••- _ Jne 2.3.8.3. Instalacje silnikowe Główny przewód doprowadzający gorący gaz. Stanowi on połączenie turbin pomp wysokociśnieniowych z głównym wtryskiwaczem. Ma on podwójne ścianki chłodzone wodorem. Oprócz tego przewód jest „krę- gosłupem" strukturalnym silnika SSME unosząc jego podstawowe zes- poły. Turbopompy są przymocowane do przewodów śrubami, natomiast komory spalania wstępnego zostały przyspawane. Wymiennik ciepła. Ma on kształt wężownicy i jest zainstalowany w głównym przewodzie doprowadzającym gorący gaz po stronie utle- niacza. W wymienniku następuje zamiana ciekłego tlenu w gaz potrzebny do utrzymania ciśnienia w rezerwie ekspansyjnej zbiornika zewnętrznego i akumulatorze ciśnienia, tzw. instalacji pogo (bazuje na tłumiącym drga- nia pogo, pęcherzyku gazu uwięzionym w przewodzie doprowadzającym materiały pędne). Wymiennik ciepła pracuje dwustopniowo; najpierw w śrubowo skręconym przewodzie rurowym o długości 0,8 m następuje zmiana stanu skupienia tlenu, po czym w dwóch wężownicach o długości 7,9 m następuje jego podgrzanie do odpowiedniej temperatury. : 109 Instalacja pneumatyczna. Jest ona przeznaczona do płukania prze- wodów silnika z materiałów pędnych — gazowym azotem podczas ope- racji przedstartowych i helem w locie oraz sterowania zaworami upusto- wymi i awaryjnego zamykania głównych zaworów materiałów pędnych w przypadku utraty przez silnik zasilania elektrycznego. Przegubowe zawieszenie. Przekazuje ono nacisk od silnika i składa się z kielichowatego kształtu gniazda i umieszczonego w nim kulowego trzpienia połączonego z głównym wtryskiwaczem. Tak ułożyskowane za- wieszenie pozwala na wykonywanie ruchów silnika, a tym samym na sterowanie kierunkiem siły ciągu. Do ustawiania silnika służą dwa si- łowniki hydrauliczne pozwalające na pochylanie go o ± 10,5° i odchy- lanie kierunkowe ± 8,5° od osi. 2.3.8.4. Turbopompy Instalacja doprowadzania materiałńw pędnych składa się z czterech pomp turbinowych: dwóch wysokiego i dwóch niskiego ciśnienia, po dwie w in- stalacji wodoru i tlenu. Turbopompy wysokiego ciśnienia dostarczają materiały pędne do głównego wtryskiwacza. Zadaniem pomp niskociśnie- niowych jest podniesienie ciśnienia na wlotach pomp wysokociśnienio- wych i zabezpieczenie przed zjawiskiem kawitacji w przewodach materia- łów pędnych. Turbopompa paliwa niskiego ciśnienia. Jest to pompa o przepływie osiowym, napędzana dwustopniową turbiną. Pompa ta pracuje ze zna- mionową prędkością obrotową 14 700 obr./min oddając moc 1790 kW. Podwyższa ona ciśnienie z 207 do 1600 kPa z wydatkiem 67 kg/s. Turbi- nę pompy napędza gazowy wodór pod ciśnieniem 29,434 MFa. Turbopompa paliwa wysokiego ciśnienia. Składa się z trzystopniowej pompy odśrodkowej napędzanej bezpośrednio z dwustopniowej turbiny pracującej przy ciśnieniu wlotowym wodoru 35,605 k?a. Zespół pompy jest oddzielony od turbiny uszczelnieniami dynamicznymi. Turbopompa charakteryzuje się bardzo dużymi osiągami: znamionowa prędkość obro- towa wynosi 35 000 obr./min, moc oddawana 46/.i35 MW. Podwyższa ona ciśnienie z 1213 do 42 817 kPa przy wydatku 67 kg/s. Turbopompa utleniacza niskiego ciśnienia. Jest to pompa o przepły- wie osiowym, napędzana sześciostopniową turbiną. Ponieważ czynnikiem roboczym zarówno w pompie, jak i w turbinie jest ciekły tlen, wyelimi- nowano problem szczelnego odseparowania obu części turbopompy. Zna- mionowa prędkość obrotowa wynosi 5150 obr./min, moc oddawana 1069 kW. Pompa podwyższa ciśnienie z 690 do 2861 kPa przy wydatku 401 kg/s. Turbopompa utleniacza wysokiego ciśnienia. Składa się ona z głównej pompy tłoczącej ciekły tlen do głównego wtryskiwacza i pompy doła- 110 dowującej (ang. boost pump) dostarczającej ciekły tlen do obu komór spalania wstępnego. Turbinę napędza gazowy wodór o ciśnieniu 36,046 MPa i dlatego pompę oddzielają od turbiny uszczelnienia dynamiczne. Główna pompa pracuje ze znamionową prędkością obrotową 29 057 obr./ /min, oddaje 15,643 MW mocy i podwyższa ciśnienie z 2482 do 31 937 kPa przy wydatku 484 kg/s. Pompa doładowująca o mocy 1098 kW podnosi ciśnienie z 30 592 do 52 942 kPa przy wydatku 39 kg/s. ie Turbopompy, szczególnie wysokociśnieniowe zostały zbudowane we- dług najnowocześniejszych technologii przy daleko posuniętej miniatu- ryzacji i wysokich osiągach. Na przykład turbopompa paliwa wysokiego ciśnienia ma długość 120 cm, średnicę 56 cm i masę 320 kg, przy ponad 46 MW oddawanej mocy. Obie turbopompy silnika mają łożyska wałów smarowane ciekłym wodorem lub ciekłym tlenem. 2.3.8.5. Główne zawory Do głównych zaworów silnika SSME zaliczają się: główny zawór paliwa, główny zawór utleniacza, zawory utleniacza obydwu komór spalania wstępnego i zawór chłodziwa komory spalania. Cztery pierwsze są zawo- rami typu kulowego ze specjalnymi uszczelnieniami, natomiast ostatni zaworem zasuwowym. Wszystkie zawory główne są sterowane za pomocą mechanizmów hydraulicznych. Układ serwozaworów sterujących otwie- raniem głównych zaworów materiałów pędnych jest zdwojony. Wszystkie zawory główne, z wyjątkiem zaworu chłodziwa komory spalania, są wy- posażone w pneumatyczny układ awaryjnego zamykania. 'W 2.3.8.6. Sterownik silnika ' "" "" - '*-'. ~"'~4 *'"•'"*""' Sterownikiem silnika SSME jest szesnastobitowy komputer wyposażony w zespół układów wejścia-wyjścia. Steruje on pracą siłowników hydrau- licznych, zapłonników iskrowych, zaworów elektromagnetycznych i czuj- ników kontrolujących parametry pracy silnika rakietowego. Operacja kontrolowania stanu czujników jest przeprowadzana przez sterownik co 20 ms (tj. 50 razy w ciągu sekundy). Kontroluje się temperatury, ciśnie- nia i prędkości przepływu cieczy i gazów. W przypadku przekroczenia krytycznej wartości któregoś z parametrów sterownik może doprowadzić nawet do wyłączenia silnika. Sterownik silnika jest połączony z komputerami pokładowymi wa- hadłowca otrzymując dane dotyczące kontroli przedstartowej, wymagań co do poziomu ciągu podczas wzlotu i chwili wyłączenia silnika. Regu- lacja ciągu odbywa się z dokładnością do 1%. Interfejs komputera steruje napływem danych z zewnątrz i wysyłaniem poleceń do urządzeń wyko- nawczych. Sterownik przyjmuje dane do kierowania pracą silnika trzema wzajemnie rezerwującymi się kanałami połączeń. Wysyłanie danych 111 SSME1 SSME2 SSME3 Rys. 2.30. Rozmieszczenie trzech silników SSME wraz z instalacją doprowadzającą do nich materiały pędne w tylnej części kadłuba orbitera l — wlewy ciekłego wodoru do napełniania zbiornika ET, 2 — połączenie przewodów ciekłego wodoru ze zbiornikiem ET, 3 — wlewy ciekłego tlenu do napełniania zbiornika ET, 4 — po- łączenie przewodów ciekłego tlenu ze zbiornikiem ET o funkcjonowaniu silnika następuje dwoma kanałami. Komputer ma sto- sunkowo małą pojemność pamięci 16 384 słów. Oprogramowanie stero- wnika funkcjonuje w czasie rzeczywistym. Część układów elektronicznych i czujników jest zdwojona. Sterownik jest zamknięty w pokrytej radiatorami obudowie o wymiarach 36,8 X X 46,4X59,7 cm, ma masę 97 kg i jest zasilany z trójfazowej szyny prądu zmiennego 110 V/400 Hz, do której są podłączone zasilacze posz- czególnych urządzeń elektronicznych. 2.3.9. Orbitalne silniki manewrowe OMS •'-" Orbiter jest wyposażony w dwa silniki manewrowe OMS (ang. Orbiial Maneuvering System) firmy Aerojet Liąuid Rocket Co. o ciągu w próżni 26,688 kN każdy. Zapewniają one zmianę prędkości równą 305 m/s or- biterowi z ładunkiem 29 500 kg, która może być wykorzystana przy wej- ściu na określoną orbitę, do zmiany orbity, operacji spotkaniowej i zejścia 112 J - ;«TO Rys. 2.31. Układy orbitalnych silników manewrowych OMS (oznaczenia literowe) i silniczków korekcyjnych RCS (oznaczenia cyfrowe) A — zbiornik paliwa, B — dysza silnika OMS, C — zbiornik helu, D — zbiornik utleniacza, J — zbiornik paliwa, 2 — zbiorniki helu, 3 — zawory na przewodach rozgałęziających, 4 — sllniczkl R-1E (2 szt.), S — silniczkl R-40A (12 szt.), 6 — zespól utrzymywania ciśnienia w instalacji, 7 — zbiornik utleniacza, S — silniczkl R-40A (14 szt.), 9 — konsola połączeń elektrycznych, 10 — pokrywa otworu obsługowego, 11 — tablica obsługowa, 12 — zbiornik helu, 13 — silniczkl R-1E (2 szt.), 14 — tablica kontrolna, 15 — zbiornik paliwa, 16 — zbiornik utleniacza 8 — Samoloty kosmiczne 113 z orbity. Silniki OMS pracują na hipergolicznych (samozapłonowych) ma- teriałach pędnych: monometylohydrazynie (MMH) stanowiącej paliwo i czterotlenku azotu (N2O4) — utleniaczu. Stosunek utleniacz/paliwo wy- nosi 1,65, a ciśnienie w komorze spalania 860 kPa. Silniki OMS wraz z tylnymi zespołami silniczków korekcyjnych RCS są umieszczone w dwóch oprofilowanych członach na tylnej części ka- dłuba. Podczas obsługi naziemnej człony są odłączane na czas przeglądu i powtórnego napełnienia silnie toksycznymi materiałami pędnymi. Łącz- na masa paliwa i utleniacza pojedynczego silnika OMS wynosi 10 900 kg. Każdy z członów zawiera zbiornik paliwa, zbiornik utleniacza, zbiornik helu (do wytłaczania materiałów pędnych ze zbiorników), instalację do- prowadzającą i zasilany ciśnieniowo silnik rakietowy. Zawieszona przegubowo dysza silnika może być pochylana i prze- chylana w granicach ± 8° za pomocą elektromechanicznych siłowników przymocowanych do przedniej części komory spalania. Silnik składa się z płytowego wtryskiwacza, regeneracyjnie chłodzonej paliwem komory spalania, dyszy o dzwonowym kształcie, sterowanych pneumatycznie azo- tem kulowych zaworów materiałów pędnych, układu zawieszenia silnika i instalacji materiałów pędnych. Ma on długość 196 cm i masę 118 kg. Przeznaczony jest do zastosowania w stu misjach kosmicznych w ciągu dziesięciu lat, w trakcie których wytrzymać musi 1000 rozruchów i sku- mulowany czas pracy 15 h. LJ "••*.. 7 v 2.3.10. Silniczki korekcyjne RCS Silniczki korekcyjne RCS (ang. Reaction Control System) służą do ste- rowania położeniem pojazdu względem trzech osi, tzn. ustawienia pochy- lenia, przechylenia i odchylenia kierunkowego podczas końcowej fazy wzlotu na orbitę, operacji orbitalnych i początkowej fazy wlotu w at- mosferę. System RCS składa się z trzydziestu ośmiu silniczków podsta- wowych Marąuardt R-40A o ciągu w próżni 3,87 kN każdy oraz sześciu silniczków dodatkowych Marąuardt R-1E o ciągu w próżni 111,2 N każdy. Silniczki są zgrupowane w trzech członach: jednym na górnej części dziobu i dwóch na górnej części kadłuba (w tych samych członach co silniki OMS). Każdy z zespołów ma niezależną instalację materiałów pędnych. Przedni zespół zawiera czternaście silniczków podstawowych i dwa dodatkowe, a każdy z tylnych zespołów dwanaście podstawowych i dwa dodatkowe. System RCS korzysta z tych samych hipergolicznych materiałów pędnych co OMS: monometylohydrazyny i czterotlenku azotu. W każdym z zespołów materiały pędne są umieszczone w dwóch iden- tycznych kulistych zbiornikach mogących pomieścić 422 kg MMH i 675 kg N2O4. Standardowo umieszczone w nich ilości paliwa i utleniacza są mniejsze i wynoszą odpowiednio: 388 kg MMH i 621 kg N2O4 dla przed- niego modułu RCS oraz 823 kg MMH i 1318 kg N2O4 łącznie w obu 114 -'.: .-,,-• ... ;•• ' - tylnych modułach. Instalacje materiałów pędnych OMS i RCS w obrębie jednego modułu są połączone podobnie jak lewy i prawy moduł między sobą, co pozwala na wzajemne rezerwowanie się podczas awarii. Podstawowe silniczki RCS są używane do normalnego sterowania położeniem i przesunięć orbitera, natomiast silniczki pomocnicze do pre- cyzyjnego sterowania związanego z funkcjonowaniem ładunków użytecz- nych. Pracują one łagodniej od podstawowych (mniejszy ciąg), a ich dyszki są skierowane tak, aby strumienie gazów wylotowych nie uszko- dziły i nie zanieczyściły umieszczonych w ładowni urządzeń. Podstawowe silniczki zaprojektowane zostały na 50 000 rozruchów o łącznym czasie trwania 5,5 h podczas stu misji kosmicznych. Silniczki pomocnicze na- tomiast muszą wytrzymać 500 000 odpałów o skumulowanym czasie 34,7 h, również podczas stu lotów kosmicznych. .': ,.'. ..••••>•'' -s ." n ;r>,: • .',r".'iq r •"}>. :• n; ,' 2.3.11. Instalacja hydrauliczna t- Instalacja hydrauliczna służy do napędu siłowników poruszających stero- lotki, klapę kadłubową, ster kierunku — hamulec aerodynamiczny, zamki i mechanizmy wysuwania i sterowania podwozia, pokrywy otworów od- powietrzających, hamulce kół oraz dysze i zawory silników SSME. Pompy instalacji hydraulicznej, które w klasycznych samolotach są napędzane przez pracujące przez cały czas lotu silniki tłokowe lub odrzutowe, tutaj są poruszane przez trzy pomocnicze jednostki napędowe APU (ang. 'ł r, , . : ilT Rys. 2.32. Pomocnicza jednostka napędowa APU • ' < - 115 Auxiliary Power Unit) firmy Sundstrand Corp. APU włącza się na 5 min przed startem i działają one aż do kilku minut po wyłączeniu silników głównych. Podczas lotu orbitalnego, gdy urządzenia napędzane hydrau- licznie nie są używane APU pozostają wyłączone. Uruchamia się je pow- tórnie na 5 min przed rozruchem silników OMS rozpoczynającym po- wrót z orbity i działają do ok. 5 min po lądowaniu. Główne pompy instalacji hydraulicznej mają wydajność 238 dms/min tal' przy minimalnej mocy oddawanej silnika napędowego. Dostarczają one płyń hydrauliczny pod ciśnieniem 20 684 kPa do trzech wzajemnie się rezerwujących instalacji za pośrednictwem płynu hydraulicznego tłoczo- nego izolowanymi cieplnie przewodami tytanowymi. Ciśnienie ssania za- pewnia zbiornik ciśnienia ładowany z pompy głównej lub, gdy ona nie pracuje, ze zbiornika sprężonego azotu. Chłodzenie znajdującego się w instalacji płynu hydraulicznego zapewniają spryskiwane wodą wymien- PRZÓD Rys. 2.33. Instalacja pomocniczych jednostek napędowych APU: l — rury wydechowe spalin, 2 — Jednostka APU-3, 3 — chłodzony wodą wymiennik clepta (3 szt.), 4 — przewód spustowy pompy paliwowej, 5 — przewód paliwowy, « — otwór wlewu paliwa, 7 — zbiornik paliwa układu APU-3, 8 — filtr l zawory odcinające dopływ paliwa, 9 — obwód chłodzenia oleju, 10 — przewody spustowe pompy paliwowej, n — filtry i za- wory odcinające dopływ paliwa, 12 — zbiornik paliwa układu APU-l, 13 — zbiornik paliwa układu APU-2, 14 — gniazdo obsługowe układów APU-l i APU-2, 15 — elektroniczny sterow- nik układów APU, 18 — przewody paliwowe, 17 — Jednostka APU-l, 18 — Jednostka APU-2, 19 — tylna wręga wzmocniona 116 niki ciepła umieszczone na każdym z przewodów powrotnych. W celu zapewnienia jałowego obiegu płynu hydraulicznego w instalacji podczas lotu na orbicie okołoziemskiej, kiedy następuje wychłodzenie, stosuje się pompę obiegową napędzaną silnikiem elektrycznym. Pomocnicza jednostka napędowa APU ma masę 90 kg i jest w isto- cie silnikiem turbinowym o mocy 103 kW działającym na zasadzie reakcji katalitycznego rozkładu ciekłej hydrazyny (N2H4). Człon „pomocnicza" w jej nazwie wywodzi się bardziej od analogicznych urządzeń stosowa- nych w zwyczajnych samolotach właśnie jako pomocnicze źródło energii, podczas gdy w samolotach kosmicznych APU spełnia funkcję podstawo- wego urządzenia napędowego instalacji hydraulicznej. Podczas startu muszą pracować wszystkie trzy jednostki, gdyż każda obsługuje wtedy jeden z silników SSME (zawory, ustawienie dyszy) i zaprzestanie pracy jednej z nich może stać się przyczyną rozpoczęcia operacji awaryjnej. W przeciwieństwie do startu, podczas powrotu z orbity do napędu hydra- uliki wystarcza tylko jedna jednostka APU. -,iŁ . .,, Zbiornik paliwa jednostki napędowej zawiera 134 kg hydrazyny utrzymywanej pod ciśnieniem 2550 kPa przez sprężony hel. Ilość ta wys- tarcza do pracy urządzenia w czasie 91 min. Ciśnienie hydrazyny jest podnoszone do ok. 10 342 kPa przez pompę napędzaną z przekładni je- dnostki. Hydrazyna pod ciśnieniem jest kierowana z wyjścia pompy pa- liwowej do zaworu generatora gazu. Zawór ten jest zamykany i otwie- rany przez sterownik jednostki regulując dopływ paliwa i tym samym utrzymując prędkość obrotową turbiny wynoszącą 72 000 obr./min. W generatorze gazu jest umieszczony granulowany katalizator powodu- jący rozkład hydrazyny na gorący gaz o temperaturze 927°C i ciśnieniu 6900-J-8300 kPa. Rozprężający i rozpędzający się gaz jest kierowany dyszami na łopatki jednostopniowej turbiny. Po przeniknięciu przez wir- nik gaz jest zbierany i kierowany do dwunastu dysz tłoczących go przez wirnik w kierunku przeciwnym do pierwotnego przepływu. Gaz, już o znacznie niższej temperaturze i ciśnieniu nieco większym od atmosfe- rycznego wchodzi teraz do zespołu wylotowego, a następnie przepływa wokół obudowy generatora chłodząc go. Uzyskana w ten sposób energia ruchu obrotowego wału turbiny jest przekazywana za pośrednictwem przekładni do pompy hydraulicznej. 2.3.12. Instalacja elektryczna " f !i^._ r- \\ Przez cały czas misji zasadniczym źródłem energii elektrycznej orbitera są trzy baterie ogniw paliwowych wykorzystujących reakcję wodoru z tlenem, które mogą dostarczyć 14 kW mocy ciągłej i 24 kW mocy szczytowej (przez 15 minut co 3 godziny). Zapas reagentów dla całej misji pozwala na wyprodukowanie 1530 kWh energii elektrycznej. ^'; v,n 117 Instalacja PRSD (ang. Power Reactant Storage and Distribution) służy do przechowywania i rozprowadzania reagentów. Wodór i tlen przechowuje się w kulistych zbiornikach o podwójnych ściankach umiesz- czonych w środkowej części kadłuba, pod dnem ładowni. Reagenty mają własności gęstych gazów, a ich temperatura wynosi — 251°C dla wodoru i — 176°C dla tlenu. Instalacja rozprowadzająca działa pod własnym ciś- nieniem zbiorników, w przypadku zaś zbyt dużego spadku ciśnienia są ,w. włączane elektryczne grzejniki w zbiornikach. Zbiorniki są wyposażone również w zawory bezpieczeństwa na wypadek przekroczenia krytycz- nego poziomu ciśnienia. Instalacja rozprowadzania, której większość ele- mentów jest zdwojona składa się z filtrów, zaworów zwrotnych i zaworów odcinających. Każda z baterii ogniw paliwowych może pobierać reagenty z dowolnych zbiorników, jak również dowolny zbiornik może być wy- eliminowany z instalacji w razie awarii. Zbiorniki tlenu mają średnicę 93,5 cm i w każdym z nich mieści się 354 kg gazu. Zbiorniki wodoru o średnicy 115,6 cm zawierają po 42 kg gazu. Standardowo instaluje się cztery zbiorniki wodoru i cztery zbiorniki tlenu, ale ich liczba może być zwiększona. System FCS (ang. Fuel Celi System). Wytwarzanie energii elektrycz- nej odbywa się w systemie baterii ogniw paliwowych FCS umieszczonym adu Rys. 2.34. Instalacja ogniw paliwowych l — zawór odbioru wody wytworzonej w ogniwach, 2 — zbiorniki wodoru, 3 — gniazdo podłączania przewodów startowych z wyrzutni (odłączane na 4 h przed startem), 4 — tablica obsługowa układu chłodzenia, s — zbiorniki tlenu, « — ogniwa paliwowe (3 szt.), 7 — elek- tryczna aparatura rozdzielcza 118 w środkowej części kadłuba. Bateria składa się ze stosu sześćdziesięciu czterech ogniw podzielonych elektrycznie na dwa równoległe podzespoły po trzydzieści dwa ogniwa w każdym. Na końcu stosu jest zainstalowany zespół urządzeń obsługowych, który może być w całości wymontowany dla potrzeb przeglądu i naprawy. W jego skład wchodzą instalacje dos- tarczające reagenty, układy kontroli temperatury, usuwania wody, ste- rowania elektrycznego i monitorowania parametrów pracy ogniwa. Każde z ogniw składa się z anody, katody i matrycy zawierającej katalizator — wodorotlenek potasu (KOH). Płytki separacyjne wykonane z magnezu nadają ogniwu sztywność, wyznaczają ścieżki przepływu elektronów oraz ułatwiają odprowadzanie wody, zanieczyszczeń i wydzielonego ciepła. Kompletne ogniwo paliwowe ma wymiary 35,5X46,2X101,6 cm i masę ok, 92 kg. Trwałość ogniwa wynosi 5000 h pracy. Y^Pi^i Tlen i wodór są dostarczane do baterii ogniw w ilościach koniecznych do uzyskania wymaganej elektrycznej mocy wyjściowej. Produktem re- akcji chemicznej zachodzącej w ogniwach jest woda wykorzystywana następnie przez załogę pojazdu do picia i utrzymania higieny. Nadmiar wody jest usuwany za burtę. Każda z baterii ogniw paliwowych jest podłączona do jednej z trzech niezależnych szyn prądu stałego 27,5-7- -:-32,5 V. Podczas dużego i średniego obciążenia są używane wszystkie trzy ogniwa, a podczas małego tylko dwa. Zainstalowane w ładowni or- bitera ładunki użyteczne mogą pobierać z instalacji elektrycznej średnią moc l kW (1,5 kW szczytową) podczas startu i lądowania oraz 7 kW (12 kW szczytową) w locie orbitalnym. Podczas siedmiodniowej misji dla ładunków użytecznych dostępne jest 50 kWh energii elektrycznej. War- tość ta może wzrosnąć do 850 kWh po zainstalowaniu dodatkowych zbiorników tlenu i wodoru. _ z ntc; Zespół sterowania elektrycznego ECU (ang. Electrical Control t/nit) służy do sterowania baterii ogniw paliwowych. Składa się on z matrycy wyłączników i przekaźników. Jego zadaniem jest sterowanie pracą na- pędzanych silnikami elektrycznymi pomp dostarczających reagenty do ogniw, zespołów elektrycznych grzejników rozruchowych i grzejników podtrzymujących temperaturę ogniw. System ECU uruchamia i zatrzy- muje ogniwa w sposób praktycznie niezależny od urządzeń zewnętrznych. Urządzenia elektryczne są zasilane z trzech wspomnianych szyn prą- du stałego o napięciu 27,5-:-32,5 V. Trójfazowe napięcie zmienne 110 V/ 7400 Hz uzyskuje się z zasilanych prądem stałym półprzewodnikowych falowników. Łączna długość przewodów instalacji elektrycznej Columbii wynosi 487 km (dla porównania w samolocie pasażerskim Airbus A300 użyto 168 km przewodów). Izolacja kabli przystosowana jest do pracy w zakresie temperatur od -260°C do 400°C. 119 2.3.13. System oczyszczania, odpowietrzania i osuszania System oczyszczania, odpowietrzania i osuszania służy do usuwania gazów i cieczy zbierających się w nieciśnieniowych częściach orbitera i zabez- piecza przed tworzeniem się oblodzenia na połączeniach ze zbiornikiem ET. Podczas przygotowań przedstartowych na wyrzutni podsystem oczyszczania tłoczy klimatyzowany gaz (powietrze, gazowy azot lub ich mieszaninę) przez przednią część kadłuba, ładownię, statecznik pionowy i człony silników OMS. Służy to usunięciu zanieczyszczeń i toksycznych gazów, a także utrzymaniu właściwych poziomów temperatury i wilgot- ności. Na stanowisku startowym jest zainstalowany spektrometr masowy badający poziom substancji toksycznych i wybuchowych obecnych w ga- zach wydostających się z samolotu kosmicznego. Podczas startu podsystem odpowietrzania pozwala na ujście powietrza z nieciśnieniowych części orbitera przez układ osiemnastu otworów od- powietrzających. Są one otwierane za pomocą siłowników hydraulicznych. Analogiczna operacja jest wykonywana podczas powrotu z orbity, gdy powietrze wpływa do wnętrza pojazdu. Zespół otworów przelewowych umożliwia spływanie wody i innych cieczy do najniżej położonych części orbitera (gdy stoi on na wyrzutni), gdzie znajdują się odpływy. Złożona z rur instalacja odprowadza ciecze z miejsc, z których nie mogą one spłynąć bezpośrednio do otworów przelewowych. Osobna instalacja wytwarza nadciśnienie między szybami okien za- bezpieczając przed ich zaparowaniem lub oszronieniem. . . -.M;»».'. • -,., 2.3.14. A wioń i ka v ,?, ,, Awionika wahadłowca steruje lub wspomaga sterowanie wszystkimi systemami pojazdu. Ponad dwieście bloków układów elektronicznych zos- tało tak zaprojektowanych, aby można je było łatwo i szybko wymieniać między misjami. Zapewniają one automatyczne sterowanie pojazdem we wszystkich fazach misji z wyjątkiem zbliżania i cumowania z innymi obiektami kosmicznymi. ••'• ••.• ;\ !,j '•.•-, i'"')ji •' "'•" '• 2.3.14.1. Przetwarzanie danych , ' ••;.•!",' ,i;M .- >;M.':';V. c.-:;c-,.' -'ilj> .r A -.*>• ,„.;nvvv. Do przetwarzania danych na pokładzie orbitera jest wykorzystywanych pięć komputerów, dwie pamięci taśmowe, szeregowe szyny danych, dzie- więtnaście multiplekserów-demultiplekserów oraz opisane już trzy ste- rowniki silników głównych. 120 łt« orbi Rys. 2.35 Schemat blokowy awioniki •••.'•:-:>.<-. • . •• ,:j. , -.u..."-' _ • •-, T Komputery pokładowe. Są to zmodyfikowane maszyny IBM AP-101 systemu AS/4Pi sterowane przez mikroprogram. Każde urządzenie ma pamięć ferrytową o pojemności 106 496 32-bitowych słów. Cztery z pię- ciu komputerów tworzą podstawowy system sterowania lotem podczas jego najbardziej krytycznych faz: startu i lądowania. Każdy z nich przeprowadza identyczne operacje, a ich wyniki są poddawane głoso- waniu. Jeśli rezultaty obliczeń jednego z komputerów różnią się od po- zostałych trzech, to jest odłączany i jego obliczenia nie są brane pod uwagę przy podejmowaniu decyzji. Piąty komputer przejmuje sterowanie lotem, gdy wszystkie cztery głosujące komputery ulegają awarii. Kompu- tery podstawowe synchronizują się 250-f-350 razy w ciągu sekundy. Urządzenia przetwarzania danych zorganizowane w taką architekturę mają wysoki współczynnik niezawodności podczas startu i lądowania, kiedy nie ma czasu na dociekanie przyczyn awarii i usuwanie jej skut- ków. Podczas lotu orbitalnego jeden z komputerów pełni zadania związane z naprowadzaniem, nawigacją i sterowaniem, natomiast drugi nadzoruje pracę wszystkich systemów wahadłowca. Pozostałe trzy mogą być uży- wane do obsługi ładunków użytecznych bądź pozostać wyłączone. W kry- tycznych fazach misji każdy z pięciu komputerów wykonuje ok. 325 000 operacji zmiennoprzecinkowych na sekundę. Załoga może zażądać od komputerów wykonania ponad tysiąca zleceń, których realizację obser- 121 wuje na ekranach monitorów w postaci kombinacji znaków alfanume- rycznych i wykresów graficznych. Pamięci taśmowe. Do gromadzenia dużych ilości danych służą dwie pamięci taśmowe o pojemności po 134 Mb (megabitów). Normalnie jest wykorzystywana pojedyncza pamięć masowa, a drugą utrzymuje się w rezerwie. Istnieje jednak możliwość jednoczesnego wykorzystania obydwu urządzeń podłączonych do osobnych szyn danych lub do różnych komputerów. „ „. :_:{ Rozprowadzanie danych. Przekazywanie danych między urządze- niami elektronicznymi na pokładzie orbitera odbywa się po szeregowych szynach danych wykorzystując technikę podziału czasowego i modulację impulsowo-kodową PCM (ang. Pulse Code Modulation). W orbiterze znajdują się 24 szyny danych, a po dalszych 28 są przesyłane dane bi- narne z rakiet wspomagających i zbiornika zewnętrznego. Do ich forma- towania służą multipleksery-demultipleksery. Poszczególne kanały są przesyłane sekwencyjnie. , ............ ., -(.;„,. ,,,..»• 2.3.14.2. Naprowadzanie, nawigacja i sterowanie Piloci wahadłowca mogą wykorzystywać jeden z trzech sposobów ste- rowania pojazdem: automatyczny, ręczny lub bezpośredni. Przy sterowa- niu automatycznym załoga obserwuje jedynie przyrządy wskaźnikowe, natomiast komputery w czasie rzeczywistym rozwiązują równania ste- rowania lotem i wydają zlecenia systemom wahadłowca. Jeśli pojazd zej- dzie z zadanego toru lotu, astronauci mogą przejść na sterowanie ręczne ^ lub bezpośrednie. Samolot kosmiczny można sprowadzić z orbity całko- wicie automatycznie — tylko wysunięcie podwozia i hamowanie podczas dobiegu muszą być przeprowadzane przez astronautów. Sterowanie ręczne polega na wydawaniu zleceń komputerom za po- mocą drążka sterowego i pedałów (tylko w locie atmosferycznym). System sterowania lotem interpretuje ruchy drążka sterowego jako komendę przechylenia, pochylenia bocznego i odchylenia kierunkowego. Im więk- szy ruch drążkiem, tym jest większe odchylenie pojazdu. System kontroli lotu porównuje te zlecenia z danymi z giroskopów i przyspieszeniomierzy, a następnie wysyła komendy do urządzeń wykonawczych (silniczki ko- rekcyjne, powierzchnie aerodynamiczne). Jeśli astronauta puści drążek sterowy, to samoczynnie powróci on do pozycji neutralnej a pojazd utrzy- ma poprzednie położenie. Wspomagany komputerowo system sterowania lotem nazywany jest „fly-by-wire". Przy sterowaniu bezpośrednim wahadłowiec reaguje wyłącznie na komendy astronautów, chociaż są one nadal przetwarzane przez kompu- tery. Piloci muszą jednak sami dbać o płynność zakrętów, wytłumianie wszelkich oscylacji i utrzymywanie zadanego położenia. 122 Platformy inercyjne IMU (ang. Inertial Measurement Unit) i seks- tansy automatyczne. Orbiter ma liczne urządzenia pozwalające kompu- terom i załodze obliczyć aktualną pozycję pojazdu. W przedniej części kabiny znajduje się tzw. podstawa nawigacyjna, specjalnie usztywniona konstrukcja, na której są umieszczone podstawowe urządzenia nawiga- cyjne: trzy platformy inercyjne IMU i dwa śledzące gwiazdy sekstansy automatyczne. Platformy IMU dają informacje o wektorze położenia i wektorze prędkości wahadłowca względem tzw. inercyjnego układu od- niesienia, którym jest wirująca masa. Sekstansy zaś co jakiś czas wpro- wadzają poprawki do platform IMU. Sekstansy są elektrooptycznymi urządzeniami o szerokim polu widzenia śledzącymi gwiazdy wybrane tak, aby ze środka Ziemi były widziane pod kątem 90° (według danych astronomicznych z 1950 r.). :- Przyspieszeniomierze. Znajdują się w przedniej części kabiny. Każdy z czterech zestawów składa się z dwóch przyspieszeniomierzy mierzących zmiany prędkości wzdłuż dwóch osi prostopadłych do osi podłużnej po- jazdu. Ich wskazania są wykorzystywane przez system sterowania lotem do obliczenia przechylenia i odchylenia kierunkowego. Giroskopy. Do wręgi wzmocnionej oddzielającej ładownię od tylnej części kadłuba są przytwierdzone cztery zestawy giroskopów, każdy skła- dający się z trzech giroskopów dostarczających danych o prędkościach wokół trzech prostopadłych osi pojazdu. Informacje te są wykorzystywa- ne przez system sterowania lotem do wykrywania oscylacji w trakcie wykonywania manewrów i ich automatycznego wygaszania. Giroskopy wykorzystuje się podczas startu i lądowania, a podczas lotu orbitalnego są wyłączone. • -;. .•--.".'-$. r' •'•',- ' • - .V"V •''/ • M\ Sondy atmosferyczne. Po obydwu stronach przedniej części kadłuba znajdują się dwie wysuwane sondy atmosferyczne. Umieszczone na nich czujniki ciśnienia i temperatury dostarczają danych, które po przetwo- rzeniu pozwalają na obliczenie takich parametrów jak kąt natarcia, wy- sokość, prędkość opadania, prędkość równoważna poprawiona lotu i pręd- kość względem lokalnej prędkości dźwięku. Tacan (ang. Toctical Air Nawgation). Nad i pod kabiną znajdują się po trzy anteny dookólne pasma L (1,13—1,73 GHz), do których są podłączone urządzenia nadawczo-odbiorcze systemu nawigacji lotniczej Tacan. Odebrane dane o odległości od stacji naziemnych systemu Tacan służą do obliczania dystansu dzielącego wahadłowiec od lotniska. Systemy naprowadzania na pas. W ostatniej fazie lądowania dane o położeniu pojazdu dostarczane są przez system mikrofalowych wiązek omiatających MSBLS (ang. Microwave Scan Beam Landing System). W orbiterze znajdują się trzy niezależne układy systemu w skład których wchodzą: antena pasma Ku (12,4—18 GHz), urządzenia nadawczo-odbior- 123 cze i dekoder. Obliczenia kąta podejścia, azymutu i odległości względem stacji naziemnej rozpoczynają się na 15 km przed lądowiskiem, a kończą po przekroczeniu brzegu pasa startowego, na wysokości 30 m. Od tej pory wartości kąta podejścia są obliczane z danych dostarczanych przez wysokościomierz radarowy. Funkcjonuje on od wysokości 762 m do chwili posadzenia pojazdu na bieżni. Radar zbliżeniowy. Podczas orbitalnych operacji zbliżania do obli- czania odległości, kąta, prędkości liniowej i kątowej wykorzystywany jest radar zbliżeniowy z anteną na pasmo Ku. • .f'- - '•-••',-., ';••:.-,•> •; > •:.' •' -, -4 ).".. 'if' wu"!1 _ r., i : •.-.••••:> s v 2.3.14.3. Urządzenia wskaźnikowe i sterownicze . .<••••, Y., Pokład pilotażowy wahadłowca mieści najbardziej różnorodny zestaw przyrządów wskaźnikowych i sterowniczych pośród wszystkich istnieją- cych statków latających. Przyrządy są pogrupowane pod względem funk- 124 J O cji i rozmieszczone w kolejności używania od lewej do prawej i od góry do dołu. Wszystkie są podświetlane i zabezpieczone przed nieumyślnym uruchomieniem. W przedniej części kabiny znajdują się urządzenia nie- zbędne do sterowania orbiterem, natomiast w tylnej — do sterowania podczas cumowania i operacji zbliżeniowych, do sterowania manipula- torem i ładunkiem użytecznym. Urządzenia sterownicze. Obydwaj piloci mają przed sobą drążki ste- rowe obrotu pozwalające na obracanie pojazdem wokół trzech prosto- padłych osi podczas lotu orbitalnego oraz sterowanie pochyleniem bocznym i przechyleniem podczas lotu atmosferycznego. Sterowanie od- chyleniem kierunkowym odbywa się wtedy za pomocą pedałów. Trzeci taki drążek znajduje się w tylnej części kabiny. Do przesuwania pojazdu wzdłuż trzech prostopadłych osi podczas lotu orbitalnego służą drążki sterowe przesuwu, z których jeden jest umieszczony po lewej stronie fotela dowódcy, a drugi z tyłu kabiny. Dźwignie hamowania i dławienia a. .t Rys. 2.36. Przednia część pokładu pilotażowego orbitera z pokazanymi urządzeniami wskaźnikowymi i sterowniczymi. Z lewej stanowisko dowódcy widziane ze sta- nowiska pilota, z prawej stanowisko pilota widziane ze stanowiska dowódcy 125 silników pełnią podwójną funkcję w zależności od fazy lotu. Podczas startu służą do regulacji ciągu silników SSME, a podczas powrotu z or- bity sterują wychyleniem hamulca aerodynamicznego. Do wydawania poleceń komputerom pokładowym są wykorzystywane trzy klawiatury z trzydziestoma dwoma klawiszami (numeryczne i funkcyjne) o układzie podobnym jak w kalkulatorze programowalnym. Urządzenia sterownicze manipulatora opisano w p. 2.7. o v 'Jaz Urządzenia wskaźnikowe są tak liczne, że wymienimy tylko naj- ważniejsze z nich. Wskaźnik półcienia — sztuczny horyzont. Podaje jednocześnie infor- macje o wartościach przechylenia, pochylenia bocznego i odchylenia kie- runkowego, błędów położenia oraz prędkości kątowych. Podczas lotu atmosferycznego nie są podawane dane o odchyleniu kierunkowym. Po- łożenie pojazdu jest wskazywane przez ruchomą kulę z zaznaczonymi wartościami odchyleń, błędów położenia i prędkości kątowych za pomocą wskazówek. Wskaźnik ustawienia sterów aerodynamicznych. Pokazuje położenie wszystkich sterów aerodynamicznych: lewej sterolotki zewnętrznej i wewnętrznej, prawej sterolotki wewnętrznej i zewnętrznej, steru kie- runku i klapy kadłubowej. Machometr/alfametr. Wskazuje dane o kącie natarcia (alfa), przys- pieszeniu, prędkości w liczbach Macha i prędkości równoważnej popra- wionej lotu. Wysokościomierz. Oprócz wartości wysokości i wysokości radarowej wskazuje on prędkość wznoszenia i występujące przyspieszenie pionowe. Wskaźnik przyspieszenia. Podaje pilotom informacje o przeciążeniach występujących podczas lotu powrotnego z orbity. Wskaźnik sytuacji poziomej. Wskazuje położenie statku w sto- sunku do wybranych punktów nawigacyjnych. Na tarczy elektromecha- nicznego kompasu są wskazywane takie wielkości jak kierunek lotu, odległość od punktu nawigacyjnego, kierunek do lotniska, kierunek osi podłużnej bieżni i położenie pojazdu na ścieżce schodzenia. Monitory komputerów. Mają ekran pokryty zielonym luminoforem i są podstawowymi urządzeniami wskaźnikowymi na tablicach przyrzą- dów. Na ekranie monitora można wyświetlić jednocześnie 26 linii po 51 znaków alfanumerycznych i dane graficzne. Jego rozdzielczość wynosi 1024X713 punktów. Informacje o obrazie są przechowywane w osobnej pamięci monitora w postaci stron wybieranych przez załogę. Trzy mo- nitory znajdują się na konsoli przed pilotami i jeden w tylnej części kabiny. Wskaźnik refleksyjny HUD (ang. Head-up Display). Począwszy od misji STS-6 *, (z wyjątkiem STS-9) na wysokości przedniej szyby przed - ': •'*' ••>:;jii'jr 'la: * Wyjaśnienie oznaczeń misji wahadłowców znajduje się w p. 2.10. * 'f <«L*;,•»' T 126 fotelem dowódcy jest umieszczony wskaźnik refleksyjny HUD. Informacje wyświetlane na miniaturowym monitorze ekranowym są powiększane przez układ soczewek i trafiają na półprzepuszczalną szybę wskaźnika refleksyjnego. Są to dane o prędkości, wysokości i kierunku lotu. W os- tatniej fazie podejścia dowódca nie musi więc spoglądać na inne przy- rządy wskaźnikowe i całą uwagę może skupić na sytuacji na zewnątrz pojazdu. ';w ' u System ostrzegania i alarmowania. Do informowania astronautów o usterkach w pracy urządzeń służy system ostrzegania i alarmowania składający się z jednostki sterującej, czterdziestu lampek wskaźnikowych na przedniej tablicy przyrządów, stu dwudziestu lampek w tylnej części kabiny i trzech przełączników do obsługi. Każda lampka odpowiada kon- trolowanemu parametrowi systemów i instalacji wahadłowca. Przekro- czenie tolerancji jest sygnalizowane włączeniem odpowiedniej lampki i sygnałem dźwiękowym w słuchawkach astronautów. Po potwierdzeniu alarmu za pomocą przełączników lub klawiatury komputerów sygnały alarmowe są wygaszane. ••• 'j « .: .- . 2.3.14.4. Systemy łączności i transmisji danych > Orbiter jest wyposażony w liczne środki wysyłania i odbierania infor- macji ze śledzących stacji naziemnych, satelitów przekaźnikowych TDRS (ang. Tracking and Data Relay Satellite), satelitów towarzyszących i od astronautów odbywających spacery kosmiczne. ów System nadawczo-odbiorczy PM na pasmo S. Wykorzystuje on falę nośną 2287,5 lub 2217,5 MHz (nadawanie) i 2106,406300 lub 2041,947900 MHz (odbiór). Ma on cztery anteny dookólne i jest zdolny do pracy z na- ziemnymi i satelitarnymi stacjami śledzącymi. W systemie tym są na- dawane dane z szybkościami 96 kbit/s (64 kbit/s telemetrii i jeden cyfrowy kanał rozmowny służący do przesyłania rozmów astronautów z Ziemią 32 kbit/s) lub 192 kbit/s (128 kbit/s telemetrii i dwa kanały rozmowne po 32 kbit/s). Odbieranie danych odbywa się z szybkościami 32 kbit/s (8kbit/s zleceń z Ziemi i jeden kanał rozmowny 24 kbit/s) lub 72 kbit/s (8 kbit/s zleceń i dwa kanały rozmowne po 32 kbit/s). Na fali podnośnej o częstotliwości 1,7 MHz możliwe jest przesyłanie informacji o odległości wahadłowca od stacji naziemnej. System nadawczo-odbiorczy na pasmo Ku. Zapewnia on łączność między orbiterem a Centrum Kontroli Misji poprzez satelitę przekaźni- kowego TDRS. Kierunkowa antena nadawczo-odbiorcza znajduje się w ładowni, a więc korzystanie z tego systemu jest ograniczone do ope- racji orbitalnych, gdy drzwi komory towarowej są otwarte. Do nada- wania wykorzystuje się falę nośną o częstotliwości 15,0034 GHz, a do odbierania o częstotliwości 13,7750 GHz. Nadajnik systemu na pasmo Ku jest używany w dwóch stanach pracy. W stanie pierwszym (modulacja 127 PM) są dostępne trzy kanały łączności: 192 kbit/s tak jak w systemie PM na pasmo S, 2 Mbit/s danych z ładunków użytecznych w czasie rzeczy- wistym lub odtwarzanych z rejestratorów i 50 Mbit/s danych z ładunków. W drugim stanie pracy (modulacja FM) są również dostępne trzy kanały transmisji: dwa tak jak w pierwszym stanie pracy, a trzeci do nadawa- nia sygnałów wizyjnych o szerokości pasma 4,5 MHz, danych analogo- wych z ładunków użytecznych o tej samej szerokości pasma i danych cyfrowych z ładunków z szybkością 4 Mbit/s. Odbiór danych jest możliwy z szybkością 216 kbit/s, z czego 144 kbit/s przypada na kanał graficzno- -tekstowy, a reszta na dwa kanały rozmowne i kanał zleceń. , ,!..(,-51 Nadajnik FM pasmo S. Umożliwia on transmisję jednego z czterech rodzajów informacji: — 3 kanały telemetrii silników głównych po 60 kbit/s, , ,• ...\.ni,_-//c-. — 1024 kbit/s danych z ładunków użytecznych, -H - * — dane cyfrowe z ładunków 5 Mbit/s lub analogowe 4 MHz, — sygnał telewizyjny. Kodowanie i dekodowanie sygnałów. Sygnały telemetryczne 64 i 128 kbit/s są formowane przez główny modulator PCM na podstawie analogowych lub cyfrowych danych z ładunków użytecznych, systemów orbitera i komputerów pokładowych. Sygnały te trafiają następnie do procesora komunikacyjnego równolegle z analogowym sygnałem mowy, który jest kodowany na postać cyfrową i razem z sygnałem telemetrii doprowadzany do nadajnika odpowiedniego systemu. Podobnie jest z sy- gnałami obieranymi. W procesorze komunikacyjnym cyfrowy sygnał mo- wy jest oddzielany od sygnału zleceń i zamieniany na postać analogową. Sygnał zleceń podawany jest bezpośrednio do komputerów. Rejestracja danych. Na pokładzie znajdują się dwa czternastoścież- kowe rejestratory zdolne do zgromadzenia ilości informacji napływającej w czasie 80 min. Istnieje czternaście różnych prędkości przesuwu taśmy: od 15 do 305 cm/s. System TDRSS (ang. Tracking and Data Relay Satellite System). Docelowo składać się ma on z dwóch satelitów typu TDRS na orbicie geostacjonarnej rozmieszczonych co 130°, jednego satelity rezerwowego i pojedynczej stacji naziemnej znajdującej się w White Sands w stanie Nowy Meksyk. Na obecnym etapie (1987 r.) system składa się z jednego satelity i stacji naziemnej (TDRS-B został utracony w katastrofie Chal- lengera). Pojedynczy satelita może zapewnić łączność z dwoma orbite- rami i kilkoma innymi obiektami kosmicznymi jednocześnie przez 40-f-90% obiegu Ziemi. Ze stacji w White Sands sygnał jest przesyłany do Centrum Kontroli Misji w Houston w Teksasie i Centrum Lotów Kosmicznych im. Goddarda w Greenbelt w stanie Maryland poprzez komercjalne sa- telity telekomunikacyjne znajdujące się na orbicie geostacjonarnej. Na pokładzie samolotu kosmicznego znajdują się urządzenia do wy- konywania trwałych kopii przesyłanych z Ziemi informacji. Dane teks- 128 towe są drukowane na dalekopisie, natomiast dane graficzne są wyświe- tlane na monitorach ekranowych i fotografowane aparatem typu Pola- roid (z natychmiastowym — automatycznym wywoływaniem zdjęć). 2.4. ZBIORNIK ZEWNĘTRZNY ••-i 11 "*z Zbiornik zewnętrzny ET (ang. External Tank) mieści materiały pędne dla trzech silników głównych wahadłowca i stanowi konstrukcję nośną dla całego systemu podczas startu. Absorbuje on naprężenia wywołane ciągiem rakiet wspomagających SRB i silników głównych o łącznej war- tości 28 580 kN. Po zakończeniu zadania 8,5 min po starcie zbiornik jest odrzucany i po wejściu w gęste warstwy atmosfery rozpada się. Jego szczątki wpadają do Oceanu Indyjskiego lub Spokojnego. ET jest je- dynym nieodzyskiwalnym elementem systemu Space Shuttle. 2.4.1. Konstrukcja ' f' '« > - ? Zbiornik zewnętrzny składa się z trzech dużych elementów konstrukcyj- nych. Są to (od góry) zbiornik ciekłego tlenu, konstrukcja międzyzbior- nikowa i zbiornik ciekłego wodoru. •; Zbiornik ciekłego tlenu mieści 542 641 dms utleniacza o temperatu- rze — 183°C. Masa własna zbiornika wynosi 5648 kg, a po napełnieniu Rys. 2.37. Przekrój zbiornika zewnętrznego ET l — zbiornik ciekłego tlenu, 2 — przednie połączenie z orbiterem, 3 — przewód rurowy do- prowadzający utleniacz do silników, 4 — tylne połączenie z orbiterem, 5 — zbiornik ciekłego wodoru, 6 — sekcja międzyzbiornikowa, 7 — płyty uniemożliwiające powstawanie zawirowań cieczy, S — przegrody tłumiące ruchy ciekłego tlenu 9 — Samoloty kosmiczne 129 ciekłym tlenem 623 421 kg. Jest on wykonany z płyt stopu aluminiowego 2219 wcześniej uformowanych i chemicznie obrobionych, a następnie łączonych w procesie spawania. Ponieważ zbiornik ciekłego tlenu stanowi najwyżej położoną część ET, to jego szczyt ma kształt ostrołukowej bryły obrotowej dającej minimalny opór aerodynamiczny. Ścięty dziób zbior- nika jest przykryty stożkową osłoną aerodynamiczną, pod którą znajdują się instalacje paliwowe i elektryczne. Na jej szczycie jest umieszczony odlany z aluminium pręt — odgromnik, chroniący cały system waha- dłowca przed wyładowaniami atmosferycznymi. Wewnątrz dolnej części zbiornika są umieszczone pierścieniowe przegrody tłumiące ruchy cieczy podczas startu. Od spodu zbiornik utleniacza jest zakończony elipsoidalną kopułą, w której znajduje się odpływ cieczy i właz umożliwiający obsłu- dze naziemnej przegląd wnętrza zbiornika. Zbiornik ciekłego wodoru mieści l 458 382 dm3 paliwa o tempera- turze —253°C. Jest on największym elementem konstrukcyjnym ET i ma masę własną 14452 kg, a po napełnieniu wodorem 117710 kg. Łatwo zauważyć, że chociaż jego pojemność jest ponad dwa i pół rażą większa niż pojemność zbiornika ciekłego tlenu, to po napełnieniu materiałami pędnymi stosunek mas wynosi 1:5 na korzyść zbiornika ciekłego tlenu. Jest to związane z tym, że gęstość ciekłego wodoru jest aż czternasto- krotnie mniejsza od gęstości ciekłego tlenu. Zarówno zbiornik ciekłego tlenu, jak i wodoru są wykonane z takich samych materiałów i w taki sam sposób. Zbiornik paliwa nie ma oczywiście sekcji o kształcie ostro- łuku i z obydwu stron jest zakończony elipsoidalnymi kopułami. Wyko- nano w nich włazy dla personelu technicznego i otwory dla systemu > paliwowego. Ponadto do najniższej sekcji są przyspawane dwie podłuż- nice rozprowadzające obciążenia pochodzące od orbitera. Grubość blachy aluminiowej, z której są wykonane obydwa zbiorniki wynosi 1,75-4-9,45 mm w zależności od obciążeń. ET jest wzmocniony ponadto sześcioma wręgami pierścieniowymi. Sekcja międzyzbiornikowa stanowi strukturalne połączenie zbiorni- ków ciekłego tlenu i wodoru. Jest to cylinder wykonany z ośmiu płyt aluminiowych połączonych mechanicznie. Wewnątrz znajdują się rozpory i wręgi pierścieniowe poprawiające sztywność sekcji międzyzbiornikowej, do której przykładany jest cały ciąg z rakiet wspomagających. W pustej przestrzeni umieszczony jest również sprzęt kontrolno-pomiarowy, po- łączony z urządzeniami naziemnymi przewodami startowymi odrywanymi w chwili startu. Cały zbiornik zewnętrzny ma długość 47 m i średnicę 8,4 m. Jego masa własna wynosi 34 783 kg, a masa startowa 755 811 kg. 130 2.4.2. Instalacja paliwowa < Ponieważ zbiornik zewnętrzny jest nieodzyskiwany, większość systemów kontrolnych i zaworów instalacji paliwowej umieszczono w orbiterze, powodując tym samym obniżenie kosztów jednostkowych ET do mini- mum. Nawet napełnianie zbiornika materiałami pędnymi odbywa się przez orbiter za pomocą tych samych rur, którymi później przepływa ciekły tlen i wodór do silników głównych. Tymi samymi rurami wypom- powuje się materiały pędne w przypadku odroczenia startu. Opróżnianie i napełnianie zbiorników może odbywać się równolegle lub sekwencyjnie. Podczas startu ciekły tlen jest podawany do orbitera z wydajnością 1205,7 kg/s (1060 dms/s) przez rurę o średnicy 43,2 cm wykonaną z alu- minium i stali nierdzewnej. Ma ona dość skomplikowany kształt i dlatego składa się z wielu sztywnych i elastycznych odcinków. Biegnie ona od dna zbiornika ciekłego tlenu, przez wnętrze międzyzbiornika, dalej po zewnętrznej powierzchni zbiornika ciekłego wodoru i kończy się połą- czeniem startowym pod sekcją silnikową samolotu kosmicznego. Otwór wylotowy w zbiorniku ciekłego tlenu jest przykryty sitem o wielkości oczka 0,8 mm oraz płytami uniemożliwiającymi powstanie wiru i pobieranie gazowego tlenu przez pompy silnikowe. Równolegle do rury doprowadzającej biegnie znacznie cieńsza rurka powrotna. Jej rola wymaga nieco szerszego omówienia. Otóż zbiornik ciekłego tlenu nigdy nie jest wypełniany do końca — pozostawia się tzw. rezerwę eks- pansyjną. Wytworzone w niej ciśnienie nadaje całej konstrukcji wyma- ganą sztywność, a ponadto jak tłok dociska ciekły tlen do dna zbiornika. Podczas operacji przedstartowych w rurze doprowadzającej może gro- madzić się gazowy tlen (powstający na skutek parowania). Zadaniem rurki powrotnej jest stworzenie wymuszonego, powolnego ruchu ciekłego tlenu w rurze doprowadzającej. Gdyby cyrkulacja tlenu nie istniała, gwał- townie zmniejszyłaby się rezerwa ekspansyjna zbiornika, spadłaby w niej temperatura i ciśnienie, co mogłoby doprowadzić do zapadnięcia się zbior- nika. Cyrkulacja jest wymuszana helem wprowadzanym z urządzeń na- ziemnych. Ciekły wodór jest podawany do silników głównych z wydajnością 201,4 kg/s (2857 dms/s) przez rurę o średnicy 43,2 cm. Przechodzi ona częściowo przez wnętrze zbiornika co minimalizuje nagrzewanie ciekłego wodoru zawartego w rurze, a także zmniejsza wpływ drgań akustycz- nych pochodzących od rakiet wspomagających. Otwór wylotowy ciekłego wodoru jest skonstruowany podobnie jak w zbiorniku ciekłego tlenu. Również rurka cyrkulacyjna pełni podobną funkcję — wymusza obieg ciekłego wodoru w instalacji paliwowej w orbiterze. Podczas napełniania zbiornika materiałami pędnymi część z nich zamienia się w gaz. Aby nie dopuścić do wytworzenia nadmiarowego ciśnienia obydwa zbiorniki mają zawory upustowe. Otwiera się je pneu- 131 matycznie (gazowym helem) na dwie godziny przed startem. Zawory regulują przepływ gazów w taki sposób, aby nadciśnienie we wnętrzu zbiornika wynosiło 250 hPa. Jest ono na tyle duże, aby zbiornik nie został uszkodzony przez zmiany temperatury i ciśnienia atmosferycznego. Na trzy minuty przed startem zawory upustowe są zamykane i do zbior- ników wpompowany zostaje gazowy hel podnosząc ciśnienie w rezerwie ekspansyjnej. Od momentu zapłonu silników podnoszone jest ono przez erv gazy powstające na skutek parowania materiałów pędnych w wymien- nikach cieplnych silników głównych i wprowadzanych osobnymi przewo- dami w obszar rezerwy ekspansyjnej. Po zakończeniu pracy silników głównych, tuż przed odrzuceniem zbiornika następuje zapłon ładunku wybuchowego otwierającego zawór na szczycie ET. Wywołuje to gwałtowne uchodzenie gazowego tlenu i w konsekwencji, pod wpływem odrzutu efekt koziołkowania zbiornika z prędkością kątową 10-7-50°/s. Jest ona wystarczająca do tego, aby spo- wodować wejście zbiornika w atmosferę dokładnie nad wyznaczonym rejonem oceanu. .> a ..,. • .--.,,. ,j,:, • ^ : . , , -c, • ;.•.,; )).- >'•, ! ••: " ,-i. :••'>? . • . ;•;-. 2.4.3. Instalacja elektryczna ;^Ł ;< ; ^ •O:;: aj.-. Vt.i:fT" ' •/.' ';, <'.:-4- ''i ':''- "-'-^ ''••-*' ---'' --1 , .' . • Kontrola ciśnienia, temperatury, poziomu cieczy i położenia zaworów przeprowadzana jest za pośrednictwem przetworników elektrycznych. I tak na przykład czujnik poziomu cieczy to nic innego, jak drut platy- nowy zmieniający oporność w zetknięciu z zimnym płynem. Aby ma- ksymalnie uprościć budowę ET wszystkie dane z czujników są przesyłane do orbitera i stamtąd dopiero przekazywane na ziemię. Podobnie dzieje się z informacjami z rakiet wspomagających. Dlatego też ET jest silnie okablowany i ma specjalne prowadnice chroniące kable przed uszkodze- niami. Jak już wspominaliśmy na szczycie ET jest umieszczony odgromnik połączony elektrycznie z rurką gazowego tlenu. Połączenie jest wykonane dzięki malowaniu szczytu zbiornika farbą przewodzącą prąd elektryczny. 2.4.4. Osłona termiczna • Zewnętrzna powierzchnia ET jest pokryta kilkuwarstwową osłoną izo- lującą wnętrze zbiornika przed wysoką temperaturą zewnętrzną podczas przygotowań przedstartowych i podczas wznoszenia. Większość powierz- chni jest pokryta pianką poliizocyjanuratową CPR-488, ale tam gdzie na zbiornik działają szczególnie wysokie temperatury jest nakładany lek- ki ablator SLA-561. Gęstości tych materiałów wynoszą odpowiednio 78 i 90 kg/m3. Zapobiegają one tworzeniu się warstwy lodu na zimnych powierzchniach zbiornika. Podczas startu lód ten mógłby się rozkruszyć i odpadając uszkodzić delikatne płytki osłony termicznej orbitera. Z dru- 132 giej strony w fazie wznoszenia ET nagrzewa się aerodynamicznie i właś- nie na te miejsca nakładany jest ablator, który nie spala się i złuszcza jak inne podobne materiały, ale ulega zwęgleniu. >if>.v iqw Zarówno ablator jak i pianka są pokryte cienką warstewką ogniood- pornego lateksu chroniącego lekkie materiały przed pochłanianiem wil- goci. Średnia grubość osłony termicznej wynosi ok. 2,5 cm. Podczas pierwszych dwóch misji Columbii zbiornik ET pomalowano białą farbą. Został on wtedy dokładnie sfilmowany po odłączeniu, a biała farba dała wyraźny kontrast między zwęglonymi, a nienaruszonymi obszarami osło- ny termicznej. We wszystkich następnych lotach zbiornik miał już na- turalną, pomarańczowo-brązową barwę materiałów osłony. ófi.iL 2.4.5. Połqczenia zbiorników z orbiterem, SRB i urządzeniami xr " naziemnymi . '"" ->•• ' .;ruv ••• ••v^i,f'-:vt-'-.' ' Jako największy element i położony najbliżej środka masy systemu wa- hadłowca, zbiornik zewnętrzny jest wyposażony w połączenia mecha- niczne i startowe z orbiterem, rakietami SRB i urządzeniami naziemnymi. Orbiter jest połączony z ET w trzech punktach. Dwa tylne połączenia są przymocowane do ostatniej wręgi pierścieniowej i wzdłużnie zbiornika ciekłego wodoru. Przednie połączenie jest zamocowane do pierwszej wręgi Rys. 2.38. Szczegóły konstrukcyjne zbiornika zewnętrznego: A) tylne połączenie z orbiterem, B) szczyt zbiornika zewnętrznego J — połączenia elektryczne z orbiterem, 2 — połączenie przewodu rurowego doprowadzającego utleniacz, 3 — przewód rurowy powrotny ciekłego tlenu, 4 — odgromnik, 5 — zawór upus- towy gazowego tlenu, 6 — otwory upustowe gazowego tlenu, 7 — zawór powodujący ko- ziołkowanie zbiornika zewnętrznego po odłączeniu od orbitera, S — przewód rurowy gazowego tlenu wytworzonego w wymiennikach ciepła silników głównych 133 pierścieniowej zbiornika ciekłego wodoru. Wszystkie połączenia są elastycz- ne i pozwalają na swobodne odkształcanie się struktur ET i orbitera pod wpływem temperatury i obciążeń. W pobliżu dwóch tylnych złączy struk- turalnych są umieszczone dwa połączenia startowe umożliwiające prze- kazywanie sygnałów elektrycznych i przepływ materiałów pędnych. Po każdej stronie ET umieszczone są cztery złącza dla silników SRB. Do przedniego, pojedynczego złącza jest przyłożona cała siła ciągu rakiety wspomagającej. Trzy tylne złącza pełnią funkcję stabilizacyjną i są re- gulowane tak, aby można było połączyć ET i SRB dokładnie w jednej płaszczyźnie. Zarówno po górnym, jak i po dolnych złączach poprowa- dzone są przewody elektryczne. Na strukturze międzyzbiornikowej znaj- dują się połączenia z urządzeniami naziemnymi: zawór wylotowy gazo- wego wodoru, gazowego azotu i gazowego helu oraz połączenia elektryczne i systemu wykrywania niebezpiecznych gazów. ,.,->. 2.4.6. Lekki ET v O'; '/. , . • ' >' . • • •. • . , • •' . i-' Zbiornik zewnętrzny jest przymocowany do orbitera praktycznie do chwi- li wejścia na orbitę. Im mniejsza więc masa zbiornika, tym większa może być masa ładunku użytecznego wynoszonego w ładowni samolotu kos- micznego. Nic dziwnego więc, że wytwórnia Martin Marietta z każdym nowym wyprodukowanym zbiornikiem osiągała coraz mniejszą jego masę. I tak ET użyty w misji STS-1 miał masę 34 996 kg. Drugi zbiornik był już o 90 kg lżejszy, a trzeci, dzięki zrezygnowaniu z białej farby o 300 kg lżejszy. Są to jednak wielkości niewielkie. Konieczne były oszczędności bardziej radykalne. Zrezygnowano z kilku wzdłużnie wzmacniających i usztywniaczy pierścieniowych w zbiorniku ciekłego wodoru. Udało się też zmodyfiko- wać wręgi i połączenia z rakietami wspomagającymi. Elipsoidalne kopuły zakrywające zbiorniki były chemicznie obrabiane tylko po jednej stro- nie. ' , ';;. •' W ramach programu lekkiego ET są one obrabiane w ten sposób po obydwu stronach. Wytwórnia zlikwidowała również przewód powrotny ciekłego tlenu, a przewód ciśnieniowy wodoru przeniosła na prawą stronę zbiornika w sąsiedztwo głównego przewodu ciekłego tlenu. Pozwoliło to na wyeliminowanie ablatora ze sporej powierzchni i zastąpienie go izo- lacją piankową. Wszystkie te usprawnienia zmniejszyły masę zbiornika o ok. 2900 kg. W taki sposób wyprodukowano cztery zbiorniki, a pierwszy z nich zastosowano w locie STS-6. Później wytwórnia wprowadziła dalsze usprawnienia jeszcze bardziej zmniejszające masę. Przewody elektryczne umieszczono wewnątrz zbiornika eliminując specjalne prowadnice i izo- lację. Wymontowano przegrody tłumiące ruchy ciekłego tlenu, które oka- zały się znacznie mniej intensywne niż oczekiwano. Do procesów pro- dukcyjnych wprowadzono materiały kompozytowe, a prawie cały zbiornik 134 pokryto nową, lżejszą izolacją piankową. Jedenasty ET wyprodukowany przez firmę Martin Marietta miał masę 30 146 kg, czyli o 4853 kg mniej- szą niż pierwszy. i v *<- s . :^Ł,Vj ' ' 2.5. RAKIETY WSPOMAGAJĄCE rai Dwie rakiety wspomagające na stałe materiały pędne SRB (ang. Solid Rocket Booster) przyspieszają samolot kosmiczny podczas pierwszych dwóch minut misji i działają równolegle z trzema silnikami głównymi. Po odłączeniu i wodowaniu rakiety pomocnicze są odzyskiwane, remon- towane i mogą być użyte w jednej z następnych wypraw. Rakiety SRB są największymi urządzeniami tego typu zastosowanymi w lotach kos- micznych. Długość rakiety wynosi 45,36 m, średnica 3,708 m, a masa startowa 589 670 kg, z czego 502 125 kg przypada na materiały pędne. Średni ciąg wytworzony przez SRB ma wartość 11,79 MN. Zasadniczym elementem każdej rakiety jest silnik na stałe materiały pędne. 2.5.1. Silnik - Korpus silnika składa się z jedenastu osobnych stalowych sekcji (stal D6AC) obrabianych cieplnie, a następnie obrabianych skrawaniem do średnicy zewnętrznej 3,708 m z dokładnością do 0,1 mm i grubości ścian- tn0; ki 12,7 mm z dokładnością do 0,05 mm. Każda sekcja jest zakończona łącznikiem strzemiączkowym umożliwiającym połączenie z sekcją sąsied- G H Rys. 2.39. Przekrój rakiety wspomagającej SRB: A) osłona dyszy i tylnej części silnika, B) C), D), E) sekcje wypełnione materiałami pędnymi, F) sekcja przejścio- wa, G) osłona spadochronów głównych, H) stożek dziobowy l — tylne silniczki oddzielające, 2 — dysza, 3 — siłowniki hydrauliczne, t — elastyczne złącze pierścieniowe, s — obejma wzmacniająca, 8 — pierścień tłumiący, 7 — tylne połączenia ze zbiornikiem zewnętrznym, 8 — moduł aparatury elektronicznej, 9 — przewody elektryczne, 10 — stałe materiały pędne, 11 — urządzenia elektroniczne, 12 — światło pozycyjne włączane po wodowaniu, 13 — kamera filmowa, 14 — przednie połączenie ze zbiornikem zewnętrznym, 15 — antena, 16 — spadochrony główne, 17 — przednie silniczki oddzielające, 18 — spado- chrony (wyciągający i stabilizujący) 135 nią. Trwałość złącza międzysegmentowego uzyskuje się przez połączenie segmentów za pomocą 177 sworzni. Miejsce to jest następnie wzmacniane paskiem z włókna szklanego, na który jest naklejana gumowa nakładka. Szczelność złącza zapewniają dwie uszczelki ułożone w płytkich rowkach: podstawowa na górze i rezerwowa na dole. Przed wypełnieniem ma- teriałami pędnymi sekcje są wstępnie składane w cztery większe segmen- ty. Wnętrze każdego z nich pokrywa się izolacją gumową uniemożli- wiającą oddziaływanie gorących produktów spalania na metalowe ścianki silnika. Dopiero teraz wnętrza segmentów są wypełniane materiałami pędnymi. Paliwem jest pył aluminiowy (16%), a utleniaczem nadchloran amonu (69,83%). Resztę stanowi spoiwo — pochodna kwasu polibutadie- nowoakrylowego (12%) oraz utwardzacz (2%). W mieszance są też śladowe ilości (0,17%) tlenku żelaza, który służy do regulacji szybkości spalania. Po stwardnieniu spoiwa materiały pędne mają konsystencję i kolor gumki do ścierania. Ładunek materiałów pędnych jest specjalnie kształtowany. W najwyższym segmencie powierzchnia spalania ma kształt jedenasto- ramiennej gwiazdy. Schodząc niżej staje się ona walcowa lub stożkowa o niewielkim stopniu rozbieżności. Na szczycie silnika SRB jest umieszczony zapalnik. Są to właściwie dwa niewielkie silniczki na stałe materiały pędne z zapłonem elektrycz- nym. Proces zapłonu jest bardzo szybki i rozpoczyna się od zainicjowania spalania ładunku azotanu borowopotasowego. Płomienie ogarniają ma- teriały pędne pierwszego, małego silniczka. Jest on umieszczony we wnę- trzu zapalnika głównego. Wydobywające się z niego produkty spalania mają temperaturę 2900°C wystarczającą do rozpoczęcia pracy silnika SRB. Najpierw zapalają się substancje w najwyższym segmencie — tam, gdzie komora spalania ma gwiaździsty przekrój — i w 0,15 s rozprze- strzeniają się na całą powierzchnię. Po czasie 0,5 s ciśnienie we wnętrzu silnika osiąga wartość roboczą. Szybkie spalanie „gwiazdy" daje podczas startu maksymalny ciąg 13,7 MN, który zmniejsza się przez 62 s, kiedy to „gwiazda" zostaje zupełnie spalona. Później ciąg znowu wzrasta dzięki 120 Rys. 2.40 Wykres siły ciągu silnika rakiety wspomagającej SKB podczas startu 136 1 1 odpowiedniemu ukształtowaniu komory spalania. Gdy płomienie zaczy- nają dosięgać izolacji segmentów siła ciągu gwałtownie maleje do zera. Podczas spalania materiałów pędnych tworzą się duże ilości gazów, które wydostają się przez ruchomą dyszę o długości 4,19 m, średnicy przewężenia 1,37 m i średnicy wylotowej 3,76 m. Przewężenie dyszy powoduje wzrost ciśnienia wewnątrz silnika i powstanie siły ciągu. Po przejściu przez przekrój krytyczny dyszy (przekrój o najmniejszej po- wierzchni) gazy gwałtownie rozprężają się i przyspieszają tak, że przy wylocie uzyskują prędkość 2,7 km/s. Dysza jest przymocowana do naj- niższego segmentu poprzez elastyczny pierścień umożliwiający poruszanie dyszą i sterowanie kierunkiem ciągu. Od wewnątrz dysza jest wyłożona ablatorem niedopuszczającym do spalania metalowej struktury podczas dwuminutowej pracy silnika. Przed upadkiem SRB do oceanu stożkowe zakończenie dyszy jest odstrzeliwane, by do minimum zmniejszyć obcią- żenia dynamiczne w chwili zetknięcia z wodą. ... .. ) ..; -••-..] . <; i •.:,.; •: 2.5.2. Elementy konstrukcyjne Pierwszym, poczynając od szczytu rakiety elementem konstrukcyjnym jest wykonany z lekkiego stopu aluminium stożek dziobowy. W jego wnętrzu są ukryte spadochrony: wyciągający zwany pomocniczym i sta- bilizujący. Stożek dziobowy i zakończenie dyszy są jedynymi nieodzyski- walnymi elementami rakiety wspomagającej. Niżej znajduje się osłona spadochronów głównych wykonana w kształcie stożka ściętego. Wypo- sażona jest ona w pływak i urządzenia lokacyjne umożliwiające jej od- zyskanie po wodowaniu. Do dolnej krawędzi osłony jest przymocowany pierścień uzbrojony w ładunki pirotechniczne. Eksplodując odłącza on osłonę od silnika SRB i uwalnia spadochrony główne. Między spadochro- nami a właściwym silnikiem znajduje się jeszcze sekcja przejściowa. Mieści ona awionikę, giroskopy oraz hak umożliwiający po wodowaniu odholowanie rakiety do portu. Dolna część silnika jest chroniona przez osłonę wykonaną z alumi- nium i ma kształt ściętego stożka wzmacnianego wzdłużnicami. Stanowi ona ponadto jedyną podporę dla całego systemu Space Shuttle stojącego na platformie startowej. Do zewnętrznej powierzchni osłony są przyspa- wane cztery stojaki z kutego aluminium. Każdy z nich ma trójkątną podstawę o wymiarach 50,8X30,5 cm. Zostały one zaprojektowane tak, aby wytrzymać napężenia ściskające o wartości 345-M15 MN/m2. Jest to przedział, w którym mieszczą się obciążenia wynikające z podtrzymy- wania l/s masy całego wahadłowca. W chwili startu do szesnastu deto- natorów (po dwa w każdej podporze) jest przesyłany sygnał elektryczny. Eksplodując kruszą one nakrętki na śrubach platformy startowej umożli- wiając rozpoczęcie wznoszenia. Pod tą osłoną znajdują się jeszcze systemy sterowania kierunkiem siły ciągu, które zostaną omówione osobno. 137 Każda rakieta wspomagająca jest przymocowana do zbiornika zew- nętrznego w dwóch miejscach. Górny punkt połączenia jest właściwie pojedynczym sworzniem o długości 66,98 cm i średnicy 8,76 cm przy podstawie. Został on zaprojektowany tak, aby wytrzymać siły rozciąga- jące o wartości 899 kN powstające po wypaleniu materiałów pędnych w silniku SRB. Dolne połączenie zrealizowano z trzech sworzni pochła- niających obciążenia powstające podczas wzajemnego przemieszczania rakiet wspomagających i zbiornika zewnętrznego. Wytrzymują one siły ściskające i rozciągające o wartości około 1750 kN. Wszystkie sworznie są wykonane ze stali nierdzewnej. Wewnątrz każdego z nich umieszczono ładunki wybuchowe. Gdy czujniki zarejestrują spadek ciśnienia w komo- rze spalania silnika SRB urządzenia elektroniczne inicjują sekwencję rozłączenia. Eksplodują ładunki wybuchowe w górnym sworzniu. Pow- stające wtedy obciążenia rozciągające są znacznie większe od wartości dopuszczalnej i złącze pęka. Analogiczną metodę stosuje się do rozerwa- nia dolnego połączenia. \ ' ;..' f '•': < • " • •« • . v Rys. 2.41. Dziób rakiety wspomagającej SRB ' l — zaczep liny holowniczej, 2 — spadochrony główne, 3 — ptywak spadochronów głównych, 4 — zamocowanie spadochronu stabilizującego, 5 — zamocowanie spadochronu wyciągającego, t — spadochron wyciągający, 7 — pływak spadochronu stabilizującego, 8 — spadochron stabilizujący, 9 — przekaźnik barometryczny, 10 — jeden z sześciu otworów przekaźnika barometrycznego, 11 — pływak osłony spadochronów głównych, 12 — linki spadochronów 138 ;gme Rys. 2.42. Przekrój podłużny przez dolną część rakiety wspomagającej SRB l — materiały pędne, 2 — przegubowe zawieszenie dyszy, 3 — pierścień tłumiący, 4 — punkty mocowania siłowników, 5 — liniowo ukształtowany ładunek pirotechniczny, 8 — ścianki segmentu silnika, 7 — osłona dolnej części silnika, i — pierścień oporowy, 9 — osłona cieplna J '••••" i : . :. •.> -:.uo p 2.5.3. Sterowanie kierunkiem siły ciqgu ..,:;•, r t System sterowania kierunkiem siły ciągu został umiejscowiony pod osłoną zabezpieczającą dolną część rakiety. System ten porusza dyszą silnika i w ten sposób steruje całym wahadłowcem podczas pierwszych dwóch minut wznoszenia na orbitę. Giroskopy bezustannie dokonują pomiarów położenia SRB i przesyłają te dane do komputerów pokładowych. Wysy- łają one następnie sygnały wykonawcze do siłowników poruszających dyszami silników. Dysze mogą zostać wychylone o 4,7° w każdym kie- runku od położenia neutralnego a maksymalnie, w wypadkach szczegól- nych o 6,65°. ,, •, , , W skład systemu sterowania kierunkiem siły ciągu wchodzą dwie hydrauliczne jednostki napędowe HPU (ang. Hydraulic Power Unit) oraz dwa siłowniki. Normalnie jeden siłownik przyporządkowany jest jednej jednostce napędowej, ale w przypadku awarii pojedyncza jednostka może obsługiwać obydwa siłowniki (z nieco niniejszą szybkością). Każda jed- nostka HPU ma pomocniczą jednostkę napędową APU (silnik napędzany 139 hydrazyną), zbiornik paliwa, zawór dopływu paliwa, zbiornik cieczy hy- draulicznej i pompę hydrauliczną. Siłowniki są wyposażone w układ autokorekcji porównujący żądane wychylenie z aktualnym i wprowadzający ewentualne poprawki. Działają one jak tłoki przykładając odpowiednią siłę do ścianki umieszczonej na wahliwym złączu dyszy. Rozmieszczenie siłowników jest takie, że dyszę "O Q. można wychylić w dowolnym kierunku. System sterowania kierunkiem siły ciągu działa w sposób następu- jący. Paliwo (hydrazyną) jest rozkładane w obecności katalizatora na produkty gazowe, które napędzają turbinę. Jej wał połączony jest za- równo z pompą paliwową jak i hydrauliczną przez przekładnię. Szybkość dopływu paliwa jest kontrolowana przez urządzenie elektroniczne tak, aby prędkość obrotowa turbiny utrzymana była na stałym poziomie 72 000 obr./min. Przekładnia redukuje tę prędkość do 3600 obr./min. Z taką prędkością pracuje pompa hydrauliczna, która przetłacza ciecz roboczą ze zbiornika do siłowników. Urządzenia systemu sterowania kierunkiem siły ciągu muszą być chronione przed silnym promieniowaniem cieplnym pochodzącym od pło- mienia wylotowego silnika SRB. Również hydrazyną musi być odpowied- nio zimna, aby nie ulec samozapłonowi (jej temperatura zapłonu wynosi 121°C). Dlatego też między krawędzią osłony a dyszą jest rozwieszona elastyczna osłona cieplna. 2.5.4. Silniczki oddzielające !; >*«•"" '• **«•>*<••><• Zwykle w 123 s po starcie ciąg silników wspomagających spada do zera i są one odłączane od zbiornika zewnętrznego. Aby zapobiec kolizji mię- dzy tymi elementami, każda z rakiet SRB jest wyposażona w dwa zesta- wy silniczków oddzielających. Jeden zestaw (cztery silniczki na stałe materiały pędne) znajduje się w korpusie osłony spadochronów głównych, drugi (cztery silniczki) — na zewnętrznej powierzchni osłony dolnej części SRB. Są one tak ulokowane, że wytworzony przez nie ciąg odsuwa rakiety wspomagające od zbiornika zewnętrznego. Dolne silniczki oddzielające są zabezpieczone przed samozapłonem od nagrzewania aerodynamicznego lub ciepła wypromieniowanego przez silniki główne za pomocą pokryw aluminiowych nakładanych na dysze. Siła zapłonu silniczków wywołuje pęknięcie pokryw w ponacinanych miejscach, a gazy wylotowe odrzucają je z dala od orbitera. Silniczki górne są przykryte osłonami stalowymi, które wprawdzie w czasie zapło- nu pękają, ale pozostają na stałe przytwierdzone do dysz silniczków. Materiał pędny w silniczku spala się w czasie średnio 0,66 s dając ciąg 97,9 kN i impuls właściwy 250 s (w próżni). W chwili zakończenia ich pracy rakieta wspomagająca powinna być odsunięta na odległość 320 cm od zbiornika. 140 2.5.5. Spadochrony « - Po odłączeniu rakiety wspomagające wznoszą się jeszcze, a następnie po torze balistycznym opadają w kierunku oceanu. Ich lot swobodny trwa 4 min. Są one odzyskiwane przez system spadochronów o czaszach taśmowych, tj. wykonanych z taśmy koncentrycznie rozbiegającej się od środka. Prześwit czasz wynosi 16%. Rakieta wspomagająca spada z wysokości 70 km pod dużym kątem natarcia i gdy jej prędkość spadnie do ok. Ma=0,5 (na wysokości 4700 m) rozpoczyna się sekwencja odzyskania. Przekaźnik barometryczny powo- duje zapłon trzech ładunków pirotechnicznych, które odrzucają stożek dziobowy. Pod stożkiem dziobowym jest upakowany spadochron wycią- gający o średnicy czaszy 3,5 m. Wytrzymuje on obciążenia do 6584 kg powstające przy wyciąganiu spadochronu stabilizującego. Uwolniony spa- dochron wyciągający rozkłada się i pociąga za sznury uruchamiając ini- cjowane ładunkami pirotechnicznymi noże. Przecinają one wiązania spa- dochronu stabilizującego. Ma on czaszę o średnicy 16,5 m i wytrzymuje maksymalne obciążenia wynoszące 122 000 kg. Spadochron ten rozkłada się w trzech etapach. Początkowo tylko w 60%, ale wkrótce przecinana jest linka (reflina) i czasza rozpina się w 80%. Na wysokości ok. 2835 m przecinana jest druga reflina otwierająca spadochron stabilizujący do :s!,ibj«,;"p wóMiKiie •iL* iT11.:'f~ Rys. 2.43. Sekwencja odzyskania rakiety wspomagającej SRB l — spadochron wyciągający, 2 — stożek dziobowy, 3 — rakieta wspomagająca SRB, 4 — spa- dochron stabilizujący, i — osłona spadochronów głównych, t — trzy spadochrony główne 141 pełnych rozmiarów. Głównym jego zadaniem jest wstrzymanie koziołko- wania rakiety i ustawienie jej dyszą w kierunku wody. i< Na wysokości ok. 2010 m przekaźnik barometryczny wysyła sygnał inicjujący eksplozję ładunków pirotechnicznych oddzielających osłonę spadochronów głównych. Opada ona na spadochronie stabilizującym i ude- rza o powierzchnię wody z prędkością 18,2 m/s. Tymczasem otwierają się trzy identyczne spadochrony główne o średnicy czaszy 35 m (po- /ca cząwszy od misji 41-D o średnicy 41 m) i łącznym obciążeniu dopusz- czalnym 247 000 kg. Każda czasza jest połączona z silnikiem za pomocą 96 linek o długości 52 m. Spadochrony główne otwierają się w trzech fazach (19, 45 i 100% otwarcia) i zmniejszają prędkość opadania silnika do 26 m/s w chwili zetknięcia z wodą. W tym samym momencie ładunki wybuchowe kruszą śruby łączące silnik z linkami spadochronów, które unoszą się na wodzie samodzielnie. Woda wypełnia 75% objętości komory spalania silnika, który ustawia się dyszą w dół i pływa dzięki uwięzio- nemu wewnątrz powietrzu. Może się tak unosić przez 72 h. ""* ""''• -v ' ' l ••'" '•' ' +:•'••' <•'• ' "'•' ' 't'". • ;' •'-• •'"' ' :!) 2.5.6. Instalacje elektryczne i oprzyrządowanie Rakiety wspomagające wykorzystują dwa źródła energii elektrycznej: ogniwa paliwowe orbitera i własne akumulatory. Energia jest rozdzielana do wszystkich podsystemów przez zintegrowane zespoły elektroniczne. Te same urządzenia zarządzają przepływem danych między rakietą a or- biterem. Wszystkie informacje związane z bezpieczeństwem misji (zapłon silników, działania układu sterowania kierunkiem siły ciągu, odłączanie) są przekazywane do orbitera przez łącza trwałe. Pozostałe zaś przez łącza komutowane czasowo. Osobne układy decydują o eksplodowaniu ładun- ków pirotechnicznych. Wysłanie sygnału inicjującego zachodzi tylko wtedy, gdy zarejestrowane zostaną trzy zakodowane sygnały o odpowied- niej długości i odstępach czasowych. Rakiety wspomagające są wyposażone w rozliczne środki ułatwiające ich odszukanie po wodowaniu. Jest to nadajnik radiowy o zasięgu 17 km oraz białe migające światło pozycyjne widoczne z odległości 9 km. Moc lampy wynosi 500 W. "' • • t 2.5.7. Usprawnienia W misji STS-8 po raz pierwszy zastosowano silnik SRB o podwyższonej sprawności. W stosunku do silnika standardowego ma on cieńsze ścianki umożliwiające napełnienie większą ilością materiałów pędnych i zmody- fikowaną dyszę. Zmiany polegały głównie na zmniejszeniu jej średnicy w przekroju krytycznym o 1,45 cm, zwiększeniu średnicy wylotowej o 10 cm i wydłużeniu dyszy o 26,5 cm. Zmieniono także rozkład tlenku 142 żelaza w mieszance paliwowej oraz wprowadzono cieńszą izolację ścianek segmentów. Modyfikacje te zwiększyły impuls właściwy silnika SRB z 265,5 s do 268 s, a udźwig samolotu kosmicznego o 1400 kg. „;..' n: rA Część prób przeszedł również silnik wykonany z kompozytowych segmentów. Są one lżejsze od stalowych o 13 600 kg. Dzięki zastoso- waniu silników kompozytowych uzyska się zwiększenie udźwigu wahad- n ( łowca o dalsze 2100 kg. Wprawdzie ten typ silników będzie odzyskiwany, ale na razie nie planuje się powtórnego użycia kompozytowych segmen- tów. Elementy standardowych rakiet wspomagających są używane wie- lokrotnie: segmenty dwadzieścia razy, a spadochrony dziesięć razy. < 2.6. ZAŁOGA | v, T, Wraz z nastaniem ery załogowych lotów w kosmos rozpoczęła się trwa- jąca do dziś dyskusja między ich przeciwnikami i zwolennikami. Prze- ciwnicy twierdzą, że taniej jest realizować cele lotów kosmicznych przy użyciu zautomatyzowanych pojazdów bezzałogowych. Poniekąd mają rację: koszty stworzenia miejsca pracy w kosmosie przypominającego warunki ziemskie są ogromne. Zwolennicy, do których i my się przy- łączamy, poddają w wątpliwość czy cele te w ogóle dadzą się zrealizować w sposób inny niż przy udziale astronautów. Wydatki ponoszone na re- alizację lotów załogowych są niewspółmiernie małe w stosunku do ko- rzyści jakie daje współpraca człowieka z maszyną, a których nie da się bezpośrednio przeliczyć na pieniądze. Dopiero podczas realizacji lotów samolotów kosmicznych zalety te ujawniły się w sposób szczególnie wy- raźny. Astronauta nie pełni już tylko roli obserwatora nadzorującego pracę urządzeń. Może ingerować w ich działanie w zależności od potrzeb, których przed lotem nie sposób przewidzieć, dokonywać napraw sprzętu, czy na bieżąco modyfikować przebieg eksperymentu. Nieocenione są ko- rzyści z działalności człowieka w otwartej przestrzeni kosmicznej — poza kabiną statku. Mimo wysoce posuniętej automatyzacji, bez dosko- nale wyszkolonych pilotów zrealizowanie misji byłoby niemożliwe. '",:' • . - T> '. ' • i. 2.6.1. Podział obowiązków > - . w : ': -«' • ••• .-'. ,••!,< ,:..* ?llf H'; W czterech lotach próbnych Columbii ze względów bezpieczeństwa załoga składała się tylko z dwóch osób. W normalnym locie operacyjnym w skład załogi wchodzą: dowódca (ang. commander) czyli pierwszy pilot, drugi pilot tradycyjnie określany mianem pilota oraz dwaj specjaliści misji (ang. mission specialist). Dowódca jest odpowiedzialny za bezpieczeństwo załogi i posiada uprawnienia umożliwiające zmianę harmonogramu lotu na bieżąco, jeśli 143 może to poprawić bezpieczeństwo astronautów. Jest również odpowie- dzialny za wykonanie zadań wyprawy. Pilot pomaga dowódcy we wszyst- kich fazach lotu kosmicznego lub przejmuje jego obowiązki (podczas pracy dwuzmianowej). Pilot i dowódca mogą również realizować zadania związane z ładunkiem użytecznym. Specjalista misji koordynuje wszystkie zadania związane z ładun- kiem użytecznym i jest odpowiedzialny przed zleceniodawcą za wyko- nanie doświadczeń naukowych. Może on także zmieniać harmonogram lotu jeśli będzie to korzystne dla realizowanych doświadczeń. Specjalista misji nadzoruje ładunek również podczas startu i lądowania. Począwszy od misji STS-9/Spacelab l w niektórych lotach uczest- niczą specjaliści ładunku (ang. payload specialist). Nie są oni zawodo- wymi astronautami. Do lotu wyznaczają ich użytkownicy wahadłowca, a NASA jedynie zatwierdza ten wybór po badaniach medycznych. Za- daniem specjalisty ładunku jest nadzorowanie i przeprowadzanie do- świadczeń. Z reguły dysponują oni większą wiedzą fachową w określonej dziedzinie niż astronauci i lepiej mogą ją wykorzystać w locie kosmicz- nym. Każda organizacja, firma czy inny użytkownik, który zlecił NASA wysłanie dużego ładunku w komorze towarowej wahadłowca, ma prawo wyznaczyć do lotu własnego specjalistę ładunku. Koszty treningu, badań medycznych i samego lotu, wynoszące ok. l min. dol. ponosi zlecenio- dawca. Często specjaliści ładunku pochodzą z różnych krajów, co ma niebagatelne znaczenie prestiżowe. Dotychczas (tj. do 1987 r.) w lotach kosmicznych wzięli udział następujący specjaliści ładunku: Byron Lich- tenberg, Paul Scully-Power, Lodevijk van den Berg, Taylor Wang, John- -David Bartoe i Loren Acton — wszyscy z ramienia NASA, Gary Payton i William Pailes — z Departamentu Obrony, Charles Walker z firmy McDonnel Douglas Astronautics Co., Robert Cencer z firmy RCA i Gre- gory Jarvis z przedsiębiorstwa Hughes Aircraft Co. — przedstawiciele przemysłu amerykańskiego. Oprócz nich status specjalistów ładunku otrzymały osoby spoza USA: Ulf Merbold, Ernst Messerschmidt i Rein- hard Furrer z RFN, Marc Garneau z Kanady, Patric Baudry z Francji, Salman Abdul Azis Al-Saud z Arabii Saudyjskiej, Wubbo Ockels z Ho- landii i Rodolfo Neri Vela z Meksyku. Począwszy od 1985 r. NASA rozpoczęła umieszczanie w załogach tzw. obserwatorów (ang. observer). Są to osoby, których udział w locie orbitalnym ma się przyczynić do propagowania idei opanowania przes- trzeni kosmicznej. Jako pierwsi polecieli obserwatorzy z ramienia Kon- gresu USA Jake Garn i Bili Nelson. Status obserwatora miała również nauczycielka Christa McAuliffe, która zginęła w katastrofie Challengera. Przed katastrofą planowany był lot dziennikarza, przedstawiciela świata sztuki, a mówiło się również o locie kilkunastoletniego ucznia. Obecnie podniosły się głosy krytykujące dołączanie obserwatorów do załóg Space Shuttle. Obserwatorzy nie mają właściwie żadnych konkretnych zadań 144 ohr podczas misji. Jednak NASA zleca im symboliczne prace do wykonania i nadaje im funkcję specjalisty ładunku. 2.6.2. Selekcja i trening astronautów ' •.n, b •• . ' » *, rj* 4 ' s -• ' -) • !'" Pierwsza selekcja astronautów dla programu Space Shuttle odbyła się w styczniu 1978 r. Do NASA zgłoszenia nadesłało aż 8079 kandydatów, z których wybrano trzydziestu pięciu nowych astronautów — piętnastu pilotów i dwudziestu specjalistów misji. Dołączyli oni do dwudziestu siedmiu astronautów wybranych przed 1970 r. (w latach pięćdziesiątych i sześćdziesiątych wybrano łącznie siedem grup astronautów), którzy brali poprzednio udział w cywilnych programach Gemini, Apollo, Skylab i ASTP oraz niezrealizowanym wojskowym programie MOL (obecnie — pisane w 1987 r. — jest ich tylko 13). Wymagania fizyczne stawiane przyszłym astronautom nie są tak ostre jak w latach sześćdziesiątych. Kandydaci na -pilotów muszą mieć tzw. pierwszą klasę zdrowia. Charakteryzuje się ona następującymi wy- maganiami: — ostrość dalekiego widzenia bardzo dobra, określona dokładnie dla obserwacji gołym okiem i w okularach. — ciśnienie krwi skurczowe mniejsze od 140, rozkurczowe mniejsze od 90 mierzone w pozycji siedzącej. — wzrost od 163 do 193 cm. Wymagane są dyplomy ukończenia studiów wyższych ze stopniem ba- kalaureata (ang. bachelor's degree) — z wydziałów technicznych, ma- tematycznych, biologicznych i nauk fizycznych. NASA ceni sobie kandy- datów z wyższym stopniem naukowym (ang. master's degree). Ważna jest również jakość przygotowania akademickiego. Aby sprostać wyma- ganiom kandydat powinien mieć wylatane przynajmniej 1000 godzin na samolotach odrzutowych. Pożądane jest również doświadczenie pilota ob- latywacza. Wymagania stawiane kandydatom na specjalistów misji są bardziej rygorystyczne pod względem wykształcenia. Niemniej muszą oni sprostać standardom drugiej klasy zdrowia: — dobra ostrość widzenia gołym okiem i w okularach. — ciśnienie krwi identyczne jak w klasie pierwszej. — wzrost od 152 do 193 cm. W obydwu klasach stawia się też skomplikowane wymagania dotyczące słuchu przyszłego astronauty. Jeśli chodzi o wykształcenie, to specjaliści misji muszą wykazać się wykształceniem wyższym (stopień bakalaureata) oraz przynajmniej trzema latami pracy związanej z kierunkiem ukoń- czonych studiów. Ci, którzy nie posiadają takiego doświadczenia muszą mieć wyższy stopień naukowy. - ,~"*H 10 — Samoloty kosmiczne 145 W praktyce wymagania fizyczne stawiane kandydatom rzeczywiście okazały się niezbyt ostre. I tak z trzydziestu pięciu osób dopuszczonych do jednorocznego treningu nie odpadła ani jedna. Utworzyli oni 8 grupę astronautów. Grupa 9 wybrana została w styczniu 1980 r. Z dziewiętnastu astronautów jedenastu trenowało jako specjaliści misji a ośmiu jako piloci. Grupę 10 składającą się z sześciu pilotów i jedenastu specjalistów misji wyselekcjonowano dopiero w maju 1984 r. Trzynastu astronautów <->vv z grupy 11 (sześciu pilotów i siedmiu specjalistów misji) zostało wybra- Qf nych przez NASA w czerwcu 1985 r. W sierpniu tego samego roku agen- cja kosmiczna ogłosiła ciekawą decyzję. Kandydaci na astronautów mogą składać swoje oferty w dowolnej chwili, a nie w określonym terminie przed selekcją, jak to było dotychczas. Jest to system podobny do przy- jętego w wielu instytucjach rządowych USA. Selekcja będzie dokonywana tylko w razie zaistnienia takiej potrzeby (rezygnacja starszych astro- nautów lub zmiany w rozkładzie lotów). Zgodnie z nowymi zasadami w czerwcu 1987 r. ogłoszono nazwiska kandydatów do grupy 12 (siedmiu pilotów i ośmiu specjalistów misji). Ogółem podczas pięciu naborów wśród dziewięćdziesięciu pięciu osób znalazło się czternaście kobiet i osiemdziesięciu jeden mężczyzn. W Centrum Kosmicznym im. Johnsona astronauci ćwiczą praktycznie wszystkie aspekty lotu kosmicznego, może z wyjątkiem przeciążeń, które w misjach samolotów kosmicznych są małe i podczas startu nie prze- kraczają 3 g, a podczas lądowania 1,5 g. Problem nieważkości jednak Rys. 2.44. Budynek nr 29 w Centrum Kosmicznym im. Johnsona, w którym znajduje się basen imersyjny do treningu astronautów 146 .-.. -..-o.- ••• • - • " nie zniknął. Dla potrzeb treningu astronautów uzyskuje się ją w samo- locie Boeing KC-135 Reduced Gravity Facility. Z wnętrza jego kabiny wymontowano całe zbędne wyposażenie, jej ściany zaś wyłożono miękką wykładziną. Jeśli samolot ten porusza się po torze parabolicznym, to przez ok. 25 s na pokładzie trwa stan zbliżony do stanu nieważkości. Ze względu na krótki czas trwania, uzyskane wrażenie nieważkości służy iau\ głównie oswojeniu się astronautów z brakiem ciążenia, nauce zakładania skafandrów, jedzenia, picia i posługiwania się różnego rodzaju sprzętem. Złudzenie poruszania się w stanie nieważkości uzyskuje się również w basenie wodnym, tzw. imersyjnym. Symuluje się tam jedynie Spacery kosmiczne. Po zanurzeniu skafander astronauty zostaje odpowiednio wy- ważony metalowymi ciężarkami, co kompensuje wypór i umożliwia uno- szenie w wodzie bez wypływania na powierzchnię i opadania na dno. W Centrum Kosmicznym im. Johnsona zinajduje się największy basen imersyjny, w którym zatopiona jest makieta całej ładowni i kabiny wa- hadłowca. W ośrodku w Houston mieszczą się także symulatory misji wahad- łowca. Ich zasadniczymi elementami są dwie wierne kopie kabiny samo- lotu kosmicznego: ruchoma i nieruchoma. Pozwala to na równoległe i niezależne szkolenie dwóch załóg. Kabina ruchoma przeznaczona do pułap [ml 11150 T 10500 9850- 9200 8500 7900 T czas [s] Rys. 2.45. Przebieg lotniczej „górki" służącej do uzyskania krótkotrwałego stanu nieważkości w samolocie Boeing KC-135 Reduced Gravity Facility 147 szkolenia pilotów jest zawieszona na siłownikach hydraulicznych i ma sześć stopni swobody. W połączeniu z realistycznymi scenami genero- wanymi przez komputer rzutowanymi na ekrany umieszczone przed sześcioma oknami daje to niemal pełne wrażenie lotu kosmicznego w każ- dej z jego faz. W kabinie nieruchomej odwzorowano dodatkowo tylną część pokładu pilotażowego. Można w niej przećwiczyć nie tylko start i lądowanie z czterema osobami na pokładzie, lecz także wszystkie ope- racje orbitalne z pracą manipulatorem, zadaniami nawigacyjnymi, spotka- niowymi oraz wszelkimi czynnościami związanymi z ładunkiem użytecz,- nym włącznie. Symulacją kierują dwa komputery Univac 1100/40 pra- cujące w czasie rzeczywistym. One to właśnie generują efekty audiowi- zualne. Komputery te współpracują z czternastoma minikomputerami zbierającymi dane (reakcje załogi) oraz dwoma interfejsami podającymi symulowane dane komputerom pokładowym AP-101. Symulator misji wahadłowca może współdziałać z symulatorem la- boratorium Spacelab i z Centrum Kontroli Misji. Symulator Spacelaba składa się z dwóch segmentów ciśnieniowych i wyposażenia wewnętrz- Rys. 2.46. Symulator misji wahadłowca l — symulator laboratorium Spacelab, 2 — symulator wahadłowca na podstawie nieruchome], 3 — symulator wahadłowca na podstawie ruchome], 4 — konsole operatorów, 5 — urządzenia łączące symulator z Centrum Kontroli Misji, 6 — komputery 148 irą2 nego, którego działanie symulują komputery. Jest on używany do nauki rozmieszczenia sprzętu, poruszania się i poznania zasad bezpieczeństwa. W Centrum Kosmicznym im. Johnsona znajdują się jeszcze dwa stanowiska symulacyjne. Jedno z nich jest makietą obydwu pokładów kabiny wahadłowca oraz ładowni. Szkoli się tam astronautów w poru- szaniu w obrębie kabiny i ładowni, we wchodzeniu i wychodzeniu z i do kie pojazdu, w obsłudze kamer telewizyjnych oraz wykonywania rutyno- wych czynności podczas lotu orbitalnego. Drugi symulator umożliwia przećwiczenie operacji z manipulatorem. Do tego celu zbudowano tylną część pokładu pilotażowego, ładownię oraz manipulator. Obiekty unoszone za pomocą manipulatora są balonami wypełnionymi helem odwzorowu- jącymi kształt i rozmiary rzeczywistych ładunków użytecznych. 2.6.3. Kabina Miejscem pracy i odpoczynku astronautów podczas całej misji jest sto- sunkowo duża kabina o objętości 71,5 m3. Jest ona podzielona na dwa pokłady: pilotażowy (ang. flight deck) i mieszkalny (ang. mid deck). Pokład pilotażowy został skonstruowany w ten sposób, że do obsługi pojazdu wystarcza dwóch pilotów, a awaryjnie pojazd może być spro- wadzony na Ziemię przez jednego astronautę. Fotele pilotów są usytuo- wane tak, jak w każdym nowoczesnym odrzutowym samolocie transpor- towym: pierwszy pilot — dowódca po lewej, drugi pilot po prawej stronie. Obydwaj mają do dyspozycji identyczne urządzenia sterownicze: >• drążek, pedały i dźwignie hamulców. Za pilotami na tym samym pokła- dzie jest jeszcze miejsce na fotele dla dwóch specjalistów misji. Na tylnej ściance pokładu pilotażowego znajdują się systemy orbitalnego sterowania wahadłowcem (po lewej stronie) i systemy obsługi ładunku użytecznego oraz manipulatora (po prawej stronie). Dwa prostokątne otwory o wymiarach 66X71 cm prowadzą do znaj- dującego się niżej pokładu mieszkalnego. Jest tam umywalka i kuchnia, a naprzeciwko toaleta. Tuż przed nimi znajduje się drabinka prowadząca na górny pokład. Za nią umieszczono walcowatą śluzę powietrzną umoż- liwiającą specjalistom misji wychodzenie w skafandrach na zewnątrz bez konieczności rozhermetyzowania kabiny. Po drugiej stronie tej śluzy są zainstalowane schowki na wyposażenie załogi i żywność. Resztę tej ściany zajmują łóżka — trzy poziome i jedno pionowe, co w stanie nie- ważkości nie ma żadnego znaczenia. Natomiast na ścianie, naprzeciwko śluzy ustawione są liczne schowki i komory ze sprzętem elektronicznym. Ze względu na liczność załóg (do ośmiu osób) część astronautów pod- czas startu i lądowania musi znajdować się na pokładzie mieszkalnym. Wszystkie fotele, z wyjątkiem foteli pilotów są jednak składane i nie przeszkadzają podczas pracy na orbicie. Astronauci wchodzą do wnętrza kabiny przez boczny właz o średnicy 101,6 cm. 149 Rys. 2.47. Rozkład wyposażenia w kabinie orbitera: A) podczas lotu orbitalnego, B) podczas startu i lądowania l — fotel pilota, 2 — stanowisko specjalisty misji, 3 — stanowisko pilota, 4 — stanowisko operatora manipulatora, 5 — stanowisko specjalisty ładunku, 6 — stanowisko dowódcy, 7 — schowek pod stolikiem, S — poziome komory do spania, 9 — schowki, 10 — pionowa komora do spania, 11 — schowki, 12 — śluza powietrzna, 13 — awionika, 14 — drabinka, 1S — drzwi do ubikacji, 16 — zasłona, 17 — kuchnia, 1S — schowek na żaluzje okienne, 19 — stolik do pracy i spożywania posiłków, 20 — pilot, 21 — dodatkowe przejście między pokładami, 22 — specjalista misji lub specjalista ładunku, 23 — specjalista misji, 24 — podsta- wowe przejście między pokładami, 25 — dowódca, 26 — dodatkowe fotele (tylko w misji ratowniczej), 27 — dodatkowe przejście między pokładami, 28 — awionika, 29 — schowki, 30 — awionika, 31 — ubikacja, 32 — podstawowe przejście między pokładami, 33 — właz do kabiny, 34 — kuchnia, 35 — fotele specjalistów misji l specjalistów ładunku, 36 — awionika 2.6.4. System klimatyzacji i podtrzymywania życia -, H .i Środowisko kosmiczne jest szczególnie nieprzychylne dla organizmów ży- wych. Panują tam skrajnie niskie i skrajnie wysokie temperatury oraz wysoka próżnia. Astronautom pracującym w kosmosie trzeba więc za- pewnić warunki życia zbliżone do ziemskich. Również urządzenia elek- troniczne i przyrządy naukowe wymagają ściśle określonych warunków środowiskowych. tóciiww ,,••': ., v\si>r,.--: •;,- bi>, '-'ij?w Większość elementów systemu klimatyzacji i podtrzymywania życia (sprzęt wymuszający obieg i uzdatnianie powietrza, zbiorniki z wodoro- tlenkiem litu służące do usuwania dwutlenku węgla, pompy wodne, zbior- niki wody pitnej i odpadowej) znajduje się w kabinie pod podłogą pokładu mieszkalnego. W kabinie jest utrzymywana sztuczna atmosfera o składzie przypominającym naturalną atmosferę ziemską (79% azotu, 21% tlenu) 150 Rys. 2.48. Kabina pilotażowa (widok od strony ładowni) l — główna tablica przyrządów pokładowych, 2 — fotel pilota, 3 — przenośny aparat tlenowy, 4 — fotel specjalisty misji lub specjalisty ładunku, 5 — fotel specjalisty misji, 8 — podsta- wowe przejście między pokładami, 7 — fotel dowódcy abii »kier Rys. 2.49. Kabina pilotażowa (widok od strony dziobu pojazdu): A — stanowisko sterowania orbiterem podczas operacji zbliżania i cumowania, B — stano- wisko sterowania manipulatorem, C — stanowisko specjalisty misji, D — stanowisko spec- jalisty ładunku, l — drążek do sterowania przesunięciem orbitera, 2 — drążek do sterowania obrotem orbitera, 3 — okna wychodzące na ładownię, 4 — drążek do sterowania przesunię- ciem końcówki manipulatora, 5 — monitory telewizji pokładowej, 6 — drążek do sterowania obrotem końcówki manipulatora, 7 — urządzenia sterownicze i wskaźnikowe ładunków uży- tecznych (wymieniane w zależności od rodzaju wynoszonego w danej misji ładunku), S — schowki Rys. 2.50. System klimatyzacji °*' I — wentylatory ł pojemniki z wodorotlenkiem litu, 2 — chłodnica wody, 3 — urządzenia do uzdatniania powietrza, 4 — obieg wody, 5 — wymiennik ciepła, 6 — wymiennik ciepła dla ładunków użytecznych, 7 — obieg freonu, S — ogniwa paliwowe, 9 — wymiennik ciepła instalacji hydraulicznej, 10 — skraplacz, 11 — wymiennik ciepła dla urządzeń naziemnych, 12 — parownik amoniaku, 13 — parownik wody, 14 — instalacja próżniowego parowania Impulsowego, 15 — podłączenie do radiatorów, 16 — główny obieg chłodzący, 17 — skraplacz, 18 — wymiennik ciepła ogniw paliwowych, 19 — pompy freonowe, 20 — wentylatory l wy- mienniki ciepła awioniki, 21 — wentylatory i wymienniki ciepła bezwładnościowych Instru- mentów nawigacyjnych, 22 — pompy wodne, 23 — wymiennik ciepła strojów wentylacyjno- -chłodzących, 24 — skraplacz, 25 — oddzielacz wody i o ciśnieniu 1014 hPa, co odpowiada ciśnieniu na poziomie morza. Jeśli zajdzie potrzeba, może być ono zmniejszone do 550 hPa. Tlen dopływa do kabiny z jednego zbiornika kriogenicznego, który jest również wy- korzystywany przez ogniwa paliwowe instalacji elektrycznej wahadłowca. Ciśnienie w tym zbiorniku jest utrzymywane na poziomie 5757-5874 kPa za pomocą elektrycznych grzejników oporowych. Gazowy tlen przechodzi przez zawór redukcyjny i wymiennik ciepła, gdzie ogrzewa się zanim zostanie wprowadzony do kabiny. Azot jest dostarczany do kabiny z czte- rech zbiorników mieszczących po 23 kg tego gazu pod ciśnieniem 22 750 kPa. Zbiorniki te, wykonane z kompozytu kevlarowego i pokryte od wewnątrz warstwą tytanu, są umieszczone pod pokładem ładowni, tuż za kabiną. Po obniżeniu ciśnienia w zaworze redukcyjnym do 1380 kPa, azot jest mieszany z tlenem. Co prawda azot nie zużywa się w trak- cie oddychania, ale trzeba uzupełniać tę ilość, która minimalnie uchodzi na zewnątrz poprzez drobne nieszczelności w kabinie. 152 OSi cyji W kabinie są liczne otwory, przez które jest wprowadzane powietrze. Gdy wykryty zostanie spadek ciśnienia przekraczający 14 hPa, automa- tycznie otwiera się zawór wpuszczając do pomieszczenia powietrze i wy- równując ciśnienie do zadanej wielkości. Kabina jest wyposażona również w zawory upustowe, przez które powietrze wydostaje się na zewnątrz niedopuszczając do wzrostu ciśnienia ponad 1070 hPa. Zawory te są wy- korzystywane również po lądowaniu do wyrównania ciśnienia w kabinie z ciśnieniem zewnętrznym. Jedynie na 65 min. przed startem zawory upus- towe są zamykane, a ciśnienie wewnątrz podnoszone jest do 1100 hPa. Sprawdza się w ten sposób szczelność pomieszczenia. ' /( Krążenie powietrza w kabinie zapewniają dwa wentylatory, z któ- rych w danej chwili pracuje tylko jeden. Wentylator (wiruje z prędkoś- cią 11 200 obr./min.) przetłacza powietrze do pojemników z wodorotlen- kiem litu w celu usunięcia dwutlenku węgla. Zbiorniki te zawierają również aktywny węgiel drzewny skutecznie pochłaniający zapachy. Temperatura powietrza może być regulowana w zakresie 18-:-270C w zależności od upodobań członków załogi. Powietrze ogrzewa się na skutek działania aparatury elektronicznej i, w mniejszym stopniu, rów- nież od oddychania astronautów. Do jego chłodzenia służą wymienniki ciepła. W tych samych urządzeniach jest kontrolowana również wilgot- ność powietrza. Przedmuchiwane jest ono nad chłodzonymi płytami, na których skrapla się para wodna. Jest ona stamtąd usuwana dzięki cią- głemu wirowaniu płyt. Powietrze powraca do kabiny, a woda jest prze- pompowywana do zbiornika odpadowego. Wydajność tego systemu wy- nosi 1,8 kg/h. Niektóre miejsca kabiny wymagają intensywniejszego chłodzenia niż poprzez wymuszony obieg powietrza. Są to głównie okna, właz, wymien- niki ciepła i część urządzeń elektronicznych. Tam też poprowadzone są rurki z wodą chłodzącą. Tworzą one dwie niezależne, prawie identyczne pętle. Różnica jest tylko taka, że w pierwszym obiegu przepływ jest wy- muszony za pomocą dwóch pomp, a w drugim za pomocą jednej. Podczas startu, wznoszenia i wlotu w atmosferę czynne są obydwie pętle, a pod- czas lotu orbitalnego, gdy warunki termiczne są łagodniejsze i pracują tylko niektóre urządzenia elektroniczne, czynna jest tylko pętla druga. Maksymalna prędkość przepływu wody w obydwu instalacjach jedno- cześnie wynosi 500-:-590 kg/h. Ciepło nagromadzone przez wodę jest oddawane do instalacji freo- nowej i wypromieniowane w kosmos przez radiatory. Rurki, w których krąży freon tworzą dwie pętle odbierające ciepło od instalacji wodnej, ogniw paliwowych, instalacji hydraulicznej i urządzeń elektronicznych znajdujących się poza kabiną. Ze względów bezpieczeństwa (freon jest gazem niebezpiecznym dla zdrowia) nie zastosowano instalacji freonowej w kabinie. Na zewnętrznej powierzchni drzwi ładowni zainstalowano osiem radiatorów dla freonowej instalacji chłodzącej. Cztery płaszczyzny 153 (po dwie na każdych drzwiach) są ruchome, pozostałe zaś nieruchome. Pojedyncza płaszczyzna ma rozmiary 4,6X3 m, a łączna powierzchnia efektywnego rozpraszania ciepła odpadowego wynosi 111 m2. Płaszczyzny ruchome emitują ciepło z dwóch stron, nieruchome tylko z jednej. W przednich, ruchomych płaszczyznach jest poprowadzonych po sześć- dziesiąt osiem rurek freonowych, w tylnych zaś po dwadzieścia sześć. Łączna długość instalacji freonowej wbudowanej w radiatory wynosi aż 1,5 km. Radiatory mogą rozpraszać ciepło tylko podczas lotu orbitalnego, gdy drzwi ładowni są otwarte. Wielkie ilości ciepła tworzą się podczas startu i lądowania, gdy radiatory nie mogą go rozpraszać. Zastosowano więc instalację wykorzystującą dużą pojemność cieplną wody. Funkcjo- nuje ona, gdy drzwi ładowni są zamknięte od wysokości 43 km podczas startu i do wysokości 30,5 km podczas lądowania. Nagrzana woda, a właś- ciwie para co jakiś czas jest usuwana za burtę. Wydajność instalacji chłod- niczej wynosi 5480 kJ/h podczas startu i lądowania (drzwi ładowni zam- knięte) i 23 kJ/h podczas lotu orbitalnego (ładownia otwarta). Woda jest jedną z nielicznych substancji, która występuje w nad- miarze na pokładzie wahadłowca. Jest ona produktem reakcji chemicznej zachodzącej w ogniwach paliwowych (powstaje jej ok. 3,2 kg/h). Woda ta jest przepompowywana do dwóch zbiorników mieszczących po 75 dm3 płynu. Jeden z nich zaopatruje w wodę instalację chłodzącą, natomiast woda z drugiego zbiornika wykorzystywana jest przez załogę do picia, przygotowywania posiłków i utrzymywania higieny osobistej. Gdy zbior- niki są pełne nadmiar wody jest usuwany za burtę. 2.6.5. Warunki życia na orbicie < - w W lotach samolotów kosmicznych problem przeciążeń właściwie przestał istnieć. Nie przekraczają one 3 g. Są krótkotrwałe i nie mają takiego wpływu na organizm jak w przypadku stosowania rakiet jednorazowego użytku. Problemy związane ze stanem nieważkości są jednak wciąż ak- tualne. W kilkudniowych lotach najistotniejsze są krótkookresowe skutki nieważkości, związane z adaptacją organizmów do nietypowych warun- ków, a objawiające się w postaci kosmicznej choroby poruszeniowej. Należy ona, podobnie jak choroba morska, czy samochodowa do grupy kinetoz i spowodowana jest zaburzeniami błędnika. Nieprawidłowe dzia- łanie błędnika powoduje skurcze mięśni gałek ocznych. Pojawia się nie- zgodność między bodźcami dopływającymi od oczu do mózgu, wywołująca w konsekwencji przykre objawy: zawroty głowy, oszołomienie, częste wymioty. Uniemożliwia to czasami normalną pracę astronautów. Choroba rozpoczyna się kilka godzin po wejściu na orbitę i kończy po trzech dniach, a więc występuje w okresie szczególnego nasilenia obowiązków załogi. Kosmiczna choroba poruszeniowa jest bardzo trudna do zwalcza- 154 nią. Obecnie w USA powszechnie używa się mieszanki leków zwanej ScopaDex. W jej skład wchodzi skopolamina, która ma przeciwdziałać nudnościom oraz dexedrina, która łagodzi osłabienie i ospałość wywołane przez skopolaminę. Te środki farmakologiczne pomagają tylko niektórym astronautom, a na domiar złego każdy reaguje na inną dawkę. Rygorys- tycznie przestrzega się więc procedury zapobiegawczej. Astronauci dot- knięci kosmiczną chorobą poruszeniową powinni się starać zachować pionową pozycję względem otaczających przedmiotów. Nie wolno wyko- nywać żadnych gwałtownych ruchów, żeby zmienić kierunek patrzenia lepiej przekręcić całe ciało niż samą głowę. . .u; W lotach samolotów kosmicznych długotrwałe oddziaływanie nie- ważkości na organizm przejawiające się przede wszystkim w zmianach stanu układu sercowo-naczyniowego, mięśniowego i przemiany materii, nie ma aż tak wielkiego znaczenia, jak podczas kilkumiesięcznych lotów w stacjach kosmicznych. Mimo to lekarze zalecają astronautom 15 min. ćwiczeń fizycznych dziennie. Polegają one na spacerowaniu po ruchomej bieżni. Rozkłada się ją przy głównym włazie do kabiny. Ćwiczący astro- nauta jest dociskany do bieżni za pomocą sprężyn. Siłę docisku reguluje się w zależności od wzrostu i indywidualnej kondycji fizycznej. Przed rozpoczęciem ćwiczeń należy włączyć wentylator. Nie chodzi tu tylko o usuwanie przykrego zapachu potu, ale i o osuszenie ciała. W stanie nieważkości pot nie spływa, lecz gromadzi się na skórze tworząc coraz grubszą warstwę. Rys. 2.51. Sylwetka swobodna człowieka na Ziemi i w stanie nieważkości "** 155 Nieważkość oddziałuje na człowieka również w sposób nieszkodliwy. I tak oczy wydają się mniejsze, ale to tylko złudzenie — to twarz lekko puchnie i staje się pełniejsza. Znikają wszelkie fałdy skórne z twarzy z powodu przepływu płynów ustrojowych ku górze ciała. Z tej samej przyczyny obwód talii zmniejsza się o ok. 5 cm., stopa staje się drobniej- sza, a na skutek rozszerzenia dysków międzykręgowych w kręgosłupie wzrost zwiększa się o 5 cm. Zmienia się również sylwetka. Stawy ukła- dają się w pozycji środkowej między skrajnymi położeniami — głowa lekko pochylona do przodu, plecy zaokrąglone, ugięte w łokciach ręce unoszą się same, a nogi znajdują się w półprzysiadzie. Dzięki łagodnym warunkom klimatycznym astronauci biorący udział w lotach samolotów kosmicznych noszą lekkie, wygodne i funkcjonalne ubrania przez cały czas misji — począwszy od startu a skończywszy na lądowaniu. Na bieliznę osobistą jest nakładana koszulka z krótkim ręka- wem i spodnie (mogą być również krótkie spodenki). Można jeszcze zało- żyć kurtkę zasuwaną zamkiem błyskawicznym. Tkanina bawełniana, z której wykonana jest garderoba jest nasączona ognioodpornymi che- mikaliami, ale nic nie traci przez to ze swojej miękkości i przewiewności. Rys. 2.52. Trening astronauty na ruchomej Rys. 2.53. Ubiór do noszenia bieżni wewnątrz pojazdu 156 góh Astronauci biorą ze sobą kilka kompletów bielizny tak, aby mogli zmie- niać ją codziennie, rękawiczki, parę obuwia do pracy w stanie nieważ- kości, kilka koszulek do wymiany co trzy dni i... zapasowe spodnie. Masa garderoby dla jednego astronauty w siedmiodniowym locie nie powinna przekraczać 10 kg. Ta sama garderoba, naturalnie poza bielizną, jest używana w następnych lotach. Jej trwłość wynosi ok. 30 siedmiodnio- v r wych misji. Z drobiazgów, które astronauci noszą przy sobie warto wy- mienić długopisy z tłoczkiem popychającym tusz, ołówki, mikrolatarkę, okulary przeciwsłoneczne, wielofunkcyjny nóż (tzw. nóż armii szwaj- carskiej) i nożyczki chirurgiczne. Niezbędnym elementem wyposażenia jest oczywiście zegarek. Na wyposażeniu załogi jest bogaty zestaw sprzętu fotograficznego. Znajduje się tu kamera filmowa 16 mm z obiektywami o ogniskowych 5, 10, 18 mm przystosowana do trzech rodzajów pracy: 2, 6, 12 klatek/s, 24 klatki/s i ekspozycji czasowej, aparat fotograficzny japońskiej firmy Nikon 35 mm z lampą błyskową i automatycznym elektrycznym prze- suwem filmu przystosowany do trzech stanów pracy: ekspozycji ciągłej, pojedynczej i czasowej; aparat fotograficzny szwedzkiej firmy Hasselblad z dwoma obiektywami o ogniskowych 80 i 250 mm z automatycznym przewijaniem filmu i magazynkiem na 80 ekspozycji. Do wyposażenia optycznego zaliczają się również lornetki 10X40 firmy Leitz Trinovid. Kabina wahadłowca jest niewielkim, zamkniętym pomieszczeniem. Zachowanie w niej zasad higieny (usuwanie wydalin organizmu, resztek pożywienia oraz utrzymanie ciała w należytej czystości) jest więc szcze- gólnie ważne. Po prawej stronie głównego włazu do kabiny znajduje się toaleta, która w zasadzie nie różni się od ziemskiej, ale nauka korzys- tania z niej wymaga kilku godzin treningu. Najpierw trzeba otworzyć drzwi i rozciągnąć dwie nomeksowe zasłony oddzielające ubikację od reszty kabiny. W stanie nieważkości nie można po prostu usiąść na desce sedesowej — należy włożyć końce butów w obejmy na dodatkowej pod- stawce, a po przykucnięciu przypiąć się pasem jak w samochodzie. Otwór w desce sedesowej prowadzi do elipsoidalnego pojemnika, w którym znajduje się napędzany silnikiem elektrycznym wentylator. Popchnięcie odpowiedniej dźwigni otwiera zawór i uruchamia wentylator. Odchody przelatują przez specjalnie ukształtowane łopatki wentylatora rozprys- kując się cienką warstewką na wewnętrznych ściankach komory. Ruch wydalin w stanie nieważkości jest wymuszany silnym strumieniem po- wietrza. Pociągnięcie dźwigni wyłącza wentylator, zamyka zawór pod deską sedesową i otwiera inny zawór rozhermetyzujący komorę z odcho- dami. Gwałtowne zetknięcie z próżnią kosmiczną powoduje odparowanie wody i osuszenie warstwy odchodów. Do ubikacji można również wrzu- cać torebki z wydzieliną wymiotną i podpaski higieniczne. Wtedy wen- tylator wiruje znacznie wolniej, aby nie zablokował się poszarpanymi kawałkami papieru lub gazy. Zupełnie inną drogą jest kierowany mocz — 157 Rys. 2.54. Ubikacja wahadłowca: A) budowa, B) przekrój przez zbiornik wydalin ł — pochłaniacz zapachów, 2 — dźwignia uruchamiająca wentylator, 3 — tablica sterowania urządzeniem, 4 — deska sedesowa, 5 — podlokletnik, 6 — urządzenie do zbierania moczu, '7 — poręcz, 8 — obejma na buty, 9 — dolny zawór zbiornika wydalin, 10 — górny zawór zbiornika, 11 — wysuszone odchody, 12 — sztywne łopatki wentylatora, 13 — deska sedesowa. H _ zawieszone łopatki wentylatora, 15 — filtr odpadków. Strzałkami zaznaczono kierunek przepływu powietrza 158 osobną rurką trafia do zbiornika wody odpadowej. Kosmiczną ubikację można używać czterokrotnie w ciągu godziny. Gdy ulegnie awarii, do załatwiania fizjologicznych potrzeb wydalania używa się torebek z umieszczonymi w środku chemikaliami do dezynfekcji. Naprzeciwko toalety jest umieszczona umywalka przykryta kopułą z bezbarwnego tworzywa sztucznego z wyciętymi otworami na ręce. Wewnątrz znajduje się regulator ilości wody i dozownik mydła. Regula- tor stosunku ilości wody letniej (temperatura 18-^-35°C) do ilości wody gorącej znajduje się poza kopułą. Zużycie wody podczas mycia jest minimalne — w nieważkości nie ścieka ona ze skóry. Brudna woda odprowadzana jest do zbiornika odpadowego za pomocą strumienia po- wietrza. Nad umywalką jest przymocowane lustro (nie ze szkła, lecz z nietłukącego się mylaru) i świetlówka. Każdy astronauta jest zaopa- trzony w siedem ściereczek do mycia i trzy bawełniane ręczniki. Ponadto ma do dyspozycji indywidualny zestaw higieny przygotowany specjalnie dla każdego astronauty pod względem potrzeb i upodobań. W jego skład wchodzą m. in. pasta i szczoteczka do zębów, nici dentystyczne, grzebień lub szczotka do włosów, przyrządzik do obcinania paznokci, krem do Rys. 2.55. Kuchnia wahadłowca. Astronauta z lewej strony myje race, drugi przy- gotowuje posiłek 159 if; a)i(-,> ot Sjli.i, t>/!'u>; j.,.;-:'r1 ao •M? "i .''M! H T! i ST, r, '--ti W-. ięk. Rys. 2.56. Pokład mieszkalny (widok od strony dziobu pojazdu) golenia, maszynka do golenia, pałeczka do tamowania krwi po goleniu, środek zmiękczający skórę, mydło i dezodorant. Podczas krótkich lotów obcinanie paznokci nie jest konieczne, gdyż o ile na Ziemi wymagają ażk obcinania raz na tydzień, to w kosmosie rosną wolniej i obcinanie raz w miesiącu jest wystarczające. Podczas pracy licznych załóg przez kilka dni na orbicie powstaje mnóstwo odpadków. Gromadzone są one w trzech torbach, z których dwie przeznaczone są na odpadki suche, a jedna na odpadki mokre, np. zużyte ściereczki, resztki pożywienia. Torby są codziennie zmieniane. Stare szczelnie zamyka się paskami materiału samoprzylepnego velcro (w Polsce popularnie nazywanych rzepami) i układane w schowkach. Może się zdarzyć, że torba z mokrymi odpadkami zacznie pęcznieć na skutek rozkładu resztek organicznych i parowania wody. Wtedy podłącza się do niej giętki przewód, a jego drugi koniec do systemu usuwania odpadów. Przewód wymusza powolny obieg powietrza w pojemniku, które następnie usuwa się za burtę samolotu kosmicznego. Pod podłogą pokładu mieszkalnego znajduje się schowek o objętości 0,2 m3 na torby z mokrymi odpadkami. Czyszczenie kabiny nie sprowadza się tylko do usuwania odpadków. Co jakiś czas czyszczona jest ubikacja, umywalka i stół, na którym spo- żywa się posiłki. Środkiem czyszczącym są detergenty oparte na biocy- dach (substancje niszczące mikroflorę i mikrofaunę) zamknięte w dozow- 160 aga niku. Po rozprowadzeniu detergentu, astronauta w plastikowych rękawiczkach dokładnie czyści zabrudzone miejsca suchą ściereczką. Na pokładzie znajduje się również odkurzacz do usuwania drobin unoszących się w kabinie, a także do przeczyszczania filtrów systemu klimatyza- cyjnego. Czasami astronautów pracujących w kosmosie trapią mniejsze lub większe dolegliwości (o kosmicznej chorobie poruszeniowej już pisaliś- my). Ich szybkie wykrywanie i zwalczanie przez niewykwalifikowany personel (inni członkowie załogi) jest czasami konieczne dla sukcesu całej misji. Może się również zdarzyć, że na orbicie trzeba ratować życie człowieka. W jednym ze schowków w kabinie znajduje się apteczka z dwoma zestawami medycznymi: zestawem pierwszej pomocy oraz zes- tawem leków i opatrunków. W skład zestawu pierwszej pomocy wchodzą trzy pakiety medyczne: pakiet A — zastrzyki, B — sprzęt pierwszej po- mocy, C — środki diagnostyczne i terapeutyczne. W skład drugiego zestawu również wchodzą trzy pakiety: pakiet D — leki doustne, E — środki opatrunkowe i F — pozostałe leki. W większości lotów, gdy trwają dłużej niż siedem dni lub gdy biorą w nich udział osoby, które nie muszą spełniać I lub II kategorii zdrowia (specjaliści ładunku), apteczka jest znacznie wzbogacona. Kondycja załogi w znacznej mierze zależy od urozmaiconego i bo- gatego w składniki mineralne jadłospisu. Dzienna dawka pożywienia wynosi aż 3000 kalorii nie wliczając w to przekąsek, a to dlatego, żeby skompensować ubytki energii związane z przebywaniem w stanie nie- ważkości. Pożywienie musi spełniać wiele innych wymagań: powinno być przydatne do spożycia po sześciu miesiącach przechowywania w tempe- raturze 37,7°C, a przy tym mieć atrakcyjny smak, zapach i wygląd. Samolot kosmiczny, tak jak i inne statki kosmiczne, ma ograniczoną masę startową. Restrykcje dotyczące masy dotyczą również pożywienia. I tak, te pokarmy, które mogą być odwodnione przechodzą przez ten proces. Przed spożyciem z powrotem są uwadniane i przyjmują formę naturalną. Lista tych pokarmów obejmuje wszystkie produkty zbożowe, jarzyny, zupy, makaron, paszteciki wołowe, jajecznicę, banany, gruszki, truskawki i krewetki. Odwadniane są również napoje, których w menu jest dwadzieścia rodzajów, w tym kawa i herbata. Nie udaje się odwodnić odwracalnie soku pomarańczowego i grejpfrutowego oraz mleka. Astro- nauci zabierają więc w kosmos soki syntetyczne i mleko skondensowane. Część pożywienia jest zabierana w formie naturalnej. Są to m.in. kra- kersy, ciasteczka, chrupkie batony migdałowe, masło z orzeszków ziem- nych, orzechy i cukierki. Potrawy można też wcześniej podgotować i umieścić w metalowych puszkach tak jak np. tuńczyk czy owoce w sy- ropie. Potrawy mięsne i chleb są poddawane przed lotem działaniu promieniowania jonizującego w celu przedłużenia trwałości. Zamiast soli krystalicznej używa się słonej wody. 11 — Samoloty kosmiczne 161 U;:- JSBV, • 1O -•..• , O. i r u~ hrc- rr>r::'!:i •". ;//Ó'. 'ij:1. •• ub;, fr • ;' Rys. 2.57. Pokład mieszkalny (widok od strony ładowni): A) konfiguracja z komo- rami do spania, B) konfiguracja ze śpiworami, C) rozmieszczenie i budowa komór do spania l — stanowiska możliwe do wykorzystania w każdym locie, 2 — stanowiska możliwe do wy- korzystania po demontażu komór, 3 — zasłony od światła, t — śpiwór, 5 — schowki na przybory osobiste, 6 — oświetlenie, 7 — wloty powietrza, 8 — zdejmowane pokrywy, 9 — wyloty powietrza 162 ' . . . • .„r.... -;-..: dy Pożywienie (ponad sto pozycji jadłospisu) jest tak zróżnicowane, że astronauci nie muszą jeść tych samych potraw przez kolejne sześć dni. Posiłki są przygotowywane przez specjalistów misji w kuchni znajdu- jącej się po przeciwnej stronie włazu niż ubikacja. Jest tam piecyk, brytfanki, dozownik ciepłej i zimnej wody oraz komplet przypraw: słona woda, pieprz, keczup, musztarda sos barbecue i majonez. Po przygotowaniu posiłku astronauta rozcina nożyczkami pojemnik z jedzeniem. Nie ucieka ono na zewnątrz dzięki przyczepności sosu do ścianek pojemnika. Z tego samego względu można używać zwykłych łyżeczek. Należy tylko pamiętać, że w stanie nieważkości jedzenie przy- kleja się do nich z dwóch stron. Astronauci muszą więc posługiwać się znacznie mniejszymi łyżeczkami i przenosić kawałki jedzenia do ust po- woli, by nie odkleiły się. Tak jak smaczne pożywienie w ciągu dnia, tak i sen i odpoczynek w ciągu nocy umożliwiają astronautom utrzymanie odpowiedniej formy przez cały czas trwania misji. W kabinie wahadłowca są cztery łóżka. Dwóch astronautów śpi normalnie, tzn. poziomo, twarzą skierowaną ku sufitowi, trzeci również poziomo lecz twarzą ku podłodze, a czwarty pionowo. Każde łóżko jest właściwie osobną komorą o wymiarach 180X X 75 cm zasuwaną ścianką służącą do odizolowania śpiącego astronauty od hałasów z zewnątrz. Astronauta wchodzi do jednej z komór, zdejmuje odzież i obuwie, wkłada je do szafki, a sam wsuwa się do śpiwora. Następnie przypina się pasem na wysokości talii. Nie powinien zapomnieć o zgaszeniu światła i wyregulowaniu prędkości przepływu powietrza. Gdy załoga jest liczniejsza niż 4 osoby, to albo praca odbywa się na dwie zmiany i wtedy część astronautów śpi a reszta pracuje, albo do- datkowe śpiwory rozkłada się na ścianach kabiny. Do umilania czasu spędzanego w kabinie służą zabierane na orbitę lekkie przenośne magnetofony kasetowe tzw. walkmany. ,a W 2.7. PRZEBIEG MISJI *''* ; . . : . ,.. i, • -.lv Jak już wielokrotnie wspominaliśmy samolot kosmiczny tylko w nie- wielkim stopniu przypomina wszystkie inne dotychczasowe rakiety nośne. Zasadnicze różnice istnieją również w przebiegu misji: od odliczania i startu, poprzez operacje orbitalne, do lądowania. , , ^ ^ ^ j , t rfaywrwarmm \y^m -,.i."«l:: J. ;,.<;tf'--U» i ',V ; J*;. W 2.7.1. Odliczanie • . '.r, f , ^/'i-';- ", t ** r^n^ŁŁ , *iiti /narrrv-: łrV' •; -iv y , .J.JŁI T-6,6 s — rozpoczęcie sekwencji zapłonu silników głównych. ri;:ir .-• ux ~',it:fhii'.i,, 2.7.2. Start i wejście na orbitę • ' > w « i ,. &i Najpierw, w chwili T-6,26 s jest włączany silnik nr 3, a następnie w ko- lejności co 120 ms: nr 2 w T-6,14 s i nr l w T-6,02 s. Na trzy sekundy przed startem wszystkie silniki główne powinny osiągnąć ciąg równy 90% wartości znamionowej. W chwili T-0 s, a więc o wyznaczonej godzi- nie startu przesyłany jest sygnał zapłonu rakiet wspomagających. Ten sam sygnał powoduje eksplozję ładunków wybuchowych, które kruszą nakrętki śrub przytrzymujących pojazd do platformy startowej. Auto- matycznie odłączają się wszelkie połączenia startowe z urządzeniami Rys. 2.59. Rzut toru wznoszenia na powierzchnię Ziemi podczas startu do misji STS-9 166 u naziemnymi i rozpoczyna się wznoszenie. Przez siedem sekund wahadło- wiec pnie się w górę mijając kolejne poziomy wieży obsługowej. Gdy już wzniesie się ponad jej szczyt w T+7 s, autopilot wykonuje pierwszy manewr pojazdem: obrót wokół osi podłużnej połączony z przekręcaniem się ładownią w kierunku ziemi. Umożliwia on wejście wahadłowca na orbitę o zaplanowanych parametrach po optymalnym torze wznoszenia. I tak w celu osiągnięcia orbity o inklinacji 40°, wahadłowiec musi się obrócić o kąt 120° w kierunku przeciwnym do ruchu wskazówek zegara. Powolny obrót na plecy pojazdu powoduje stopniowe przejście z lotu pionowego do poziomego. Astronauci siedzą wtedy głowami w dół, co nie ma większego znaczenia, gdyż przeciążenie dociska ich do foteli. Trzydzieści sekund po starcie manewr obrotu powinien być już zakończo- ny. Nieco wcześniej, w T+20 s ciąg silników głównych jest zmniejszany do 94% wartości znamionowej, a szesnaście sekund później do 65% war- tości znamionowej. Manewr ten służy możliwie największemu zmniej- szeniu przyspieszenia, by narastające ciśnienie dynamiczne nie uszkodziło płytek osłony termicznej pojazdu. Maksymalne ciśnienie dynamiczne pojawia się przy prędkości Ma=l,4, minutę po starcie i gdy krytyczny moment minie, przywraca się normalny ciąg silników głównych. W po- czątkowej fazie wznoszenia wahadłowiec jest narażony na silne porywy wiatru, które mogą zmienić tor wznoszenia. Radzi z tym sobie adapta- cyjny system sterowania, działający na zasadzie ujemnych sprzężeń zwrot- nych. Komputery wychwytują wszelkie zmiany na podstawie wskazań platform inercyjnych i przyspieszeniomierzy, a następnie tak ustawiają dysze silników i powierzchnie aerodynamiczne — stery pojazdu, aby zmiany te jak najszybciej zniwelować. Około dwie minuty po starcie przestają pracować silniki na paliwo stałe rakiet wspomagających. Za zakończenie pracy uznaje się moment, w którym ciśnienie w komorze spalania silnika spada poniżej 345 kPa, co jest sygnalizowane na monitorach komputerów napisem „Pc<50" (ang. 5 10 O 10 20 30 czas od startu [min] ' ' czas od wlotu w atmosferę [min] Rys. 2.60. Wykresy przeciążeń panujących w wahadłowcu podczas startu i lądo- wania 167 chamber pressure < 50 psi). Chwilę później rakiety są odłączane. Gdyby zawiodła automatyka (sygnał SEP INHIBIT), piloci sami musieliby prze- łączyć kilka przełączników. Samolot kosmiczny znajduje się wtedy na wysokości 47 km i w odległości 38 km od miejsca startu. Rakiety wzno- szą się jeszcze siłą rozpędu, a następnie opadają do oceanu na spado- chronach. Tam czekają już na nie statki odbiorcze. Tymczasem wahadłowiec wznosi się samodzielnie napędzany już tylko trzema silnikami głównymi. Dwadzieścia pięć sekund po odłączeniu rakiet wspomagających system sterowania pojazdem przełącza się na pracę interakcyjną. Na bieżąco oblicza parametry orbity dostępnej dla samolotu kosmicznego i tak koryguje tor wznoszenia, aby orbita osta- teczna była maksymalnie zbliżona do zaplanowanej. Optymalizacja taka powoduje, że w T + 6 min 30 s wahadłowiec przechodzi w płytki lot nurkowy nabierając coraz większej prędkości. Wraz z zużywaniem ma- triałów pędnych wzrasta przeciążenie działające na pojazd i astronautów. Komputery tak sterują dławieniem silników, aby przeciążenia te nie przekroczyły 3 g. Na trzydzieści sekund przed wyłączeniem silniki są zdławione maksymalnie do 65% znamionowej wartości ciągu. W chwili T + 8 min 32 s przy prędkości 7819,3 m/s odcina się do nich dopływ materiałów pędnych. Nie jest to prędkość, która umożliwiłaby stały obieg Ziemi. Najniższy punkt osiągniętej orbity (perygeum) jest na wysokości 24 km, a więc głęboko w atmosferze (najwyższy — apogeum — na wysokości ok. 150 km). W chwili T+8 min 50 s po starcie następuje zapłon ładunków pirotechnicznych uwalniających orbiter od zbiornika zewnętrznego z resztkami materiałów pędnych. Przedtem jednak do wnę- trza sekcji silnikowej wahadłowca muszą być wciągnięte przewody star- towe łączące go dotąd ze zbiornikiem. Przytrzymujące je haki odciągane są siłownikami elektromagnetycznymi a uwolnione połączenia są wtedy wciągane do sekcji silnikowej. Odłączony zbiornik zewnętrzny wchodzi w gęste warstwy atmosfery nad rejonem Oceanu Indyjskiego położonym z dala od uczęszczanych szlaków komunikacji lotniczej i morskiej i pra- wie w całości ulega spaleniu od tarcia powietrza. Jego samodzielny lot trwa ok. 50 min. Najważniejszym zadaniem pilotów po odłączeniu zbiornika jest od- sunięcie orbitera od tego obecnie niekontrolowanego obiektu. Najpierw stabilizują oni pojazd, a następnie włączają cztery przednie i sześć tylnych silniczków RCS sterujących pochyleniem. Ich jednoczesna praca powo- duje wzrost prędkości wahadłowca w kierunku Ziemi o 1,2 m/s i odsu- nięcie od zbiornika. Chwilę później na 24 s są włączane silniczki RCS sterujące odchyleniem kierunkowym, aby wahadłowiec zszedł z toru opa- dania ET. Jak już wspominaliśmy silniki główne nie rozpędzają wahadłowca do prędkości orbitalnej. Co prawda byłoby to łatwe do osiągnięcia, ale wtedy wszedłby on na orbitę razem ze zbiornikiem zewnętrznym. Po 168 •iy odrzuceniu stanowiłby on duży, niebezpieczny wrak, który z upływem czasu wszedłby w atmosferę w trudnym do przewidzenia miejscu (mo- głoby to być nad gęsto zaludnionymi obszarami). Wahadłowiec osiąga prędkość orbitalną poprzez włączenie silników manewrowych w chwili T + 10 min 39 s. Czas ich pracy zależy od parametrów żądanej orbity (np. podczas misji STS-1 wynosił on 86,3 s) i jest kontrolowany przez komputery pokładowe. Manewr ten, zwany OMS-1 zwiększa prędkość pojazdu o 50 m/s i zmienia parametry orbity na około 105/245 km (pre- cyzyjnie wartości te dobiera się w zależności od misji). W trakcie pracy silników manewrowych silniki główne są oczyszczane z resztek mate- riałów pędnych. W przewody instalacji paliwowej jest wprowadzany hel, który rozprężając się wytłacza resztki materiałów pędnych na zewnątrz: ciekły tlen poprzez dysze silników, a ciekły wodór poprzez zawory z boku pojazdu. Po zakończeniu manewru OMS-1, gdy astronauci mają trochę więcej czasu zamyka się pokrywy w miejscach połączeń zbiornika zew- nętrznego z orbiterem. Dysze silników głównych ustawiane są do wlotu w atmosferę, a następnie wyłącza się pomocnicze jednostki napędowe APU. Czterdzieści pięć minut po starcie, w najwyższym punkcie orbity silniki manewrowe są włączane po raz drugi (manewr OMS-2), tym razem w celu podniesienia perygeum orbity do wysokości około 245 km. Nowa orbita jest wtedy nieomal kołowa. Podczas misji STS-1 manewr OMS-2 trwał 74,8 s, a w jego wyniku prędkość pojazdu wzrosła o 41,8 m/s. , Jest jeszcze inna metoda osiągania orbity przez samolot kosmiczny — technika bezpośredniego wejścia. Jej istota polega na zastąpieniu pierw- szego manewru OMS wydłużoną pracą silników głównych. Wyłączane są one wtedy przy prędkości pojazdu wynoszącej 7926,3 m/s, a więc o 107 m/s większej niż podczas pracy standardowej. Osiągnięta wtedy orbita ma parametry 450/59 km. W konsekwencji zbiornik zewnętrzny wchodzi w atmosferę nad Pacyfikiem w rejonie Hawajów (przy startach z Przylądka Canaveral) lub nad Arktyką (przy startach z bazy Yanden- berg). Pierwszy manewr silnikami OMS przeprowadza się dopiero 43 min po starcie, ale tradycyjnie jest on nazywany OMS-2. Technikę bezpoś- redniego wejścia stosuje się w celu osiągnięcia wysokich orbit bez ko- nieczności zużywania szczupłych zapasów materiałów pędnych dla sil- ników manewrowych. 2.7.3. Pobyt na orbicie ^ - ' L Pierwszą czynnością jaką astronauci muszą wykonać po wejściu na orbitę jest otwarcie drzwi ładowni. Gdyby się to nie powiodło wahadłowiec mu- siałby w czasie najbliższych dziewięciu godzin powrócić na Ziemię. Tak 169 długo bowiem może być gromadzone ciepło odpadowe w parownikach wody instalacji chłodzącej. Po otwarciu drzwi można już przystąpić do wykonywania zadań zleconych przez użytkowników. Większość z nich jest związana z ładunkiem umieszczonym wewnątrz komory towarowej. Jego maksymalna masa zależy od wysokości i inklinacji orbity, na którą wchodzi wahadłowiec. I tak starty z Centrum Kosmicznego im. Kenne- dy'ego są możliwe tylko na orbity o inklinacjach od 28,5° do 57°. Na niską orbitę wokółziemską (o wysokości 205 km) w jednym locie można wynieść do 25 855 kg (orbita o inklinacji 57°) lub do 29 485 kg (inkli- nacja 28,5°). Z bazy Yandenberg dozwolone są starty na orbity o inkli- nacjach od 70° (maksymalna masa 22 680 kg) do 104° (maksymalna masa 14 515 kg). Warto jeszcze podać, że na tak szczególną orbitę jak orbita biegunowa (inklinacja 90°) samolot kosmiczny może wynieść do 18 144 kg. Jednym z najczęstszych ładunków użytecznych są satelity teleko- munikacyjne. Ich orbitą użyteczną jest orbita geostacjonarna niedostępna dla samolotu kosmicznego. Satelity te są więc wyposażone w tzw. stopnie górne — niewielkie silniki rakietowe na stałe materiały pędne. Mniejsze satelity są wyposażane w stopnie PAM-D i PAM-D2 (ang. Payload As- sist Module — Delta class), natomiast większe w stopnie IUS (ang. ttif:: ,'*• :.; i*'q-oti- .t .•:.. ^^,J;:i.-, «T. -?• -iu- Rys. 2.61. Wyrzucenie satelity ze stopniem PAM-D: A — satelita w ładowni, B — wypchnięcie satelity z ładowni, C — uruchomienie silnika stopnia PAM-D, D — odłączenie stopnia górnego l — obrotowy stół startowy, 2 — lewe skrzydło osłony przeciwsłoneczne], 3 — satelita, 4 — stopień PAM-D, 5 — prawe skrzydło osłony przeciwsłonecznej 170 fnertial Upper Stage). Satelity ze stopniem PAM-D (najczęściej typu HS-376 firmy Hughes Aircraft Co.) mieszczą się w pozycji pionowej w ładowni samolotu kosmicznego. Dobre wykorzystanie miejsca umożli- wia wyniesienie czterech takich obiektów w jednej misji. Każdy z nich jest umieszczony w kratownicowej konstrukcji przytrzymującej satelitę przy starcie, a jednocześnie stanowiącej wyrzutnię do wypuszczenia go w przestrzeń kosmiczną. Całość jest przykryta osłoną przeciwsłoneczną wykonaną z rozpiętej na prętach tkaniny beta. Gdy samolot kosmiczny osiąga orbitę i otworzy się drzwi ładowni, osłona przeciwsłoneczna za- myka się nad satelitą zabezpieczając go przed zbyt intensywnym pro- mieniowaniem cieplnym. Przed operacją wyrzucenia obiektu astronauci sprawdzają jeszcze raz wszystkie układy satelity. Następnie uruchamiany jest silnik elektryczny rozkręcający satelitę do prędkości 50 obr/min. Teraz można rozchylić osłonę przeciwsłoneczną bez obawy o przegrzanie obiektu. Samolot kosmiczny jest w tym czasie ustawiony brzuchem w kierunku lotu. Na sygnał sworznie wybuchowe uwalniają satelitę, a sprężyny wypychają go z ładowni. Moment obrotowy zapewnia sta- Rys. 2.62. Stopień górny IUS: A) konstrukcja stopnia, B) stopień górny IUS połą- czony z dwoma satelitami l — człon przyrządowy, 2 — silnik drugiego stopnia, 3 — konstrukcja łącząca, 4 — silnik pierwszego stopnia 171 bilizację wyrzuconego satelity. Po 10 min krótki impuls silników ma- newrowych wahadłowca odsuwa go od satelity na odległość ok. 35 km, a w 45 min od chwili wyrzucenia włączony zostaje silnik stopnia PAM podwyższający apogeum orbity obiektu do wysokości 35 800 km. Później własny system napędowy satelity umieszcza go na orbicie geostacjo- narnej. Umieszczanie w kosmosie satelitów ze stopniem IUS znacznie różni się od opisanej powyżej procedury. Ze względu na rozmiary, zestaw satelita/IUS zajmuje prawie całą ładownię i nie ma żadnej osłony prze- ciwsłonecznej. Po otworzeniu drzwi komory towarowej wahadłowiec usta- wia się ładownią w kierunku Ziemi zapewniając satelicie łagodne warunki termiczne. W tym czasie stopień IUS jest objęty wahliwym pierścieniem i na stałe przymocowany do ładowni. Po rutynowym sprawdzeniu sate- lity część uchwytów jest zwalniana, a pierścień obraca się tak, że zestaw satelita/IUS unosi się pod kątem 29° względem osi podłużnej samolotu kosmicznego. Po zakończeniu bardziej szczegółowego sprawdzania, na sześć min przed wyrzuceniem, pierścień obraca się jeszcze bardziej tak, że satelita znajduje się pod kątem 59°. Po zwolnieniu wszystkich trzpieni sprężyny wypychają go z ładowni. Astronauci od razu włączają silniczki korekcyjne orbitera i odsuwają go od wolno oddalającego się satelity, by nie dopuścić do zderzenia. Później załoga wahadłowca przeprowadza manewr oddalający za pomocą silników OMS. Pięćdziesiąt pięć minut po tych czynnościach następuje zapłon pierwszego członu stopnia IUS, a po Rys. 2.63. Kilka możliwych konfiguracji laboratorium Spacelab: l — pojedyncza paleta, 2 — dwie palety l Igloo, 3 — trzy palety l Igloo, 4 — cztery palety i Igloo, S — pięć palet i igloo, « — krótki moduł ciśnieniowy i dwie palety, 7 — krótki moduł ciśnieniowy i trzy palety, 8 — długi moduł ciśnieniowy, 9 — długi moduł ciśnieniowy l paleta, 10 — długi moduł ciśnieniowy l dwie palety 172 ab. rc Rys. 2.64. Laboratorium Spacelab D-l wyniesione w misji 61-A samolotu kosmicz- nego Challenger - •-• *• ' dalszych pięciu godzinach drugiego członu, który wprowadza satelitę na orbitę geostacjonarną. Stopień IUS stabilizowany jest trójosiowo. Najczęściej wynoszonym na orbitę ładunkiem o charakterze nauko- wym było zbudowane w krajach Europy Zachodniej laboratorium Space- lab. Pozostaje ono na stałe w ładowni wahadłowca przez cały czas trwa- nia misji. Od stacji kosmicznych Skylab i Salut różni go także moduło- wość konstrukcji. Standardowe elementy Spacelaba mogą być łączone w różne zestawy w zależności od potrzeb danej misji kosmicznej. Są nimi moduły ciśnieniowe łączone z kabiną wahadłowca za pomocą tunelu, odkryte palety i urządzenia pomocnicze — tzw. igloo. Również wewnętrz- ne wyposażenie modułów ciśnieniowych jest standardowe, a między mis- jami wymienia się go poprzez wysunięcie całej podłogi z przytwierdzo- nym do nich sprzętem. W pomieszczeniach ciśnieniowych zebrana jest aparatura wymagająca stałego nadzoru lub interwencji załogi, na paletach zaś instrumenty wymagające szerokiego pola obserwacji lub kontaktu z ot- wartą przestrzenią kosmiczną. W przyszłości planuje się wynoszenie również innych rodzajów ła- dunków jak np. teleskop kosmiczny HST (ang. Hubble Space Telescope), sondy kosmiczne Magellan (do Wenus), Galileo (do Jowisza), Ulysses (ponad bieguny Słońca), Mars Observer, elementy planowanej na lata dziewięćdziesiąte stacji kosmicznej. Wymagać one będą specjalnych pro- cedur ustawiania i obsługi na orbicie, na opisanie których brak miejsca w niniejszym opracowaniu. 173 2.7.4. Manipulator RMS •• > Spora część satelitów wynoszonych przez samolot kosmiczny wymaga bardzo delikatnego obchodzenia się z nimi i precyzyjnego ich ustawiania na orbicie. Odpada więc ich wyrzucanie za pomocą sprężyn. Inne satelity bądź urządzenia wymagają przemieszczania w obrębie ładowni lub w jej bezpośrednim sąsiedztwie. Do tego celu zaprojektowano system zdalnego manipulatora RMS (ang. Remote Manipulator System) wynoszony prawie w każdej misji. Manipulator RMS został zbudowany przez kanadyjską firmę Spar Aerospace Ltd. Ma on 6 stopni swobody, długość całkowitą 15,24 m, masę 408 kg, a podczas gdy drzwi ładowni są zamknięte jest złożony wzdłuż lewej burty samolotu kosmicznego. Oprócz manipulatora w skład systemu RMS wchodzą układy sterujące, układy łączące z komputerami wahadłowca, pokładowy system telewizyjny CCTV (ang. Closed Circuit Telemsion) oraz lampy oświetlające. Ramię manipulatora ma sześć przegubów nazywanych stawami, dzięki czemu funkcjonalnie naśladuje on ludzką rękę. Z tego też powodu nazwy stawów odniesiono do nazw anatomicznych. Są to kolejno: dwa stawy barkowe, staw łokciowy i trzy stawy nadgarstka. Napęd każdego stawu manipulatora składa się z bezszczotkowego silnika prądu stałego, przekład- ni redukującej obroty, obrotomierza oraz hamulca elektromechanicznego. Pracę układów elektrycznych w zakresie dopuszczalnych temperatur za- pewniają grzejniki oporowe oraz bierna osłona termiczna składająca się z warstw złoconego kaptonu, przedzielonych warstwami tkaniny dakro- nowej i pokrytych powlekaną Teflonem tkaniną beta. Całe urządzenie wraz z elementami grzejnymi pobiera 970 W energii elektrycznej. Praca manipulatora jest kontrolowana za pomocą kamer telewizji pokładowej. Na ramieniu zainstalowane są dwie kamery (na stawie łokcio- wym i na nadgarstku), pozostałe zaś na przedniej i tylnej wrędze wzmoc- nionej ładowni oraz wzdłuż burt pojazdu. Oświetlenie wnętrza komory towarowej zapewnia sześć reflektorów szerokostrumieniowych. Ładunek, który ma być przenoszony musi być wyposażony w trzpień przystosowany do uchwycenia końcówką wykonawczą manipulatora. Uchwyt taki ma również tarczę celowniczą, na którą operator napro- wadza chwytak. Pochwycenie ładunku odbywa się poprzez zaciśnięcie wokół trzpienia trzech linek wciągających go do wnętrza końcówki wy- konawczej. Powstałe w ten sposób trwałe połączenie cechuje się małą wartością niedokładności między osiami podłużnymi końcówki i trzpie- nia: ±0,15° i ±0,3 mm. Istnieje możliwość zastosowania elektrycznych łączników służących przesyłaniu sygnałów elektronicznych i energii elek- trycznej między orbiterem a unoszonym obiektem. Operatorem manipulatora jest zwykle jeden ze specjalistów misji. Sterowanie odbywa się ze stanowiska w tylnej części pokładu pilotażo- 174 •T 3 i Rys. 2.65. Manipulator RMS: A) widok ogólny, B) schemat pochwycenia ładunku użytecznego, C) schemat zaciskania ^ ;:: się drutów chwytających wokół trzpienia tarczy celowej. -a ; l — dźwignia do sterowania przesunięciem końcówki manipulatora, 2 — pulpit sterowniczy, 3 — dźwignia do sterowania obrotem koń- tłi ' cówki manipulatora, * — staw barkowy, S — staw łokciowy, 6 — kamera telewizyjna, 7 — staw nadgarstka, 8 — poręcz, 9 — druty zaciskające się wokół trzpienia tarczy celowniczej, 10 — tarcza celownicza, 11 — druty w pozycji spoczynkowej, 12 — obracające się pierścienie powodujące zaciśnięcie, 13 — druty zaciśnięte wokół trzpienia tarczy celowniczej ,•• ' *" x. Rys. 2.66. Konsola sterowania manipulatorem ., x *,-•'•' , {?"*'•' "•-".-.:•/•' •*'' •!"" .'• '" >"?•' *' •' ••' " "'- ' wego. Astronauta wydaje dyspozycje za pomocą dwóch dźwigni. Jedna z nich służy do przesuwania końcówki wykonawczej, a druga do jej obracania. W sytuacji awaryjnej sterowanie może się odbywać za pomocą przełączników. Dyspozycje operatora są przetwarzane przez sterownik na sygnał zrozumiały dla jednego z pięciu komputerów pokładowych. Oblicza on konieczne wartości obrotów poszczególnych stawów i dane te przesyła z powrotem do sterownika. Ten tworzy z nich sygnały wy- konawcze dla silników. Astronauci obserwują efekty pracy manipulatora przez okna w ściance dzielącej kabinę od ładowni i w suficie kabiny oraz na dwóch monitorach telewizyjnych, na których obraz może być podzielony na poszczególne kadry pochodzące z dziesięciu różnych kamer. RMS może funkcjonować w pięciu stanach pracy: — Sterowanie ręczne. Odbywa się ono za pomocą dźwigni sterowniczych, jak opisano powyżej jest podstawowym stanem pracy. — Sterowanie automatyczne. Pozwala ono na przesunięcie końcówki ra- mienia po linii prostej między dwoma zadanymi punktami lub wykonanie sekwencji zaprogramowanej. O ile w pierwszym sposobie RMS jest kie- rowany przez operatora, to w drugim przez komputer i może składać się z sekwencji do 100 odcinków prostoliniowych pogrupowanych w 20 róż- nych torów. — Sterowanie pojedynczym stawem. Odbywa się ono za pomocą prze- łączników dwupołożeniowych. 176 7n-p — Sterowanie bezpośrednie. Odbywa się również za pomocą przełączni- ków, ale z pominięciem sterownika i komputera oraz za pośrednictwem osobnego okablowania. .^t ,' ** — Sterowanie rezerwowe. Omija wszystkie urządzenia elektroniczne i korzysta z osobnego, rezerwowego źródła zasilania. Odbywa się za po- mocą przełączników. Manipulator zaprojektowany został do unoszenia ładunków o długości do 18,3 m, średnicy; 4,5 m i masie 29 485 kg odpowiadającej maskymal- nemu udźwigowi wahadłowca. Bez obciążenia końcówka wykonawcza może poruszać się z prędkością 60 cm/s, a z ładunkiem o masie 14 500 kg z prędkością 6 cm/s. Błąd wyładunku mieści się w granicach ± 5° i ± 5 cm. Żywotność urządzenia jest obliczona na 10 lat i 100 misji wahadłowców. l \ .. .;, 2.7.5. Spacer kosmiczny EVA r > fcj xs Już we wczesnej fazie projektowania samolotu kosmicznego, kiedy okre- ślano jakie będzie pełnił zadania stwierdzono, że przyszłe operacje kos- miczne będą kładły szczególny nacisk na pracę astronautów na zew- nątrz pojazdu — EVA (ang. Extravehicular Activity). I rzeczywiście, działalność taka, popularnie zwana spacerem kosmicznym, stała się stan- dardowym elementem lotów. Człowiek pracujący w otwartej przestrzeni kosmicznej posiada niepowtarzalne możliwości manipulacji zarówno naj- większymi jak i najmniejszymi obiektami, potrafi rozpoznać i ocenić zastaną sytuację oraz natychmiast podjąć odpowiednie kroki. Dzięki włączeniu spacerów kosmicznych do programu lotów udało się uprościć konstrukcję niektórych ładunków użytecznych, zwiększyć możliwości usługowe samego samolotu kosmicznego, a także znacznie zwiększyć prawdopodobieństwo sukcesu planowanych i pojawiających się na bieżąco zadań. Mi , ?W;L. • ^ ,•; . Dla intensywniejszych, wymagających dużego wysiłku fizycznego programów EVA niezbędne okazały się nowe skafandry EMU (ang. ExtTavehicular Mobility Unit) do prac na zewnątrz statku. Strój zapro- jektowano w ten sposób, aby z zestawu różnych elementów o kilku roz- miarach skompletować skafander pasujący do budowy ciała każdego astronauty. Większość części ubioru jest wyprodukowana w pięciu roz- miarach, a rękawice nawet w piętnastu. Najmniejszy możliwy do zmon- towania model jest odpowiedni dla drobnej kobiety o wzroście 150 cm i wadze 45 kg, największy zaś dla atletycznie zbudowanego mężczyzny o wzroście 190 cm i wadze 110 kg. Skafander, produkowany w zakładach Hamilton Standard firmy Uni- ted Technologies, składa się z dwóch oddzielnych części: półsztywnych spodni z butami oraz górnej, sztywnej części stroju. Dolna część ska- 12 — Samoloty kosmiczne 177 Rys. 2.67. Elementy składowe skafandra EMU l — strój wentylacyjno-chłodzący, 2 — zespół podłączeniowy, 3 — przewody elektryczne, 4 — moduł wyświetlania i sterowania, 5 — zespół osłony wzroku, 6 — hełm, 7 — zespół ramienia, 8 — rękawica, 9 — spodnie z butami, 10 — górna część stroju, 11 — przenośny system podtrzymywania życia, 12 — dodatkowy zbiornik tlenu, 13 — kabel podłączeniowy do śluzy powietrzne], 14 — wkładka kontroli zanieczyszczeń, 15 — akumulator, 16 — rama do zawieszania górne] części skafandra wewnątrz śluzy, 17 — zespół łączności, 18 — pojemnik z napo]em chłodzącym, 19 — przyrząd do zbierania moczu fandra jest wykonana z kilku warstw: pokrytej nylonem powłoki poliu- retanowej (zabezpiecza ona skafander przed rozdęciem na skutek różnicy ciśnień), powłoki z dakronu, osłony cieplnej z kauczuku pokrytego ny- lonem, czterech warstw aluminizowanego mylaru (izolacja cieplna i osło- na przeciw mikrometeorytom) oraz pokrycia powierzchniowego wyko- nanego z groteksu i nomeksu. Sztywność górnej części stroju nadaje warstwa z tworzyw sztucznych wzmacnianych włóknem szklanym. Po- łączenia górnej i dolnej części skafandra dokonuje się za pomocą alu- miniowego pierścienia. Przeguby stroju EMU w barkach, łokciach, nad- garstkach, kolanach i stawach skokowych zostały skonstruowane w ten sposób, aby przy zginaniu nie zmieniały objętości ubioru. W przeciwnym wypadku wykonanie jakiegokolwiek ruchu byłoby równie uciążliwe jak zgniatanie napompowanego balonu. / : *;•• ; Na górnej części skafandra znajduje się, zaczepiony jak plecak, prze- nośny system podtrzymywania życia PLSS (ang. Portable Life Support Rys. 2.68. Zakładanie skafandra EMU l — strój wentylacyjno-chłodzący, 2 — spodnie, 3 — przygotowanie górne] części stroju, 4 — założenie górnej części, 5 — zakończenie rękawa stroju wentylacyjno-chłodzącego musi być zaczepione o kciuk, 6 — połączenie stroju wentylacyjno-chłodzącego z przenośnym sy- stemem podtrzymywania życia, 7 — połączenie dolnej i górnej części skafandra, 8 — zabez- pieczenie pierścienia łączącego, 9 — założenie zespołu łączności, 10 — wyregulowanie szyb- kości przepływu tlenu, 11 — założenie rękawicy, 12 — zatrzaśnięcie złącza, 13 — założenie hełmu l zespołu ochrony wzroku 178 ...... , ,.,,,,, -.-r n Subsystem). Jest to zminiaturyzowana wersja analogicznego systemu działającego w wahadłowcu. Dostarcza on astronaucie tlenu, usuwa dwu- tlenek węgla i parę wodną, a także reguluje temperaturę wewnątrz ska- fandra. Główny zbiornik tlenu zawiera 0,54 kg gazu pod ciśnieniem 5862 kPa, podczepiany pod spodem plecak zbiornik dodatkowy 1,17 kg tlenu pod ciśnieniem 41 380 kPa. Z przodu, przy górnej części skafandra jest zainstalowany moduł wyświetlania i sterowania DCM (ang. Display and Control Module). Jest to zestaw regulatorów mechanicznych i elek- trycznych umożliwiających sterowanie podstawowymi funkcjami systemu podtrzymywania życia. Moduł ten jest wyposażony w dwunastoznakowy wyświetlecz alfanumeryczny na diodach LED oraz mikroprocesor nad- zorujący funkcjonowanie skafandra. Cały strój uzupełniają jeszcze ręka- wice i hełm z zestawem filtrów zabezpieczających przed ultrafioletowym promieniowaniem słonecznym. Program EVA odbywa zwykle dwóch specjalistów misji. Astronauci na nagie ciało zakładają jednoczęściowy strój wentylacyjno-chłodzący wykonany ze spandeksu, tkaniny silnie pochłaniającej pot. Strój ten jest obszyty siecią rurek o łącznej długości 90 m, w których krąży woda chłodząca ciało astronauty. Wzdłuż ramion i nogawek są zainstalowane Rys. 2.69. Śluza powietrzna wahadłowca l — oświetlenie, 2 — przenośne zbiorniki tlenu, 3 — poręcze, < — przyrządy sterownicze i wskaźnikowe, s — rura wymuszająca obieg powietrza, l — obejma na buty .Clii Ir, 180 j przewody odciągające powietrze z wnętrza skafandra i wymuszające ożywczy ruch tlenu. Pod strojem wentylacyjno-chłodzącym musi być zainstalowany zespół odbierania moczu ze zbiornikiem o pojemności 950 cm3. Tak odziany astronauta wchodzi do wnętrza śluzy powietrznej, która oprócz tego, że umożliwia wychodzenie na zewnątrz bez rozher- metyzowania całej kabiny wahadłowca, to jest również magazynem dwóch skafandrów EMU. Ubieranie się do wyjścia w przestrzeń kosmicz- ną trwa zaledwie 5 min (zakładanie skafandra w lotach Apollo trwało ok. 30 min i wymagało asysty drugiego członka załogi). Po założeniu spodni astronauta przykuca pod zawieszoną na specjalnym uchwycie górną częścią torsu skafandra, a następnie wślizguje się do jej wnętrza. Potem obie części, górna i dolna, zostają połączone i astronauta zakłada rękawice oraz hełm. . Podczas spaceru we wnętrzu skafandra panuje atmosfera czystego tlenu o ciśnieniu 280 hPa (obniżone ciśnienie znacznie ułatwia wyko- nywanie ruchów). Gwałtowne przejście z atmosfery tlenowo-azotowej o wyższym ciśnieniu do atmosfery tlenowej o ciśnieniu niższym spowo- dowałoby powstanie w krwi astronauty pęcherzyków z rozpuszczonego azotu. Zjawisko to, zwane chorobą kesonową może doprowadzić nawet do śmierci człowieka. Konieczna jest więc stopniowa adaptacja do zmniej- szonego ciśnienia. Polega ona na usunięciu azotu z krwi poprzez oddy- chanie czystym tlenem trzy i pół godziny bez zmniejszania ciśnienia w skafandrze. W tym czasie astronauci „wiszą" na ścianach śluzy po- wietrznej i przeważnie śpią. Na dwanaście godzin przed rozpoczęciem kilku ostatnich spacerów EVA w kabinie wahadłowca obniżano ciśnienie do 704 hPa, aby skrócić proces adaptacji. Na trzydzieści minut przed jego zakończeniem astronauci zamykają właz do kabiny, odłączają ska- fandry od systemów wahadłowca i przeprowadzają dehermetyzację śluzy. Następnie otwierają właz prowadzący do ładowni i rozpoczynają pro- gram EVA, który może trwać do siedmiu godzin. Tlen ze zbiornika do- datkowego zapewnia przetrwanie astronauty jeszcze przez 30 min nawet w wypadku nieszczelności skafandra. Po powrocie do wnętrza pojazdu strój może być szybko przygotowany do powtórnego użycia. Trwałość ubioru EMU wynosi ok. 15 lat. s ; r Liczne zadania wykonywane przez astronautów w otwartym kosmo- sie wymagają oddalania się od statku na znaczne odległości. Do tego celu w zakładach Martin Marietta opracowano plecak manewrowy o tak dużym poziomie niezawodności, że oddalanie się od pojazdu stało się możliwe bez używania linek asekuracyjnych. Urządzenie to, zwane MMU (ang. Monncd Maneuvering Unit) zakłada się na plecak skafandra EMU. Gazem napędowym jest sprężony azot (12 kg) przechowywany w dwóch zbior- nikach pod ciśnieniem 20 594 kPa. System zaworów i przewodów do- prowadzających gaz do dwudziestu czterech niewielkich dyszek skons- truowno tak, że tworzy dwa niezależne układy. Uszkodzenie jednego 181 widok z tyłu Rys. 2.70 Plecak odrzutowy MMU l — manometr do pomiaru ciśnienia azotu, 2 — akumulator, 3 — wyłącznik świateł pozy- cyjnych, 4 — dysza napędowa, 5 — zbiornik azotu, 6 — zawór do napełniania zbiorników, 7 v— zaczep do sprzętu pomocniczego, 8 — urządzenie do szybkiego odłączania przewodu doprowadzającego azot, 9 — uchwyt do mocowania MMU w ładowni wahadłowca, 10 — blo- kada wysięgnika, 11 — wtyk do podłączania zewnętrznych źródeł zasilania, 12 — dźwignia do ustawienia kąta nachylenia wysięgnika, 13 — światło pozycyjne, 14 — wyłącznik zewnę- trznych źródeł zasilania, 15 — zespół dolnych dysz napędowych, 16 — wyłącznik giroskopów, n — dźwignia sterująca, 18 — wysięgnik o zmiennej długości, 19 — bezpieczniki, 20 — blokada wysięgnika, 21 — czujnik kontrolujący połączenia MMU z plecakiem skafandra, 22 — zatrzask do połączenia z plecakiem skafandra, 23 — główny wyłącznik zasilania, 2i — zwalniacz za- trzasków łączących MMU z plecakiem skafandra, 25 — zbiorniki azotu z nich nie jest przeszkodą dla bezpiecznego powrotu astronauty w po- bliże orbitera. Uzyskiwany ciąg (7,6 N z każdej dyszki) umożliwia całkowitą zmianę prędkości w granicach 20—29 m/s (w zależności od masy astronauty i przenoszonych przez niego przedmiotów). Aparaty MMU są przechowywane w przedniej części ładowni w tzw. stacjach obsługi lotu. Tam można też uzupełnić azot w zbiornikach plecaka ma- newrowego i doładować akumulatory. Niektóre zadania, jakie astronauci wykonali podczas programów EVA opisano w p. 2.10. "•:. : ., ..H'1!i\"nf.' '"•.••'";• wfe- y 2.8.2. Hangar obsługi orbitera ' :« >u •.;• ^ ,v, Po wylądowaniu samolot kosmiczny zostaje odholowany do hangaru OPF (ang. Orbiter Processing Facility), w którym jednocześnie można przy- gotowywać do następnych lotów dwa orbitery. Budynek ten jest podzie- lony na dwie hale wysokie i znajdującą się między nimi halę niską. W tej ostatniej znajdują się magazyny części zamiennych, warsztaty na- prawcze osłony termicznej pojazdu, magazyn skafandrów SCAPE, sprzęt elektroniczny oraz biura. Hale wysokie natomiast są wyposażone w dwie suwnice o udźwigu 27 ton każda oraz zestaw pomostów umożliwiających dostęp do praktycznie każdej części orbitera. Pod podłogą hali ciągną się liczne przewody sieci elektrycznej i elektronicznej, linie łączności, rurociągi cieczy hydraulicznych, gazowego helu, azotu, tlenu oraz sprę- żonego powietrza. Podstawową funkcją hangaru OPF jest umożliwienie 190 n VJ y ' ,- .• Rys. 2.76. Plan lądowiska wahadłowców w Centrum Kosmicznym im. Kennedy'ego l — droga dojazdowa A, 2 — droga dojazdowa B, 3 — droga komunikacyjna, 4 — magazyn urządzeń oświetleniowych, s — stano- wisko oddziałów ratowniczych i straży pożarnej, 8 — droga NASA Parkway, 7 — dyspozytornia oświetlenia lotniska, S — rozdzielnia energii elektrycznej, 9 — dźwig do zdejmowania i zakładania orbitera na grzbiet Boeniga 747-SCA, 10 — stacja meteorologiczna, 11 — nadajnik kąta podejścia systemu MSBLS, 12 — nadajnik MSBLS kąta podejścia dla pasa numer 33, 13 — nadajnik azymutu systemu MSBLS dla pasa numer 15, 14 — nadajnik MSBLS azymutu dla pasa numer 33, 15 — punkt naprowadzania orbitera przed wyrówna- niem, 1S — płyta postojowa, 17 — wieża radiokomunikacyjna, 18 — wieża telewizyjna, 19 — droga komunikacyjna do hangaru obsługi orbitera >db . Rys. 2.77. Hangar obsługi orbitera ; l — przejścia między pomostami, 2 — pomosty dostępu do ładowni, 3 — pomost do spra- neC wdzania systemów łączności, 4 — pomost dostępu do statecznika pionowego, 5 — odsuwany pomost dostępu do statecznika pionowego i silników głównych, e — przeciwwagi, 7 — winda łatwego i szybkiego dostępu do tych części pojazdu, które wymagają przeglądu, wymiany bądź remontu między lotami. Równolegle w komo- rze towarowej orbitera montuje się ładunki wymagające instalacji w po- zycji poziomej, np. laboratorium Spacelab. Pozostałe ładunki instaluje się dopiero na wyrzutni. ",."•' < ,....-Clt.'&- . ,- 2.8.3. Hala montażu pojazdu ,'-""'' Po zakończeniu prac w hangarze wahadłowiec zostaje przeholowany do oddalonej o zaledwie 300 m hali montażu pojazdu VAB, która jest sercem kompleksu startowego nr 39. Łączy się tam wszystkie elementy wahad- łowca w jedną całość. Hala VAB jest budynkiem o największej na świecie kubaturze (3665 tyś. m3), ma 160 m wysokości, 218 m długości i 158 m szerokości. Warto przypomnieć, że gdy w połowie lat sześćdziesiątych budowano ten gmach, a nie zainstalowano jeszcze klimatyzacji, to pod stropem 192 tworzyły się chmury, z których padał najzwyklejszy deszcz. Budynek jest podzielony na cztery hale wysokie (z których każda mogła mieścić jedną rakietę Saturn V) i halę niską. W halach wysokich o numerach 2 i 4 (położonych w zachodniej części VAB) przygotowuje się wypełniane materiałami pędnymi segmenty rakiet wspomagających oraz zbiorniki zewnętrzne, natomiast w halach wysokich we wschodniej części budynku odbywa się montaż wahadłowca na platformie startowej. W każdej fazie montażu do elementów samolotu kosmicznego są przystawiane specjalnie ukształtowane pomosty, dające obsłudze technicznej możliwość spraw- dzenia połączeń. Po zakończeniu zestawiania i odsunięciu pomostów ob- sługowych pod platformę startową wjeżdża transporter gąsienicowy i przewodzi cały system wahadłowca na wyrzutnię. Opuszcza on halę VAB przez drzwi o wysokości 139 m zamykane w dolnej części czterema segmentami rozsuwanych na boki wrót, a w górnej siedmioma pokry- wami podciąganymi do góry jak żaluzje. Drzwi te są na tyle duże, że do wnętrza hali mógłby przez nie wjechać budynek nowojorskiej sie- dziby ONZ. h, / ..-,.. ' W hali niskiej o wysokości 64 m są przygotowywane te elementy silników SRB, które nie zawierają materiałów pędnych, a więc stożek dziobowy, osłona spadochronów, same spadochrony, sekcja przejściowa i osłona dyszy. Przyjrzyjmy się bliżej drodze jaką przebywają poszczególne elemen- ty wahadłowca, aż do zmontowania w jedną całość. Segmenty silników wspomagających są przewożone koleją do Centrum Kosmicznego im. Ken- nedy'ego z wytwórni w stanie Utah. Wagony z segmentami kończą podróż w halach wysokich 2 i 4, gdzie wyjmuje się je z osłon i ustawia w pozycji pionowej. Po przeglądzie elementy nie zawierające materiałów pędnych przewozi się do hali niskiej, inne zaś pozostają w halach wy- sokich 2 i 4. W hali niskiej remontuje się też elementy z silników uży- tych w poszczególnych misjach wahadłowców, a wyłowionych z Atlantyku. Po stwierdzeniu gotowości wszystkich segmentów do połączenia przewozi się je do hal wysokich l i 3 i ustawia na platformie startowej w nastę- pującej kolejności: dolna osłona silnika z dyszą, cztery segmenty wy- pełnione materiałami pędnymi, przedział przejściowy i część dziobowa. Poprawność montażu jest sprawdzana za pomocą zintegrowanych, au- tomatycznych urządzeń pomiarowych. Zbiorniki zewnętrzne ET są przywożone na Przylądek Canaveral barkami z zakładów Martin Marietta w Michoud w pobliżu Nowego Orleanu w stanie Luizjana, przez Zatokę Meksykańską i dalej wzdłuż południowych i wschodnich wybrzeży Florydy. W porcie zbiorniki prze- ładowuje się na transportery kołowe, którymi przewozi się je w pozycji poziomej do hal wysokich 2 i 4. W każdej z nich znajdują się dwa zamknięte pomieszczenia, w których można przechowywać zbiorniki: ko- mora składowania i komora przygotowawcza. W tej ostatniej zainstalo- 13 — Samoloty kosmiczne 193 wane są pomosty obsługowe umożliwiające dostęp do różnych elementów zbiornika, a także zestaw sprzętu kontrolno-pomiarowego. Umieszczony tam zbiornik zewnętrzny w pierwszej kolejności jest sprawdzany pod względem szczelności. W tym celu zbiornik tlenu wypełnia się gazowym azotem pod ciśnieniem, a zbiornik wodoru gazowym helem. Później prze- glądowi poddaje się osłonę termiczną ET, złącza dla urządzeń wyrzutni, zespoły elektryczne i mechaniczne. Większość tych prób przeprowadza się równolegle. Po ich zakończeniu zbiornik zewnętrzny jest przenoszony do hali wysokiej l lub 3 za pomocą suwnicy o udźwigu 227 ton. Tam ET łączy się z przygotowanymi już rakietami wspomagającymi. Personel naziemny wprowadza orbiter do hali VAB od strony pół- nocnej. Wewnątrz hali przymocowywana jest specjalnie ukształtowana obejma umożliwiająca podniesienie wahadłowca i obrócenie go z pozycji poziomej do pionowej. Do tej operacji używa się dwóch suwnic o udźwi- gu 227 i 159 ton. Po schowaniu podwozia pojazdu samolot kosmiczny łączy się ze zbiornikiem zewnętrznym. W następnej kolejności obsługa podłącza przewody startowe między zbiornikiem i orbiterem. Każda ope- racja łączenia kończy się sprawdzeniem poprawności jej wykonania. Na zakończenie, tuż przed przewiezieniem pojazdu na wyrzutnię są insta- lowane detonatory ładunków pirotechnicznych uruchamianych w róż- nych fazach misji samolotu kosmicznego. 2.8.4. Centrum kontroli startu kc Jeśli halę VAB można nazwać sercem kompleksu startowego nr 39, to centrum kontroli startu jest jego mózgiem. Jest to czteropiętrowy budynek położony na pd.-wsch. od hali VAB i połączony z nią zamknię- tym korytarzem napowietrznym. Przystosowując centrum kontroli startu dla programu Space Shuttle nie poczyniono żadnych zewnętrznych zmian. Zupełnie natomiast wymieniono wyposażenie wewnętrzne. Wszystkie pro- cedury startowe, dane z przeprowadzanych prób, dane archiwalne i op- tymalne wartości parametrów są przechowywane w pamięci dwóch kom- puterów Honeywell 6680. Przyjmują one dane ze 122 systemów i podsystemów wahadłowca w czasie rzeczywistym z szybkością 128 ki- lobajtów na sekundę. Kontrolowanie automatycznych testów jest zadaniem czterdziestu pięciu operatorów, którym oddano do dyspozycji piętnaście konsoli sterowanych przez minikomputery ModComp 11/15. Aby 20 lat temu sprawdzić układy rakiety Saturn V, czterystu pięćdziesięciu inży- nierów pracowało przez sześć miesięcy. Obecnie porównywalną pracę wykonuje dziesięciokrotnie mniej osób w ciągu dwóch tygodni. Iden- tyczny zestaw konsol jest umieszczony w drugiej hali tego samego bu- dynku, umożliwiając przygotowanie do startu dwóch wahadłowców jednocześnie. 194 2.8.5. Ruchoma platforma startowa *o>s ^ s >a i< .&•% * Zestawienie całego pojazdu kosmicznego w zamkniętym budynku i trans- portowanie go na wyrzutnię wymusza zastosowanie ruchomej platformy startowej. W obecnej fazie programu Space Shuttle dostępne są dwie takie platformy przystosowane z urządzeń programu Apollo, trzecia na- rad; ] tomiast jest w przebudowie. Jest to konstrukcja o rozmiarach 48,8 m długości, 41,1 m szerokości i 7,6 m wysokości wykonana ze spawanych płyt stalowych o grubości 15 cm. W konstrukcji tej są wykonane trzy prostokątne otwory odprowadzające płomienie z silników wahadłowca pod platformę: dwa otwory dla silników wspomagających i jeden otwór dla wszystkich silników głównych. Wahadłowiec jest przymocowany do platformy tylko w ośmiu pun- ktach przy nasadzie silników wspomagających. Stojaki z kutego alumi- nium przyspawane do zewnętrznej części dolnej osłony SRB są przykrę- cone do stożkowatych słupów wystających z otworów odprowadzających płomienie. Każdy słup ma wysokość 1,5 m i średnicę przy podstawie 1,2 m. Na platformie startowej zostały dobudowane dwa niewielkie masz- ty obsługowe. Ich położenie jest takie, że z obydwu stron okalają sekcję silnikową orbitera. Z masztów wystają połączenia — przewody startowe, przez które zaopatruje się wahadłowiec w ciekły tlen i wodór, gazy, ciecze i energię elektryczną. Szczególny nacisk położono na niezawod- ność odłączania tych przewodów od wahadłowca w chwili startu. Sygnał zapłonu rakiet wspomagających uruchamia ładunek wybuchowy odblo- kowujący przeciwwagi (o masie około 9000 kg). Opadając odciągają one pępowinowe połączenia, a te z kolei cofając się włączają sprężarkę za- mykającą delikatne elementy masztu obsługowego w hermetycznej ko- morze. Ich uszkodzenie płomieniami silników wznoszącego się wahadłow- ca jest więc niemożliwe. Z masztu obsługowego wystają również dwa pręty o długości 1,5 m, na końcach których są zainstalowane po cztery iskrowniki. Wiączane są one tuż przed zapłonem silników głównych i zapalają grożące eksplozją obłoki gazowego wodoru mogące się wydo- bywać z dysz. Wewnątrz platformy startowej są dwa poziomy z pomieszczeniami, w których zainstalowano systemy elektroniczne, instalacje rozprowadza- jące materiały pędne, a także platformy umożliwiające dostęp do dysz silników poprzez otwory odprowadzające gazy wylotowe. W hali VAB, na stanowisku startowym i na postoju (rampa na pn.-zach. od hali VAB), platformy startowe spoczywają na sześciu słupach o wysokości 6,7 m każdy. Ruchoma platforma startowa ma masę własną 3733 tyś. kg i masę z wahadłowcem wypełnionym materiałami pędnymi 5761 tyś. kg. 195 2.8.6. Transporter gąsienicowy •** i . Aby przewieźć tak ogromną masę z hali VAB na wyrzutnię skonstruo- wano dwa transportery gąsienicowe. Pierwotnie przewoziły one rakiety Saturn, a obecnie są wykorzystywane w programie Space Shuttle. Te ogromne pojazdy o długości 38,8 m i szerokości 34,7 m poruszają się na ośmiu gąsienicach (po dwie na każdy wózek). Masa jednego ogniwa gąsienicy wynosi około 900 kg. Duża masa własna pojazdu (ok. 2 700 tyś. kg) i przewożonej platformy ograniczają prędkość ruchu do zaledwie 3,2 km/h bez ładunku i 1,6 km/h z ładunkiem. Transportery są wypo- sażone w system automatycznego poziomowania utrzymujący poziom platformy z dokładnością do ± 10' podczas pokonywania wzniesień do 5°. Napęd stanowią dwa silniki wysokoprężne, każdy o mocy 2050 kW. Napędzają one cztery generatory o mocy 1000 k W każdy, dostarczające energii elektrycznej szesnastu silnikom trakcyjnym. Między halą montażu pojazdów, rampą postojową a wyrzutnią trans- portery gąsienicowe poruszają się po specjalnej drodze o szerokości od- powiadającej mniej więcej ośmiopasmowej autostradzie. Droga ta ma średnią miąższość nawierzchni około 2,2 m, a została zbudowana z trzech warstw. Warstwę wierzchnią, po której poruszają się transportery sta- nowi żwir rzeczny. Odległość od hali VAB do stanowisk startowych 39A i 39B wynosi odpowiednio 5,5 km i 6,8 km. Rys. 2.78. Transporter gąsienicowy J — kabina operatora, 2 — przytacza platformy startowe], 3 — wózek 196 2.8.7. Stanowiska startowe39A i 39B M;.: Dwa stanowiska startowe kompleksu 39 zajmują obszary o kształcie ośmiokąta i powierzchni ok. 0,67 km2 każdy. Obydwie wyrzutnie są położone nad brzegiem Oceanu Atlantyckiego na wyspie Merritt Island i i są nieco wyniesione ponad średni poziom gruntu w tym rejonie: sta- iwi nowisko 39A — 14,6 m ponad poziomem morza, 39B — 16,8 m. Konstrukcją górującą nad stanowiskiem startowym jest stała wieża obsługowa FST (ang. Fixed Service Tower) znajdująca się po lewej stronie samolotu kosmicznego. Jest to kratownicowa konstrukcja mająca dwanaście poziomów roboczych rozmieszczonych co 6,1 m. Ponad naj- wyższym poziomem wieży znajduje się dźwig, często przydatny w ope- racjach przedstartowych, a na samym szczycie odgromnikowy maszt z włókna szklanego. W różnych miejscach wieży obsługowej są rozmieszczone obrotowe wysięgniki umożliwiające dostęp do niektórych miejsc wahadłowca sto- jącego na wyrzutni. I tak, astronauci oraz personel naziemny mogą wejść do kabiny pojazdu po ramieniu znajdującym się na poziomie 44,8 m. \13 Rys. 2.79. Ogólny plan stanowiska startowego 39A l — zbiornik ciekłego wodoru, 2 — droga dojazdowa, 3 — droga dla pojazdów z czterotlen- klem azotu, 4 — zbiorniki czterotlenku azotu, 5 — wartownia, 8 — brama główna, 7 — parking, 8 — droga transportu gąsienicowego, 9 — miejsce postoju pojazdu do obsługi silników, 10 — droga dla pojazdów z monometylohydrazyną, u — zbiorniki monometylohydrazyny, 12 — obwodnica, 13 — stała wieża obsługowa, 14 — rejon wychwytywania wagoników lino- wych kolejek ewakuacyjnych, 15 — zbiornik ciekłego tlenu, U — budynek mieszczący apa- taturę elektroniczną łączącą centrum kontroli startu z urządzeniami naziemnymi i wahad- łowcem, n — basen melioracyjny, l* — zbiornik wody, 19 — basen melioracyjny, 20 — zbior- nik gazowego wodoru, 21 — basen przeciwpożarowy 197 Zakończone jest ono niewielkim pomieszczeniem dla sześciu osób. Prak- tycznie przez cały czas operacji przedstartowych jest ono zetknięte z or- biterem w miejscu głównego włazu do kabiny. Wymuszony obieg po- wietrza wewnątrz nie dopuszcza do przedostania się zanieczyszczeń do kabiny i stąd w żargonie NASA nazywany jest białym pokojem (ang. white room). Ramię dostępu do orbitera pozostaje w pozycji dosuniętej do siódmej minuty przed startem. Później, gdy zajdzie konieczność ewa- .na, kuacji załogi można je z powrotem przystawić do kabiny w ciągu 30 s. xl" Inne ramię obsługowe służy do odprowadzania gazowego tlenu. Znaj- duje się ono na poziomie 63,1 mi jest zakończone stożkowatym kapturem nakładanym na szczyt zbiornika zewnętrznego. Pod kaptur jest tłoczony ogrzany azot uniemożliwiający tworzenie się lodu w okolicy zaworów upustowych. Lód ten podczas startu mógłby pokruszyć się i odpadając uszkodzić delikatne płytki osłony termicznej orbitera. Odsunięcie ramie- nia odprowadzania gazowego tlenu do pozycji spoczynkowej trwa ok. 30 s i z reguły kończy się na 45 s przed startem. Rys. 2.80. Stanowisko startowe kompleksu LC-39 198 Ze zbiornikiem zewnętrznym styka się jeszcze ramię odprowadzania gazowego wodoru dobudowane do wieży obsługowej na poziomie 51 m. Poprowadzone po tej konstrukcji połączenia pępowinowe stykają się z za- worami umieszczonymi na konstrukcji międzyzbiornikowej ET. Ramię jest odsuwane na kilka godzin przed startem, ale połączenia startowe pozostają na swoich miejscach. Dopiero w chwili zapłonu silników wspo- magających są odłączane i opadają w kierunku wieży obsługowej. Przed płomieniami z silników chroni je zasłona z rozpylonych kropelek wody. Niewiele mniejsza od wieży obsługowej jest stykająca się z nią obro- towa konstrukcja obsługowa RSS (ang. Rotating Service Structure). Jej głównym zadaniem jest umożliwienie obsłudze technicznej dostępu do ładowni wahadłowca stojącego na wyrzutni. Obrotowa konstrukcja ob- sługowa z jednej strony jest przymocowana na obrotowej osi do wieży obsługowej, z drugiej zaś podparta na dwóch ośmiokołowych wózkach poruszających się po szynach. W pozycji roboczej konstrukcja styka się z ładownią wahadłowca i osłonami silników manewrowych. Od tego po- łożenia może być przekręcana o Vs pełnego obrotu. Centralną część konstrukcji stanowi klimatyzowane pomieszczenie o rozmiarach odpo- wiadających ładowni wahadłowca. Do jego wnętrza wprowadza się kon- tener z ładunkami, które następnie są przesuwane do komory towarowej samolotu kosmicznego. Podczas tej operacji ładunki użyteczne nigdy nie stykają się z zanieczyszczonym powietrzem atmosferycznym. Poniżej pomieszczenia wymiany ładunków są umieszczone ogrzewacze wykonane z materiałów epoksygrafitowych (silnie pochłaniające wilgoć z atmosfery) osłon silników manewrowych. Ogrzane powietrze o wilgotności najwyżej l-ł-2% jest przedmuchiwane nad osłonami silników. Najpierw ma ono temperaturę 107°C, później, gdy są napełniane zbiorniki materiałów pęd- nych temperaturę otoczenia, a po zakończeniu napełniania 38°C. Pod platformą startową znajduje się kanał odprowadzający płomie- nie. Ma on kierunek zgodny z kierunkiem drogi transportowej. Płomie- nie z silników są odchylane w dwie strony na odchylaczu w kształcie odwróconej litery V, a następnie odprowadzane na boki w kanale o dłu- gości prawie 150 m. Jedna strona odchylacza odchyla płomienie z silników głównych, druga zaś z silników wspomagających. Odchylacz jest wyko- nany ze stali pokrytej trzynastocentymetrową warstwą złuszczającego się materiału ablacyjnego. Stała wieża obsługowa jest zakończona masztem odgromnika chro- niącym urządzenia wyrzutni i pojazd przed wyładowaniami atmosfe- rycznymi. Maszt ma 24 m wysokości i został wykonany z włókna szkla- nego. Przewód uziemiający, którego jeden koniec jest zakotwiony w odległości 335 m na południe od wyrzutni, ciągnie się do szczytu wspomnianego masztu i do drugiego zakotwienia w gruncie w odległości 335 m na północ od wyrzutni. S";! Na platformie startowej jest zainstalowany wodny system tłumienia 199 hałasu zabezpieczający delikatną konstrukcję wahadłowca przed akus- tyczną falą ciśnienia odbitą od platformy podczas startu. W skład systemu wchodzi zbiornik wody o pojemności l 135 550 dms znajdujący się na wysokości 88 m na pn.-wsch. od stanowiska startowego. Woda ta jest rozprowadzana za pomocą rur o średnicy 2,1 m zakończonych licznymi dyszami. Szesnaście z nich znajduje się na szczycie odchylacza i w plat- formie w otworze odprowadzającym płomienie z silników głównych. Z tych otworów woda zaczyna wytryskiwać tuż przed zapłonem silników głównych. W chwili zapłonu silników wspomagających woda zaczyna również wypływać przez osiem dysz rozpylających ustawionych na górnej powierzchni platformy. Maksymalna wydajność wody ze wszystkich źródeł jednocześnie wynosi 3 406 500 dm'/min i przypada na 9 s po star- cie. Największe poziomy natężenia dźwięku (168 dB) występują, gdy wahadłowiec znajduje się na wysokości 91 m, a ustają, gdy wzniesie się ponad 308 m. Wokół sekcji silnikowej orbitera są rozmieszczone jeszcze dwadzieś- cia dwie dyszki chłodzące dolną część pojazdu i służące do gaszenia resztek płonącego wodoru na wypadek wyłączenia silników głównych. Dzieje się tak zwykle po statycznym odpalę silników, a także w sytu- acjach awaryjnego zaniechania startu, jak to było przed misjami 41-D i 51-F. W rejonie wyrzutni znajdują się również zbiorniki materiałów pęd- nych. Dwa największe, ciekłego tlenu i wodoru, są ustawione po prze- ciwnych stronach stanowiska startowego. Zbiornik ciekłego tlenu może zmagazynować 3 406 500 dms utleniacza o temperaturze — 183°C. Tlen jest przepompowywany w kierunku wyrzutni z wydajnością 37 850 dm8/ /min. Zbiornik ciekłego wodoru ma pojemność 3 218 250 dms i magazy- nuje paliwo w temperaturze — 253°C. Ciekły wodór jest dwadzieścia razy lżejszy od ciekłego tlenu — nie potrzeba więc stosować żadnych pomp mechanicznych, aby doprowadzić ciecz do stanowiska startowego. Do jej przepompowania wystarczy samo ciśnienie gazu w rezerwie eks- pansyjnej zbiornika. Obydwa zbiorniki oraz rurociągi doprowadzające mają podwójne ścianki, spomiędzy których wypompowano powietrze. Materiały pędne dla silników manewrowych i korekcyjnych również są składowane w rejonie wyrzutni. Paliwo — monometylohydrazyna i utle- niacz — czterotlenek azotu znajdują się w zbiornikach po przeciwnych stronach kompleksu startowego. Ciecze te są przepompowywane do or- bitera przez połączenia startowe umieszczone w obrotowej konstrukcji obsługowej. '-, ii 'l-' '.-(.Mi l ,.:•!. -:-\.i .' . 7/y.1 :' 'j:',"-' 2.8.8. Budynki obsługi członów napędu orbitalnego .< •<;,.-'bo System silników manewrowych OMS, system silniczków korekcyjnych RCS, a także pomocnicze jednostki napędowe APU są przygotowywane 200 > .lei. do misji oddzielnie od orbitera. Ich obsługa jest przeprowadzana w bu- dynkach położonych (ze względów bezpieczeństwa) w odosobnionym re- jonie kompleksu przemysłowego Centrum Kosmicznego im. Kennedy'ego 13 km na pd.-wsch. od hali VAB. • - - • ' „..••' •.;,•.-••, 2.8.9. Przygotowanie ładunków użytecznych •• '"— Sprawne, szybkie przygotowanie ładunków użytecznych i zintegrowanie ich z orbiterem jest jednym z podstawowych czynników przyczynia- transport kontenerze hangar obsługi orbitera moduły Spacelaba transport wewnętrzny budynki r a terenie Cape Canaveral Air Force Station stanowisko startowe elementy stopni górnych pionowy transport w kontenerze budynek przygotowania pionowego VPF Rys. 2.81. Przygotowywanie ładunków użytecznych do wyniesienia w kosmos . 201 jących się do skrócenia czasu między misjami. Nic dziwnego więc, że \ NASA opracowała rozliczne sposoby ich przygotowania i instalowania. T Podstawowym sposobem umieszczania ładunku w komorze towarowej orbitera jest instalacja pionowa na stanowisku startowym. Ładunki te t (satelity autonomiczne i satelity ze stopniami górnymi) są przygotowy- I wane w budynkach ria terenie Cape Canaveral Air Force Station lub f na terenie kompleksu przemysłowego ośrodka kosmicznego, a ich osta- teczny montaż jest przeprowadzany w budynku przygotowania pionowego f VPF (ang. Vertical Processing Facility). Wszystkie ładunki przeznaczone do wyniesienia w jednym locie są tam ustawiane na pojedynczym sta- r nowisku w celu przeprowadzenia najważniejszej próby — próby inte- gracji ładunku. Symuluje się połączenia mechaniczne i elektryczne mię- f dzy komorą towarową orbitera a ładunkiem. Po zakończeniu próby całość przenosi się do kontenera transportowego i w pozycji pionowej przewozi f na stanowisko startowe. W kontenerze zachowane są parametry geo- metryczne i środowiskowe wnętrza ładowni wahadłowca. Jest on prze- wożony na wyrzutnię 48-kołowym transporterem. Jego koła są kierowane niezależnie, dzięki czemu pojazd może poruszać się do przodu, w tył, na boki, skośnie i obracać się wokół własnej osi. Dwóch operatorów ma kabiny po przeciwległych narożach transportera, który może się po- * ruszać z prędkością maksymalną 16 km/h (bez ładunku) lub 8 km/h | ; ; • . f * , •. ,. i- 3 Rys. 2.82. Kontener i transporter do przewozu ładunków użytecznych w pozycji pionowej i poziomej l — właz dla obsługi, 2 — transporter, 3 — kontener ;"A st; |Vfes', 'f:i ,kf."-v< 202 » ł t (z ładunkiem). Ponieważ przemieszczenie ładunku musi być precyzyjne, minimalna prędkość ruchu pojazdu wynosi 0,64 cm/s. Podczas operacji na zewnątrz budynków napęd stanowi silnik wysokoprężny o mocy 298 kW, a podczas operacji wewnątrz budynków — silnik elektryczny o mocy 82 kW. Po dotarciu transportowanego ładunku do obrotowej konstrukcji obsługowej cały kontener jest wciągany do wnętrza pomiesz- czenia wymiany ładunków. Druga metoda umieszczania ładunku we wnętrzu orbitera to insta- lacja pozioma w hangarze przygotowawczym OPF. Ładunki do tego przeznaczone (głównie jest to laboratorium Spacelab i jego elementy) sprawdzane są w budynku O&CB (ang. Operations and Checkout Buil- ding) ulokowanym w komplesie przemysłowym ośrodka kosmicznego. Przechodzą tam identyczne próby jak w budynku przygotowania pio- nowego, a następnie są przekładane do kontenera transportowego i w pozycji poziomej przewożone do hangaru przygotowawczego orbitera. Tam instaluje się je bezpośrednio w komorze towarowej samolotu kos- micznego. Istnieje wiele ładunków, których instalowanie różni się od sposobów opisanych powyżej, np. żywe organizmy dla eksperymentów biologicz- nych. Ograniczona objętość książki nie pozwala jednak na szersze omó- wienie tego ciekawego zagadnienia. 2.8.10. Odzyskiwanie i remont rakiet wspomagających Obszar, na który opadają rakiety wspomagające po spełnieniu swojego zadania jest odległy o około 258 km na wschód lub pn.-wsch. od Przy- lądka Canayeral. W strefie wodowania silników jeszcze przed startem znajdują się dwa statki odbiorcze UTC „Liberty" i UTC „Freedom", specjalnie wybudowane w celu wyławiania rakiet i eksploatowane przez United Space Boosters Inc., filię firmy United Technologies Corp. Statki te są wyposażone w najnowocześniejszy sprzęt poszukiwawczy, nawi- gacyjny i łącznościowy: satelitarny system nawigacyjny, radar poszu- kiwawczy, sonary, systemy radiowe Loran C i VHF, układy naprowa- dzania kierunkowego oraz girokompasy. Załoga statku liczy dwadzieścia cztery osoby, w tym dwanaście osób obsługi i dwunastu specjalistów przeszkolonych w zakresie odzyskiwania rakiet. Odzyskiwanie rakiet wspomagających rozpoczyna się od ich zloka- lizowania za pomocą radiowego szukacza kierunkowego i wykrycia spa- dochronów za pomocą sonaru. Najpierw na pokład wciąga się trzy spadochrony główne nawijając je na bębny. Podobnie odzyskuje się spadochron stabilizujący, a przymocowaną do niego osłonę spadochronów głównych podnosi się za pomocą dźwigu. Do odzyskania samych silników jest potrzebny bardziej skompliko- wany sprzęt. Podstawowym problemem jest wypompowanie wody z ko- 203 mory spalania, aby silnik przybrał pozycję poziomą niezbędną do holo- wania po wodzie. Zadanie to spełnia zdalnie sterowany robot napędzany sześcioma śrubami umożliwiającymi mu dużą manewrowość pod wodą. Po opuszczeniu na wodę robot jest podprowadzany do unoszącego się na powierzchni oceanu silnika rakiety SRB. Sterowanie odbywa się za pośrednictwem przewodu o długości 183 m i kamery telewizyjnej. Po przyjęciu odpowiedniej pozycji robot zanurza się do głębokości 44 m, gdzie znajduje się dysza silnika. Robot blokowany jest następnie w gar- dzieli dyszy, a wtedy uruchamia się pompę wprowadzającą sprężone powietrze do wypełnionego wodą wnętrza silnika, który stopniowo za- | j czyna przybierać pozycję poziomą. Po wypchnięciu części wody, środkowa część robota zostaje wypełniona sprężonym powietrzem uszczelniając , wylot dyszy. Dopiero wtedy usuwana jest reszta wody. Silnik jest na- j stępnie holowany do kompleksu rozmontowania silników położonego na ' terenie ośrodka kosmicznego, a dokładniej na wschodnim brzegu Banana River w porcie Port Canaveral. W nabrzeżu jest wykonane wcięcie, w które wprowadza się unoszący się na wodzie silnik. Stamtąd jest on podnoszony za pomocą suwnic i układany na wózkach. Następnie przeprowadza się wstępne mycie sil- nika, a po przewiezieniu do hangaru rozmontowuje się go na segmenty. Po dokładniejszym myciu elementy są przewożone ciężarówkami do hali Rys. 2.83. Ośrodek rozmontowywania rakiet wspomagających po wyłowieniu l — pochylnia, 2 — mycie wstępne silnika, 3 — rozmontowanie w hangarze, ł — mycie szczegółowe 204 YAB, a stamtąd do producenta — firmy Morton Thiokol, która przy- gotowuje je do następnych misji. Osobną drogę przechodzą spadochrony. Są one dostarczane do bu- dynku na terenie kompleksu przemysłowego (kiedyś przygotowywano w nim spadochrony dla statków Gemini, później NASA zorganizowała tam swoje centrum prasowe). Spadochrony są myte, suszone, naprawiane, składane i magazynowane przed ponownym wykorzystaniem. 2.8.11. Baza Wandenberg AFB Położona 300 km na pd.-wsch. od San Francisco baza sił powietrznych Yandenberg AFB jest drugim portem kosmicznym, z którego mogą star- tować samoloty kosmiczne. Wyrzutnię zbudowano na miejscu powstałego w latach sześćdziesiątych stanowiska startowego przeznaczonego dla niez- realizowanego programu załogowego laboratorium orbitalnego MOL (ang. Manned Orbital Laboratory). Dzięki temu zaoszczędzono około 100 min. dolarów (cały kosmodrom kosztował 2,8 mld. dolarów). Z programu MOL zachowano lub unowocześniono takie elementy, jak stanowisko startowe, prowadnice gazów spalinowych, ruchomą wieżę obsługową i centrum kontroli startu. W bazie Yandenberg zastosowano zupełnie inną ideę przygotowania pojazdu do lotu niż w ośrodku na Florydzie. Tutaj wszyst- kie elementy wahadłowca łączy się bezpośrednio na wyrzutni, po czym urządzenia i ruchome pomieszczenia do tego celu wykorzystywane są Rys. 2.84. Dźwig do zakładania orbitera na grzbiet Boeinga 747-SCA znajdujący się w północnej części bazy Yandenberg 205 o Ol Rys. 2.85. Operacje naziemne w bazie Yandenberg l — lądowanie, ł — zakładanie (zdejmowanie) na grzbiet Boeinga 747-SCA, 3 — budynek obsługi i przeglądu orbltera. 4 — budynki obsługi członów napędu orbitalnego, S — centrum kontroli startu, 6 — kwatery astronautów, 7 — stanowisko startowe, « — odzys- kanie rakiet wspomagających, 9 — rozmontowanie rakiet wspomagających, 10 — kontrola i naprawa spadochronów, n — remont segmentów rakiet wspomagających, 12 — remont elementów rakiet wspomagających i ich wstępny montaż, 23 — przywiezienie zbior- nika zewnętrznego, 14 — przygotowanie i magazynowanie zbiorników zewnętrznych fl« odsuwane na odległość kilkuset metrów od startującego pojazdu. Ale zacznijmy od początku. Lądowisko wahadłowca znajduje się w północnej części bazy Van- denberg (North Yandenberg). Operacje przyjęcia powracającego z orbity wahadłowca nie różnią się w niczym od operacji w centrum im. Ken- nedy'ego. W pobliżu bieżni znajduje się dźwig do zakładania wahadłowca ua grzbiet Boeinga 747 oraz budynek obsługi i przeglądu orbitera OMCB (ang. Orbiter Mąintenance and Checkout Building). Jest to odpowiednik hangaru obsługi orbitera OPF, lecz nieco mniejszy (mieści tylko jeden wahadłowiec), ale za to nowocześniejszy. Samolot kosmiczny jest usta- wiany na specjalnych podnośnikach nieczułych na wstrząsy podziemne nie stykających się z budynkiem, lecz wchodzących bezpośrednio w grunt (Yandenberg leży w strefie sejsmicznej). Z tego samego powodu wa- hadłowiec jest oddalony od pomostów obsługowych przynajmniej o 15 cm. Po otwarciu drzwi ładowni rozwiesza się zasłony utrzymujące nad po- ziomem skrzydeł samolotu kosmicznego środowisko o klasie czystości 100 000 (tzn. w stopie sześciennej — 0,0283 m3 — jest mniej niż 100 000 ciał o rozmiarach większych niż 0,5 jxm). Jeśli wahadłowiec powrócił z orbity z ładunkiem, to jest on natychmiast przekładany z ładowni do jednej z dwóch komór obsługowych wpuszczonych w grunt na głębokość 15,2 m. Są one przykrywane ciężkimi, zasuwanymi klapami. Dzięki temu bez obawy uszkodzenia wahadłowca można w tym samym budynku obsługiwać satelity zawierające wybuchowe materiały pędne lub urzą- dzenia pirotechniczne mogące z różnych przyczyn eksplodować. Ze „stu- dniami" sąsiaduje magazyn satelitów, w którym są one przechowywane poziomo. Między magazynem a obsługiwanym orbiterem jest jeszcze śluza powietrzna, do wnętrza której mogą wjeżdżać samochody ciężarowe przewożące satelity bez zanieczyszczania reszty budynku. Budynek OMCB może przygotować wahadłowce do dziesięciu lotów w ciągu roku, a jeśli okaże się to niewystarczające, to obok jest przygotowane miejsce na zbudowanie drugiego, podobnego budynku. W pobliżu są jesz- cze zakłady naprawcze płytek osłony termicznej, silników głównych i podwozia. Gdy samolot kosmiczny jest już przygotowany do lotu ustawia się go na 76-kołowy, samopoziomujący transporter samochodowy w celu przewiezienia na wyrzutnię znajdującą się w odległości 27 km na południe (South Yandenberg). Transporter został zaprojektowany i wybudowany przez włoską wytwórnię Cometto Industriale, natomiast droga musiała być w wielu miejscach poszerzona mimo silnie pofałdowanego terenu. Centralną część kompleksu startowego SLC-6 stanowi wyrzutnia z wieżą pełniąca podobne funkcje jak stała wieża obsługowa na Przyląd- ku Canaveral. Od strony zbiornika zewnętrznego do wahadłowca jest pod- suwana ruchoma wieża obsługowa MST (ang. Mobile Service Tower), a od strony orbitera również ruchoma hala montażu wahadłowca SAB 207 Rys. 2.86. Kompleks startowy SLC-6 położony w południowej części bazy Vanden- berg I — budynek przygotowania ładunków, s — ruchome pomieszczenie do transportu ładunków, 3 — hala montażu wahadłowca, 4 — wieża wyrzutni, 5 — podstawa wyrzutni, 6 — ruchoma wlezą obsługowa opi (ang. Shuttle Assembly Building). Są one dopasowane do siebie i w po- dop zycji dosuniętej szczelnie zakrywają wahadłowiec. W tak utworzonym pomieszczeniu odbywa się cały Montaż i przygotowania przedstartowe. Najpierw na wyrzutni są ustawiane rakiety wspomagające i zbiornik zewnętrzny, a następnie dźwigi z wieży MST i hali SAB podnoszą orbi- ter i ustawiają go w pozycji pionowej. Po połączeniu ze zbiornikiem zewnętrznym samolot kosmiczny przechodzi ostatnie przygotowania przedstartowe. Ładunki instalowane pionowo (ładunki poziome instaluje się w bu- dynku obsługi i przeglądu orbitera) są przygotowywane w budynku od- ległym zaledwie o 230 m od wyrzutni. Z tego też względu znajduje się on częściowo poniżej poziomu gruntu. Wewnątrz budynku jest umiesz- czona śluza powietrzna i trzy komory przygotowawcze. W jednej z nich najlepiej wyposażonej i położonej najbliżej wyrzutni można łączyć sate- lity ze stopniami górnymi, napełniać zbiorniki hydrazyny i sprawdzać poprawność funkcjonowania satelity. Ponieważ przewiduje się, że będą to obiekty w większości wojskowe, komora została specjalnie zaekrano- wana w celu uniemożliwienia wydostawania się na zewnątrz sygnałów radioelektronicznych powstających podczas prób. Tłumienie ekranu wy- nosi ok. 100 dB (100 tyś. razy). 208 Po przygotowaniu ładunek jest przenoszony do specjalnego pomiesz- czenia będącego właściwie poruszającym się na szynach budynkiem. Przesuwa się go następnie do wnętrza hali SAB, gdzie ładunek jest przekładany do komory towarowej samolotu kosmicznego. Zbiorniki zewnętrzne transportuje się do Yandenberg barkami ze stanu Luizjana przez Kanał Panamski (na wypadek zamknięcia kanału opracowano plany transportu wokół Przylądka Horn). Zbiorniki zdejmuje się z barek w doku na południe od kompleksu startowego SLC-6 i trans- portuje do budynku magazynowego oddalonego o 3 km od portu. W bu- dynku tym może zmieścić się pięć zbiorników, z których jeden można przygotowywać do lotu. Silniki wspomagające będą wyławiane z Oceanu Spokojnego i ho- lowane do portu Port Hueneme położonego ok. 130 km na pd.-wsch. od bazy Yandenberg. Stamtąd po obmyciu i rozmontowaniu zostaną prze- wiezione koleją do Centrum Kosmicznego im. Kennedy'ego i zakładów wytwórczych Morton Thiokol w stanie Utah, gdzie poszczególne segmen- ty wyremontuje się i napełni materiałami pędnymi. Zwrócone segmenty zostaną umieszczone w budynku w pobliżu kompleksu startowego, gdzie odbędzie się ich sprawdzenie i przygotowanie do misji. Można tam zmieścić elementy dla ośmiu kompletnych silników. Na kilka godzin przed startem ruchoma wieża obsługowa i hala montażowa są rozsuwane eksponując pojazd na działanie szczególnie niekorzystnych w tym rejonie Kalifornii warunków atmosferycznych. Od kwietnia do lipca w rejonie wyrzutni gromadzą się gęste mgły mogące /o- doprowadzić do oblodzenia zimnego zbiornika zewnętrznego. Zainstalo- wano więc specjalny system usuwania lodu, w którym gorące gazy spa- linowe z dwóch lotniczych silników odrzutowych są mieszane z powie- trzem w żądanej proporcji i wydmuchiwane za pomocą dyszy o zmiennej geometrii na zbiornik zewnętrzny. 2.8.12. Centrum Kontroli Misji Wszystkie loty samolotów kosmicznych kontrolowane są z Centrum Kos- micznego im. Johnsona (Houston, stan Teksas), a konkretnie z budynku nr 30, gdzie mieści się Centrum Kontroli Misji (ang. Mission Control Center). Można je podzielić na trzy części ze względu na funkcję: systemy łączności, przetwarzania danych i ich obrazowania. Systemy łączności pozwalają na elastyczne manipulowanie różnymi rodzajami danych otrzy- mywanymi z wahadłowca: treści teleksów, głos, kopie dokumentów, obrazy wizyjne oraz dane telemetryczne. Przetwarzania danych w Cen- trum Kontroli Misji dokonują trzy komputery IBM 168 systemu S/370, i których jeden pracuje przez cały czas trwania wyprawy. Komputer ten (ang. Mission Operational Computer), wspomagany jest przez drugi, identyczny tylko w krytycznych fazach lotu kosmicznego. Natomiast 14 — Samoloty kosmiczne 209 trzeci pracuje w razie potrzeby jako rezerwowy lub służy do zarządzania ładunkami (ang. Payload Operations Control Computer). W komputery te wprowadzono ok. 600 000 linii programów umożliwiających funkcjo- nowanie Centrum Kontroli Misji i sterowanie lotem. Systemy obrazo- wania danych przedstawiają informacje żądane przez kontrolerów lotu w zadanej, wygodnej do odczytania postaci na drukarkach, ploterach, tablicach świateł kontrolnych i ponad stu terminalach. «j Zarządzanie ładunkami użytecznymi odbywać się może również z in- "xa nych ośrodków NASA. Jeśli ładunkiem jest sonda międzyplanetarna całkowite sterowanie nią przejmuje Laboratorium Napędów Odrzu- towych (ang. Jet Propulsion Laboratory) w Pasadena w Kalifornii, jeśli zaś sztuczne satelity Ziemi — należące do NASA Centrum Lotów Kos- micznych im. Goddarda (ang. Goddard Spocę Flight Center) w Greenbelt w stanie Maryland. Z Johnsph Space Center są kontrolowane tylko labo- ratoria Spacelab i inne ładunki trwałe połączone z ładownią samolotu kosmicznego. Choć i to nie jest ścisłe. Raz bowiem, podczas wyprawy 61-A/Spacelab D-l sterowanie ładunkiem przejęło Niemieckie Centrum Operacji Kosmicznych w Oberpfafenhoffen. Ośrodek sterowania ładun- kami na czas misji nosi nazwę Payload Operations Control Center. 2.8.13. Baza Edwards AFB Ośrodek ten jest położony na kalifornijskiej pustyni Mojave i obejmuje wyschnięte słone jezioro Rogers Dry Lakę. Dno jeziora ma dużą po- wierzchnię o wyjątkowej gładkości, dzięki czemu doskonale nadaje się -lfc- na lądowisko samolotów kosmicznych. Część dróg startowych bazy Ed- wards jest wykonana z betonu, a część wytyczono liniami namalowanymi bezpośrednio na dnie jeziora. Z ramienia NASA operacjami związanymi z programem Space Shuttle zajmuje się znajdujący się na terenie bazy Ośrodek Lotów Badawczych im. Drydena. 2.9. OPERACJE AWARYJNE Mimo wielkiej dbałości o przygotowanie statku kosmicznego do startu zawsze może zdarzyć się, że wystąpią poważne zakłócenia w pracy urzą- dzeń prowadzące do awarii. Na takie okoliczności NASA opracowała operacje ratownicze i zaprojektowała sprzęt przeznaczony do użycia pod- czas awarii. Dodatkowe zabezpieczenia wprowadza się po katastrofie Challengera. 210 l L •\ i 2.9.1. Sposoby i środki ewakuacji załogi Na dwie godziny przed startem astronauci zajmują miejsca w kabinie. Do chwili zapłonu silników SRB mogą oni opuścić pojazd na jeden z dwóch sposobów. Pierwszy z nich (Modę 1) jest stosowany tylko w przypadkach zagrożenia eksplozją samolotu kosmicznego stojącego na wyrzutni. Polega on na tym, że załoga odpina się od foteli i przechodzi na dolny pokład mieszkalny. Jeden z astronautów otwiera właz i jedno- cześnie jest podsuwane ruchome ramię wyrzutni. Gdy właz zostanie otwarty ramię powinno być już przy kabinie. Od chwili ogłoszenia alarmu nie powinno wtedy upłynąć więcej niż 30 s. Po wyjściu na zewnątrz członkowie załogi muszą przebiec po kratownicowym ramieniu 23 m do znajdującego się na wysokości 45 m poziomu nr 7 wieży obsługowej. Od zachodniej strony jest przymocowanych do niej pięć stalowych lin o gru- bości 19 mm każda ciągnących się do położonego w odległości 366 m od wyrzutni schronu. Na każdej linie są zawieszone dwa wagoniki zbudo- wane ze stalowych ram oplecionych paskami z Kevlaru 29, materiału odpornego na wysokie temperatury. Wagonik może pomieścić maksy- malnie trzy osoby. Astronauci ewakuujący się z zagrożonego terenu wsiadają do wagonika i muszą pociągnąć za dźwignię zwalniającą hamulec bezpie- czeństwa. Pod wpływem szarpnięcia zerwana zostaje nylonowa linka przytrzymująca wagonik po czym zjeżdża on w kierunku schronu. Ruch wagonika odbywa się wyłącznie pod wpływem własnego ciężaru. Hamulec cierny ogranicza prędkość jazdy do 88,5 km/h. Przy końcu liny wagonik jest wyłapywany przez łańcuch hamujący i siatkę przechwytującą. Zjazd trwa ok. 35 s. Schron został wybudowany zaledwie kilkanaście metrów od strefy lądowania wagoników. Jest on przeznaczony dla dwudziestu osób, a zgro- madzone w nim zapasy żywności i wody wystarczają na 24 h. Ściany schronu są wykonane z płyt stalowych o grubości 90 cm mocowanych na sprężynach do żelbetowej obudowy. Dzięki takiej konstrukcji schron wytrzymuje eksplozję o sile do 600 ton TNT. Na wypadek zasypania lub zawalenia metalowym złomem budynek ma jeszcze jedno podziemne wyjście oddalone o 360 m. Istnieje bezpośrednie, przewodowe połączenie telefoniczne schronu z ośrodkiem kontroli startu. Astronauci mogą opuś- cić zagrożony teren w przystosowanych, opancerzonych transporterach gąsienicowych Ml 13, będących standardowym wyposażeniem piechoty U.S. Army. Transportery i ich obsługa ubrana w azbestowe skafandry mogą być również pomocne przy poszukiwaniu załogi płonącego pojazdu, gdyby nie udało się jej w porę opuścić rejonu wyrzutni. Do takiego zagrożenia, które wymagałoby zastosowania kolejek lino- wych jeszcze w programie Space Shuttle nie doszło. Wielokrotnie nato- miast stosowany był drugi sposób (Modę 2) opuszczania wyrzutni. Do 211 momentu przejścia na poziom nr 7 wieży obsługowej nie różni się on niczym od pierwszego. Natomiast dalsza droga przebiega w ten sposób, że astronauci nie kierują się w stronę wagoników, lecz zjeżdżają na dół szybkobieżną windą. Tam czeka na nich furgonetka odbiorcza. Po zapłonie silników wspomagających astronauci nie mogą już opuś- cić wznoszącego się pojazdu. Było to możliwe jedynie podczas pierwszych czterech lotów próbnych Columbii. Orbiter ten wyposażony był wtedy w dwa wyrzucane fotele dowódcy i pilota, a podczas startu i lądowania ^ r' astronauci z dwuosobowych załóg nosili skafandry ciśnieniowe, prawie identyczne z używanymi przez pilotów naddźwiękowych samolotów zwia- du strategicznego Lockheed SR-71 Blackbird. Zewnętrzna powierzchnia ubioru jest napylona warstewką złota, dzięki czemu astronauci są z dala widoczni (tkanina ma jasnopomarańczową barwę), a także łatwo wykry- walni za pomocą radaru. Skafander jest połączony białym przewodem z przenośnym zbiornikiem tlenu, z którego zapas wystarcza na 45 min. Po otrzymaniu polecenia katapultowania piloci musieli zająć pra- widłową pozycję w fotelach (nogi złączone, ręce na udach) i odrzucić pokrywy w suficie nad fotelami. W tym celu wystarczało pociągnąć za wyraźnie oznaczoną dźwignię umieszczoną pod ekranami komputerów pokładowych. Ponieważ jej przypadkowe poruszenie podczas lotu orbi- talnego mogłoby się skończyć natychmiastowym rozhermetyzowaniem kabiny, dźwignia jest wtedy zabezpieczona zawleczkami. Dźwignie uru- chamiające wyrzucenie foteli z kabiny są również dobrze widoczne i umieszczone bezpośrednio przy fotelach. Silnik na stałe materiały pędne wyrzuca fotel poza kabinę (wysuwa się on na szynie) i na odpowiedniej wysokości astronauta jest wypinany z pasów, po czym otwiera się spa- dochron. Ponieważ większość torów wznoszenia samolotu kosmicznego odbywa się nad oceanami, to po katapultowaniu część skafandra jest wypełniana gazem ratując astronautę przed utonięciem. Wszystkie te czynności odbywają się automatycznie, gdyż podczas katapultowania na pilota działają bardzo duże przyspieszenia i może on stracić przytomność. Wyrzucanie jest bardzo szybką i skuteczną metodą opuszczenia za- grożonego eksplozją statku kosmicznego, nie pozbawioną jednak wad. Po pierwsze, istnieje ryzyko dostania się ratujących się astronautów w pło- mienie wciąż pracujących silników, które mogą spowodować np. silne poparzenia i spalenie spadochronów. Ponadto katapultowania nie można przeprowadzić zanim wahadłowiec nie wzniesie się na wysokość około 15 m — wystarczającą do tego, aby spadochron zdążył się rozwinąć. Fotele wyrzucane są ciężkie i zajmują sporo cennego miejsca w kabinie. Ich górna, sprawdzona granica zastosowania wynosi 30 km, ale powinny funkcjonować prawidłowo na wysokości 36,5 km. W pierwszych czterech misjach załoga Columbii mogła opuścić wa- hadłowiec za pomocą katapultowania również podczas lotu atmosferycz- nego, a nawet po wylądowaniu pojazdu. Na tę ostatnią okoliczność or- 212 .u*. 'n? \ ! biter wyposażono w zewnętrzną dźwignię do odrzucania pokryw i wy- rzucania foteli umieszczonych po prawej stronie kabiny, tuż nad kra- wędzią natarcia skrzydła i oznakowaną wyraźną żółtą strzałką z napisem RESCUE. W pobliżu namalowano również czytelne instrukcje przeprowa- dzenia ewakuacji załogi dla osób, które przypadkowo znalazły się w miejs- cu awaryjnego lądowania. Katapultowanie może być inicjowane z zew- nątrz tylko wtedy, gdy astronauci są ciężko ranni lub nieprzytomni i nie mogą ewakuować się samodzielnie. Katapultowanie astronautów już po wylądowaniu jest mało prawdo- podobne. Znacznie częściej mogą być wykorzystywane dwie inne drogi ewakuacji. Pierwsza z nich, podstawowa, polega na otwarciu głównego włazu do kabiny i zeskoczeniu stamtąd na ziemię lub do wody (samolot kosmiczny może również wodować). Właz otwiera się w ten sposób, że tworzy płaski pomost, na który może stanąć astronauta. Musi on na- stępnie obłożyć krawędź włazu tkaniną izolacyjną. Nagrzane w czasie wlotu w atmosferę to miejsce na powierzchni orbitera wciąż utrzymuje temperaturę 150-r-175°C wystarczającą do tego, aby nawet przy krótko- trwałym dotknięciu sparzyć się. Do włazu na stałe jest przymocowana obrotowa poręcz, po której astronauta może zsunąć się niżej i zeskoczyć z wysokości l m zamiast z 3 m. Rezerwowa droga ewakuacji polega na wydostaniu się astronautów na dach kabiny. W tym celu odstrzeliwują oni pokrywy nad wyrzucanymi fotelami i rozkładają tkaninę izolacyjną na dachu kabiny (panuje tam Rys. 2.87. Awaryjne opuszczanie kabiny przez właz wahadłowca: I — podstawowe przejście między pokładami, 2 — drabinka, 3 — obrotowa poręcz, 4 — tka- nina Izolacyjna 213 ł temperatura ok. 90°C). Bezpieczny zeskok stamtąd jest praktycznie nie- możliwy. W związku z tym wyposaża się każdego astronautę w nylonową linkę i urządzenie do kontrolowanego, powolnego opuszczania się po niej. Po wyjściu na zewnątrz wahadłowca załoga nie jest jeszcze bez- pieczna. Awaryjne lądowanie (lub wodowanie) może odbyć się w skrajnie niekorzystnych warunkach. Jeden z członków załogi zanim wyjdzie z ka- biny wypycha więc na zewnątrz pojemnik ze sprzętem umożliwiającym przeżycie siedmioosobowej załogi przez 48 h. Znajduje się w nim m. in. ośmioosobowa tratwa ratunkowa nadmuchiwana sprężonym dwutlenkiem węgla, linka cumownicza, dwa przyrządy do wykonywania sztucznego oddychania, pompka w kształcie mieszka, wiadro do czerpania wody, kotwica, indywidualne sygnalizatory, dwie rakiety świetlne i dymotwór- cze, lusterko sygnalizacyjne, dwie radiolatarnie z zapasowymi akumu- latorami, pojemnik z substancją barwiącą powierzchnię morza oraz racje żywnościowe, koce, noże, prosty odsalacz wody morskiej i apteczka pier- wszej pomocy. W przypadku ewakuacji na wodzie wszyscy członkowie załogi zakładają schowane pod fotelami (tak jak w samolocie pasażers- kim) kamizelki ratunkowe. Nie krępują one ruchów i umożliwiają uno- szenie się na wodzie przez przynajmniej 24 h. Jak już wspominaliśmy katapultowanie było możliwe tylko podczas pierwszych czterech lotów Columbii, później wyrzucane fotele zostały Rys. 2.88. Awaryjne opuszczanie kabiny przez pokrywy w dachu: l — zewnętrzna dźwignia odstrzeliwania pokryw, 2 — wewnętrzna dźwignia odstrzeliwania pokryw, 3 — odstrzeliwane pokrywy, 4 — otwór w dachu kabiny, 5 — linka o długości 15 m, e — tkanina izolacyjna, 7 — urządzenie do kontrolowanego opuszczania się po lince, a — urzą- dzenie rozwijające linkę 214 unieruchomione, a po locie STS-9 zdemontowane. Pozostałe trzy orbitery nigdy nie były wyposażone w fotele wyrzucane. Spowodowało to zmianę drogi ewakuacji — odstrzeliwuje się nie pokrywy w suficie kabiny nad fotelami dowódcy i pilota, lecz dwa okna znajdujące się również w su- ficie, ale nieco bardziej z tyłu. Dalszy przebieg ewakuacji załogi pozostaje bez zmian. Cyr i Podstawowym motywem zrezygnowania przez NASA z foteli wy- rzucanych było uznanie wahadłowca za statek dostatecznie bezpieczny. Poza tym katapultowanie kilkuosobowej załogi misji operacyjnej, kiedy astronauci znajdują się zarówno na dolnym jak i na górnym pokładzie kabiny byłoby po prostu niemożliwe. Obiektywnie należy jednak stwier- dzić, że gdyby katastrofa o identycznym przebiegu jak eksplozja Chal- lengera nastąpiła w jednym z pierwszych czterech lotów Columbii, za- łoga miałaby szansę przeżycia. 2.9.2. Sposoby przerwania startu Gdy już podczas startu dochodziło do awarii rakiety nośnej jednorazo- wego użytku podstawowym sposobem ratowania załogi było odłączenie kabiny z astronautami i lądowanie na spadochronie. Odłączenie kabiny można było przeprowadzić nawet podczas eksplozji rakiety nośnej. Eks- plozja ta z reguły rozpoczyna się na samym dole w okolicy silników. Czas jej rozprzestrzeniania się jest wystarczająco długi, by dać sygnał oddzielenia znajdującego się na samym szczycie przedziału załogowego. NASA opracowała cały zestaw sposobów przerwania misji na wy- padek zaistnienia awarii podczas startu samolotu kosmicznego. Już po zapłonie silników głównych, ale jeszcze przed uruchomieniem rakiet wspomagających, komputery pokładowe samolotu kosmicznego mogą przerwać misję. Sprawdzają one stan wszystkich elementów silnika tuż po zapłonie i, jeśli jakiś parametr odbiega od normy, nakazują ich wy- łączenie. Naturalnie nie ma wtedy mowy o włączeniu rakiet wspomaga- jących. Nawet jeśli funkcję wadliwie działającego urządzenia przejął układ rezerwowy, to start jest przerywany — wszystkie systemy silników, podstawowe i rezerwowe, muszą być sprawne do chwili uruchomienia rakiet wspomagających. Ten sposób przerwania misji nazywany jest RSLSA (ang. Redundant Set Launch Seąuencer Abort). W dotychczasowych lotach w programie Space Shuttle trzeba było z niego skorzystać dwukrotnie. Raz 26 czerwca 1984 r. przed startem do misji 41-D i powtórnie 12 lipca 1985 r. przed lotem 51-F. W obydwu przypadkach wadliwie funkcjonował jeden z silników. Pierwsze przer- wanie tego typu miało dość dramatyczny przebieg. Silnik nr 3 włączony został w pierwszej kolejności, 120 ms później prawidłowo zadziałał silnik nr 2 i zanim został uruchomiony silnik nr l, komputery nakazały wyłą- czyć oba pozostałe. Urządzenie kontrolujące silnik nr 3 wskazywało, że 215 ji nie otworzył się główny zawór paliwowy. Po przełączeniu z kanału A na kanał B zawór wprawdzie zaczął się otwierać, ale utracona redun- dancja (niezawodność poprzez zwielokrotnienie) nie pozwoliła na kon- tynuowanie sekwencji startu. Rozkaz przerwania misji napłynął na 4 s przed włączeniem rakiet wspomagających. Tymczasem komputery na- ziemne wskazywały kontrolerom startu, że silnik nr l nie został wyłą- czony (w rzeczywistości nie został on nawet włączony). Gdyby tak było nanrawdę stojący na wyrzutni wahadłowiec byłby zagrożony pożarem i eksplozją. Kontrolerzy ustalili, że wszystkie silniki są wyłączone dopiero 45 s później po konsultacji z załogą samolotu kosmicznego. Kontrolerzy zauważyli następnie na monitorze kamery 58, że pod sekcją silnikową wybuchł niewielki pożar. Płonęły prawdopodobnie resztki paliwa — cie- kłego wodoru, który wylał się z silników głównych. Płomienie zanikały to znów pojawiały się, zdecydowano się włączyć gaśnice spryskujące wodą sekcję silnikową wahadłowca. Ogień ugaszono, ale znów wykryto wzrost temperatury i po raz wtóry trzeba było włączyć instalację gaśniczą. Po 20 min sytuacja została opanowana. Astronauci opuścili pojazd 40 min od chwili przerwania misji. Jak się później okazało uszkodzenia orbitera spowodowane pożarem były znacznie mniejsze od wywołanych strumie- niami wody pod ciśnieniem. - Po zapłonie rakiet wspomagających, które muszą pracować aż do wyczerpania materiałów pędnych, nie ma możliwości pozbycia się ich. Jeśli więc uszkodzenie nastąpi wcześniej niż dwie minuty po starcie, to nic nie można zrobić, a jedynie czekać na odrzucenie SRB. W tym właśnie krytycznym przedziale czasu nastąpiła katastrofa Challengera. Warto tu wspomnieć, że gdyby podczas wzlotu wahadłowca utracono nad nim kontrolę i groził jego upadek na tereny zamieszkane, istnieje możli- wość jego samozniszczenia. Służą do tego ładunki wybuchowe rozmiesz- czone wzdłuż rakiet wspomagających i zbiornika zewnętrznego, które mogą eksplodować na rozkaz oficera bezpieczeństwa z Cape Canavera] Air Force Station. Począwszy od misji STS-2 na Przylądku Canaveral służbę rozpoczęły dwa samoloty wczesnego ostrzegania Grumman E-2C Hawkeye. Za pomocą pokładowych radarów śledzą one tor lotu wahad- łowca, nadzorują przestrzeń powietrzną wokół ośrodka kosmicznego, a gdy wydarzy się katastrofa, naprowadzają ekipy poszukiwawcze na szczątki pojazdu i ratującą się załogę. Operacje awaryjne możliwe do zainicjowania po odrzuceniu rakiet wspomagających charakteryzują się tym, że ratuje się nie tylko załogę, lecz także cały orbiter wraz z cennym ładunkiem użytecznym. Jednym ze sposobów przerwania misji jest powrót do miejsca startu RTLS (ang. Return To Launch Site). Stosuje się to wtedy, gdy awarii uległ jeden z silników głównych w trakcie pierwszych 266 s lotu. Mimo tak po- ważnego uszkodzenia wahadłowiec kontynuuje lot przy pracujących po- zostałych dwóch silnikach głównych, lecz po nieco bardziej stromym 216 odległość [km] Rys. 2.89. Przebieg operacji powrotu do miejsca startu l — odłączenie rakiet wspomagających, 2 — początek operacji awaryjnej, 3 — pozaatmosfe- ryczny obrót o 180°, 4 — maksymalne przeciążenia (3 g), 5 — wyrównanie lotu, 6 — wyłącze- nie silników głównych, 7 — odłączenie zbiornika zewnętrznego, S — początek kontrolowanego lotu atmosferycznego, 9 — początek sterowania przeciążeniami, 10 — zwiększenie kąta natar- cia, 11 — początek końcowej fazy zarządzania energią, 12 — automatyczne lądowanie torze wznoszenia. Równocześnie są włączone oba silniki manewrowe i cztery skierowane ku tyłowi silniczki korekcyjne. Chodzi tu nie tylko o zwiększenie zredukowanego o V3 ciągu, ale i o zmniejszenie masy samolotu kosmicznego poprzez wypalenie nadmiarowych materiałów pęd- nych. Na wysokości ok. 100 km orbiter i zbiornik zewnętrzny z pręd- kością 5°/s obracają się silnikami w kierunku lotu. Manewr ten musi być wykonany w silnie rozrzedzonych warstwach atmosfery. Od tej pory rozpoczyna się hamowanie, a po zmniejszeniu prędkości poziomej do zera, przyspieszanie w kierunku miejsca startu. Gdy w zbiorniku po- zostanie nie więcej niż 2% materiałów pędnych, jest on odrzucany, a or- biter samodzielnie, lotem ślizgowym zmierza w kierunku miejsca startu. Lądowanie na bieżni w Centrum Kosmicznym im. Kennedy'ego odbywa się z nieco większą prędkością niż normalnie (większa masa orbitera) po 22 min od rozpoczęcia misji. Procedura RTLS odznacza się tym, że dwa czynne silniki pracują przez 610 s (normalnie przez 520 s), z czego większość czasu przy ciągu równym 109% wartości znamionowej. Mniej więcej w 266 s kończy się możliwość manewru RTLS. Orbiter dysponuje zbyt dużą energią mechaniczną, aby powrócić bezpiecznie do miejsca startu. Piloci powinni otrzymać wtedy komunikat z Ziemi „ne- gative return". Nieco wcześniej energia mechaniczna wahadłowca wzrasta na tyle, że przy awarii jednego silnika jest on zdolny do jednokrotnego okrążenia kuli ziemskiej. Jest to sygnalizowane komunikatem „press- -to-Meco". Operacja przerwania misji po jednym obiegu Ziemi nosi oz- naczenie AOA (ang. Abort Once Around). W przypadku jej stosowania dwa czynne silniki główne, dwa silniki manewrowe i cztery skierowane w tył silniczki korekcyjne pracują jed- 217 nocześnie — podobnie, jak podczas manewru RTLS. Gdy prędkość orbi- talna zostanie prawie osiągnięta, zostaje odrzucony zbiornik zewnętrzny, a wahadłowiec po impulsie silników manewrowych wchodzi na krótko- trwałą orbitę o apogeum na wysokości 194 km. Nad Oceanem Indyjskim te same silniki służą do wyhamowania prędkości samolotu kosmicznego i sprowadzenia go w kierunku jednego z trzech lotnisk położonych w za- chodniej części Stanów Zjednoczonych: bazy Edwards w Kalifornii, po- ligonu White Sands w Nowym Meksyku lub bazy Yandenberg w Kali- fornii. Jeśli awaria dotyczy wyłącznie zespołu napędowego i nie ma wpływu na funkcjonowanie systemów orbitalnych astronauci mogą zastosować zmodyfikowaną wersję operacji AOA. Po odrzuceniu zbiornika zewnętrz- nego i pierwszym impulsie silników manewrowych, silniki te są włączane po raz drugi, tak jak podczas normalnego lotu. Wahadłowiec wchodzi w ten sposób na niską orbitę wokółziemską. Takie wejście na orbitę daje kontrolerom czas na oszacowanie rozmiarów i przyczyn awarii. Gdyby okazała się ona niezbyt groźna, orbita może być podniesiona, a cele misji uratowane. Procedura ta zwana ATO (ang. Abort To Orbit) w programie Space Shuttle została zastosowana tylko raz, 29 lipca 1985 r. podczas startu Challengera do misji 51-F. Prześledźmy dokładniej przebieg tej jedynej zastosowanej podczas lotu procedury awaryjnej. T-f-3 min 3 s — uszkodzenie jednego z dwóch czujników temperatury wysokociśnieniowej pompy paliwowej środkowego silnika. Prędkość Chal- lengera 2194 m/s, wysokość 88 km. T-f-3 min 58 s — astronauci otrzymują komunikat „Challenger, negative return", po którym nie można już zawrócić w kierunku miejsca startu. Prędkość 2438 m/s, wysokość 95,9 km. T-f-5 min 12 s — z Ziemi zostaje nadana informacja do załogi „Challen- ger, press to ATO" oznaczająca, że energia wahadłowca wzrosła na tyle, że w przypadku wyłączenia silnika może osiągnąć orbitę. Prędkość 3357 m/s, wysokość 106,8 km. T-f-5 min 45 s — piloci usłyszeli głośny alarm dźwiękowy i zauważali zapaloną czerwoną lampkę na tablicy przyrządów. Wskazówka ciśnie- niomierza środkowego silnika zmierzała do zera. Dowódca załogi zamel- dował: „Houston, awaria środkowego silnika". Tymczasem w ośrodku kon- troli lotów zdecydowano, że wahadłowiec wejdzie na niską orbitę wokółziemską. Kontroler rzucił natychmiast do mikrofonu: „Challenger, przerwanie typu ATO, przerwanie ATO". Dyskusje w ośrodku naziem- nym potwierdziły hipotezę, że awarii uległ drugi, ostatni czujnik tempe- ratury, a nie sam silnik. Prędkość 3853 m/s, wysokość 108 km. T-f-5 min 55 s — Dowódca przekręcił przełącznik na pozycję ATO, a następnie wcisnął sąsiadujący przycisk operacji awaryjnej. Komputery Challengera natychmiast włączyły dwa silniki manewrowe, aby szybko 218 k •l l pozbyć się 2000 kg materiałów pędnych i bardziej efektywnie wykorzys- tać ciąg pozostałych dwóch silników głównych. T + 6 min — Silniki manewrowe zostały włączone na 106 s, Challenger mógłby osiągnąć orbitę również bez zmniejszania masy w ten sposób. Uzyskana prędkość w chwili odłączenia zbiornika zewnętrznego byłaby jednak na tyle mała, że jego szczątki (tj. zbiornika) spadłyby na tery- torium Arabii Saudyjskiej. T+7 min — gdyby awarii uległ drugi silnik, Challenger mógłby lądować w Hiszpanii na lotnisku bazy sił powietrznych USA w Saragossie. Pręd- kość 4694 m/s, wysokość 106,3 km. T+8 min 12 s — awaria czujnika temperatury wysokociśnieniowej pompy paliwowej prawego silnika głównego. Powstało zagrożenie wyłączenia i tego silnika, gdyby zawiódł również czujnik rezerwowy. T+8 min 45 s — kontroler dyżurujący przy mikrofonie przekazał załodze Challengera: „Zlikwidować zabezpieczenia silników głównych". Dowódca lotu natychmiast przerzucił przełącznik odłączający obwód automatycz- nego wyłączenia silników. T+9 min 41 s — wyłączenie silników głównych przy prędkości 7852 m/s (o 35 m/s mniejszej niż planowano) na wysokości 113 km. Tak właśnie, dość dramatycznie wyglądał przebieg procedury ATO w ósmej wyprawie Challengera. Gdyby lot ten przebiegał normalnie w 6 min 50 s po starcie astronauci otrzymaliby komunikat „single engine press to Meco" oznaczający, że wahadłowiec jest zdolny osiągnąć orbitę z jednym pracującym silnikiem. Do tej pory omówiliśmy operacje awaryjne stosowane tylko w wy- padku nieplanowanego wyłączenia tylko jednego silnika. Ale może przecież być coś znacznie gorszego. Awarii mogą ulec dwa, a nawet wszystkie trzy silniki. Choć jest to mało prawdopodobne, to i na takie okoliczności NASA opracowała specjalne procedury postępowania. Jedną z nich jest tzw. szybkie rozłączenie. Gdy grożące życiu załogi zagrożenie pojawiłoby się jeszcze przed odrzuceniem silników wspomagających na stałe materiały pędne, samolot kosmiczny oddzieliłby się od zbiornika natychmiast. Akcja taka wywołałaby naprężenia konstrukcji pojazdu na tyle duże, że bezpieczne lądowanie byłoby niemożliwe. Astronauci mu- sieliby posadzić wahadłowiec na wodach Atlantyku lub katapultować się na wysokości 3 km (tylko podczas pierwszych czterech lotów). Należy rozważyć jeszcze jedną możliwą awarię: uszkodzenie dwóch silników w początkowej fazie startu. Samolot kosmiczny wznosiłby się do wysokości, na której możliwe jest bezpieczne odrzucenie zbiornika zewnętrznego. Jednocześnie, aby szybciej go opróżnić, nadmiarowe ilości ciekłego tlenu i wodoru byłyby wylewane przez dysze nieczynnych sil- ników (przy pracujących pompach niskociśnieniowych). Misja taka za- kończyłaby się wodowaniem, katapultowaniem załogi lub posadzeniem pojazdu na jednym z czterech lądowisk awaryjnych na wschodnim wy- 219 brzeżu Oceanu Atlantyckiego: w Saragossie w Hiszpanii, w bazie Rota również w Hiszpanii, w Międzynarodowym Porcie Lotniczym Yoffa, w stolicy Senegalu Dakarze lub w bazie Ben Guerir w Maroku. Lądowiska te można również wykorzystywać jako alternatywne dla procedury RTLS. Nosi ona wtedy nazwę TAL (ang. Transatlantic Abort Landing). Niektórzy piloci uważają manewr powrotu do miejsca startu za zbyt niebezpieczny i twierdzą, że w przypadku awarii wybraliby lądowisko po drugiej stronie Atlantyku. Mogą być one wykorzystywane również wtedy, gdy chwilę po starcie pogoda na Przylądku Canaveral gwałtownie popsuje się. ; Operacje awaryjne opracowane dla startów z bazy Yandenberg są identyczne jak dla Przylądka Canaveral, inne są jedynie lądowiska. I tak dla procedury RTLS może to być zarówno baza Yandenberg jak i Ed- wards, port lotniczy na Wyspie Wielkanocnej (dla odpowiednika manewru TAL, gdy start odbywa się z bazy Yandenberg) oraz lotniska w bazie Hickam w Honolulu (Hawaje), w bazie Eielson na Alasce, lotnisko na atolu Hao i lotnisko Grand County w stanie Waszyngton dla operacji AOA. i: ': 2.9.3. Awaria na orbicie Większość systemów wahadłowca jest zwielokrotniona. Awaria którego- kolwiek z nich może spowodować co najwyżej konieczność natychmiasto- wego powrotu na Ziemię i lądowania na jednym z wielu lotnisk rozsianych po całym świecie. Najgorszy rodzaj awarii jest więc taki, który uniemożliwiłby lądowanie w ogóle. Na ratunek wyruszy wtedy drugi wahadłowiec, którego przygoto- wania do lotu nie powinny trwać dłużej niż 48 h. Jego załoga nie może liczyć więcej niż 2—3 osoby — pozostałe cztery wolne fotele i trzy dodatkowe są przeznaczone dla ratowanych astronautów. Po spotkaniu na orbicie należy ewakuować załogę z jednego pojazdu do drugiego po- przez otwartą przestrzeń kosmiczną — samolot kosmiczny nie ma jak na razie urządzeń cumowniczych. Na pokładzie są tylko dwa skafandry kosmiczne, natomiast pozostali członkowie załogi mają do dyspozycji nie- wielkie, jednoosobowe kapsuły ratownicze wykonane z materiału iden- tycznego co skafander. Korzystanie z nich musi być niezwykle proste, gdyż za jej pomocą ratować się mają również niezawodowi astronauci często biorący udział w lotach. Człowiek w aparacie tlenowym wchodzi do wnętrza i zaciąga za sobą suwak zamka błyskawicznego. Na tym jego rola się kończy. Kapsułę może następnie przetransportować astronauta w skafandrze. W kosmosie, dzięki ciśnieniu wydychanych gazów kapsuła przybiera kształt kuli o średnicy 86 cm. Jest ona ponadto wyposażona w niewielkie okienko zapobiegające skutkom ewentualnej klaustrofobii i gumową nakładkę umożliwiającą wykonywanie zastrzyków z zewnątrz. W kapsule można przebywać około godziny. 220 .au Rys. 2.90. Korzystanie z kuli ratowniczej: A — zdjęcie kurtki stroju, B — rozpa- kowanie kuli ratowniczej, C — wejście do kuli z przenośnym zbiornikiem tlenu, D — przypięcie zbiornika tlenu, E — założenie maski tlenowej, F — rozłożenie kuli nad całym ciałem, G — zasunięcie zamka błyskawicznego przez innego członka załogi, H — astronauta w kuli gotowy do ewakuacji Niemożność powrotu wahadłowca na Ziemię jest mało prawdopo- dobna. Nawet w wypadku całkowitego uszkodzenia silników manewro- wych, pełniących również funkcję silników hamujących jest to możliwe. Ich rolę przejęłyby, połączone z nimi przez instalację paliwową silniczki korekcyjne. Gdyby zaś astronauci nie mogli zamknąć drzwi ładowni z kabiny, to dwóch z nich musiałoby wyjść na zewnątrz i zamknąć je mechanizmem napędzanym ręczną korbą. Zabezpieczono się również przed wybuchem pożaru w kabinie pod- czas lotu orbitalnego. Pożar w kosmosie jest znacznie groźniejszy niż 221 to t* "** -towniczych lub w 'skafandrach ciśnieniowych prze, astro- Rys. 2.92. Instalacja przeciwpożarowa w kabinie wahadłowca: •-•••-:• l — wykrywacze dymu, 2 — gaśnice przenośne, 3 — gaśnice stałe uruchamiane zdalnie na Ziemi. Szybko zużywa się wtedy tlen, a przy jego niedomiarze w wy- niku spalania powstaje silnie trujący tlenek węgla. W przypadku wy- krycia dymu (za pomocą dziewięciu czujników umieszczonych w różnych częściach kabiny i w komorach z wyposażeniem elektronicznym) włącza się lampka na tablicy przyrządów, a także uruchamia się syrena alarmo- wa. Jeśli zarzewie ognia zostanie wykryte w jednej z trzech komór z wy- posażeniem elektronicznym, załoga zdalnie uruchamia znajdujące się tam gaśnice. Jeśli pożar wybuchnie w innym miejscu kabiny, gasi się go gaśnicami ręcznymi. Mają one stożkowato przewężone dysze, które łatwo można wprowadzić w trudno dostępne miejsca. Substancją gaszącą jest trójfluorobromomętan (nazwa techniczna Freon 1301), który raczej prze- rywa reakcje chemiczne zachodzące w płomieniu aniżeli go tłumi. Jest to środek bardzo efektywny — wystarcza 6% jego zawartości w powietrzu, aby ugasić pożar. 223 2.9.4. Awaryjne lądowanie Do lądowania nie są potrzebne właściwie żadne urządzenia naziemne, oczywiście z wyjątkiem bieżni najlepiej o długości 4,5 km. Większość wojskowych i międzynarodowych lotnisk cywilnych jest zdolna przyjąć powracający z orbity samolot kosmiczny. Najważniejsze z wybranych lotnisk pokazano na mapce. Na niektórych lądowiskach rozmieszczone są środki ułatwiające nieco pilotom lądowanie na nieznanym terenie. Są to światła zmieniające barwę z czerwonej na białą i odwrotnie, umożli- wiające ocenę prawidłowego kąta podejścia oraz 40 galonów (l galon = 3,78 1) białej farby. Personel lotniska może namalować nią na pasie olbrzymi trójkąt równoramienny, który z kabiny wahadłowca jest wi- doczny jako równoboczny, gdy podejście do lądowania jest prawidłowe. Podczas każdego lotu jest przygotowywana ośmioosobowa ekipa za- opatrzona w odpowiednie dokumenty podróży i wyposażona w podsta- wowy sprzęt odbiorczy. Do awaryjnego miejsca lądowania przewożeni są oni w przeciągu kilku godzin na pokładzie samolotu transportowego Lockheed C-5 Galaxy. Pierwszej pomocy lądującej załodze udziela jednak znajdujący się na miejscu, przeszkolony personel wojskowy i dyploma- tyczny. Dopiero później samolotem Lockheed C-141 Starlifter jest prze- rzucany specjalistyczny, dwustuosobowy personel, a kompletny sprzęt odbiorczy jest dostarczany koleją lub drogą morską. Dodatkowo, ale tylko podczas lotów próbnych Columbii, w gotowości utrzymywano trzy śmigłowce ze spadochroniarzami przeszkolonymi w ratowaniu załogi i ob- słudze orbitera oraz samolot Lockheed C-130 Hercules mogący zrzucić skoczków w miejsca nieosiągalne dla śmigłowców. 2.9.5. Po katastrofie Challengera Wśród kierownictwa NASA katastrofa Challengera wywołała wątpliwości, czy wszystkie procedury awaryjne zostały zaplanowane w sposób maksy- malnie zapewniający bezpieczeństwo ZŁlogi. W wyniku przeglądu wpro- wadzono wiele zmian. Ruchomy wysięgnik, po którym ewakuuje się załoga, został osłonięty przed ewentualnym pożarem na wyrzutni. NASA zains- taluje także dwa dodatkowe wagoniki linowej kolejki ewakuacyjnej, a lą- dowisko z obydwu stron zakończone zostanie sieciami zdolnymi zatrzymać orbiter toczący się z prędkością 185 km/h. Udane próby tego systemu przeprowadzono w czerwcu 1987 r. w Międzynarodowym Porcie Lotni- czym im. Dullesa w pobliżu Waszyngtonu przy użyciu wahadłowca Enterprise. Zaaprobowano również nową metodę ewakuacji załogi podczas lotu na małej wysokości. Na pokładzie mieszkalnym, w pobliżu głównego włazu zostanie zainstalowane rakietowe urządzenie wyciągające. Składać się będzie ono z prowadnicy i magazynu rakiet na stałe materiały pędne. 224 Rys. 2.93. Rozmieszczenie lotnisk zdolnych przyjąć lądujący samolot kosmiczny na obszarze globu ziemskiego l — Centrum Kosmiczne Im. Kennedy'ego, 2 — baza Yandenberg AFB, 3 — baza Edwards AFB, 4 — poligon rakietowy White Sands w stanie Nowy Meksyk, S — Międzynarodowy Port Lotniczy w Dakarze w Senegalu, 6 — baza lotnicza Rota w Hiszpanii, 7 — baza lotnicza Ben Guerir w Maroku, 8 — baza lotnicza Kadena na Okin, wie w pobliżu Japonii, 9 — port lotniczy Matayeri na Wyspie Wielkanocne] (Chile), 10 — baza Hickam AFB w Honolulu (Hawaje), 11 — baza lotnicza Eielson AFB na Alasce, 12 — port lotniczy Grand County w stanie Waszyngton, 13 — baza Moses Lakę AFB w Kalifornii, 14 — port lotniczy w Papeete na Tahiti, 15 — baza lotnicza na atolu Hao (Polinezja Francuska), 16 — port lotniczy w Rio Gallegros w Argentynie, 17 — baza Piechoty Morskiej Cherry Point w stanie Północna Karolina, 18 — baza Homestead AFB na Florydzie, 19 — Międzynarodowy Port ., Lotniczy w Orlando na Florydzie, 20 — Międzynarodowy Port Lotniczy w Miami na Florydzie, 21 — port lotniczy w Nassau na L5 Wyspach Bahama, 22 — port lotniczy w Salnt Dominique w Dominikanie. 23 — baza Royal Air Force w Brize-Norton w Wielkiej Cn Brytanii, 24 — Międzynarodowy Port Lotniczy Bonn-Kolonia w Republice Federalnej Niemiec, 25 — Międzynarodowy Port Lotni- czy we Frankfurcie w Republice Federalnej Niemiec, 26 — port lotniczy w Saragossie w Hiszpanii, 27 — port lotniczy w Moron w Hiszpanii, 28 — port lotniczy w Las Palmas na Wyspach Kanaryjskich, 29 — port lotniczy Amilcar Cabral na Wyspach Zielo- nego Przylądka, 3* — port lotniczy w Kinszasłe w Zairze, 31 — port lotniczy w Hoedspruit w Republice Południowej Afryki, 32 — port lotniczy w Diego Garcia na Wyspach Czagos, 33 — port lotniczy w Rijadzłe w Arabii Saudyjskiej, 34 — port lotniczy w Suda Bay na Krecie w Grecji, 35 — port lotniczy w Dyarbakir w Turcji, 36 — baza Guam AFB na Marianach, 37 — port lotni- czy w Darwin w Australii, 38 — port lotniczy w Sydney w Australii ;koi B Rys. 2.94. Sposób ewakuacji astronautów podczas atmosferycznego lotu orbitera opracowany po katastrofie Challengera: A) urządzenia ewakuacyjne, B) zasada dzia- łania ł — obrotowy zasobnik z rakietami wyciągającymi, 2 — odstrzeliwany właz, 3 — rakieta wy- ciągająca, 4 — podłoga używana podczas przygotowań przedstartowych, s — płyta, na której układa się astronauta W przypadku konieczności opuszczenia wahadłowca podczas podejścia do lądowania, a szczególnie wodowania odstrzelone zostaną drzwi włazu. Następnie członkowie załogi po kolei będą kłaść się plecami na prowad- nicy uruchamiać rakiety. Rakieta opuszczając kabinę będzie wyciągać za sobą zwój linki, a w końcu samego astronautę. Po wypaleniu się ma- teriałów pędnych otworzy się spadochron zapewniający bezpieczne lą- dowanie lub wodowanie. Można się zastanawiać, dlaczego astronauci nie mogą zwyczajnie wyskoczyć z orbitera tak jak to czynią skoczkowie spadochronowi. Otóż 226 położenie włazu jest takie, że wyskakujący człowiek zostałby uderzony skrzydłem własnego pojazdu. Rakiety mają właśnie zadanie szybkiego odciągnięcia astronauty od wahadłowca. Oprócz niewątpliwych zalet jakie daje ten system, ma on również pewne ograniczenia. Po pierwsze astronauci muszą przejść w okolice włazu, co byłoby utrudnione, gdyby wahadłowiec poruszał się w sposób niekontrolowany. Ponadto z tej metody można korzystać tylko na wy- sokości poniżej 9-M O km. Samolot kosmiczny leci wtedy z prędkością nie większą niż 550 km/h, bezpieczną dla ewakuacji bez skafandrów ciśnieniowych i aparatów tlenowych. Pod znakiem zapytania stoi również sprawność rakiet wyciągających, które będą magazynowane przez wiele lat i bez uszkodzeń będą musiały przetrwać dziesiątki startów. W końcu września 1987 r. wykonano pierwsze próby nowego urządzenia ewakuacyjnego. Polegały one na wyciąganiu manekinów za pomocą rakiet z makiety kabiny ustawionej na skraju stoku w Hur- ricane Mesa w pobliżu miasteczka St. George w stanie Utah. W paź- dzierniku wykonano serię prób w locie, w których rakiety wyciągały manekiny przez boczne drzwi towarowe samolotu Convair 240. Rozważano również inne metody ewakuacji takie jak katapultowanie wszystkich członków załogi, odłączanie całego członu załogowego czy wyskakiwanie po wysuwanej na zewnątrz zjeżdżalni. Wszystkie zostały odrzucone ze względu na zbyt duży stopień komplikacji lub wręcz nie- możliwość realizacji. 2.10. ORBITALNE MISJE WAHADŁOWCÓW Do odbycia pierwszych czterech, próbnych lotów w kosmos wyznaczony został wahadłowiec Columbia. Kolejne misje były coraz bardziej zbliżone do operacyjnych, a wszystkie elementy wahadłowca poddawano coraz trudniejszym próbom. Piąty lot miał już charakter użytkowy. Przedsta- wiony krótki przegląd wszystkich dotychczasowych misji orbitalnych jest uzupełniony tabelarycznym zestawieniem. Skrót STS oznacza system transportu kosmicznego (ang. Spocę Transportation System). Po misji STS-9 NASA zmieniła oznaczenia lotów. I tak np. 41-B oznacza lot zaplanowany na rok finansowy 1984 (końcówka roku — 4), start z Cen- trum Kosmicznego im. Kennedy'ego (Kennedy Space Center — l, baza Yandenberg — 2) i kolejny numer misji w danym roku finansowym (A — pierwsza, B — druga, itd.). 227 co Tablica 2. Orbitalne misje wahadłowców 00 ' Hisja oznaczenie między-narodowe OV Załoga Cfunkcja) Załoga rezerwowa Data, godzina i miejsce startu Data, godzina i miejsce ładowania Czas misji d: h: m: s ładunek użyteczny f— na orbitę 4~z orbity Parametry orbity h A t km) hp tkMj i t°] Uwagi STS-1 1981-034A 102 John W. Young CC J Robert L. Crippen C P) Joe H. Engie CC) Richard H. Truły CP) 1981-04-12 7:00 EST KSC-LC39A 1981-04-14 10:21 PST DFRC 23 2:6:20:32 DFI f* 240.8 240.8 40.3 STS-2 1981 -111A 102 Joe H. Engle F. Story Musgraye CMS) Oonald H. Peterson CMS) 1983-04-04 13:30 EST KSC-LC39A 1983-04-O9 10:34 PST DFRC 22 3:0:23:42 TDRS-A f 283,2 285,2 28. S EVA STS-7 1983-039A 099 Robert L. Crippen CO Frederick H. Hauck CP) John M. Fabian CMS) Sally K. Ride CMS) Norman E. Thagard CMS) 1983-06-18 7:33 EDT KSC-LC39A 1983-06-24 6:37 PDT DFRC 13 6:2:23:99 OSTA-2 t* SPAS-O1 f|. Telesat-F t Pałapa-Bl t 303,6 288.9 28,43 RMS STS-8 1983-089A 099 Richard H. Truły CC) Daniel C. Brandenstein CP) Dale A. Gardner CMS) Guion S. Bluford CMS) Williara E. Thornton CMS) 1983-08-30 2:32 EDT KSC-LC39A 1983-09-03 0:41 PDT DFRC 22 6:1:8:40 PDfiS tł DFI bridge fł Insat-lB t 301,9 296.3 28.45 RMS ,6 ) Ki STS-9 1983-H6A 1O2 John W. Young CO Brewster V. Shaw C P) Owen K. Garriott CMS> Kobert A. Parker CMS) By roń K. Lichtenberg C PS) Ulf Merbold CPS) 1983-11-28 11:00 EST KSC-UC39A 1983-12-08 lb:4V~ PST DFkC IV 10:7:47:23 Spacelab 1 t* 253 . 7 242,6 57 41 -B 1984-011A 099 Vance U. Brand CO Kobert, L. Uibscm C P) Bruce McCandless CMS) Kobert L. Stewart CMS> Konald E. McNair CMS) 19»4-O2-O3 8:OO EST Ki'C-LC:3VA 1983-02-11 7:16 EST KSC 15 7:23:15:35 SPAS-01 f* Palapa-B2 t Westar 6 f 1KT t 292,6 274,1 28.3 KMS 2xEVA 41 -C 19H4-034A O99 Kobert. L. Crippen CO Francis k. Scobee C P) Georse U. Nelson CMS) James U. van Hoft-en CMS) Terry J. Hart. CMS> 1984-04-06 8:38 EST KSC-LC39A 1984-114-13 3:38 PST UFKC 17 6:23:40:3 LUEF f FSS f* 466,7 213.0 28,45 KMS 2xEVA 41-U 1984-Ob3A 1O3 Henry W. Hartsrield CC) Michael J. Coats CP) JudiUi A. Kesnik CMS) Steven A. Hawley CMS) Kichard M. Mullane CMS) Charles D. Valker CPS) 1984-08-30 8:42 EDT KSC-LC39A 1984-09-O5 6:39 PDT DFKC 17 6:0:37:0 OAST-1 t* Telstar-3C f SBS-D f Leasat-2 f 290.3 296,3 28,3 KMS 41 -H 1984-108A 099 Kobert L. Crippen CO Jon A. McBride CP) Kathryn D. Sullivan CMS) Sally K. Kide CMS) Uavid U. Leestraa CMS) Marc U. Garneau CPS) Paul D. Scully-Power CPS) 1984-1O-05 7:03 EDT KSC-LC39A 1984-10-13 12:27 EDT KSC 33 B:5:23:33 EKBS t OSl'A-3 ti LFC fł 351 , 9 351,9 37 KMS EVA Sl-A 1984-113A 103 Frederick H. Hauck CO L>avid M. Walker CP) Joseph P. Allen CMS) Dale A. Gardner CMS) Anna L. Fisher CMS) 1984-11-O8 7:1S EST KSC-LC39A 1984-11-16 7:00 EST KSC 15 7:23:44:35 Leasat-1 f Telesat-H t Palapa-B2 4. Vestar-o l 298.2 279,7 28,45 KMS 2xEVA 51 -C 1983-01OA 103 Thomas K. Mattingly CC) Loren J. Shriver CP) Ellison S. Onizuka CMb') James F. Buchli CMS) Gary E. Payton CPS) 1983-01-24 14:30 EST KSC-LC39A 1983-01-27 15:23 EST KSC 13 3:0:33:27 DOl) f 288,9 277 , b 28,3 51 -O 1983-028 A 103 Karol J. Bobko CC) Uonald K. Williams CP) M. Khea Seddon CMS) S. David Griggs CMS) Jerfrey A. HolTman CMS) Charles D. Walker CPS) Jake <3arn CPS) 1983-04-12 8 : 39 EST KSC-UC39A 1983-04-19 8:33 EST KSC 33 6: 23:54:00 Leasat-3 t Telesat-1 f 461,1 298.2 28,3 KMS EVA Tablica 2. (cd.) Misja OV Załoga Cfunkcja) Dat,a, Data, Czas Ładunek Parametry orbity hA (km) Uw*ci między-narodowe Załoga rezerwowa •niejsce startu miejsce lądowania d: h: m: s •f—na orbitę 4-2 orbity hp C km] i C°] Sl-B 1985-034A 099 Robert. F. Oyermyer CO Frederićk D. Oregory CP) Don L. Lind CMS) William E. Thornton CMS) Norman E. Thagard CMS> Lodewijk van den Berg CPS) Taylor G. Wang CPS> 1985-04-29 12:02:20EDT KSC-LC39A 1985-05-06 9:11 PDT DFRC 17 7:0:8:40 Spacelab-3 f* Glorar f* Nusat f 331,9 351,9 57 31 -G 1985-O48A 103 Daniel C. Brandenstein CO John O. Creighton CP) Shannon Y. Lucid CMS) Steven K. Nagel CMS) John M. Fabian CMS) Patric Baudry CPS) Salman Abdui Azis Al— 5'aud CPS) 1P85-06-1" 7:33 EDT KSC-LC39A 1985-06-24 6:12 PDT DFRC 23 7:1:38:90 Arabsat-lB f Morelos— A f Telstar-3D f Spartan-1 łł 353.7 331,9 28,45 RNS 51 -F 1985-063A 099 C. Gordon FuHerton CC) koy D. Bridges CP) F. Story Musgrave CMS) Anthony W. England CMS) Karl G. Henize CMS) Loren W. Acton CPS) John-l)avid F. Bart.oe CPS) 1985-07-29 17:00 EDT KSC-LC39A 1983-08-06 12:46 PDT PFRC 23 7:22:46:12 Spacelab-2 t* 261,1 196,3 49,3 BIS 31-1 198S-076A 103 Joe H. Engle CC) Kichard O. Covey CP) William F. Fisher CMS) James D- Van Hoft.en CMS) J. Michael Lounge CMS) 1985-08-27 6:38 EDT KSC-LC39A 1985-09-03 6:16 PDT DFRC 23 7:2:18:29 Leasat-4 f ASC-1 f Aussat-1 f 331.8 351,8 28,5 RMS 2xEVA 31 -J 1985-092A 104 Karol T. Bobko CC) Konald J. Grabę CP) David C. Hilmers CMS) Robert, L, Stewart CMS) William A. Pailes CPS) 1983-10-03 11:15 EDT KSC-LC39A 1983-10-07 10:00 PDT DFRC 23 4:1:44:39 DOD f 471.7 468.3 28,32 61 -A 1983-104A 099 Henry V. Hartsfield CC) St,even R, Nagel CP) James F. Buch li CMS) Guion S. Bluford CMS) Bonnie J. Dunbar CMS) Ernst. Messerschraidt CPS) Reinhard Furrer CPS) Wubbo Ockels CPS) 1983-10-30 12:00 EST KSC-LC39A 1985-11-06 9:43 PST DFRC 17 7: 0:44:31 Spacelab-Dl f* Glomr f 329,7 329 , 7 57 RMS 139 61-B 1985-109A 104 Brewster H. Shaw CO Bryan D. O'Connor C P) Sherwood C. Spring CMS) Jerry L. Ross CMS) Mary L. Gleave CMS> Charles D. Walker CPS> Rodoll'0 Neri Vela CPS> 1083-11-26 19:29 EST KSC-LC39A 198S-12-O3 13:34, PST. DKKG 22 6:21:4:30 Morelos—B f Satcom KU-1 f Aussat-2 t EASE/ACCESS f VE\ f 331,9 331,9 28,3 WIŚ 2xEVA 61-G 1986-003A 102 Robert. L. Gibson CC> Michael J. Smith CP> George 1). Nelson CMSJ Steven A. Hawley CMSJ Franklin R. Ghang-DiazCMSJ Robert, J. Gencer C PS 5 Bili Nelson CPS5 1986-01-12 6:35 EST KSG-LG39A 1986-01-18 5:39 PSST DFKG 22 6:2:4:0 Satcom KU-2 f MSL fł GAŚ bridge f* 324,1 324,1 28,3 31-L 099 Krederick R. Scobee CG> Michael J. Smith CP> Judith A. Resnik CMS5 Ellison S. Onizuka CMS> Ronald E. McNair CMS> Gregory B. Jarvis CPS5 S. Christa McAulifre CPS> 1986-01-28 11:38 EST KSG-LG39B OtO:l:13 TDRS-B Spartan-Halley RHS Objaśnienia: Fukcie członków załogi: C CCommander) - dowódca P CPiloO - pilot MS CMission Specialist> - specjalista misji PS CPayload Specialist) - specjalista ładunku Czasy startów i lądowań: EST CEastern Standard Time) : wschodni czas zimowy; GMT«EST+Sh ' EDT CEastern Daylieht Time) wschodni czas letni; GMT=EDT+4h ^ -•$ ,~ • PST CPaciric Standard Tirae) S" c ' pacyficzny czas zimowy; GMT=PST+8h ^ g! i.: PDT CPacific Daylight TimeJ ';( " " <« pacyficzny czas letni; GMT=Pl)T+7h MST CMountain Standard Time) górski czas zimowy; GMT=MST+7h Miejsca startów i lądowań: KSC CKennedy Spaće Center) , Centrum Kosmiczne im. Kennedy'ego DFRG CDryden Flight Research Genter) Centrum Lotów Badawczych im. Drydena Rubryka "Uwagi" dotyczy wynoszenia manipulatora RHS i wykonywania spacerów kosmicznych EVA. _____ _____________________ to CO 2.10.1. STS-1 ........... Pierwszy lot służył sprawdzeniu wszystkich elementów systemu: orbitera, silników głównych, zbiornika zewnętrznego i rakiet wspomagających pod- czas startu, lotu orbitalnego i wlotu w atmosferę. Start odbył się niemal idealnie według harmonogramu. Niedokładności w symulacjach spowo- dowały jedynie, że wahadłowiec wchodził na orbitę po nieco bardziej stromym torze niż przewidywano, ale spowodowane tym straty energii y zostały zrekompensowane lepszą niż zakładano sprawnością silników. Najwięcej poruszenia wśród kontrolerów lotu wzbudziła utrata kilku płytek osłony termicznej pojazdu. Ich obraz przekazały kamery telewi- zyjne tuż po otwarciu drzwi ładowni w dwie godziny po starcie. Wpraw- dzie miejsce, z którego odpadły (osłony silników manewrowych) nie było narażone na wysokie temperatury podczas wlotu w atmosferę, ale ist- niała obawa, że płytki odpadły też w innych częściach pojazdu. Wykonano więc serię zdjęć Columbii za pomocą teleskopów naziemnych i satelitów wojskowych. Po ich analizie okazało się, że obawy były nieuzasadnione. Astronauci dwukrotnie otworzyli i zamknęli drzwi ładowni spraw- dzając, czy nie uległy zwichrowaniu po długotrwałym wystawieniu na promienie słoneczne. Young i Crippen stwierdzili też, że po to, aby unie- ruchomić ciało w dowolnym miejscu kabiny, nie trzeba przypinać się pasami — wystarczyło co jakiś czas skorygować swoją pozycję. Jedynym ładunkiem użytecznym było oprzyrządowanie lotów prób- nych DFI (ang. Development Flight Instrumentation), które posłużyło do rejestracji pracy urządzeń pokładowych podczas wszystkich faz misji. W skład DFI wchodziło około 3000 czujników — mikrofonów, termo- *z elementów, tensometrów i przyspieszeniomierzy rozproszonych we wszy- stkich zakamarkach Columbii, zbiornika zewnętrznego i rakiet wspoma- gających. W ładowni i kabinie znajdowały się rejestratory taśmowe i u- kłady formowania danych cyfrowych. Podczas wlotu w atmosferę i lądowania astronauci nie zanotowali żadnych trudności w sterowaniu, stateczność pojazdu była również zgodna z wymaganiami technicznymi. Jedynie podczas ostatniego zakrętu przed lądowaniem wahadłowiec nieoczekiwanie zwiększył prędkość o ok. 19-^-28 km/h, przez co przyziemienie nastąpiło o kilometr dalej niż zakładano przed lotem. „ ,., t "•. \ Już podczas oględzin naziemnych technicy zauważyli, że ciśnienie j wywołane zapłonem silników SRB wygięło lekko skrzydła wahadłowca. \ Przed następnym lotem dźwigary należało wymienić a ponadto na płat- \ formie startowej zainstalowano dodatkowe spryskłwacze wodne tłumiące falę ciśnienia. Wykrycie tych i innych mniej poważnych usterek było właśnie celem lotów próbnych. Szefowie NASA byli zdania, że wolą mieć kłopoty teraz niż później, gdy wahadłowiec wykonywać będzie konkretne zadania. . ...............,, 232 2.10.2. STS-2 Drugi lot Columbii rozpoczął się niezbyt szczęśliwie. Start przebiegał normalnie, ale już pierwszego dnia misji doszło do poważnej awarii jednego ogniwa paliwowego, które należało wyłączyć. Wprawdzie do tego, aby wahadłowiec sprowadzić bezpiecznie na Ziemię wystarczy jedno działające ogniwo (z trzech znajdujących się na pokładzie), ale kontro- lerzy lotu nie chcieli podejmować zbędnego ryzyka i zdecydowali skrócić czas lotu z pięciu do dwóch dni. Dzięki wzmożonym wysiłkom astronau- tów udało się osiągnąć ok. 90% celów misji. Do szczególnie istotnych należało wypróbowanie manipultora RMS. Przeprowadzono niemal wszystkie zaplanowane próby: począwszy od automatycznych, zaprogra- mowanych ruchów a skończywszy na sterowaniu ręcznym z pominięciem komputera. Astronauci Engle i Truły nie zdążyli jednak wykorzystać manipultora do inspekcji zewnętrznej powłoki pojazdu. Załoga przepro- wadziła też próby orbitalnego układu napędowego, polegające m.in na zmianie orbity za pomocą tylko jednego silnika manewrowego symulując awarię drugiego. Astronauci próbowali również ustabilizować Columbię w przestrzeni z dokładnością do 0,1° za pomocą silniczków RCS. Kompu- tery włączały je tak często i praca ich była tak głośna, że Truły stwier- dził, iż czuł się jak pod ostrzałem artylerii. Zainstalowany w komorze towarowej ładunek OSTA-1 (ang. Office of Space and Terrestrial Applications) posłużył do zebrania interesujących danych o lądach i oceanach. Za pomocą radaru uzyskano nie tylko uni- 'nu | kalne zdjęcia z orbity (z których dało się określić np. wilgotność gruntu), lecz także obrazy obszarów ukrytych pod suchymi piaskami Sahary. Oprócz radaru w skład zestawu badawczego wchodził radiometr wielo- spektralny umożliwiający rozpoznanie rodzajów skał z orbity, automa- tyczny przyrząd do klasyfikacji pokrycia powierzchni (woda, roślinność, nagi grunt, śnieg lub obłoki), urządzenie do pomiaru zawartości tlenku węgla w górnej tropcsierze oraz eksperyment polegający na wykrywaniu zielonych obszarów mórz i oceanów związanych ze zwiększoną koncen- tracją glonów, czyli pierwszego ogniwa łańcucha pokarmowego, na końcu którego są cenne dla człowieka ryby. Podczas zejścia z orbity astronauci przeprowadzili aż dziewiętnaście różnych manewrów wahadłowcem. Czasem przebiegały one tak, że gdy kończył się jeden to zaczynał się następny i astronauci nie mieli nawet czasu oderwać wzroku od przyrządów, aby wyjrzeć na zewnątrz. 2.10.3. STS-3 .-. - •.-..' ....; • .•..;..-;,, -ąss. ,Ń. ..w];;,.; ;<>,, ' Jeszcze przed startem okazało się, że Columbia nie będzie mogła lądować w bazie Edwards. Obfite deszcze zalały tamtejsze bieżnie i miejsce lą- dowania trzeba było przenieść do bazy White Sands w stanie Nowy 233 t'.'..-. J Rys. 2.95. Próby termiczne Columbii podczas misji STS-3: A — bierna kontrola temperatury (3X10 godzin), B — ogon do Słońca, a ładownia w cieniu (30 godzin), C — ładownia do Słońca (26 godzin), D — dziób do Słońca (80 godzin) Meksyk. Wojsko w ramach ćwiczeń w przeciągu niespełna trzech dni wybudowało tam bazę zdolną do przyjęcia i obsługi wahadłowca, na- tomiast konwój odbiorczy załadowano na trzydzieści osiem wagonów i dwoma pociągami przywieziono z Kalifornii. Start do trzeciej misji Columbii był pierwszym, który odbył się w wyznaczonym dniu. Był to dobry znak przed, jak się później okazało, wyjątkowo udaną misją orbitalną. Tor wznoszenia tak dobrano, aby w 85 s po starcie na pojazd działało maksymalne ciśnienie dynamiczne równe 1560 hPa. Takie ciśnienie lub odpadający ze zbiornika lód uszko- dziły część płytek z dziobowej sekcji kadłuba Columbii. * « Oprócz zestawu DFI Columbia wyniosła w ładowni pierwsze instru- mentarium naukowe OSS-1 (ang. Office of Space Science). Eksperymenty dotyczyły fizyki plazmy, heliofizyki, technologii i biologii. W ramach jednego z doświadczeń polegającego na badaniu rozkładu ładunków elek- trycznych na powierzchni wahadłowca astronauci Lousma i Fullerton uruchomili działo elektronowe emitujące elektrony w kosmiczną plazmę. Podczas fotografowania strumienia ładunków bardzo czułymi kamerami załoga dokonała nieoczekiwanego odkrycia. Pokryte płytkami elementy wahadłowca emanowały delikatną poświatę wywołaną oddziaływaniem atomów tlenu z materiałem, z którego wykonane są płytki. Innym do- świadczeniem było przenoszenie na końcówce manipulatora zestawu do diagnostyki plazmy. Niejako przy okazji wypróbowano pracę obciążonego ramienia RMS. : >• Lot pierwotnie zaplanowano na siedem dni, ale w dniu lądowania wiejące nad bazą White Sands wiatry wznieciły burzę pyłową. Columbia wylądowała więc następnego dnia, gdy widoczność znacznie poprawiła się. Podczas „gorącej" fazy wlotu w atmosferę wahadłowiec został sfo- tografowany przez umieszczony na samolocie-obserwatorium C-141 te- 234 „on leskop uczulony na podczerwień. Otrzymano w ten sposób rzeczywiste dane dotyczące rozkładu temperatury na spodniej stronie pojazdu. 2.10.4. STS-4 ' v Była to wyprawa symulująca lot operacyjny, a jednocześnie pierwsza, w której wykonano eksperymenty dla celów wojskowych. Właśnie z tego powodu nie opublikowano zdjęć ładowni Columbii, a część rozmów astro- nautów z ośrodkiem kontroli była kodowana. Start do misji STS-4 kosztował NASA dodatkowe 18 milionów do- larów, ponieważ obie rakiety wspomagające zatonęły w Atlantyku na skutek nieotworzenia się spadochronów głównych. Wkrótce po wejściu na orbitę Columbia została odwrócona brzuchem w kierunku Słońca. * SUCHE DNO » " ., JEZIORA f ROGERS podstawowa trasa podejścia do ———— ——• \ lądowania w locie STS-4 trasy zapasowe dla STS-4 iiiiHimiiMiim dobieg 2290m Rys. 2.96. Trasy podejścia do lądowania dla lotu STS-4. W rzeczywistości wyko- rzystano trasę zapasową (oznaczoną trójkątami), a orbiter Columbia lądował na bieżni nr 22. Cyframi oznaczono czas pozostający do przyziemienia l — 270 s (poza rysunkiem), 2 — 230 s, 3 — 110 s, 4 — 76 s, 5 — 36 s (wyrównanie przed przy- ziemieniem), 6 — Os (przyziemienie) 235 Operacja ta miała na celu usunięcie wody deszczowej, którą mogły na- siąknąć płytki osłony termicznej podczas przygotowań przedstartowych. Astronauci podczas lotu przeprowadzili dalsze próby z manipulatorem, tym razem przenosząc przyrząd do monitorowania zanieczyszczeń IECM. Kontynuowali też doświadczenia technologiczne przygotowane m.in. przez firmy prywatne. W przedostatnim dniu lotu dowódca misji Mat- tingly założył skafander EMU, ale nie wychodził na zewnątrz statku. Pierwszy w programie Space Shuttle spacer kosmiczny NASA zaplano- wała na następny lot. Po raz pierwszy Columbia wylądowała na betono- wej bieżni w bazie Edwards, a nie na gruntowej na dnie wyschniętego jeziora. 2.10.5. STS-5 W pierwszym operacyjnym locie Columbii oprócz dowódcy i pilota na pokładzie znaleźli się jeszcze specjaliści misji. Byli oni odpowiedzialni za wyładowanie dwóch satelitów telekomunikacyjnych należących do pry- watnych firm: kanadyjskiej Telesat of Canada i amerykańskiej SBS. Satelita SBS-3 został umieszczony w kosmosie jeszcze w dniu startu. Wydarzenie to było poprzedzone sześcioma godzinami obliczeń parame- trów orbity Columbii oraz ostatecznym sprawdzaniem systemów satelity. Przed wyrzuceniem satelity z ładowni astronauci ustawili wahadłowiec prawym skrzydłem w kierunku Ziemi i brzuchem w kierunku lotu. Chwi- lę później otworzono osłonę chroniącą satelitę przed ekstremalnymi tem- peraturami, a jego samego rozkręcono do 50 obr./min, W końcu astronauci O) odpalili sworznie wybuchowe, uwalniając sprężynę, która wypchnęła obiekt z ładowni. Po 45 min., gdy wahadłowiec był w bezpiecznej od- ległości został uruchomiony silnik PAM-D podwyższający apogeum satelity do wysokości orbity geostacjonarnej. Operację tę załoga powtórzyła nas- tępnego dnia umieszczając w kosmosie satelitę kanadyjskiego. Na drugą część misji zaplanowano spacer kosmiczny astronautów Allena i Lenoira. Cierpieli oni jednak na kosmiczną chorobę porusze- niową, która uniemożliwiła wyjście w otwartą przestrzeń kosmiczną. Następnego dnia, gdy astronauci czuli się już dobrze, okazało się, że źle działają skafandry kosmiczne. Ostatecznie ze spaceru w ogóle żre- | zygnowano. Przez resztę lotu załoga przeprowadziła liczne doświadczenia i naukowotechnologiczne i badania zjawiska poświaty. Podczas wlotu i w atmosferę piloci nadzorowali liczne manewry wykonywane automa- j tycznie, a także badali właściwości lotne Columbii w locie z małymi t prędkościami. Ze względu na zamoknięcie bieżni 15 bazy Edwards samo- j lot kosmiczny lądował na bieżni betonowej przez co nie udało się uzyskać spodziewanych danych o lądowaniu przy wietrze bocznym. 236 st 2.10.6. STS-6 Po zakończeniu budowy wahadłowiec OY-099 Challenger został przewie- ziony na Przylądek Canaveral w dniu 5 lipca 1982 r. Pierwotne plany NASA przewidywały, że pierwszy jego lot trwać będzie zaledwie dwa dni. Miało to wystarczyć do umieszczenia w kosmosie satelity przekaźni- kowego TDRS-A. Ponieważ nie udało się zrealizować spaceru kosmicznego podczas lotu STS-5, więc misję Challengera wydłużono ostatecznie da pięciu dni. Natychmiast po starcie astronauci przygotowali satelitę i jego stopień górny IUS do wyrzucenia. Operacja ta oraz praca silnika pierwszego członu stopnia IUS odbyły się zgodnie z planem, ale podczas odpału drugiego członu utracono kontakt z satelitą. TDRS wraz ze stopniem górnym bezładnie koziołkował w kosmosie. Silnymi sygnałami radiowymi z Ziemi udało się odrzucić stopień IUS od satelity i rozłożyć baterie słoneczne. Po namierzeniu orbity okazało się, że TDRS nie wszedł na orbitę geostacjonarną, lecz na znacznie niższą o parametrach 20 908 X X 24 359 km. Kilka tygodni kontrolerzy lotu wprowadzali obiekt na za- planowaną orbitę za pomocą silniczków korekcyjnych satelity. Wadliwe działanie stopnia IUS spowodowało, że NASA podjęła decyzję o zmianie ładunku w misji STS-8 (miał to być satelita TDRS-B) oraz odwołała misję STS-10. W czwartym dniu lotu Challengera przeprowadzono spacer kosmiczny astronautów Musgrave'a i Petersona, pierwszy w programie Space Shut- tle. Opuścili oni śluzę powietrzną o godzinie 16:10 czasu wschodnioame- rykańskiego, gdy Challenger przelatywał nad Borneo. Astronauci naj- pierw sprawdzili elastyczność nowych skafandrów przemieszczając się wzdłuż burt ładowni. Później poruszali się przenosząc różne przedmioty, w tym narzędzia potrzebne do wykonywania napraw na orbicie. Jedną z najważniejszych prób była symulacja ręcznego opuszczania obręczy, która przytrzymywała stopień IUS w ładowni. Podczas lotu załoga nie włączała niektórych urządzeń, aby podczas przeglądu naziemnego nie trzeba było ich remontować przed następnym lotem. Precyzyjne lądowanie zaś (z dobiegiem 2190 m) wykazało, że Challenger może swój drugi lot zakończyć na betonowej bieżni w Cen- trum Kosmicznym im. Kennedy'ego. 2.10.7. STS-7 Podczas tej misji w ładowni Challengera spoczywały aż cztery ładunki użyteczne: dwa satelity — kanadyjski Telesat-E i indonezyjski Palapa B-1 oraz dwie platformy badawcze — OSTA-2 dotycząca inżynierii ma- teriałowej, a przygotowana przy współpracy amerykańsko-zachodnionie- 237 R Rys. 2.97. Manewry Challangera wokół satelity SPAS-OJ w locie STS-7 mieckiej i SPAS-01 z doświadczeniami technologicznymi, należąca do zachodnioniemieckiej firmy MBB. Operacje umieszczenia w kosmosie dwóch prawie identycznych sa- telitów ze stopniami PAM-D przebiegały podobnie jak w misji STS-5. Po zakończeniu komercjalnej części wyprawy załoga wykonywała doświad- czenia. Piątego dnia lotu astronauci za pomocą manipulatora podnieśli z ładowni platformę SPAŚ i umieścili ją w otwartej przestrzeni kosmicz- nej. Challenger oddalał się powoli na odległość 300 m. W tym czasie 238 urr, z platformy badane były zanieczyszczenia wprowadzone do środowiska kosmicznego przez wahadłowiec, a automatyczna kamera wykonała serią unikalnych zdjęć Challengera na tle Ziemi i jej horyzontu. Niezwykle trudną operacją było takie zbliżenie wahadłowca do platformy, aby stru- mieniami gazów z silniczków korekcyjnych nie wytrącić jej ze stabilnego położenia. Dzięki specjalnej technice zbliżenia wahliwego SPAŚ został 6, pochwycony za pomocą manipulatora i na powrót umieszczony w ładowni. W późniejszych godzinach tego samego dnia astronauci znów manewro- wali Challengerem dookoła platformy. Podczas obydwu prób chodziło o zbadanie lotu samolotu kosmicznego w szyku z innym obiektem kos- micznym. Wykorzystywano przy tym pokładowy radar i nawigacyjne przyrządy optyczne. W misji STS-7 astronauta-lekarz Thagard przeprowadzał szczegó- łowe badania zjawiska przystosowania organizmu do stanu nieważkości. Podobne doświadczenia przeprowadził specjalista misji Thornton w nas- tępnym locie Challengera. Dosłownie w ostatniej chwili przed zejściem z orbity zdecydowano, że na skutek złych warunków atmosferycznych wahadłowiec nie wyląduje jak początkowo planowano na Florydzie, ale w kalifornijskiej bazie Edwards. - - ' r-,- . • svt« 5 .(•}••'•• • 2.10.8. STS-8 Trzeci lot Challengera rozpoczął się jako pierwszy — w programie Space Shuttle — w nocy. Po wejściu na orbitę pięcioosobowa załoga przystąpiła do umieszczenia w kosmosie indyjskiego satelity Insat l-B. Była to już rutynowa operacja podobna do tych z misji STS-5 i STS-7. Lot STS-8 miał oprócz tego dwa zasadnicze cele. Jednym z nich było wypróbowanie systemu łączności wykorzystującego satelitę TDRS. Sprawdzono nie tylko elementy kosmiczne lecz także całą instalację naziemną. Obrazy telewizyjne przesyłane na Ziemię z pokładu Challenegra za pośrednictwem satelity były bardzo dobre. Podobne zdanie można wyra- zić o jakości danych tekstowych i graficznych przesyłanych z Ziemi. Sate- lita TDRS i samolot kosmiczny mogły się nawzajem śledzić niezależnie od względnej pozycji obydwu obiektów. Wypróbowano też możliwość przesyłania kodowanych rozmów załogi z centrum kontroli lotu. Drugim, równie ważnym celem było dokładne sprawdzenie mani- pulatora w ekstremalnych warunkach pracy. Posłużyła do tego makieta satelity PFTA o masie 3383 kg (ołowiany balast na aluminiowej kons- trukcji) i kształcie sztangi sportowej. Trzeciego dnia specjalista misji Gardner sterując manipulatorem uniósł PFTA nad ładownię. Załoga obserwowała wibracje manipulatora pod wpływem impulsowej pracy silniczków korekcyjnych Challengera. Poza tym Gardner przesuwał ma- kietę sterując manipulatorem ręcznie i automatycznie. Następnego dnia wykonano podobną serię manewrów, ale tym razem obiekt został uchwy- 239 cony z dala od środka masy. Przy wyjmowaniu i wkładaniu satelity z i do ładowni astronauci posługiwali się wyłącznie obrazami z pokłado- wych kamer telewizyjnych. -J .. . Ti; Jak w poprzednich, tak i w tym locie załoga przeprowadziła rozmaite doświadczenia. Szczególną ciekawostką tej misji było wyniesienie w kos- mos 260 tyś. kopert, które po powrocie na Ziemię sprzedawano z okazji 25 rocznicy powstania NASA. Kończące lot STS-8 nocne lądowanie Chał- lengera w Edwards wykazało, że samolot kosmiczny może powracać z or- bity nie tylko przy świetle dziennym. 2.10.9. STS-9 Po trzech kolejnych lotach Challengera na kosmiczny szlak wyruszyła po raz szósty Columbia. W jej ładowni znajdowało się zbudowane w Eu- ropie laboratorium Spacelab l, a w kabinie aż sześć osób, w tym dwie nie będące zawodowymi astronautami (specjaliści ładunku). Lot zaplano- wano na dziewięć dni i żeby w pełni wykorzystać ten czas załoga prą- cowała na dwie 12-godzinne zmiany. Zespół „czerwony" stanowili Young, Parker i Merbold, a „niebieski" — Shaw, Garriott i Lichtenberg. Misja STS-9 posłużyła nie tylko sprawdzeniu funkcjonowania Spacelaba i współdziałania z ośrodkami naziemnymi. Wykonano 74 doświadczenia z takich dyscyplin nauki jak biologia, inżynieria materiałowa, fizyka kos- miczna, teledetekcja, fizyka atmosfery, astronomia i heliofizyka. Cztery najważniejsze z piętnastu eksperymentów biologicznych polegały na ba- daniu wpływu nieważkości na narządy zmysłów człowieka. Podczas lotu przeprowadzono aż 38 doświadczeń z dziedziny ma- teriałoznawstwa, z których najciekawszym było roztopienie i zestalenie łopatki turbiny gazowej w celu zbidania, czy proces ten, przeprowadzony w stanie nieważkości, polepszył jej własności mechaniczne. W szóstym dniu misji zakończyła pracę zachodnioniemiecka kamera rejestrująca obrazy Ziemi z rozdzielczością lepszą niż 20 m na klatkach o rozmiarach 23X30 cm. Ze Spacelaba l przeprowadzono serię eksperymentów z dziedziny fizyki plazmy, głównie przy wykorzystaniu japońskiego generatora elek- tronów, za pomocą którego wywołano sztuczną zorzę polarną. Położenie orbity samolotu kosmicznego spowodowało, że pod koniec wyprawy nie wchodził on w strefę cienia Ziemi. Możliwe więc były ciągłe pomiary energii i widma promieniowania słonecznego. Urządzenia Columbii sprawowały się na tyle dobrze, że kontrolerzy zezwolili na przedłużenie lotu o jeden dzień. W tym czasie astronauci kończyli eksperymenty i naprawiali uszkodzoną aparaturę. Lądowanie przesunęło się jeszcze o dalsze osiem godzin z powodu awarii dwóch komputerów pokładowych. Dotykając bieżni nr 17 w bazie Edwards Columbia była pojazdem o największej masie (99 985 kg) jaki kiedykol- wiek powrócił z orbity. 240 2.10.10. 41-B i*;. ~ytdś ?*.*>. ;,-.:/>?*;..; -l".'•<*?• Tymczasem zaplanowano manewry wokół posrebrzanego balonu, wy- pełnianego sprężonym azotem dopiero po wyrzuceniu z pojemnika trans- portowego. Z niewyjaśnionych przyczyn wypełnił się on jeszcze w po- jemniku i eksplodował. Szczątki balonu (m.in. balast wolframowy o masie 90 kg) umożliwiły mimo wszystko sprawdzenie radaru zbliżeniowego. Odłożona operacja umieszczenia na orbicie satelity Palapa B-2 skończyła się równie fatalnie jak operacja z Westarem. Później okazało się, że przyczyną wadliwego funkcjonowania stopni PAM-D obydwu satelitów było prawdopodobnie całkowite lub częściowe przepalenie dysz silników na paliwo stałe. Najbardziej spektakularną częścią wyprawy były dwa spacery kos- miczne astronautów McCandlessa i Stewarta. Sprawdzono w nich ope- racje łączenia się z dryfującymi pojazdami kosmicznymi. Po raz pierwszy więc spacer odbył się bez linek asekuracyjnych przy użyciu plecaków manewrowych MMU. Podczas pierwszego pobytu poza kabiną McCan- dless oddalił się na 98 m od Challengera, później na 93 m od samolotu kosmicznego oddalił się Stewart. Następnie obydwaj astronauci pracowali w ładowni sprawdzając węzeł cumowniczy, pomost roboczy do prac na końcówce manipulatora oraz symulowali naprawę satelity. Po dniu od- poczynku, podczas drugiego spaceru astronauci sprawdzili drugi plecak MMU, przeprowadzili inspekcję ładowni i zasymulowali operację uzu- pełniania materiałów pędnych satelity Landsat-4. Challenger po raz pierwszy lądował w Centrum Kosmicznym im. Kennedy'ego. Było to pierwsze lądowanie wahadłowca w bezpośrednim sąsiedztwie miejsca startu, co umożliwiło skrócenie czasu przygotowania do następnego lotu o ok. osiem dni. - •; '".;? • /C*.' .*'•'?•'.& 2.10.11. 41-C Piąta misja Challengera była kolejnym ważnym sprawdzianem możliwości samolotu kosmicznego. Głównym jej celem było przechwycenie wynie- sionego wcześniej satelity SMM (ang. Solar Maximum Mission), jego naprawa i ponowne umieszczenie w kosmosie. Zanim jednak do tego doszło astronauci ustawili na orbicie (osiągniętej po raz pierwszy za po- 16 — Samoloty kosmiczne 241 mocą techniki bezpośredniego wejścia) satelitę LDEF do badań długo- trwałego wpływu środowiska kosmicznego na różne materiały. Miał on być zabrany na Ziemię podczas misji 51-D w 1985 r. ai tu»,v- Gdy skończyło się zbliżanie do satelity SMM z uszkodzonym syste- mem stabilizacji, astronauci Nelson i van Hoften byli już w ładowni. Nelson z plecakiem manewrowym i węzłem cumowniczym przymoco- wanym do torsu skafandra przeleciał około 60 m do wolno wirującego satelity. Urządzenie cumownicze miało połączyć się trwale z SMM po uderzeniu w niewielki trzpień wystający z jego korpusu. Po połączeniu Nelson miał ustabilizować satelitę swoim plecakiem, co umożliwiłoby pochwycenie obiektu manipulatorem. Niestety, mimo coraz bardziej des- perackich prób manewr połączenia nie udał się, a jedynym efektem wysiłków Nelsona była całkowita destabilizacja satelity. Również próby pochwycenia nieustabilizowanego obiektu manipulatorem nie zakończyły się sukcesem. Następnego dnia za pomocą zdalnego sterowania z Ziemi udało się na tyle ustabilizować ruch wirowy SMM, że można było przystąpić do kolejnej próby pochwycenia go. Operacja ta odbyła się poza zasięgiem stacji naziemnych i chwilę po nawiązaniu łączności Crippen entuzjas- tycznie wykrzyknął: „Mamy go!" Nelson i van Hoften jeszcze raz wyszli na zewnątrz. W ciągu godziny naprawili niesprawny system stabilizacji. Później zainstalowali dodatkowe osłony instrumentów naukowych i na- Rys. 2.98. Przebieg próby połączenia astronauty z plecakiem manewrowym MMU z satelitą Solar Maximum Mission w wyprawie 41-C 242 aw prawili urządzenie elektroniczne koronografu słonecznego. Na zakończenie spaceru Nelson zmierzył sworzeń, z którym nie mógł się połączyć (oka- zało się, że był on nieco krótszy niż podawała dokumentacja) i dokonał przeglądu baterii słonecznych SMM. Van Hoften wypróbował natomiast jeszcze jeden plecak manewrowy. Naprawa satelity miała olbrzymie zna- czenie ekonomiczne. Kosztowała zaledwie 40 min. dolarów, a koszty bu- dowy identycznego satelity zamknęłyby się sumą 235 min. dolarów. Gdyby naprawa się nie powiodła, to po odstrzeleniu baterii słonecznych SMM zostałby zabrany na Ziemię do gruntownego remontu. Z pierwotnego planu misji nie zrealizowano jedynie lądowania w Cen- trum Kosmicznym im. Kennedy'ego, gdzie pogoda popsuła się tak gwał- townie, że lotu w strugach deszczu uniknięto niemalże w ostatniej chwili. Challenger lądował w Edwards. , ,r; 2.10.12. 41-D % ^ l A Samolot kosmiczny Discovery przewieziono z Kalifornii na Przylądek Canaveral w dniu 9 listopada 1983 r, a start do pierwszego lotu wyzna- czono początkowo na 26 czerwca 1984 r. Jednak wkrótce po zapłonie silników głównych w jednym z nich zawiódł rezerwowy system stero- wania głównego zaworu i na 4 s przed włączeniem silników wspoma- [ gających komputery pokładowe przerwały start. W związku z powsta- ' łymi w ten sposób opóźnieniami trzeba było odwołać planowaną na sier- pień wyprawę 41-F, a najważniejsze ładunki obydwu misji wynieść w kosmos w jednym locie. Discovery powrócił więc do hangaru przygo- towawczego, gdzie wymieniono mu uszkodzony silnik i przygotowano komorę towarową do nowego ładunku. Stanowiły go teraz satelity SBS-D i Telstar 3-C ze stopniami PAM-D oraz Leasat 2, a także obiekt OAST-1. W dniu 30 sierpnia, tym razem z powodzeniem, odbył się start do inauguracyjnego rejsu Discovery. Na uwagę zasługuje fakt, że w locie wziął udział pierwszy przedstawiciel przemysłu amerykańskiego Charles Walker, który przeprowadzał doświadczenia z dziedziny elektroforezy. Podczas pierwszych trzech dni misji załoga bezbłędnie ustawiła wszystkie satelity na właściwych orbitach. Resztę czasu wyprawy poświęcono na wykonywanie eksperymentów. Niewątpliwie do najciekawszych należa- ły doświadczenia związane z ładunkiem OAST-1. Był to pojemnik z ol- brzymią baterią słoneczną o rozmiarach 4X31 m. Nowatorstwo jej kons- trukcji polegało na tym, że konstrukcją nośną dla ogniw słonecznych było tworzywo sztuczne kapton o grubości zaledwie 0,1 mm, a nie jak do- tychczas stukrotnie grubsza konstrukcja metalowa typu plaster miodu. Cała bateria po złożeniu mieściła się w pojemniku o wysokości zaledwie 18 cm. Głównym zadaniem eksperymentu było zbadanie dynamiki tak dużych, elastycznych konstrukcji na orbicie wokółziemskiej. Pomiary wy- konano za pomocą urządzeń laserowych, kamer telewizyjnych i przyspie- szeniomierzy. 243 Przed lądowaniem pozostało załodze wykonanie jeszcze jednego nie- zaplanowanego zadania. Otóż na zewnętrznych zaworach upustowych systemu usuwania ciekłych odpadów utworzył się sopel lodu o masie ok. 4-r-9 kg. Stanowił on niebezpieczeństwo podczas wlotu w atmosferę, kiedy to mógł oderwać się i uszkodzić płytki osłony termicznej. Chociaż bryła lodu była poza zasięgiem wzroku astronautów, to utrącili ją koń- cówką manipulatora. - , , .o ±IH,ia... a •""*."-'•• •'— _ . . v} 'łi-a f:1 •. ,•;•L.;-,.'.••> 2.10.13. 41-G "^-'- *'-•**•'• ..•,'..,.•• /ii *.n;:rt>if\ r. ; -t v- zrt .v .v,-: .. Szóstą wyprawę Challengera niemalże w całości poświęcono badaniom lądów i oceanów z orbity. Były one tak rozległe, że wśród 7-osobowej załogi znalazła się geolog-astronautka Sullivan i oceanograf Scully-Power. Jako pierwsze wykonane zostało zadanie wyładowania satelity klima- tycznego ERBS przeznaczonego do pomiaru bilansu energetycznego Ziemi. Operacja wprawdzie opóźniła się o trzy godziny, ale została przepro- wadzona pomyślnie. Podczas oddalania się satelity od wahadłowca astro- nauci uruchomili urządzenie automatycznie obliczające odległość i wzglę- dną prędkość obu poruszających się obiektów. Jeszcze tego samego dnia załoga uruchomiła aparaturę OSTA-3, w skład której wchodził m.in. radar SIR-B, będący udoskonaloną wersją urządzenia z misji STS-2. W wyniku tego eksperymentu udało się zlo- kalizować zbiorniki wody ukryte pod parasolem drzew dżungli w Bangla- deszu, spenetrowano pustynię w Nevadzie do głębokości l m, poszukiwano starych dolin rzecznych zasypanych piaskami Sahary, a także znaleziono zniszczone kratery meteorytowe w Kanadzie. Uzyskano również cenne dane o ruchach prądów morskich i stanie oceanu pokrytego gęstą po- włoką chmur. Już w drugim dniu misji astronauci obniżyli orbitę, aby uzyskać lepszą rozdzielczość szczegółów terenowych na zdjęciach wykonywanych za pomocą kamery wielkoformatowej o kadrach 23X46 cm. Podczas siódmego dnia lotu, po wykonaniu wszystkich obserwacji radarowych astronauta Leestma i astronautka Sullivan wyszli w otwartą przestrzeń kosmiczną (Sullivan była pierwszą Amerykanką, która odbyła spacer kosmiczny). Ich głównym zadaniem było ręczne wykonanie połączenia między dwoma zbiornikami z hydrazyną symulując w ten sposdb utu- pełnianie materiałów pędnych satelity. Na koniec złożyli unieruchomioną antenę do łączności z TDRS. Następnego dnia przez wykonane połączenie astronauci przepompowali hydrazynę z pełnego zbiornika do pustego. Nie nastąpił żaden wyciek, ani nie zanotowano spadku ciśnienia. Challenger wylądował po raz drugi w Centrum Kosmicznym im. Kennedy'ego, a wlot w atmosferę przebiegał po raz pierwszy nad kon- tynentem północnoamerykańskim. 244 r l 2.10.14. 51-A Drugi lot Discovery zapisał się trwale w historii astronautyki. Po raz pierwszy bowiem satelity umieszczone wcześniej w kosmosie zostały spro- wadzone na Ziemię do remontu i powtórnego wyniesienia. Zanim do tego doszło załoga umieściła na orbitach dwa satelity telekomunikacyjne: Telesat H ze stopniem PAM-D dla Kanady i Leasat l dla firmy Hughes. Jednocześnie przez pierwsze cztery dni lotu Discovery zbliżał się do sa- telitów ustawionych na bezużytecznych orbitach w misji 41-B: Palapa B-2 i Westar 6. Po ich nieudanym wprowadzeniu na orbitę towarzystwa ubezpieczeniowe musiały wypłacić właścicielom odszkodowania w wy- sokości 180 min. dolarów. Następnie zwróciły się one do NASA z pro- pozycją odzyskania satelitów (za odpowiednie honorarium) które po wyremontowaniu byłyby odsprzedane zmniejszając straty towarzystw ubezpieczeniowych. Gdy piloci zbliżyli samolot kosmiczny na odległość 11 m od Palapy, astronauci Allen i Gardner byli już w ładowni. Allen założył plecak manewrowy, a na tors skafandra podobny do parasola łącznik, który należało wprowadzić w dyszę zużytego silnika satelity w celu wykonania połączenia. Gdy już do tego doszło znajdująca się w kabinie astronautka Fisher chwyciła manipulatorem tarczę celowniczą łącznika. Następnie Gardner próbował zainstalować ramę z drugą tarczą celowniczą po prze- ciwnej stronie satelity, ale okazała się ona niedopasowana. Trzeba było zmienić pierwotnie planowaną procedurę. Przez 77 min Allen musiał "Z1C trzymać Palapę rękami, a w tym czasie Gardner przymocowywał go do palety w ładowni. Dla Allena najtrudniejsze było utrzymanie Palapy o masie 544 kg w absolutnym bezruchu. W przeciwnym przypadku tak masywny obiekt byłoby trudno zatrzymać. Następnego dnia piloci obniżyli orbitę Discovery, aby mógł on nocą dogonić Westara 6. Jego odzyskanie przebiegało identycznie jak Palapy z tą różnicą, że Gardner i Allen zamienili się rolami. Od razu też zre- zygnowano z próby zainstalowania dodatkowej tarczy celowniczej. Wyś- mienite wyszkolenie wykazali obydwaj piloci: na manewry orbitalne zużyli 81% przeznaczonych na ten cel materiałów pędnych. Po sprowadzeniu na Ziemię i wyremontowaniu satelity zostały sprze- dane. Na uwagę zasługuje fakt, że obydwa obiekty nie były nigdy pro- jektowane w celu ewentualnego odzyskania, a mimo wszystko udało się to bez większych trudności. Równie ważne jest to, że astronauci na bieżąco usprawniali skomplikowaną procedurę umieszczania satelitów w ładowni. 249 2.10.15. 51-C t " •• : . - .'. Ł.- ?'i* f ' '' ''• ' ": Pierwotne plany NASA przewidywały rozpoczęcie tej misji 8 grudnia 1984 r. przy użyciu Challengera. Jednak wykryte po locie 41-G kłopoty z osłoną termiczną tego pojazdu spowodowały radykalną zmianę planów. Wyprawę przełożono na trzecią dekadę stycznia następnego roku, a za- miast Challengera w kosmos miał wyruszyć Discovery. ' ! Była to misja przeznaczona w całości dla celów wojskowych, dlatego wiele danych o niej jest utrzymywanych nadal w tajemnicy. Departament Obrony przed lotem poinformował tylko, że start nastąpi 24 stycznia między 13:15 a 16:15 czasu wschodnioamerykańskiego. Nazwisko pierw- szego wojskowego specjalisty ładunku ujawnione zostało też dopiero na kilka tygodni przed startem, na teren zaś ośrodka kosmicznego wpusz- czeni zostali wyłącznie wybrani funkcjonariusze wojska i rządu, aby mogli obserwować start. NASA nie przeprowadziła publicznego odliczania, a rozmowy astronautów z ośrodkiem kontroli lotu były dostępne szer- szemu ogółowi tylko podczas wznoszenia i lądowania. Jedyną informacją dostępną dla dziennikarzy podczas misji był suchy komunikat prasowy wydawany co osiem godzin. Jego treść potwierdzała przeważnie przebieg lotu zgodny z planem. Z nieoficjalnych doniesień wiadomo, że załoga trzeciego lotu Disco- very za pomocą stopnia IUS umieściła na orbicie geostacjonarnej dużego satelitę zwiadu elektronicznego typu Magnum. Przeprowadziła też jeden eksperyment cywilny polegający na badaniu krwi w stanie nieważkości. 2.10.16. Niezrealizowana wyprawa 51 -E u» Po uporaniu się z kłopotami z osłoną termiczną Challenger miał odbyć lot w kosmos z ładunkiem dwóch satelitów: telekomunikacyjnego Tele- sat I oraz przekaźnikowego TDRS-B. Na sześć dni przed zaplanowanym na 7 marca startem wykryto poważną, wymagającą kilku miesięcy na- praw usterkę w satelicie TDRS. Z wyprawy 51-E bezzwłocznie zrezy- gnowano, gdyż nieopłacalne było wynoszenie na orbitę tylko drugiego, niewielkiego satelity. ''"-'-'•• ; ."-'"F"1 2.10.17. 51-D -^ <*^! ' '' '''*• <&?-'•"•""• ---''^ -•'=••'' 'ff •<:•?•-*'-••*# W swoim czwartym locie wahadłowiec Discovery miał wynieść satelitę telekomunikacyjnego Leasat 3, później zaś odzyskać satelitę LDEF umieszczonego w kosmosie w kwietniu 1984 r. W związku ze zrezygno- waniem z misji 51-E, NASA zadecydowała, że oprócz Leasata w ładowni Discovery znajdzie się również Telesat I. Odzyskanie LDEF przełożono zaś na połowę 1986 r. 246 Rys. 2.99. Sekwencja pochwycenia satelity typu HS-376 w misji 51-A. A) cumowanie astronauty z plecakiem manewrowym MMU JL do satelity, B) próba zainstalowania dodatkowej tarczy celowniczej na antenie satelity -j i _ satelita typu HS-376, 2 — tarcza celownicza dla manipulatora, 3 — astronauta z plecakiem manewrowym MMU, 4 — końcówka manipulatora Podczas startu astronauci zastosowali technikę bezpośredniego wejś- cia na orbitę. Umieszczenie w kosmosie Telesata ze stopniem PAM-D przebiegło bez zarzutów, czego nie można powiedzieć o Leasacie. Jeszcze gdy znajdował się w zasięgu wzroku astronautów, powinna się otworzyć antena telemetryczna satelity, a on sam powinien zwiększyć szybkość wirowania. Wszystkie te operacje były nadzorowane przez sekwenter (układ określający kolejność wykonywanych rozkazów) uruchamiany fez, dźwignią odciąganą w chwili, gdy Leasat opuszczał ładownię. Załoga nie zauważyła jednak żadnych efektów działania sekwentera. Kontrolerzy lotu ocenili sytuację i stwierdzili, że dźwignia nie została w pełni od- ciągnięta. Zdecydowano się więc na awaryjne uruchomienie Leasata. Tymczasem Discovery musiał się odsunąć na bezpieczną odległość od satelity na wypadek samoczynnego, nieoczekiwanego uruchomienia jego urządzeń. Dwaj astronauci: Hofmann i Griggs do końcówki manipu- latora przymocowali przygotowane naprędce narzędzia do akcji ratun- kowej. Powstały one z kawałków żaluzji, okładek od ksiąg nawigacyjnych i innych podobnych drobiazgów. Narzędzia zostały wykonane tak, aby zaczepić się o wystającą dźwignię, odciągnąć ją do prawidłowej pozycji, a następnie ulec rozerwaniu. Po ponownym zbliżeniu do Leasata, astro- nautka Seddon czterokrotnie skutecznie zaczepiała o dźwignię i udało się ją ustawić tak jak należy. Leasat milczał, mimo że załoga zrobiła wszyst- ko co było w jej mocy. Nie była to też udana wyprawa dla Walkera, który rozdzielał materiał hormonalny za pomocą elektroforezy. Preparat uległ przypadkowemu skażeniu i nie nadawał się do dalszych doświadczeń. Natomiast biorący udział w locie pierwszy polityk w kosmosie senator Garn stwierdził, że gdyby dano mu do wyboru podjęcie kariery polityka i astronauty, to wybrałby to drugie. Podczas lądowania w Centrum Kosmicznym im. Kennedy'ego zablo- kowały się koła podwozia i opony Discovery uległy zniszczeniu. Do czasu opracowania nowej procedury hamowania przy dobiegu, lądowania prze- niesiono do bazy Edwards. x——... ; . ., /"'TLia. , . , '• ".;> . '} 2.10.18. 51-B v - Siódma misja Challengera poświęcona została wyłącznie celom naukowym. Ładownię wypełniało laboratorium Spacelab 3. Wydarzeniem było wysła- nie razem z siedmioosobową załogą zwierzęcych pasażerów: dwóch mał- pek sajmiri oraz dwudziestu czterech szczurów. Jak zwykle w lotach Spacelaba astronautów podzielono na dwa zespoły: „złoty" — Overmyer, Lind, Thornton i Wang (zmiana dzienna) oraz „srebrny" — pozostali astronauci (zmiana nocna). Większość doś- wiadczeń dotyczyło inżynierii materiałowej, która wymaga stanu nie- ważkości „wysokiej jakości". Challenger był ustawiony statecznikiem pionowym w kierunku Ziemi, a prawym skrzydłem w kierunku lotu, 248 dzięki czemu częściową stabilizację zapewniało pole grawitacyjne naszej planety. Gdy jednak odchylenie wzrosło (co się działo ok. 50 razy w ciągu godziny), to włączane były tylko najdelikatniejsze silniczki korekcyjne, ale na tak krótko, że w ciągu sześciu dni przepracowały zaledwie 5 s. Astronaući, wśród których było aż pięciu naukowców z tytułami doktorskimi, wykrystalizowali takie związki jak tlenek rtęci, jodek rtęci dm i siarczan glicyny. Kryształy te znajdują zastosowanie przy budowie de- tektorów promieniowania o różnych energiach. Badano też dynamikę kropli cieczy (roztwór gliceryny w wodzie) zawieszonej w polu drgań akustycznych o częstotliwościach ultradźwiękowych. Regulując moc posz- czególnych generatorów astroriauci mogli zmusić kroplę do przesuwania się, wirowania, drgania połączonego z mieszaniem i podziału na mniejsze krople. W doświadczeniach tych opracowywano technologię wytopu w kosmosie różnych materiałów w procesach bezosłonowych. W innym urządzeniu udało się zasymulować dynamikę atmosfer niektórych ciał niebieskich: Słońca, Jowisza i Ziemi. Zwierzęta podczas lotu czuły się stosunkowo dobrze. Wszystkie szczu- ry, a szczególnie młodsze przybrały na wadze. Jedna z małpek zachoro- wała na kosmiczną chorobę poruszeniową i przez pierwsze dni nie przyj- mowała pokarmów. W dniu 30 kwietnia Lind dokładnie sfotografował zjawisko południowej zorzy polarnej wywołanej zwiększoną aktywnością Słońca. Astronaući umieścili też na orbicie mikroskopijnego satelitę Nu- sat służącego do kalibracji radarów z kosmosu. Podobna procedura z sa- telitą Glomr nie powiodła się i zabrano go z powrotem na Ziemię. aati 2.10.19. 51-G Piąty lot Discovery miał duże znaczenie międzynarodowe. Wśród załogi znaleźli się obywatele Francji i Arabii Saudyjskiej, przeprowadzono liczne eksperymenty przygotowane przez francuskie i zachodnioniemieckie ins- tytuty naukowe, a także ustawiono na orbitach trzy satelity telekomu- nikacyjne: meksykańskiego, arabskiego i amerykańskiego. Przy starcie zastosowano technikę bezpośredniego wejścia na orbitę. Już pierwszego dnia astronauci umieścili w kosmosie satelitę dla Meksyku Morelos-A. Właśnie dzięki niemu mogliśmy oglądać transmisje z mun- dialu Mexico'86. Zapewnił ponadto łączność telefoniczną, wizyjną i da- lekopisową mieszkańcom ponad 14 000 wiosek, w których żyje czwarta część ludności największego kraju Ameryki Środkowej. Drugi dzień wy- prawy poświęcony został na ustawienie satelity Arabsat-lB dla organi- zacji o tej samej nazwie zrzeszającej 22 kraje arabskie. W następnym dniu zaś ustawiono satelitę amerykańskiego Telstar-3D dla koncernu AT&T. Kolejny dzień znów był związany z umieszczeniem w kosmosie satelity. Tym razem było to urządzenie (Spartan-1) o charakterze naukowym, które na taśmach magnetycznych rejestrowało dane o pochodzeniu i na- 249 turze gorącego gazu w gromadzie galaktyk w gwiazdozbiorze Perseusza i o centralnych rejonach Drogi Mlecznej. Obserwacje były prowadzone w zakresie promieniowania X. Po czterdziestu godzinach badań misja Spartana została zakończona. Astronauci zbliżyli doń samolot kosmiczny, pochwycili manipulatorem i umieścili z powrotem w ładowni. W międzyczasie przeprowadzono bierny eksperyment w ramach pro- gramu SDI (tzw. gwiezdne wojny). Do okienka we włazie astronauci przymocowali zwierciadło kierunkowe, dzięki któremu Discovery był przez 2,5 min śledzony przez wiązkę lasera zainstalowanego na Hawajach. Chodziło o odpowiedź na pytanie, czy można precyzyjnie śledzić obiekt kosmiczny z Ziemi mimo zjawiska turbulencji atmosfery. Za pomocą francuskiego echokardiografu astronauci zbadali adaptację organizmu do warunków nieważkości. Rozpoczęto je już trzy godziny po starcie. Ana- logiczne obserwacje tych samych osób prowadzono również po lądowaniu, które było dość niezwykłe. Na skutek zablokowania kół lewego podwozia, wryły się one w piaszczysty pas bazy Edwards. Przed odholowaniem Discovery musiał być... odkopany. :a "i , ~jc. : ;i«:i*. ;.>••)•, -;~; ••;$?. s ,..-; 2.10.20. 51-F '-i'., .. • .i', • .-;nw-: .-, „*,-* •; ' • . *;i'f- . ; ..'--/«'-.ii*; tn,-; ... '& •..•>;••? rs>!tv. •.<*<;"*- . Ósma wyprawa Challengera pierwotnie została zaplanowana na 12 lipca, ale w tym dniu, tuż po zapłonie silników głównych komputery zarzą- dziły ich wyłączenie (podobnie jak przed misją 41-D). Przyczyną była awaria zaworu. Ostatecznie do startu doszło 29 lipca, ale udał się on tylko częściowo bowiem w 6 min 45 s lotu komputery pokładowe wy- łączyły środkowy silnik główny. Kontrolerzy polecili pilotom wejść awa- ryjnie na orbitę w ramach manewru ATO. Jednak była ona o 65 km niższa od zaplanowanej, co wpłynęło na niektóre doświadczenia naukowe. Jak się później okazało za wyłączenie silnika odpowiedzialne były wad- liwie działające czujniki temperatury. Tym razem całą ładownię wypełniało laboratorium Spacelab 2. Zna- komita większość przyrządów służyła do badania Słońca, innych ciał niebieskich i plazmy kosmicznej. Cztery instrumenty heliofizyczne: po- larymetr, przyrząd do badania zawartości helu w koronie słonecznej, teleskop ultrafioletowy ze spektrometrem i przyrząd do pomiaru natężenia promieniowania w paśmie nadfioletu zostały przymocowane do precy- zyjnej platformy nakierowującej je na Słońce z dokładnością kątową równą l". Trzeciego dnia misji astronauci umieścili w kosmosie zestaw do dia- gnostyki plazmy — ten sam co w wyprawie STS-3, ale przystosowany do odbywania samodzielnych operacji. Challenger wykonał wokół niego serię manewrów oddalając się na odległość do 20 km. W tym czasie badano zaburzenia naturalnej plazmy kosmicznej wprowadzone obecnoś- cią samolotu kosmicznego. Załoga wprowadzała dodatkowe zaburzenia uru- 250chamiając wielokrotnie silniki manewrowe Challengera. Tego samego dnia, gdy bezpośrednie otoczenie wahadłowca było już wolne od gazów i zanieczyszczeń pracę rozpoczął chłodzony helem teleskop podczerwieni. Dzięki niemu uzupełniono wiadomości o zimnych ciałach kosmicznych skatalogowanych przez satelitę astronomicznego IRAS. Teleskop rentge- nowski zaś posłużył do zbadania m.in. gromad gwiazd w gwiazdozbiorze Perseusza i Panny. Astronauci-naukowcy przeprowadzili też kilka eksperymentów nie związanych z astronomią. Badali metabolity witaminy D i odwapnianie kości w organizmie człowieka oraz zjawisko powstawania ligniny (drzew- nika) w sadzonkach roślin. Lot 51-F/Spacelab 2 przedłużono o jeden dzień, aby uzyskać lepsze efekty naukowe. < • , ,. -v _ f ., 2.10.21. 51-1 l J W szóstym locie Discovery piloci zastosowali technikę bezpośredniego wejścia na orbitę. Było to konieczne, żeby w późniejszej części misji pojazd dogonił umieszczonego w wyprawie 51-D i nadal nieczynnego satelitę Leasat 3. Jego naprawa miała być najważniejszym punktem programu lotu. Wkrótce po osiągnięciu zaplanowanej orbity astronauci umieścili w kosmosie trzy satelity telekomunikacyjne: australijskiego Aussat-1, ASC-1 dla firmy American Satellite Co. oraz Leasat 4. Czasy ich usta- wiania i związane z tym manewry oddalające były zsynchronizowane z ciągłym zbliżaniem do Leasata 3. Piątego dnia lotu astronauci van Hoften i Fisher wyszli na zewnątrz Discovery. Ich zadaniem było ręczne przechwycenie Leasata (o masie ponad 6500 kg), zainstalowanie tarczy celowniczej dla manipulatora, podłączenie nowych urządzeń omijających uszkodzony sekwenter i ponowne, ręczne ustawienie satelity na orbicie. Spacer kosmiczny od początku był opóźniony na skutek awarii pod- stawowego systemu sterowania manipulatorem. System rezerwowy wprawdzie działał, ale korzystanie z niego było bardziej czasochłonne. Dopiero dwie godziny po wyjściu na zewnątrz van Hoftenowi udało się zainstalować poręcz, dzięki której mógł ręcznie manipulować Leasatem. Później Fisher zainstalował drugą, identyczną i przejął satelitę od kolegi. Ten zaś zdemontował swoją poręcz i w jej miejsce zainstalował tarczę celowniczą. W końcu satelita, który do tej pory nie był fizycznie połą- czony z wahadłowcem został pochwycony. Reszta spaceru odbyła się już stosunkowo łatwo. Astronauci przy- cumowali nowe urządzenia elektroniczne umożliwiające sterowanie Lea- satem i czterema przewodami przyłączyli je do wewnętrznych instalacji i akumulatorów. Ponieważ zapas tlenu w plecakach skafandrów kończył się, kontrolerzy zdecydowali, aby dokończyć naprawę następnego dnia. W czasie drugiego spaceru po sprawdzeniu poprawności wykonanych 251 połączeń elektrycznych, astronauci przystąpili do ponownego ustawienia satelity na orbicie. Zdemontowali poręcze i tarczę celowniczą, a pozosta- wili tylko mały uchwyt. Stojąc na końcówce manipulatora van Hoften czterokrotnie silnie pociągnął za ten uchwyt wprawiając Leasata w ruch obrotowy i poozstawiając go w kosmosie. Była to najtrudniejsza a zarazem Rys. 2.100. Naprawa satelity Leasat 3 podczas misji 51-1: A — ręczne pochwycenie satelity, B — podłączenie nowych urządzeń elektronicznych, C — przykrycie wy- lotu dyszy silnika materiałem izolacyjnym, (antena dookólna jest już rozłożona), D — ręczne ustawienie Leasata na orbicie 252 najbardziej spektakularna naprawa w dziejach astronautyki. Pod koniec października 1985 r. Leasat 3 znalazł się na orbicie geostacjonarnej. .'•'ii-, '.V-".1 'iiSTJ aW } ^^ff,.:i^ >;/Oii.--H "\n 2.10.22. 51-J Samolot kosmiczny Atlantis przywieziono do Centrum Kosmicznego im. Kennedy'ego 13 kwietnia 1985 r. Chociaż wyprawa 51-J była pierwszą misją tego wahadłowca to od początku towarzyszyła jej tajemnica, bo- wiem lot ten został w całości wykupiony przez Departament Obrony. Klauzula tajności dotyczyła nie tylko ładunku użytecznego, ale i wszyst- kich operacji związanych z przebiegiem misji. Ogólne zasady były iden- tyczne jak w przypadku misji 51-C. Start nastąpił tak jak zapowiadano między 10:20 a 13:30 czasu lokalnego. Astronauci wprowadzili Atlantis na najwyższą jak dotąd orbitę początkową, a jedenaście godzin później ustanowili wynoszący 515 km rekord wysokości dla samolotów kosmicz- nych. ;. „....,,; .., .., ,ax... ..„,<,„ ,,.; .W( :.._„.. Z nieoficjalnych źródeł wynika, że Atlantis wyniósł na orbitę stopień górny IUS z dwoma wojskowymi satelitami łącznościowymi trzeciej ge- neracji DSCS-3. Mają one żywotność 10 lat, są przystosowane do działań w warunkach wojny elektronicznej i nieczułe na impulsy elektromagne- tyczne wywołane wybuchami jądrowymi. Podczas misji przeprowadzono też cywilny eksperyment Bios, polegający na określeniu stopnia przeni- kania promieniowania kosmicznego w różnych częściach kabiny wahad- łowca. '":"•: '- : "•'."• j' '„ ' -..-..,• ", .:,;•!:.. i 1^1 łft W i V^. *•" fl''t^:'- 2.10.23. 61-A '•'' '"":* •••'*•'' ; -•"->•. -ij. ••.'* -«;:^, ——- ••jir,tw. Głównym ładunkiem użytecznym dziewiątego lotu Challengera było laboratorium Spacelab D-l przygotowane przez Republikę Federalną Nie- miec. Wśród wyjątko licznej, ośmioosobowej załogi znalazło się dwóch naukowców niemieckich. Zanim rozpoczęto eksperymenty naukowe, astronauci umieścili w kosmosie niewielkiego satelitę Glomr (operacja ta miała być przeprowadzona w locie 51-B). abf jiii^iU*1*- i .-..>. -.««* Ewenementem tej misji było przejęcie kontroli nad Spacelabem przez Niemieckie Centrum Operacji Kosmicznych położone w Oberpfaf- fenhofen w pobliżu Monachium. Podczas lotu wykonano siedemdziesiąt sześć doświadczeń z takich dyscyplin nauki jak biologia, fizyka płynów, inżynieria materiałowa, medycyna kosmiczna i nawigacja. W celu za- pewnienia odpowiednich warunków dla doświadczeń biologicznych zains- talowano w laboratorium moduł wyposażony w urządzenia niezbędne do prowadzenia badań na poziomie wielkości pojedynczej komórki. Były więc tam inkubatory, wirówki, chłodziarka, zamrażarka, mikroskopy, rejes- tratory fotografkzne, kamery wideo i oczywiście hermetyczne, sterylne stanowisko robocze. W misji 61-A naukowcy badali m.in. wpływ nie- 253 ważkości na jaja płazów i muszek owocowych, bakterie, składniki krwi, glony i nasiona. Również specjalny moduł posłużył do przeprowadzenia ośmiu eks- perymentów z dziedziny fizyki płynów. Obserwowano m.in. przepływy Marangoniego i zachowanie pęcherzyków powietrza w cieczach. Astro- nautom udało się też określić siłę oddziaływania ciecz — ciało stałe w różnych środowiskach termicznych, elektrycznych i mechanicznych. Do rejestracji wyników eksperymentów używano dwóch kamer filmo- wych. W laboratorium Spacelab było kilka pieców do wytopu próbek w sta- nie nieważkości, ale niektóre eksperymenty z dziedziny inżynierii ma- teriałowej były umieszczone poza modułem ciśnieniowym. Astronauci przeprowadzili na sobie najbardziej jak dotąd całościowe badania nad adaptacją organizmu do stanu nieważkości. Umożliwił to obrotowy fotel przesuwany wzdłuż całego laboratorium na szynach. Badana osoba mogła być poddawana przyspieszeniom jednostajnym lub sinusoidalnym. Re- akcję organizmu badano na podstawie ruchów gałek ocznych. '* Podczas lądowania dowódca wahadłowca wypróbował możliwość ste- rowania pojazdem podczas dobiegu za pomocą kół przedniego podwozia. Nikt wtedy nie przypuszczał, że było to ostatnie lądowanie Challengera. v'.- - • -- - • ' — •-" • '. - 2.10.24. 61-B ^;',V"';i:4--. To'^:/rarv; ",ln;--- ••:... •, ", ^Urn* Druga wyprawa Atlantisa miała na celu nie tylko umieszczenie w kos- mosie satelitów, ale była pierwszym z serii wielu planowanych lotów służących demonstracji technologii mających znaleźć zastosowanie przy budowie stacji kosmicznej. Wspomniane satelity to (w kolejności umiesz- czania): meksykański Morelos-B, australijski Aussat-2 i Satcom KU-1 dla amerykańskiego koncernu RCA. .ł; , ',«_,<; vc .i.^Jwo";?'a 254 Po dniu odpoczynku ci sami astronauci odbyli drugi spacer. Najpierw zmontowali dziewięć z dziesięciu sekcji kratownicowej wieży, a następnie Ross dobudował brakującą sekcję stojąc na końcówce manipulatora. Opuszczając się wzdłuż konstrukcji, przypinał do niej linkę symulując przeciąganie przewodu elektrycznego stacji kosmicznej. W dalszej części spaceru astronauci uwolnili wieżę z rusztowania i manipulowali nią swo- bodnie w kosmosie. Szczególnie ważne było ponowne ustawienie wieży na rusztowaniu. Astronauci rozebrali swoje dzieło i zbudowali po raz kolejny piramidę, ale tym razem stojąc na końcówce manipulatora. Przed rozebraniem piramidy zainstalowali na niej element systemu kontroli temperatury przyszłej stacji. W wyprawie 61-B udowodniono, że jest możliwe ręczne wybudo- wanie kratownicowego szkieletu stacji kosmicznej. Możliwe też było ma- nipulowanie wielkimi konstrukcjami i co najważniejsze na tyle precy- zyjne, aby łączyć mniejsze elementy w coraz większe. '4 _ *.';'•''':• ..i , ;. .. • • 2.10.25. 61-C , t _ ,. '. ., _.,„, (_ . . '^ -.;v.«>. Columbia powróciła do floty samolotów kosmicznych znacznie zmieniona. Wymontowano wyrzucane fotele, wzmocniono kadłub i sekcję silnikową oraz ulepszono oprzyrządowanie. Posłużyło ono m.in. do pomiarów pa- rametrów dynamicznych i termicznych lotu, które rozpoczęły się już podczas startu. Tor wznoszenia był tak dobrany, aby wystąpiły na kons- trukcję pojazdu, a szczególnie na skrzydła, obciążenia aerodynamiczne większe niż we wszystkich poprzednich lotach. Próbowano w ten sposób wyjaśnić rozbieżności między danymi z tuneli aerodynamicznych a wy- nikami praktycznymi. Wkrótce po wejściu na orbitę astronauci umieścili w kosmosie je- dynego satelitę Satcom KU-2, który tak jak Satcom KU-1 należy do firmy RCA. Resztę lotu załoga poświęciła na wykonywanie wielu do- świadczeń. Laboratorium inżynierii materiałowej MSL nie działało zbyt dobrze. Zrealizowano tylko jedno z trzech doświadczeń polegające na badaniu dynamiki kropli różnych cieczy zawieszonych w polu energii akustycznej. Na burcie ładowni umieszczono konstrukcję nośną Hitchhi- ker (autostopowicz), na której zainstalowano aparaturę do przeprowadza- nia prostych eksperymentów. Ośrodki NASA przygotowały dwa ekspe- rymenty: jeden związany ze sprawdzaniem systemu kontroli temperatury przyszłej stacji kosmicznej, drugi zaś dotyczył badania zanieczyszczeń w ładowni. Podobnym celom posłużyło trzecie doświadczenie przygotowa- ne przez Departament Obrony. Astronauci fotografowali zbliżającą się do Słońca kometę Halley'a, a także prowadzili badania nad substancjami niszczącymi nowotwory na zlecenie Szpitala Świętej Marii. Lądowanie 16 stycznia zostało odwołane ze względu na złą pogodę 255 na Florydzie, również 17 i 18 stycznia warunki atmosferyczne nie były sprzyjające. Ostatecznie Columbia wylądowała w nocy na betonowej bież- ni bazy Edwards. Podczas wlotu w atmosferę kontynuowano badania właściwości lotnych Columbii przy prędkościach hipersonicznych. Umiesz- czona na szczycie statecznika pionowego kamera czuła na podczerwień automatycznie wykonywała zdjęcia powierzchni rozgrzanego orbitera. 2.11. KATASTROFA CHALLENGERA - JEJ PRZYCZYNY l SKUTKI Ś.1.CJ -JTi.;" :, ',~i - "I Dwudziesta piąta wyprawa w programie Space Shuttle, a dziesiąta Chal- lengera miała być pod pewnym względem jidezwykła. Po raz pierwszy w locie na orbitę wokółziemską zaplanowano udział osoby nie związanej z programem kosmicznym, była to nauczycielka Christa McAuliffe ze szkoły średniej w Concord w stanie New Hampshire. Miała ona przepro- wadzić z orbity dwie telewizyjne lekcje dla dzieci i młodzieży w całych Stanach Zjednoczonych. Lot rozpoczął się 28 stycznia 1986 r. o godzinie 11:38 czasu lokalnego. Nic nie wskazywało na zbliżającą się katastrofę. Żadnych anomalii nie wykazały komputery pokładowe, nic nie zauważyli kontrolerzy lotu, astronauci i licznie zgromadzeni widzowie. A jednak w siedemdziesiątej trzeciej sekundzie misji Challenger i zbiornik zewnętrzny zamieniły się Rys. 2.101. Rejony podwodnych poszukiwań szczątków Challengera l — stanowisko startowe 39B, 2 — miejsce znalezienia szczątków prawe] rakiety wspomaga- jące], 3 — miejsce znalezienia szczątków lewej rakiety wspomagającej 256 najpierw w olbrzymią kulę ognia, a następnie w deszcz odłamków, które długo spadały do Atlantyku. Jedynie rakiety wspomagające przetrwały eksplozję i krążyły chaotycznie po niebie. W końcu, gdy jedna z nich skierowała się w stronę lądu, kontroler bezpieczeństwa wysłał w ich kierunku sygnał i uległy samozniszczeniu. Nie było wątpliwości, że nikt z siedmioosobowej załogi nie ocalał. Wkrótce na miejsce katastrofy wyruszyły statki, śmigłowce i samo- loty. Rozpoczęto systematyczne przeszukiwanie obszaru 13 tyś. km2 nad i pod wodą. Jeszcze tego samego dnia do portu przywieziono pierwsze wyłowione szczątki Challengera. Operacje poszukiwawcze trwały do koń- ca maja. W dniu 3 lutego prezydent Ronald Reagan powołał specjalną komisję do zbadania przyczyn katastrofy. W dniu 6 czerwca opublikowała ona raport, w którym stwierdza się, iż eksplozję spowodowało przepalenie uszczelek między segmentami prawego silnika na stałe materiały pędne. Dzięki przeanalizowaniu setek filmów, danych telemetrycznych i infor- macji z odnalezionych czarnych skrzynek ukazał się wstrząsający obraz tragedii. Najistotniejsze jest, że sama awaria nastąpiła już w chwili startu, a eksplozja pojazdu kilkadziesiąt sekund później była jej nie- uchronną konsekwencją. 2.11.1. Przebieg katastrofy Włączenie silników nastąpiło jak zwykle na 6,6 s przed wyznaczoną chwilą startu T, a o godzienie 11:38:0,0587 pracę rozpoczęły silniki wspomaga- jące. W 0,4 s później doszło do awarii, która spowodowała katastrofę: z najniższego złącza międzysegmentowego prawej rakiety SRB zaczęły wydobywać się obłoki czarnego dymu, będącego prawdopodobnie reszt- kami spalonych uszczelek. Dym jest widoczny na zdjęciach wykonanych do 12 s lotu. Do 58 s lotu nie zarejestrowano żadnych anomalii. Wtedy to ponownie pojawił się czarny dym z prawej rakiety, a już sekundę później w tym miejscu widoczny był intensywny płomień. Wypalał on coraz większy otwór w ściance silnika. W chwili T+60,467 s płomień odchylił się ku znajdującej się w pobliżu obejmie mocującej rakietę wspomagającą do zbiornika zewnętrznego. Prawdopodobnie w związku z tym druga rakieta automatycznie zmieniła położenie dyszy, by skom- pensować zmianę kierunku wypadkowej siły ciągu. W czasie następnych czterech sekund nieszczelność powiększyła się, a płomień wypalił niewielki otwór w zbiorniku ciekłego wodoru. Od chwili T+66,484 s ciśnienie wewnątrz tego zbiornika zaczęło ulegać wa- haniom, ale pod wpływem zwiększenia ciągu silników głównych usta- bilizowało się. W siedemdziesiątej drugiej sekundzie lotu pękł dolny trzpień łączący uszkodzoną rakietę wspomagającą ze zbiornikiem zew- nętrznym i cały pojazd został targnięty w prawo. Połączenie to uległo 17 — Samoloty kosmiczne 257 awarii najprawdopodobniej pod wpływem wysokiej temperatury i zbyt dużych sił rozciągających. Rakieta SRB, wciąż połączona ze zbiornikiem poprzez górne złącze, zaczęła wykonywać wahliwe ruchy. W chwili T+72,281 s przełamała skrzydło Challengera i osmaliła prawą stronę kadłuba. Wyłowione z Atlantyku szczątkj tej części pojazdu są silnie nadpalone i potwierdzają taki przebieg wydarzeń. W chwili T+72,884 s dziób rakiety wbił się w zbiornik ciekłego tlenu. Odpadła również tylna część zbiornika ciekłego wodoru i jego zawartość wylała się do atmosfery gwałtownie parując. Powstająca siła ciągu przyłożona była tylko do grodzi między zbiornikami ciekłego tlenu i wodoru, która natychmiast została rozerwana. W chwili T+73,200 s pojawił się błysk ognia pod brzuchem Challengera, błyskawicznie rozprzestrzenił się na przednią część zbiornika i wywołał potężną eksplozję. W ułamku sekundy zbiornik przestał istnieć. Rakiety wspomagające i Challenger kontynuowały lot. W chwili T + -|-73,399 s silniki wahadłowca nadal pracowały pobierając materiały pęd- ne z rur doprowadzających. W ostatniej chwili przed utratą łączności komputery pokładowe wyłączyły silnik nr l uznając, iż osiągnął on wyznaczone limity pracy. W chwili T+73,605 s z Challengera odebrano ostatni bit danych telemetrycznych. Resztę relacji można było odtworzyć tylko na podstawie zapisów fotograficznych i filmowych. Challenger pozbawiony podpory jaką był zbiornik zewnętrzny, został poderwany dziobem do góry. Opór atmosfery spowodował odpadnięcie skrzydeł i eksplozję monometylohydrazyny i czterotlenku azotu, znajdujących się w zbiornikach instalacji silników OMS i RCS. Zadziwiające jest, że silniki główne wciąż pracowały. Wy- łączały się stopniowo zużywając resztki materiałów pędnych. Siły aero- dynamiczne podzieliły kadłub na kilka części, z których w miarę nieusz- kodzona pozostała kabina i sekcja silnikowa. Kabina wynurzyła się z kuli ognia praktycznie nienaruszona. Wznosiła się jeszcze przez 25 s, by później z prędkością 333 km/h uderzać o po- wierzchnię oceanu. Od momentu eksplozji upłynęły wtedy 2 min. 45 s. Naczelny lekarz NASA, były astronauta dr James Kerwin sądzi, iż człowiek jest w stanie bez uszkodzeń ciała przetrwać przeciążenia jakie panowały w kabinie podczas przełamywania Challengera. Twierdzenie" to nie jest pozbawione podstaw. Po przeanalizowaniu odnalezionych taśm z rozmowami astronautów stwierdzono, że przynajmniej pilot i dowódca zdali sobie sprawę z nadchodzącego niebezpieczeństwa. Ostatnie zare- jestrowane słowa „Uh-oh" wypowiedziane zostały przez pilota Challen- gera Michaela Smitha w tonie przerażenia. Stwierdzono też uruchomienie trzech (z czterech odnalezionych) awaryjnych aparatów tlenowych. Apa- rat Smitha opróżniony był w 80%, co by oznaczało, że oddychał on normalnie do chwili zderzenia kabiny z wodą. Nie musiał być jednak przytomny. Uruchomienie aparatu Smitha dokonała najprawdopodobniej siedząca tuż za nim Judith Resnik. Było to możliwe, gdyż nawet w wy- 258 padku gwałtownej dekompresji kabiny astronauci utraciliby przytomność dopiero po 6-M5 s. Wszyscy członkowie załogi zginęli najprawdopodob- niej dopiero w chwili upadku kabiny do oceanu. Panujące w tym mo- mencie przeciążenia (200 g) nie dawały żadnych szans na przeżycie. Kabinę zlokalizowano 7 marca na dnie Atlantyku w odległości 13 km na północ i 24 km na wschód od Przylądka Canaveral. Wewnątrz znaj- dowały się szczątki astronautów. Jedynie ciało Grega Jarvisa odnaleziono dopiero 20 kwietnia. 2.11.2. Przyczyny ,,; Jak wynikło ze śledztwa prowadzonego przez komisję prezydencką oraz z własnych dochodzeń NASA, u źródeł katastrofy leżało przepalenie usz- czelek między dwoma segmentami prawej rakiety wspomagającej. Wy- jaśnienia wymaga kwestia, dlaczego akurat podczas misji 51-L uszczelki zawiodły doprowadzając do katastrofy. Zanim odpowiemy na to pytanie, przypatrzmy się bliżej temu, co się stało ze złączem międzysegmentowym prawej rakiety SRB. Podczas montażu uszczelki są luźno układane w rowkach i zabezpieczane pastą wykonaną na bazie dwuchromianu cynku (chroni ona uszczelki z elasto- PODCZAS LOTU 51-L Rys. 2.102. Konstrukcja złącza międzysegmentowego rakiety wspomagającej SRB, które zawiodło podczas startu do misji 51-L: A — otwór do sprawdzania szczel- ności segmentu, B — uszczelka podstawowa, C — uszczelka rezerwowa, D — rowki dla uszczelek, E — sworznie łączące segmenty, F — izolacja, G — wykładzina, H — pasta uszczelniająca, I — pasek wzmacniający, J — osłona przed warun- kami atmosferycznymi l — zapłon rakiety wspomagającej powoduje wzajemne przesunięcie segmentów, 2 — istnieje możliwość uszkodzenia pasty w wyniku przesunięcia, 3 — płomienie mogły przepalić uszczelkę podstawową, 4 — uszczelka rezerwowa nie była w stanie powstrzymać płomieni, 5 — płomie- nie wydostały się na zewnątrz rakiety 259 meru przed działaniem wysokich temperatur). Dopiero w chwili zapłonu silników ciśnienie wewnętrzne „przeniesione" przez pastę powoduje wyp- chnięcie uszczelki z rowka i uszczelnienie złącza. Gdy zawiedzie uszczelka podstawowa, jej funkcję powinna przejąć uszczelka rezerwowa. W ostat- niej wyprawie Challengera było jednak inaczej. Około 0,5 s po starcie, kiedy najniższe złącze międzysegmentowe jest najbardziej narażone na obciążenia, kamery śledzące zarejestrowały pojawianie się chmury czar- nego dymu z dolnej części prawego silnika. Były to spalone resztki usz- czelek i pasty. Obłoczki dymu pojawiały się z częstotliwością 3 Hz — w takt drgań całego wahadłowca, a więc otwierania i zamykania łącza. W dwunastej sekundzie lotu nieszczelność została zasklepiona spieczonym tlenkiem glinu (produkt spalania SRB), który rozkruszył się w pięćdzie- siątej dziewiątej sekundzie lotu umożliwiając wydostanie się płomienia na zewnątrz. Wadliwe funkcjonowanie uszczelek mogło być spowodowane kilkoma czynnikami: Niska temperatura. W dniu startu na Przylądku Canaveral panowała temperatura zaledwie 2°C, najniższa jaką kiedykolwiek zarejestrowano przy startach wahadłowców. Miejsce, które uległo awarii było narażone na jeszcze niższe temperatury ze względu na sąsiedztwo zimnego zbior- nika zewnętrznego. Takie warunki termiczne mogły zmniejszyć elastycz- ność uszczelek, które nie zdołały się na czas wysunąć z rowków i uszczel- nić złącza. Obecność lodu w złączu. Zanim ze złącza wydostał się dym, zare- jestrowano tam pojawianie się obłoczka pary (mgły). Woda mogła się dostać do rozwidlenia złącza podczas przygotowań przedstartowych i za- marznąć. W chwili startu, gdy w złączu panują ogromne ciśnienia lód uplastycznił się i przesunął w kierunku uszczelek uniemożliwiając ich wysunięcie się z rowków. Niedopasowanie segmentów. W miejscu nieszczelności obydwa seg- menty nie były idealnie okrągłe. W takim przypadku podczas montażu są one wciskane na siłę jeden w drugi, co mogło przyczynić się do uszkodzenia uszczelek. Technicy NASA nie stwierdzili jednak żadnych uszkodzeń w silnikach przygotowanych do jednej z następnych wypraw, a które charakteryzowały się podobnym spłaszczeniem. Zły dobór pasty. Po przeprowadzeniu kilku odpałów modeli SRB w niskich temperaturach zauważono, że pasta zachowuje się zupełnie przypadkowo: raz przekazuje ciśnienie bez zarzutów, innym razem z opóźnieniem 11 s. Jeśli tak było podczas ostatniego lotu Challengera, to gorące gazy zdążyły się wydostać na zewnątrz zanim nastąpiło usz- czelnienie. Tyle o przyczynach technicznych katastrofy Challengera, ale były jeszcze przyczyny natury administracyjnej. Podczas śledztwa komisji prezydenckiej na jaw wyszło wiele faktów kompromitujących NASA, 260 dotyczących głównie nieumiejętności podejmowania decyzji. Okazało się, że kłopoty z uszczelkami istniały już od jakiegoś czasu, lecz zajmujący się nimi ośrodek NASA odpowiedzialny za silniki SRB (Marshall Space Flight Center), traktował ten problem jako wewnętrzny i nie informował o nim kierownictwa. Kłopoty te były na tyle poważne, że należałoby natychmiast wstrzymać wszystkie loty (a te wyznaczone na zimę w szcze- gólności), aż do czasu uporania się z tymi problemami. Również w dniu startu NASA otrzymała od inżynierów z firmy Morton Thiokol doku- ment, w którym wyrażali oni swoje obawy o prawidłowe działanie usz- czelek. W konkluzji odradzali przeprowadzenie startu w tak niskiej tem- peraturze. Dla NASA większe znaczenie miał jednak dokument od kierownictwa tej samej firmy zapewniający o funkcjonowaniu złącza. 2.11.3. Skutki ; Pierwszym skutkiem katastrofy Challengera było wstrzymanie lotów przynajmniej do czasu stwierdzenia przyczyn tragedii. Gdy okazało się, że konieczne jest całkowite przeprojektowanie złącza międzysegmento- wego loty zostały odwołane najpierw do lipca 1987 r., następnie do lutego 1988 r., a w końcu do września 1988r. W nowym złączu zachowano układ dwóch uszczelek, ale do krawędzi segmentu dobudowano kołnierz przy- trzymujący trzecią uszczelkę. Ponadto nowe uszczelki wykonane są z elastomeru bardziej elastycznego w niskich temperaturach. Zrezygno- wano także z pasty przekazującej ciśnienie wewnętrzne do uszczelek — złącza będą szczelne już w momencie zestawiania segmentów. Podczas operacji przedstartowych złącza będą ogrzewane niewielkimi grzejnikami oporowymi, w celu podwyższenia temperatury uszczelek i usunięcia wody deszczowej z rozwidlenia segmentów. Po katastrofie Challengera znacznie zaostrzyły się rygory bezpie- czeństwa lotów kosmicznych. Przedtem NASA stosowała zasadę: po pierwsze bezpieczeństwo, a po drugie harmonogram. Obecnie ta zasada zmieniła się radykalnie i można ją wyrazić następująco: bezpieczeństwo po pierwsze, po drugie i po trzecie. NASA powołała radę do spraw bezpieczeństwa lotów kosmicznych, w skład której obowiązkowo musi wchodzić zawodowy astronauta, a więc człowiek najlepiej orientujący się w całokształcie problemów związanych z zagrożeniami lotów załogo- wych. Personel techniczny NASA przegląda przeszło 1,5 min stron do- kumentacji wahadłowca wyszukując słabe punkty w konstrukcji. Szcze- gólny nacisk położono na najbardziej krytyczne elementy, których awaria może zakończyć się katastrofą podobną w skutkach do katastrofy Chal- lengera. Wprowadzono dodatkowe środki ewakuacji załogi zarówno pod- czas przygotowań przedstartowych, jak i powrotnego lotu atmosferycz- nego. NASA wyraźnie zmniejszyła nacisk na terminową realizację harmonogramu. Przed katastrofą dążono do osiągnięcia dwudziestu czte- 261 rech misji w ciągu roku, obecnie zaś nie będzie ich więcej niż czternaście na rok. Ze względów bezpieczeństwa (maksymalna masa lądującego po- jazdu) zredukowano udźwig wahadłowca z 29 500 kg do 24 950 kg (orbita o wysokości 205 km i inklinacji 28,5°, silniki główne dające ciąg równy 104% wartości znamionowej) lub 26310 kg (taka sama orbita, silniki dające ciąg równy 109% wartości znamionowej). •: Pośrednim skutkiem katastrofy Challengera jest zrezygnowanie ze stopnia górnego typu Centaur G-prime do wynoszenia próbników mię- dzyplanetarnych i najcięższych satelitów. Zaostrzone rygory bezpieczeńs- twa nie pozwalają na wynoszenie w ładowni dużych ilości ciekłego tlenu i wodoru — materiałów pędnych stopnia Centaur. Opracowano więc nową, trójczłonową wersję stopnia IUS, która umożliwi zrealizowanie odłożonych wypraw planetarnych, ale znacznie wydłuży czas lotu prób- ników do celu ze względu na konieczność przeprowadzania czasochłon- nych, przyspieszających manewrów grawitacyjnych. NASA wznowiła również zamawianie rakiet jednorazowego użytku, którymi chce wysłać zaległe satelity. Pod znakiem zapytania stoi termin otwarcia bazy Van- denberg. Na razie (dane z 1987 r.) ani NASA, ani U.S. Air Force nie mają konkretnych planów załogowych misji kosmicznych na orbity bie- gunowe. Kalifornijski port kosmiczny przyjnajmniej do końca lat 80-tych pozostanie nieczynny. Pojawiły się nawet propozycje jego definitywnego zamknięcia. 2.11.4. Program S pace Shuttle po katastrofie Utrata załogi i orbitera była dla NASA olbrzymim ciosem. Nie uwzględniając dodatkowych restrykcji w udźwigu i częstotliwości lotów potencjał floty kosmicznej zmniejszył się o 25%. Nic dziwnego więc, że nowy szef NASA James Fletcher po objęciu stanowiska rozpoczął sta- rania o przyznanie funduszy na budowę orbitera, który zastąpiłby utra- conego Challengera. Po długich debatach pieniądze te uzyskał (dla kon- gresmenów decydującym argumentem okazało się być zagrożenie przo- dującej roli USA w badaniach kosmicznych przez Związek Radziecki) i nowy pojazd odbędzie pierwszy rejs w kosmos w 1991 r. Oficjalne podpisanie kontraktu nastąpiło l sierpnia 1987 r., ale wytwórnia Rockwell International rozpoczęła montaż wcześniej wykorzystując włas- ne fundusze. Tymczasem NASA zaczęła wprowadzać zmiany w już zbudowanych orbiterach (115 poprawek) i urządzeniach naziemnych (66 poprawek). Wszystkie one mają przyczynić się do zwiększenia bezpieczeństwa lotów oraz poprawienia jakości przygotowań przedstartowych. Dla wypróbo- wania niektórych usprawnień, w dniu 9 października 1986 r. samolot kosmiczny Atlantis w konfiguracji startowej został przewieziony na wy- rzutnię 39B. Podczas samego transportu oraz siedmiotygodniowego pobytu 262 na stanowisku startowym NASA przeprowadziła cztery najważniejsze badania: — W wyniku przeprowadzonej 20 listopada próby ewakuacji załogi wprowadzono kilka zmian do tej procedury awaryjnej. Większość doty- czyła usprawnienia środków porozumiewania się astronautów z persone- lem naziemnym. ••;.-• •.& v-•'•+v> L''--' — Skontrolowano zgodność między rozmiarami ładowni orbitera i nowej osłony chroniącej przed złymi warunkami atmosferycznymi, za- instalowanej w obrotowej konstrukcji obsługowej. — Dnia 18 listopada NASA przeprowadziła próbne odliczanie przed- startowe. Zostało ono przerwane na 26 s przed symulowanym startem, gdyż oprogramowanie komputerów pokładowych nie uwzględniało braku silników głównych Atlantisa. — Po fatalnym starcie Challengera, który po raz pierwszy odbył się z wyrzutni 39B pojawiły się domysły, że być może na uszkodzenie uszczelek miały wpływ obciążenia powstające przy ostrym zakręcie w le- wo podczas transportu na wyrzutnię. Precyzyjne pomiary tensometryczne przeprowadzone podczas transportu Atlantisa nie wykazały żadnych od- kształceń rakiet wspomagających. Główną przyczyną odkładania terminu wznowienia lotów stała się konieczność przeprojektowania i zbadania złącza między sekcjami silnika SRB. Najpierw firmie Morton Thiokol udało się skopiować awarię złącza jaka miała miejsce 28 stycznia 1986 r. Złącze modelu silnika zostało silnie ochłodzone, a pasta umyślnie źle nałożona. Efekt był zgodny z oczekiwaniami — ze złącza zaczęły wydobywać się kłęby czarnego dymu. W następnej kolejności wypróbowano modele silników SRB ze zmodyfikowanymi złączami, które nawet po oziębieniu do temperatur ujemnych nie przepuszczały gazów z wnętrza silnika. Pierwszą po ka- tastrofie próbę pełnoskalową makiety silnika rakiety wspomagającej przeprowadzono 27 maja 1987 r. Następne próby rozwojowe odbyły się 30 sierpnia 1987 r. (DM-8) i 23 grudnia 1987 r. (DM-9). Próby kwalifika- cyjne przeprowadzono w kwietniu (QM-8) i czerwcu 1988 r. (QM-7). Mo- dyfikacje silnika zweryfikowano podczas ostatniego odpału próbnego w lipcu 1988 r. Równolegle w ośrodku NASA w Marshall Space Flight Center prowadzono próby nieustalonych przebiegów ciśnień we wnętrzu komory spalania oraz testy wytrzymałościowe. Na wrzesień 1987 r. za- planowano przewiezienie pierwszych, zmodyfikowanych segmentów do Centrum Kosmicznego im. Kennedy'ego w celu sprawdzenia montażu w warunkach przygotowań przdstartowych. ._,•..•,,,-, -.•-,. i ,, lr. '-r\>/ Następna wyprawa samolotu kosmicznego, oznaczona symbolem STS-26, rozpoczęła się 29 września 1988 r. W ładowni Discovery znalazł się satelita przekaźnikowy TDRS-C, załogę zaś stanowiło pięciu doświad- czonych astronautów: Fredercik H. Hauck (dowódca). Richard O. Covey 263 (pilot) oraz J. Michael Lounge, George D. Nelson i David C. Hilmars (spe- cjaliści misji). Podczas startu i lądowania astronauci mieli na sobie nowe skafandry wyposażone w spadochron, zapas tlenu i żywności, tratwę ra- tunkową i radiostację, a więc przystosowane do rakietowego urządzenia ratowniczego. Pierwszy po ponad 2,5-letniej przerwie lot wahadłowca trwał cztery dni i zakończył się lądowaniem w bazie Edwards. W roku 1988 na 27 listopada zaplanowano tylko jeszcze jedną misje oznaczoną STS-27. Na załogę orbitera Atlantis wyznaczono pięciu ofice- rów: Robert L. Gibson (dowódca), Guy S. Gardner (pilot) oraz Richard M. Mullane, Jerry L. Ross i William M. Shepherd (specjaliści misji). Cel wyprawy to ustawienie na orbicie satelity na zlecenie Departamentu O- brony. W roku 1989 ma się odbyć dziewięć misji wahadłowców. W ciągu pierwszych pięciu lat eksploatacji samolotów kosmicznych udało się wykazać wyższość tego środka transportu nad klasycznymi rakietami nośnymi. Wyniesiono na orbity okołoziemskie rozmaite typy sztucznych satelitów, wykazano możliwość ich obsługi oraz naprawy w kosmosie. Po raz pierwszy w lotach kosmicznych brały udział tak liczne załogi złożone zarówno z kobiet jak i mężczyzn, w skład których wchodziły również osoby nie będące zawodowymi astronautami. Wy- próbowano metody prowadzenia intensywnych badań naukowych na or- bicie w zainstalowanym na pokładzie laboratorium Spacelab. Katastrofa Challengera stała się przyczyną przeprowadzenia osądu dotychczasowej realizacji programu Space Shuttle. Okazało się, że jedną z przyczyn tragedii był panujący w NASA bałagan organizacyjny. Nie było żadnej placówki czuwającej nad bezpieczeństwem lotów kosmicz- nych. Często lekceważono zdanie astronautów, personelu technicznego i przedstawicieli firm — producentów elementów pojazdu. Dążąca do realizacji harmonogramu lotów NASA ulegała naciskom środków maso- wego przekazu, użytkowników wahadłowca i agencji rządowych nie związanych z programem kosmicznym. Jeśli chodzi o stronę techniczną, to tragicznym w skutkach błędem okazało się być zrezygnowanie we wczesnej fazie projektowania ze środków ratowniczych jak np. fotele do katapultowania lub odłączana od pojazdu kabina — kapsuła ratownicza. Naszym zdaniem błędna była decyzja uzależnienia amerykańskiego programu kosmicznego od wahadłowca jako jedynego środka transportu orbitalnego, podobnie zresztą jak zrezygnowanie z lotów załogowych realizowanych na bazie statków Apollo po 1975 r., a przed rozpoczęciem programu Space Shuttle. Wiele spośród ograniczeń narzuconych na realizację lotów załogo- wych po katastrofie Challengera, takich jak np. zrezygnowanie ze świad- czenia usług komercjalnych i zmniejszenia rocznej liczby lotów wynika ze zbyt małej liczebności flotylli statków kosmicznych. Wydaje się, że przy użytkowaniu zaledwie czterech orbiterów (do czasu zbudowania 264 następcy Challengera nawet trzech) realizacja ambitnych projektów cy- wilnych i wojskowych może napotkać na trudności. Intensywny program kosmiczny wiązał się i będzie związany z ry- zykiem tak tragicznej katastrofy, jak katastrofa Challengera. Nie pomogą najwymyślniejsze rozwiązania techniczne. Wprowadzenie wielostopnio- wych zabezpieczeń i tak nie uczyni lotów kosmicznych w pełni bezpiecz- nymi. Zawodność jest własnością techniki. Ktoś słusznie zauważył, że jeśli NASA chce mieć pewność, że już nigdy nie straci pojazdu w locie kosmicznym, to jedyną drogą do osiągnięcia tego celu jest oddanie wszystkich wahadłowców do muzeum. Niezależnie od tego, jak przebiegała dotychczasowa realizacja nowej fazy amerykańskiego programu kosmicznego, obiektywnie należy uznać, że wahadłowiec Space Shuttle stanowiący jedno z najwybitniejszych osiągnięć technicznych drugiej połowy XX wieku utorował drogę samo- lotom .kosmicznym, które zdominują astronautykę na przełomie stuleci. 3 Przyszłościowe projekty samolotów kosmicznych .,>* Niezaprzeczalny sukces koncepcji uskrzydlonego statku kosmicznego wie- lokrotnego użytku spowodował rozwój podobnych konstrukcji we wszyst- kich krajach, liczących się w badaniach kosmicznych: Związku Radziec- kim, Francji, Wielkiej Brytanii, Republice Federalnej Niemiec i Japonii. Również amerykańskie przyszłe załogowe i bezzałogowe systemy trans- portu orbitalnego będą wykorzystywać technologie opracowane w pro- gramie Space Shuttle. Przedstawiamy krótki przegląd tych samolotów kosmicznych, ale zastrzegamy się, że w chwili ukazania się tej książki niektóre informacje mogą być już zdezaktualizowane. Jest to tak szybko rozwijająca się dziedzina techniki astronautycznej, że nie sposób realizo- wać projektu bez wprowadzania poprawek i udoskonaleń na bieżąco. 3.1. RADZIECKIE PROJEKTY SAMOLOTÓW KOSMICZNYCH Związek Radziecki rywalizujący ze Stanami Zjednoczonymi na polu przo- downictwa w podboju kosmosu ma nieco inną koncepcję systemu trans- portu orbitalnego. Wykorzystywane będą dwa różne wahadłowce, różne nie tylko pod względem budowy, ale i zastosowań: mały wahadłowiec do transportu ludzi do stacji kosmicznej i duży mający pełnić zadania podobne do amerykańskiego Space Shuttle. Próby w locie modelu małego samolotu kosmicznego rozpoczęły się w 1982 r. i trwały ponad 2,5 roku. Pojazdy te były czterokrotnie zmniej- szonymi modelami rzeczywistego wahadłowca o kadłubie nośnym, po- jedynczym stateczniku pionowym i podniesionych końcówkach skrzydeł. Według Amerykanów, którzy przeprowadzili próby tunelowe makiety radzieckiego wahadłowca wykonanej na podstawie zdjęć, pojazd dokonuje wlotu w atmosferę wewnątrz hipersonicznej fali uderzeniowej, gdzie odpowiedzialne za nagrzewanie szybkości przepływów są znacznie mniej- 266 sze. Duże, ciężkie samoloty kosmiczne wymagają skrzydeł typu delta lub podwójna delta, które z definicji wystają poza obręb fali uderzeniowej wytworzonej przez dziób pojazdu i wymagają dobrej izolacji cieplnej. Modele radzieckie miały więc tylko nieznaczną liczbę izolacyjnych pły- tek ceramicznych i plastikowych płyt odbierających ciepło przez subli- mację warstwy powierzchniowej. Pierwsza próba została przeprowadzona 3 czerwca 1982 r. Obiekt o nazwie Kosmos-1374 został wyniesiony z kosmodromu Kapustin Jar przez rakietę nośną SL-8 na kołową orbitę o wysokości 225 km i o in- klinacji 50,7°. Pod koniec pierwszego obiegu Ziemi, w zasięgu stacji śledzącej na Półwyspie Krymskim włączony został silnik hamujący po- jazdu, który następnie rozpoczął kontrolowany wlot w atmosferę. Za- kończył się on wodowaniem na Oceanie Indyjskim w odległości 550 km na południe od Wysp Kokosowych. Druga próba, której przebieg był niemal wierną kopią pierwszej odbyła się 15 marca 1983 r. Kosmos-1445 wszedł wtedy na orbitę o wysokości 208/158 km i inklinacji 50,7°. W rejonie Wysp Kokosowych oczekiwała nań flota odbiorcza złożona z siedmiu statków. Lot zakończył się pomyślnie. Trzeci i czwarty lot próbny (27 grudnia 1983 r. — Kosmos-1517 i 19 grudnia 1984 r. — Kosmos-1614) zakończyły się wodowaniami na Morzu Czarnym wykazu- jąc możliwość precyzyjniejszego sprowadzania pojazdu z orbity. Masa makiet wynosiła około 900 kg. Rys. 3.1. Satelita — szybowiec kosmiczny Kosmos-1445 na pokładzie jednego ze statków radzieckiej floty odbiorczej 267 Załogowa wersja wahadłowca będzie miała masę ocenianą na ok. 20 tyś. kg i będzie wynoszona rakietą SL-16 z Bajkonuru. Rakieta ta ma parametry zbliżone do amerykańskiego Saturna-1B — nosiciela stat- ków Apollo na orbity wokółziemskie. Jej średnica wynosi 6 m, wysokość 70 m i ciąg przy starcie około 5,9 MN. Rakieta SL-16 jest dwustopniowa, przy czym jako materiały pędne w obydwu stopniach są wykorzystywane ciekły tlen i ciekły wodór. Po wprowadzeniu do użytku małe samoloty kosmiczne będą pełnić podobną funkcję jak obecnie statki typu Sojuz i Progress, a więc dostarczać ludzi i sprzęt do stacji kosmicznej. Również przy opracowywaniu dużego wahadłowca Związek Radziec- ki nie powielił dokładnie rozwiązania amerykańskiego. Co prawda orbi- ter jest podobny do Space Shuttle nie tylko pod względem kształtów, ale i rozmiarów, ale zupełnie inaczej będzie wyglądało jego wynoszenie w kosmos. Posłuży do tego nowa, dwustopniowa (o równoległej pracy obydwu stopni) rakieta Energia o dużym udźwigu. Stopień pierwszy sta- nowią cztery pierwsze człony rakiety SL-16 przymocowane do central- Rys. 3.2. Załogowa wersja małego radzieckiego samolotu kosmicznego 268 nego członu drugiego napędzanego czterema silnikami wodorowo-tleno- wymi. Łączny ciąg silników obydwu stopni wynosi ok. 29,4 MN. Z boku rakiety przymocowany może być kontener z ładunkiem o masie do 100 tyś. kg lub załogowy orbiter. Pierwszy start tej rakiety przeprowa- dzono 15 maja 1987 r. o godzinie 21:30 czasu moskiewskiego. Przy pręd- kości Ma—5 Energia odrzuciła cztery wykorzystane rakiety wspomaga- jące, które nie były odzyskiwane, a następnie kontynuowała wznoszenie na silnikach członu centralnego. Ładunkiem użytecznym była makieta sa- telity, który wprawdzie odłączył się od rakiety, ale awaria własnego układu napędowego nie pozwoliła na jego wprowadzenie na orbitę /,; Rys. 3.3. Przygotowania do pierwszego startu rakiety Energia 269 i obiekt ten spłonął w gęstych warstwach atmosfery, a jego szczątki opa- dły do Pacyfiku. W lotach załogowych w miejscu kontenera na ładunek będzie przy- mocowany uskrzydlony orbiter. Nie jest on wyposażony we własne sil- niki rakietowe. Dzięki temu jest lżejszy, a w wolne miejsce z tyłu pojazdu wstawiono dwa silniki turboodrzutowe dające większą manewrowosc przy lądowaniu. Udźwig radzieckiego wahadłowca wynosi około 30 tyś. kg. Rys. 3.4. Sylwetki wahadłowców radzieckich i ich rakiet nośnych. Z prawej strony rakieta Energia 270 Zbudowano przynajmniej dwa orbitery, które w 1985 r. w podmoskiew- skiej bazie Ramieńskoje przeszły próby podchodzenia i lądowania. Jako nosiciel posłużył zmodyfikowany samolot bombowy Miasiszczew Mia-4. Trzeba w nim było wymontować statecznik pionowy i zainstalować dwie pionowe powierzchnie aerodynamiczne na końcach stateczników pozio- mych, aby można było umieścić wahadłowiec na jego grzbiecie. Program prób atmosferycznych został opóźniony o ponad rok, gdy samolot-nosi- ciel uległ bardzo poważnym uszkodzeniom podczas rozbiegu. Znajdujący się na grzbiecie orbiter wyszedł z wypadku bez szwanku. Przeprowa- dzono również próby w Bajkonurze, kilkukrotnie przymocowując orbiter do rakiety Energia. Kazachstański ośrodek lotów kosmicznych został znacznie rozbudowany w związku ze zbliżającym się wprowadzeniem do użytku statku kosmicznego wielokrotnego użytku. Wzniesiono trzy sta- nowiska startowe dla rakiety Energia, z których przynajmniej jedno jest przystosowane do startów samolotów kosmicznych. Wybudowano halę montażową podobną do hali VAB, lądowisko oraz sieć połączeń drogo- wych i kolejowych. Pierwotnie termin pierwszego startu radzieckiego wahadłowca zapo- wiedziano na 29 października 1988 r. Człon orbitalny o nazwie Buran (roś. burza śnieżna) przymocowany został do rakiety nośnej Energia i przetransportowany na stanowisko startowe na kosmodromie Bajkonur. Przedstartowe odliczanie połączone z napełnianiem zbiorników Energii materiałami pędnymi przebiegało bez większych zakłóceń. Dopiero na 51 s przed startem komputery spowodowały odroczenie lotu. Przyczyną było wadliwie działające urządzenie naziemne, które na czas nie odsunęło się od zestawu Buran-Energia. Radziecki wahadłowiec odbył swój pierwszy lot orbitalny dopiero 15 listopada 1988 r. Po dokonaniu dwóch okrążeń Ziemi Buran wszedł w gęste warstwy atmosfery i wylądował łagodnie na betonowym pasie ka- zachstańskiego ośrodka kosmicznego. Ze względów bezpieczeństwa była to misja bezzałogowa. Związek Radziecki planuje przeprowadzenie jesz- cze kilku lotów bezzałogowych zanim wahadłowiec wystartuje z kosmo- nautami na pokładzie. Przy okazji pierwszego lotu do wiadomości publicznej podano wiele nowych, interesujących szczegółów technicznych. Rozmiary Burana wy- noszą: długość — 36 m, średnica kadłuba — 5,6 m i rozpiętość — 24 m. Łączna masa statku wynosi 105 tyś. kg przy starcie i 82 tyś. kg przy lądowaniu. W kabinie o objętości ok. 70 m3 znajdują się miejsca dla 2—4 kosmonautów i 6 pasażerów. 271 3.2. FRANCUSKI SAMOLOT KOSMICZNY HERMES * - Na początku lat osiemdziesiątych, gdy rozpoczęto eksploatację europejs- kiej rakiety nośnej Ariane we Francji rozpoczęto prace badawcze nad zbudowaniem małego samolotu kosmicznego, który w latach dziewięć- dziesiątych mógłby startować w kosmos przy wykorzystaniu zaawanso- wanej wersji rakiety Ariane 5. W 1985 r. na paryskim Salonie Lotniczym w stoiskach wytwórni Aśrospatiale i Dassault-Brśguet pojawiły się makiety samolotów kos- micznych opracowane według projektów powstałych zgodnie z wymogami A A TT^SŁ/'^ vx /\^-S o O T zzzr tu A B C Rys. 3.5. Porównanie kilku środków transportu kosmicznego: A — wahadłowiec Space Shuttle, B — rakieta Ariane 5, C — Ariane 5/Hermes 272 l francuskiej agencji kosmicznej CNES fr. Centre National D'Eudes Spa- tiales: masa ładunku użytecznego 4500 kg, załoga 2—6 osób (w tym dwóch pilotów) i czas trwania lotu orbitalnego 8—10 dni, a w połączeniu ze stacją kosmiczną do 90 dni. Obydwa projekty różniły się w wielu punktach. Hermes, bo taką nazwę otrzymał francuski wahadłowiec, według firmy Aćrospatiałe miał długość 15,5 m, płat o obrysie delta i rozpiętości 11 m oraz podwójny statecznik pionowy. Firma Dassault-Breguet, słynąca z jednych z najlep- szych na świecie samolotów (Mirage) ze skrzydłem typu delta, starannie dopracowała swój projekt pod względem aerodynamiki. Według niej Her- mes miał mieć kształt zbliżony do amerykańskiej konstrukcji z początku lat sześćdziesiątych — X-20 Dyna-Soar, a więc kadłub ze skrzydłem typu delta z podniesionymi końcówkami i bez statecznika pionowego. Konkurencja między rywalizującymi firmami była na tyle ostra, że nie wyłoniono zwycięzcy. Głównym wykonawcą Hermesa została wytwórnia Aśrospatiale, natomiast najważniejszym podwykonawcą firma Dassault- -Breguet, której projekt przeznaczono do realizacji. Miała się ona zająć też opracowaniem ostatecznej sylwetki aerodynamicznej samolotu kos- micznego. Rakietą nośną Hermesa będzie Ariane 5 składająca się z członu cen- tralnego napędzanego wodorowo-tlenowym silnikiem SEP HM-60 Yulcan i dwóch rakiet wspomagających na stałe materiały pędne. Normalnie służyć ona będzie do wynoszenia dużych satelitów na niskie (wersja dwu- stopniowa) i stacjonarne (wersja trzystopniowa) orbity wokółziemskie. Planowano, że Ariane 5 w wersji z wahadłowcem Hermes o masie 17 tyś. kg będzie mogła wynieść na niską orbitę okołoziemską sześciu astronautów i 4500 kg ładunku użytecznego. Sam samolot kosmiczny pełniłby trzy podstawowe zadania: — loty autonomiczne trwające 7-7-30 dni służące badaniu Ziemi, doś- wiadczeniom technologicznym i biologicznym (orbita o wysokości 400-r- -7-800 km i inklinacji 5-f-98°) — wysyłanie i obsługa satelitów na orbitach heliosynchronicznych (wy- sokość 500 km, inklinacja 98°). Czas lotu do 15 dni — transport ludzi i sprzętu do stacji kosmicznej (orbita o wysokości 400-7-500 km i inklinacji 28,5-r-60°). Organizacja CNES przewiduje, że pierwszy lot tego wahadłowca odbędzie się w 1995 r. i do roku 2000 będzie on odbywał po dwa loty rocznie. Później, gdy zostanie zbudowana europejska stacja kosmiczna częstotliwość startów Hermesa wzrośnie do pięciu w ciągu roku. Centrum kontroli lotów powstać ma w Tuluzie we Francji, a łączność zapewniona zostanie dzięki satelitom sieci DRS (Data Relay Satellite) — odpowiedni- kom amerykańskich TDRS. Przygotowanie do lotu trwać będzie około 40 dni. Najpierw Hermes przywieziony zostanie z lądowiska w Istres we Francji do Centrum Kosmicznego Kouru w Gujanie Francuskiej. Sa- 18 — Samoloty kosmiczne > 273 molotem nosicielem będzie Airbus A300-600, a transport powinien po- trwać trzy dni. Większość przygotowań przedstartowych będzie przepro- wadzana w hangarze. Tam też zainstalowany zostanie ładunek użyteczny. Na dziewięć dni przed startem Hermes przytwierdzony zostanie do szczy- tu rakiety nośnej na stanowisku ELA-3. Start i wejście na orbitę potrwa około 10 minut. Po wykonaniu zadania przy użyciu silniczków manewro- wych wahadłowiec wytraci prędkość i rozpocznie przebiegające w trzech fazach schodzenie z orbity. Około 30 min będzie trwało opadanie do umownej wysokości granicy atmosfery (ok. 120 km). Następne 35 min to wlot w atmosferę, podczas którego Hermes zmniejszy prędkość z po- czątkowych Ma=29 do Ma=2 na wysokości 30 km. Ostatnia faza potrwa zaledwie 6 min i zakończy się lądowaniem z prędkością 300 km/h. r>ge Podczas lotu powrotnego sterowanie pojazdem odbywać się będzie za pomocą dwudzielnych sterolotek, po dwie na każdym skrzydle i po jednej na ich podniesionych końcówkach. Osłonę termiczną będą sta- nowić kompozyty węglowe (dziób, krawędzie natarcia skrzydeł), materiały ceramiczne i materiał izolacyjny Protekalor. Ciśnienie w kabinie pojazdu będzie wynosić 981 hPa. Instalacja elektryczna będzie zasilana z ogniw paliwowych zakupionych od producentów amerykańskich. •:•> Zanim odbędzie się załogowy lot Hermesa, planuje się sprawdzenie koncepcji aerodynamicznej pojazdu na makiecie wykonanej w skali 1:4. Makieta ta, zwana Maia (w mitologii greckiej Maja była matką Hermesa) wysłana zostanie w kosmos w ładowni Space Shuttle lub pod aerody- namiczną osłoną rakiety Ariane 4. Celowość realizacji tego pomysłu jest jeszcze dyskutowana. Istotny wpływ na fazę badawczo-rozwojową Hermesa miała katas- trofa Challengera. Uświadomiono sobie, że trzeba znacznie lepiej zadbać o bezpieczeństwo załogi niż to czyniono dotychczas. Najpierw wprowadzo- no dodatkowy silnik na stałe materiały pędne, który mógłby posłużyć do oddzielenia Hermesa od uszkodzonej rakiety nośnej. Rozwiązanie to oka- zało się jednak niewystarczające. W marcu 1987 r. francuscy konstruk- torzy zmienili całkowicie koncepcję samolotu kosmicznego. Kabina zosta- ła znacznie zmniejszona (do objętości 4 m3) i przystosowana do odrzucenia w razie awarii. W tak małej kabinie mogło się zmieścić najwyżej trzech astronautów. Nieciśnieniową ładownię zastąpiono ciśnie- niowym przedziałem towarowym (18 m3) i załogowym (8 m3). W tylnej części pojazdu umieszczono śluzę powietrzną (4 m3) zakończoną węzłem cumowniczym. Ma on być wymienny i pozwalać na łączenie Hermesa do stacji amerykańskich i radzieckich. Nieciśnieniową ładownia pierwot- nego projektu miała być przykryta podwójnymi drzwiami, podobnie jak w amerykańskim Space Shuttle. Obecnie planuje się drzwi jednoskrzyd- łowe, których jedyną funkcją będzie wyeksponowanie radiatorów i ma- nipulatora na otwartą przestrzeń kosmiczną. Co prawda wymiary wa- hadłowca nie zmieniły, ale znacznie zmniejszono jego udźwig: z 4 500 kg 5 m Rys. 3.6. Zatwierdzona wersja samolotu kosmicznego Hermes l — trzyosobowa kabina, 2 — przedział towarowy, 3 — przedział załogowy, 4 — śluza po- wietrzna, 5 — węzeł cumowniczy na 3 000 kg, a masa własna wzrosła z 17 000 kg do 21 000 kg. W związku z tym należało poprawić osiągi rakiety Ariane 5. Rakiety wspomagające będą większe: ich masa wzrośnie z 190 000 kg do 230 000 kg, a w członie centralnym będzie 155 000 kg ciekłych materiałów pędnych w stosunku do 140 000 kg planowanych wcześniej. Na zebraniu rady Europejskiej Agencji Kosmicznej ESA w paź- dzierniku 1986 r. Hermes stał się programem międzynarodowym. Zde- cydowano, że przy jego realizacji wezmą udział, zgodnie z intencją CNES, wszystkie kraje zrzeszone w ESA. 3.3. HOTOL - BRYTYJSKI SAMOLOT KOSMICZNY POZIOMEGO STARTU l LĄDOWANIA Konkurencyjnym w stosunku do zaproponowanego przez Francuzów Her- mesa ma być brytyjski projekt samolotu kosmicznego poziomego startu i lądowania Hotol (ang. Hońzontal Take-off and Landing). Będzie to pojazd zupełnie nieprzypominający żadnego z dotychczas opisanych wa- 875 hadłowców. Różnice istnieją nie tylko w sylwetce aerodynamicznej, ale również (jeśli nie przede wszystkim) w przebiegu misji. Jeśli bowiem Hotol zostanie wprowadzony do użytku tak jak się planuje w 1998 r., będzie to pierwszy jednostopniowy pojazd kosmiczny. Hotol rozmiarami zbliżony będzie do naddźwiękowego samolotu pa- sażerskiego Concorde. Walcowaty kadłub o średnicy 5,7 m wypełniać będzie w większości zbiornik ciekłego wodoru oraz ładownia o długości 7,5 m i charakterystyce geometrycznej identycznej z ładownią Space Shuttle. Za nią znajdować się będzie znacznie mniejszy zbiornik ciekłego tlenu. Pod tylną częścią kadłuba projektuje się umieszczenie silnika o zmiennym rodzaju pracy. Podczas lotu atmosferycznego będzie on dzia- łał jak silnik strumieniowy z dodatkowym zasilaniem ciekłym tlenem (paliwem będzie ciekły wodór). W późniejszej fazie wznoszenia, gdy atmosfera będzie dostatecznie rozrzedzona, zostanie zaprzestane pobie- ranie powietrza i jednostka napędowa Hotola stanie się wodorowo-tle- nowym silnikiem rakietowym. Mimo, że umieszczony z tyłu silnik jest dość ciężki to położenie zbiornika wodoru powoduje, iż niewielkie skrzy- dła typu delta będą znacznie przesunięte ku przodowi. Na dziobie po- jazdu będzie umieszczony pojedynczy statecznik pionowy. Osłonę ter- miczną Hotola stanowić będą materiały z kompozytu węglowego RCC na krawędzi natarcia skrzydeł, płyty o wymiarach 30X90 cm ze stopu tytanowego o konstrukcji przekładkowej na spodniej stronie kadłuba i stop niklowy Renę 41 na dolnej powierzchni skrzydeł. v , . ; s, > : &u Masa startowa Hotola wynosić ma ok. 200 000 kg. Zdolny będzie Rys. 3.7. Bezzałogowy samolot kosmiczny Hotol l — przekrój przez ściankę zbiornika ciekłego wodoru, 2 — tytanowe pokrycie na górnej powierzchni pojazdu, 3 — nity, 4 — przekrój przez ściankę zbiornika ciekłego tlenu, 5 — po- krycie tylnej części kadłuba, 6 — przekrój poprzeczny przez skrzydło, 7 — pokrycie niklowe na dolnej powierzchni pojazdu, 8 — przekrój poprzeczny przez statecznik pionowy 276 do umieszczenia 7000 kg na równikowej orbicie o wysokości 300 km. Masa lądującego samolotu kosmicznego wynosić będzie 42 000 kg. Cechą wyróżniającą Hotola spośród konstrukcji statków kosmicznych wielokrotnego użytku będzie całkowita autonomia podczas lotu. Będzie to bezzałogowy samolot kosmiczny, co wydatnie wpłynie na potanienie kosztów rozwojowych i operacyjnych. Znacznego obniżenia kosztów trans- portu orbitalnego oczekuje się również poprzez skrócenie czasu przestoju między lotami do 48 h. Osiem godzin będzie trwało przyjęcie Hotola' po lądowaniu i usunięcie ładunku użytecznego z jego ładowni. Dwa- dzieścia cztery godziny potrwać ma przegląd przed następnym lotem i naprawy ewentualnych usterek. Ostatnie szesnaście godzin zajmie za- ładowanie ładunku do wnętrza komory towarowej, sprawdzenie syste- mów, przyłączenie do rozpędowego wózka startowego i tankowanie krio- genicznych materiałów pędnych. Hotol dysponować ma również niespotykanymi możliwościami usługowymi. Ładunek użyteczny, który ma być wysłany w kosmos będzie sprawdzany w zakładach u producenta. Następnie na pobliskie lotnisko przyleci Hotol, w którego ładowni zains- talowany zostanie satelita. Hotol odleci następnie do bazy, gdzie szybko sprawdzi się satelitę bez wyjmowania go z ładowni, a później wyniesie na orbitę. Duża masa startowa w stosunku do masy powrotnej powoduje, iż obecnie planuje się start Hotola z wózka rozpędowego. Nie trzeba więc projektować ciężkiego i skomplikowanego podwozia podtrzymującego po- jazd przy starcie — wystarczy, że zadziała prawidłowo przy lądowaniu. Po ustawieniu na wózku i napełnieniu zbiorników materiałów pędnych zostanie włączony silnik Hotola. Będzie on rozpędzać pojazd z przyspie- szeniem 0,56 g. W tym czasie wózek będzie prowadzony dokładnie po osi pasa dzięki laserowemu systemowi nakierowującemu. Po przebyciu 2250 m siła nośna powinna wzrosnąć na tyle, aby umożliwić samodzielny lot samolotu kosmicznego. Zacznie on następnie przyspieszać do pręd- kości 1100 km/h, którą powinien osiągnąć po 4 min 30 s w odległości 80 km od miejsca startu na wysokości 12 000 m. Z tą samą prędkością pojazd będzie się wznosić do wysokości 26 km, na której ma osiągnąć Ma=5. Od tej pory rozpocznie się przyspieszanie do prędkości orbitalnej 7,9 km/s. Wyłączenie silników nastąpi na wysokości 90 km. Wyznaczona orbita zostanie osiągnięta za pomocą wodorowo-tlenowych silników ma- newrowych, a zadane położenie za pomocą dwudziestu dwóch silniczków sterowania strumieniowego (wodór ze zbiornika głównego). Maksymalny czas trwania misji pojazdu wynosić będzie 50 h i ograniczony będzie odpornością konstrukcji na nagrzewanie w bezpośrednim świetle słonecz- nym. Z reguły jednak wykonanie zadania (umieszczenie satelity) trwać będzie nie dłużej niż l h. Silniki manewrowe zmniejszą następnie pręd- kość pojazdu, który wejdzie w atmosferę lotem ślizgowym. Na dwa- dzieścia pięć sekund przed przyziemieniem włączone zostaną silniki ma- 277 newrowe, które polepszą manewrowość pojazdu i pozwolą ewentualnie na powtórne podejście. Po wyrównaniu lotu Hotol będzie podchodził do pasa jak klasyczny samolot pasażerski — po torze nachylonym pod kątem 3°. Przyziemienie nastąpi przy prędkości 315 km/h. Pojazd zdolny będzie do zatrzymania się po 1800 m dobiegu na mokrym pasie. W lutym 1986 r. firma British Aerospace (pomysłodawca projektu i ewentualny główny wykonawca) oraz Rolls-Royce (projekt jednostki napędowej) otrzymały 4,2 min dol. na rozpoczęcie prac badawczych nad samolotem kosmicznym Hotol. Jeśli zakończą się one pomyślnie, to po bardziej szczegółowych badaniach rozpocznie się produkcja kilku egzem- plarzy pojazdu. W 1996 r. rozpoczną się próby w locie — dwanaście prób atmosferycznych i siedem orbitalnych. Oczekuje się, że jeśli start Hotola kosztować będzie 5,25 min dol., to fundusze wykorzystane do zbudowania pojedynczego pojazdu zwrócą się po 120 lotach, a silnika po 60 lotach. 3.4. PROJEKT WAHADŁOWCA ZACHODNIONIEMIECKIEGO • SANGER Europejska Agencja Kosmiczna rozważa, czy nie podjąć realizacji bry- tyjskiego samolotu kosmicznego Hotol. Dysponuje on bowiem najlepszymi parametrami użytkowymi, a jego koszty operacyjne są wyjątkowo niskie. Jest tylko jedno zastrzeżenie: cały koncept bazuje na silniku o zmiennym rodzaju pracy, który istnieje na razie tylko na papierze. Opracowanie zupełnie nowych technologii trwa zwykle bardzo długo i nie sposób prze- widzieć terminu zakończenia prac. Te minusy brytyjskiego projektu wykorzystała Republika Federalna Niemiec przedstawiając własny pomysł samolotu kosmicznego, który był- by konkurencyjny w stosunku do Hotola. Wahadłowiec ten nazwany został Sanger na cześć austriackiego uczonego Eugena Sangera, o którym wspominaliśmy w pierwszym rozdziale książki. Będzie to pojazd dwustopniowy z uskrzydlonym stopniem wynoszą- cym i uskrzydlonym orbiterem. Start będzie się odbywać poziomo przy użyciu sześciu silników stopnia wynoszącego o zmiennym rodzaju pracy: turboodrzutowych przy starcie i strumieniowych przy dużych prędkoś- ciach. Na wysokości 30 km przy prędkości Ma=6 stopień orbitalny odłączyłby się od wynoszącego i za pomocą własnego silnika rakietowego o napędzie wodorowotlenowym kontynuował lot na orbitę. Tymczasem nosiciel powróciłby na lotnisko bazy. Człon wynoszący Sangera będzie kształtem zbliżony do samolotu Concorde. Jego długość wynosić będzie 50 m, rozpiętość 25 m, powierzch- nia nośna 500 m2, a masa startowa 315 000 kg, z czego 180 000 kg przy- padać będzie na materiały pędne. Jak zwykle w tego rodzaju konstruk- 278 cjach największą niewiadomą stanowić będzie zespół silnikowy, składający się z sześciu jednostek napędowych. Co prawda jego opracowanie będzie znacznie prostsze niż silnika Hotola, ale i tak stanowić będzie poważny problem technologiczny. Warunki pracy wymagają opracowania mate- riałów zdolnych wytrzymać temperatury 930°C na wejściu turbiny i 1730°C w dyszy, Przewiduje się, że ciąg pojedynczego silnika będzie wynosił 400 kN przy impulsie właściwym 3900 s i masie własnej 3500 kg. Uskrzydlony stopień orbitalny będzie konstrukcją bardziej klasyczną przypominającą sylwetką aerodynamiczną francuskiego Hermesa: brak statecznika pionowego, skrzydła delta z podniesionymi końcówkami. Or- biter będzie miał długość 25 m, rozpiętość 12 mi masę startową 45 300 kg, z czego 31 800 kg przypadać będzie na materiały pędne dla pojedynczego silnika głównego. Przewiduje się, że jego ciąg wynosić będzie 500 kN (regulowany w zakresie od 50 do 110% wartości znamio- nowej), impuls właściwy 472 s w próżni, a masa własna 800 kg. Osiągami jest on zbliżony do silnika głównego amerykańskiego Space Shuttle, ale jego opracowanie i zbudowanie przez kraj europejski może potrwać dość Rys. 3.8. Schemat startu wahadłowca Sanger l — start, 2 — odłączenie stopnia orbitalnego, 3 — wejście na orbitę równikową, 4 — lądo- wanie stopnia wynoszącego 279 długo. W ładowni o średnicy 4,5 m wahadłowiec ten będzie mógł wynieść ładunek użyteczny o masie 4000 kg plus dwóch pilotów (w kabinie) lub 2000 kg, dwóch pilotów i dziesięciu pasażerów na niską orbitę wokół- ziemską. Firma MBB, (Meserschmitt Boelkow Blohm) projektodawca Sangera, zadbała o elastyczność wykorzystania wahadłowca. I tak zamiast uskrzy- dlonego orbitera można będzie wynosić bezzałogowy stopień górny je- dnorazowego użytku z ładunkiem o masie do 10 000 kg. W to samo miejsce na członie wynoszącym umieszczać można będzie pasażerską ka- binę z miejscami dla 200 osób pozostającą tam na stałe przez cały czas lotu od startu do lądowania. Sanger pełnić wtedy będzie rolę hiperso- nicznego samolotu podorbitalnego przewożącego pasażerów z prędkością Ma=6. Sanger będzie mógł startować z każdego większego lotniska nie czyniąc przy tym więcej hałasu niż Concorde. Do rozbiegu wystarczy mu 2500 m. Firma MBB oczekuje, że koszt wysłania jednego kilograma ładunku na niską orbitę wokółziemską za pomocą wahadłowca zachod- nioniemieckiego nie powinien przekroczyć 2000 dol., czyli 5-krotnie mniej niż za pomocą amerykańskiego Space Shuttle czy francuskiej Ariane 5, ale czterokrotnie więcej niż dla Hotola. MBB przeprowadziła już ba- dania modeli w tunelu aerodynamicznym z prędkością dochodzącą do Ma=25 i próby zrzucania modeli ze śmigłowca. s 3.5. JAPOŃSKIE SAMOLOTY KOSMICZNE W ostatnich latach Japonia stała się liczącym krajem w podboju przes- trzeni kosmicznej. Kraj ten nie chce również pozostać w tyle za Stanami Zjednoczonymi, Związkiem Radzieckim i Europą Zachodnią w dziedzinie lotów załogowych. Naukowcy przystąpili więc do intensywnych badań sposobów zrealizowania tego celu. Mając na uwadze chęć stosunkowo szybkiego wysłania człowieka w kosmos własnym statkiem kosmicznym, Japończycy nie zdecydowali się opracowywać skomplikowanych i nie- pewnych koncepcji wahadłowca podobnego do brytyjskiego Hotola czy niemieckiego Sangera, ale skoncentrować się na konfiguracji zbliżonej do francuskiego Hermesa. Program japońskiego samolotu kosmicznego jest realizowany w trzech fazach. Celem pierwszej są szczegółowe badania w tunelach aerodyna- micznych zakończone próbą wlotu w atmosferę bezzałogowego waha- dłowca wysłanego rakietą H-l. Japońskie Narodowe Laboratorium Kos- miczne posiada tunel aerodynamiczny pozwalający na próby w zakresie prędkości Ma=4 oraz tunel (o średnicy komory badawczej 15 cm) do prób do prędkości Ma=ll. Na stanowiskach tych przeprowadzono już liczne próby modeli obiektów w najróżniejszych konfiguracjach aerody- 280 1990 1995 2000 2005 2010 l___________l___________l___________l___________L_ o u o faza l____faza II______faza III Rys. 3.9. Fazy realizacji programu japońskiego samolotu kosmicznego namicznych: z pojedynczym statecznikiem pionowym, z podwójnym i bez statecznika, ale z podniesionymi końcówkami skrzydeł. Wszystkie miały skrzydła typu delta lub podwójna delta. W miarę jak badania tunelowe będą intensyfikowane, istniejące stanowiska przestaną wystarczać. Ja- ponia będzie więc musiała wybudować nowe tunele aerodynamiczne lub prowadzić próby ze swoimi pojazdami w tunelach amerykańskich. Równolegle prowadzi się również próby ze zrzucaniem zdalnie ste- rowanych modeli whadłowców ze śmigłowca. Pierwsza taka próba odbyła się 14 lipca 1986 r. nad Morzem Japońskim 5 km od brzegu w odległości 480 km na północ od Tokio. Śmigłowiec wyniósł na wysokość 1000 m makietę modelu w konfiguracji ze skrzydłami delta i podwójnym sta- tecznikiem pionowym. Miała ona długość 2 m, rozpiętość 1,5 m i masę 85 kg. Wkrótce po zwolnieniu z zaczepów plastikowy model gwałtownie skierował się dziobem do góry, a następnie wszedł w niekontrolowany lot nurkowy i przy zderzeniu z powierzchnią morza uległ zniszczeniu. Próbę ponowiono dwa dni później wykorzystując model zapasowy. Tym razem przebiegła ona pomyślnie i po 50 s beznapędowego lotu pojazd łagodnie osiadł na wodzie. .'T'-'t Celem fazy pierwszej będzie również wyszukanie odpowiedniego miejsca na lądowisko. W warunkach gęsto zaludnionego i zabudowanego kraju nie jest to problem banalny. Pas o długości około 10 km zostanie zbudowany na wyspie Hokkaido lub w australijskiej prowincji Queens- land. Specjaliści od aerodynamiki pragną opracować taki kształt samo- lotu kosmicznego, który połączyłby wymóg szybkiego wlotu w atmosferę z lądowaniem przy możliwie małej prędkości. .; H, - -^ bi?,* L > 281 Druga faza projektu cechować się będzie rozwojem załogowej wersji małego wahadłowca podobnego do Hermesa wynoszonego rakietą H-2 (stąd nazwa japońskiego samolotu kosmicznego — Hope od H-2 Orbiting Pianę). Pojazd ten o długości 12 m, rozpiętości 10 m i masie 10 000 kg będzie mógł wynieść 3000 kg ładunku użytecznego na niską orbitę wokółziemską. Trzecia faza przeprowadzana będzie już w następnym stuleciu. Opra- cuje się w niej nowe silniki wodorowo-tlenowe i cztery rakiety wspoma- gające umożliwiające wyniesienie rakietą H-2 wahadłowca niewiele mniejszego od amerykańskiego Space Shuttle. Przewiduje się, że następne konstrukcje pójdą w kierunku jednostopniowego samolotu kosmicznego startującego i lądującego poziomo za pomocą silników o zmiennym ro- dzaju pracy. 3.6. PRZYSZŁOŚCIOWE PROJEKTY AMERYKAŃSKIE ! EASt Wahadłowiec Space Shuttle wykazał wiele zalet środka transportu kos- micznego wielokrotnego użytku, ale nie spełnił również wielu oczekiwań. Między innymi nie zmniejszyły się istotnie koszty wysyłki obiektów na orbitę. Są one nadal porównywalne z kosztami wynoszenia rakietami jednorazowego użytku. Sytuację tę zmienić ma środek transportu kosmicznego opracowy- wany w ramach programu ALS (ang. Advanced Launch System). Dnia 10 lipca 1987 r. siedem firm amerykańskich otrzymało kontrakty doty- czące przeprowadzenia badań nad pojazdami zdolnymi do umieszczania na orbicie ładunków o masie 45 000-4-68 000 kg przy kosztach wysyłki jednego kilograma o rząd wielkości niższych niż obecnie. Zlecające te prace siły powietrzne USA nie podały żadnych innych wymagań, a mimo to znaczna część firm przedstawia swoje propozycje jako duży, napędzany ciekłym tlenem i ciekłym wodorem człon centralny i mniejszy, uskrzyd- lony człon wynoszący wielokrotnego użytku. Człon wynoszący po speł- nieniu zadania odłączyłby się i lotem ślizgowym, naprowadzony auto- matycznie wylądowałby na pasie ośrodka kosmicznego. Rakieta zaś kon- tynuować będzie wznoszenie. Po osiągnięciu prędkości orbitalnej, odłączy się sekcja silnikowa i wejdzie w atmosferę zabezpieczona przed wysoką temperaturą osłoną ablacyjną, a następnie łagodnie osiądzie na spado- chronach. Znaczne obniżenie kosztów wysyłki pragnie się uzyskać nie tylko przez wielokrotność użytkowania niektórych elementów, ale również przez automatyzację przygotowań przedstartowych. Pojazd zostanie za- projektowany w ten sposób, aby niemalże w ostatniej chwili przed roz- poczęciem lotu można było wymienić ładunek użyteczny bez wpływu na takie czynniki jak rezerwy materiałów pędnych, ograniczenia toru wznoszenia i przesunięcie środka masy. Program będzie realizowany 282 "-•'.;••'> i >ŹO'A'MJO,- , .•'lif-Ku v;wop . L;> v_:.uu "'-.'fK yJ,).-^•..-;• t J'^,---/ '•'-.&•*,* Rys. 3.10. Jeden z projektów opracowanych w ramach programu ALS l — osłona aerodynamiczna ładunku użytecznego, 2 — zbiorniki materiałów pędnych, 3 — człon napędowy l awionlka, 4 — uskrzydlony człon wynoszący, S — tanie elementy jedno- razowego użytku, 8 — złożone elementy wielokrotnego użytku dwustopniowo. W latach 1993—94 dostępna ma być wstępna wersja umożliwiająca obniżenie kosztów startu do V3 wartości obecnej. Wersja pełna, która ma być gotowa w 1998 r. zmniejszy te koszty do 600 dol. za kilogram. Równie rewolucyjny jest bliski realizacji projekt uskrzydlonej ra- kiety nośnej zwanej Pegasus. W konstrukcji tej skrzydła nie są wykorzy- stywane do odzyskania pojazdu (jest to urządzenie jednorazowego użyt- ku), lecz do uzyksania dodatkowej siły nośnej podczas startu, a co za tym idzie do zwiększenia ładunku użytecznego. Przebieg misji Pegasusa wy- glądać będzie następująco. Całe urządzenie zostanie wyniesione pod skrzydłem zmodyfikowanego B-52 na wysokość ok. 12 km. Po wyczepie- niu Pegasus włączy własny silnik rakietowy, który po 81 s pracy przy- spieszy go do Ma = 8,7 na wysokości ok. 60 km. W tym momencie odrzu- cony zostanie pierwszy, uskrzydlony człon pojazdu. Pozostałe dwa człony funkcjonować mają jak podczas startów klasycznych rakiet nośnych. Pe- gasus będzie mógł wynosić na orbitę satelity o masie ponad 400 kg, a pierwszy start w kosmos zapowiedziano na lipiec 1989 r. 283 Przypuszczalnie zanim obecna flota wahadłowców Space Shuttle zos- tanie wycofana z eksploatacji, na kosmiczne szlaki wyruszą wahadłowce drugiej generacji (Shuttle 2). Przed katastrofą Challengera NASA pla- nowała przeprowadzenie 24 lotów rocznie, co spowodowałoby wycofanie istniejącej flotylli około 2002 r., po 100 misjach każdego orbitera. Obecnie, gdy częstotliwość lotów spadła o połowę, a w kwietniu 1991 r. NASA otrzyma nowy orbiter, szacuje się, że wahadłowce Space Shuttle kurso- wać będą między Ziemią a orbitą do 2010 r. Trudno więc oczekiwać, że przez ten cały czas NASA polegać będzie na tym nawet obecnie już chyba trochę przestarzałym systemie transportowym. Nowy wahadłowiec ma obniżyć zdecydowanie koszty załogowych operacji kosmicznych poprzez zastosowanie procedur przedstartowych z lotnictwa transportowego. Shuttle 2 będzie jednostopniowym, uskrzyd- Rys. 3.11. Amerykański samolot kosmiczny drugiej generacji 284 lonym pojazdem startującym pionowo. Ma mieć długość 50 m i udźwig 9000-^18 000 kg do stacji kosmicznej. Dzięki zastosowaniu najnowocześ- niejszych technologii ma być zbudowany pojazd, którego masa własna równałaby się masie wynoszonego ładunku użytecznego. Wprowadzanie kolejnych udoskonaleń technicznych umożliwiłoby zmniejszenie masy w 15, 30 i 60% w stosunku do współczesnego wahadłowca. Oto dane techniczne. Napęd — część silników jako paliwo będzie wykorzystywać ciekły wodór, a część węglowodory — 15% redukcja masy; integralne silniki dwupaliwowe (ciekły wodór i węglowodory) — 30%; lekkie, zaawanso- wane silniki rakietowe — 60%. Konstrukcja — kompozyty wysokotemperaturowe — 15%; kompozyty zdolne wytrzymać duże różnice temperatur, zbiorniki materiałów pędnych z kompozytu aluminiowego — 30%; nowe kompozyty metalowe, „gorąca" struktura pojazdu, czynnie chłodzone krawędzie natarcia skrzydeł — 60%. Ma=2,9 Ma=3 Ma=5 Rys. 3.12. Przykład rozwiązania technicznego silnika o zmiennym rodzaju pracy i zmiennej geometrii wlotu powietrza oraz dyszy 285 Instalacje i systemy — pojazd o zachwianej stateczności — 15%; systemy bazujące na sztucznej inteligencji, wspólne, nietrujące materiały pędne dla silników startowych i manewrowych, adaptacyjny system sterowa- nia — 30%; lekkie podwozie i pomocnicze jednostki napędowe — 60%. W celu dalszego zmniejszenia kosztów operacyjnych planuje się, że pojazd nie będzie miał ładowni, lecz odłączalny zasobnik na ładunek użyteczny. Całość przygotowań przedstartowych odbywać się będzie w po- zycji poziomej, a następnie pojazd zostanie postawiony w pozycji piono- wej na transporterze będącym jednocześnie wyrzutnią. Jeśli wstępne prace nad nowym wahadłowcem rozpoczęłyby się np. w 1987 r., pierw- szego startu należałoby oczekiwać w 2000 r. Równolegle trwają przygotowania do wznowienia lotów samolotów badawczych serii X. Pojazd o nazwie X-30 National AeroSpace Pianę będzie załogowym samolotem kosmicznym w pełnym tego słowa znacze- niu. Będzie mógł startować poziomo, poruszać się w atmosferze z pręd- kością Ma=5-:-15, wchodzić na orbitę i wylądować na każdym dużym lotnisku. W 1989 r. zapadnie ostateczna decyzja o budowie dwóch iden- tycznych egzemplarzy X-30, które pierwsze loty odbędą w 1993—94 r. Będą to największe samoloty badawcze: długość 30^-45 m i masa 100 000 kg. Jednym z największych problemów będzie jak zawsze silnik przystosowany do pracy w zakresach prędkości od Ma=0 do Ma=25. Wielce obiecująca jest technologia ponaddźwiękowych silników strumie- niowych (ang. scramjet — supersonic combustion ramjet). W konwencjo- nalnych silnikach strumieniowych napływające do komory spalania po- wietrze jest spowalniane do prędkości poddźwiękowych przy sprężaniu. W strumieniowych silnikach ponaddźwiękowych powietrze przepływa Rys. 3.13. Projekt samolotu kosmicznego X-30 i J*KV •; < .v > J- 286 przez komorę spalania z prędkością naddźwiękową, dzięki czemu silnik tego rodzaju nadaje się do napędu powyżej prędkości Ma=12. Średni impuls właściwy takiej jednostki napędowej podczas przyspieszania od Ma=0 do Ma=25 wynosić będzie 1200 s. Silnik musi być bardzo precy- zyjnie zintegrowany z resztą pojazdu. Wytworzona przezeń fala uderze- niowa będzie musiała spowodować sprężanie powietrza we wlocie do sil- nika. Rozważa się również zmienną geometrię silnika w celu uzyskania optymalnego przepływu gazów dla różnych prędkości lotu. Badania kom- puterowe nad aerodynamiką X-30 wypełniają obecnie około 30% czasu pracy superkomputera Cray 2 w ośrodku Ames Research Center. Jeśli program lotów próbnych X-30 zakończy się sukcesem, od po- czątku przyszłego stulecia regularne starty w kosmos będzie odbywać cała flota podobnych pojazdów. Koszty transportu orbitalnego zbliżą się do kosztów transportu lotniczego, a porty kosmiczne przestaną straszyć stalowymi konstrukcjami wyrzutni przypominać będą wielkie lotniska. Literatura 4 1. Aeronautics and Space of the President, Washington, U.S. - ^ Government Printing Office, 1984. .,,..,-,-ti • •',' 2. Allaway H.: The Space Shuttle At Work, Washington, U. S. Government Printing Office, 1979. 3. Allen J. P.: Entering Space. Ań Astronaut Odyssey, New York, Stewart, Tabori & Chang, 1985. 4. Ameryka, rocznik 1981. 5. Astronautics & Aeronautics (obecnie Aerospace America), roczniki 1979—1981. 6. Astronautyka, roczniki 1970—87. 7. Ayiation Magazine International, rocznik 1969. 8. Ayiation Week & Space Technology, roczniki 1975—87. 9. Baker D.: Conąuest, London, Holland & Clark, 1984. 10. Baker D.: The History of Manned Space Flight, New York, Crown Publishers, 1981. 11. Baker W.: NASA: America In Space, New York, Crescent Books, 1986. 12. Bono P., Gatland K.: Frontiers of Space, London, The McMillan Company, 1969. "* 13. Cichosz E.: Rozwój samolotów naddźwiękowych, Warszawa, WKiŁ, 1980. 14. Encyklopiedia Kosmonawtika, Moskwa, Sowietskaja Encyklopiedia, 1985. 15. ESA Bulletin, roczniki 1982—86. 16. Flight International, roczniki 1975—87. 17. Flug Revue, roczniki 1977—87. 18. Green W.: Famous Fighters of the Second World War, London, MacDonald, 1962. 19. Interavia, rocznik 1979. 287 20. Jane's Ali The World's Aircraft, London, Sampson Low, -i Marston & Company, roczniki 1945—86. 21. Jej f s G. W.: The Space Shuttle — Its Interdisciplinary Design and Construction. ISR. 1979, vol. 4, no. 3, s. 208—238. 22. Joels K. M., Kennedy G. P., Larkin D. The Space Shuttle Operator's Manuał, New York, Ballantine Books, 1982. 23. Johnson Space Center, Longwood, Impact Florida, 1982. f.d '&$,. i, 24. Kennedy Space Center Tours, Orlando, Graphic House, 1984. H 25. Letectvi + Kosmonautika, roczniki 1975—87. 26. Merbold U., Furrer R., Messerschmid E., Ockels W., Hahn H.-M., Siefarth G.: Dl — unser Weg ins Ali, Braunchweig, Georg Westermann Yerlag, 1985. ><-f a.u/jwjii*';,a i^'^ v;j 27. Młody Technik, roczniki 1983—87. v,-o,f0.f ' ;' ,1 28. NASA Activities, roczniki 1979—80. wJ-t;,. ,, Ułj:! 29. National Geographic, roczniki 1962, 1981—82. ..'.,,..ą 30. Nawarra H.: Heinkel und Seine Flugzeuge, Bonn, Lehmanns Yerlag, 1975. 31. Pioneering the Space Frontier, New York, Bantam Books, 1986. 32. Preuss K.-H., Simen R. H.: Space Research in the Federal Republic of Germany, Bonn, Inter Nationes, 1987. 33. Science et Yie, roczniki 1961, 1986. 34. Shapland D., Rycrojt M.: Spacelab. Research in Earth Orbit, Cambridge, Cambridge University Press, 1984. 35. Skrzydlata Polska, roczniki 1983—87. 36. Space Shuttle Facts, Downey, Rockwell International, 1981. «•*- • •- > L l 37. Space Shuttle News Reference, Washington, U.S. Goverment | s Printing Office, 1981. 38. Transpress Lexikon Raumfahrt, Berlin, Transpress VEB Yerlag, 1978. 39. Weltenzyklopadie der Raumfahrt, Monachium, Siid West Yerlag, 1985. 3 .T ; --HoH ,,! .;><;a,i .jROispfro-O l.: -.^Sull ..« Somolot rakietowy X-15-A2 na płycie lotniika bazy Edwards AFB Orbiter Enterprise podczas drugiego lotu swobodnego przeprowadzonego w ramach programu ALT. Na ogo- nowej części pojazdu widoczna jest stożkowata osłona silników Załadunek Enterprise na grzbiet Boeinga 747-SCA w Centrum Lotów Kosmicznych im. Morihalla. Przewiezienie Columbii * Kalifornii na Przylgdek Canaveral w marcu 1979 r. Lądowanie Columbii po zakończeniu pierwszej misji orbitalnej. Przygotowania do pierwszego startu Columbii 1- Ł: % Wahadłowiec podchodzgcy do lądowania. Na pierwszym planie samolot treningowy T-38, Odholowanie Columbii z lotniska do hangaru przygo- towawczego po locie STS-1. Tablica przyrządów wahadłowca. Po bokach widoczne sq wyrzucane fotele. Columbia startuje do misji STS-4. Astronouto Witłiom Lenoir spożywa posiłek na po- kładzie pilotażowym Columbii podczas jej piątego lotu. Columbia rozpoczyna misję STS-3. Wyrzucenie satelity W e sta r 6 podczas czwartego lotu Challengera. J Astronauta Joseph AUen pracuje w tylnej części pokładu pilotażowego Columbii podczas misji STS-5. Unikalne zdjęcie Challengera na tle horyzontu Ziemi wykonane z satelity SPAS-01 podczas drugiego lotu Challengera. // ^ JT1 - Columbu /*** MAXIMUlW| PK! '. M. - -g ™ rAuriT%liL M^Dyl - ^K^. m Astronauta Bruce McCandless odbywa spacer kos- Załoga misji STS-9 opuszcza swój pojazd po lqdo- miczny bez linek asekuracyjnych przy pomocy ple- waniu. caka manewrowego. Misja 41-B. Transport Columbii na stanowisko startowe. "•l -* * ujłfstetn union Astronauto Bruce McCandless pracuje w otwartej przestrzeni kosmicznej stojąc na końcówce manipu- latora. Misja 41-B. Personel Oirodka Kosmicznego im. Kennedy'ego dokonuje wstępnego przeglądu Challengera po jego pierwszym lądowaniu w pobliżu miejsca startu. Challenger otoczony przez pojazdy konwoju odbiorczego po Igdowaniu kończącym misję 41-B Astronautka Judith Retnik na pokładzie miejzkal- Przedstartowe przygotowania wahadłowca Discoyery. nym w misji 41-D. Dowódca i pilot pierwszego lotu Di$covery podczas pracy na orbicie. Satelita Solar Maximum Misston przygotowany do naprawy. Astronauci misji 41-D śpig w stanie nieważkości. W pobliżu ich głów unoszq się, przenoine magne- tofony kasetowe. Astronauci Joseph Allen l Dale Gardner pozujg do zdjęcia po udanym odzyskaniu satelitów Palapa-B2 i Westar 6. Załoga misji 41-D spożywa posiłek na pokładzie mieszkalnym wahadłowca. Początek procedury odzyskania satelity typu HS-37Ó w misji 51-A. Lądowanie wahadłowca Diicowry w Centrum Kosmicznym im. Kennedy'ego. Zakończenie drugiej misji Challengera w kalifornijskiej bazie Edwards. Przygotowania do przyuczenia Challengera do zbiornika zewnętrznego w ramach przygotowań do misji STS-6 -— '- ił" rf i 1 -i Przeglpd przedniego podwozia Columbii po zakon- Astronauta Robert Stewart porusza się w ładowni czeniu lotu STS-1. Challengera przy pomocy plecaka manewrowego. Misja 41-B. Astronauta Bruce McCandless pracuje na końcówce manipulatora w misji 41-B. A Rozkładanie olbrzymiej baterii słonecznej w ładowni Discovery podczas jego pierwszego lotu orbitalnego. Pierwsze lqdowanie Challengera w Centrum Kosmicznym im. Kennedy'ego. Wahadłowiec Discovery na wyrzutni. OSmioosobowa załoga misji 61-A opuszcza kabiny Challengera. Starty wahadłowców odbywajq się z kompleksu po- Rozpoczecie wojskowej misji 51-C. łożonego na terenie rezerwatu przyrody. W misji 61-B sprawdzono możliwości budowy kra- Start Challengera do jego ostatniego lotu Dymek townic i manipulowania nimi w stanie nieważkości. widoczny u dołu prawej rokiety wspomagajgcej był pierwszym zwiastunem katastrofy. Astronauta Shcrwood Spring buduje kratownicową piramidę podczas misji 61-B.