Die Northrop HL-10 ist eines von 5 Flugzeugen im Edwards Flight Research Center der NASA (Dryda, Kalifornien). Diese Maschinen wurden gebaut, um die sicheren Manövrier- und Landefähigkeiten eines Flugzeugs mit geringer aerodynamischer Qualität nach der Rückkehr aus dem Weltraum zu untersuchen und zu testen. Studien mit dem HL-10 und anderen ähnlichen Geräten wurden von Juli 1966 bis November 1975 durchgeführt.
Auf der Grundlage theoretischer Studien wurde Anfang der 1950er Jahre ein stumpfer Nasenkegel als die optimalste Form für den Kopf vielversprechender ballistischer Flugkörper erkannt. Beim Eintritt in die Atmosphäre reduziert die vor der Vorrichtung mit einem solchen Kopf auftretende abgelöste Stoßwelle die thermischen Belastungen erheblich und ermöglicht eine Erhöhung der Masse des Gefechtskopfes durch Verringerung der Dicke der hitzeabschirmenden Beschichtungen.
Die an diesen Arbeiten beteiligten NACA-Spezialisten stellten fest, dass diese Abhängigkeit auch bei den Halbkegeln erhalten bleibt. Sie enthüllten auch ein weiteres Merkmal: Während der Hyperschallströmung erzeugt der Unterschied des Strömungsdrucks an der unteren und oberen Oberfläche einen Auftrieb, der die Manövrierfähigkeit des Flugzeugs beim Verlassen der Umlaufbahn deutlich erhöht.
Fahrzeuge mit Trägerkörper (dieses Schema erhielt diesen Namen) nehmen hinsichtlich ihrer Gleiteigenschaften eine Zwischenposition zwischen ballistischen Kapseln und Orbitalflugzeugen ein. Darüber hinaus erfordert die Verwendung von Abstiegskapseln in bemannten Raumfahrzeugen erhebliche Start- und Bergungskosten. Zu den Vorteilen von „tragenden Gehäusen“zählen hohe Designperfektion, Wiederverwendbarkeit, geringere Entwicklungskosten im Vergleich zu herkömmlichen Videokonferenzsystemen etc.
Spezialisten des Labors. Ames, (im Folgenden Ames Center), wurde ein Modell der Vorrichtung in Form eines stumpfen Halbkegels mit einer flachen oberen Oberfläche berechnet. Für die Richtungsstabilität sollte es zwei vertikale Kiele verwenden, die die Konturen des Rumpfes fortsetzen. Das zurückgegebene Raumfahrzeug dieser Konfiguration erhielt den Namen M2.
Ähnliche Studien wurden am Langley Center durchgeführt. Mitarbeiter haben mehrere Schemata für ein Videokonferenzsystem mit einem tragenden Körper berechnet. Das vielversprechendste davon war das HL-10-Projekt ("Horizontal Landing"; 10 ist die Seriennummer des vorgeschlagenen Modells). Das HL-10-Gerät hatte mittschiffs eine fast runde Oberseite mit drei Kielen, einen flachen, leicht gewölbten Boden.
Angesichts der hohen Leistung des Raumfahrzeugs erwog die NASA zusammen mit der Air Force 1961 Vorschläge für ihren Einsatz im Mondprogramm zur Rückkehr von Astronauten. Die Projekte wurden jedoch nicht angenommen. Trotz der Kürzung der Mittel für Pilotprojekte wurde diese Arbeit dank der Bemühungen von Enthusiasten fortgesetzt. Ein Modellflugzeug baute ein maßstabsgetreues Modell des Flugzeugs und führte Wurfversuche durch. Der wirkliche Erfolg hat es ermöglicht, die Aufzeichnungen der Tests dem Management der Dryden- und Ames-Zentren vorzuführen. Der erste stellte 10.000 US-Dollar aus den Reservefonds für die Herstellung eines maßstabsgetreuen Geräts bereit und der zweite erklärte sich bereit, aerodynamische Tests durchzuführen. Das Gerät erhielt die Bezeichnung M2-F1.
Das sechs Meter lange Modell wurde aus Aluminiumrohren (Kraftstruktur) und Sperrholz (Karosserie) gefertigt. An der Oberkante des Leitwerks wurde ein Paar Elevons montiert. Äußere Aluminiumkiele wurden mit Rudern ausgestattet. Gute Ergebnisse der Blowdowns ermöglichten den Start von Rollversuchen. Aber das Fehlen eines geeigneten Overclocking-Tools zwang zum Kauf eines Pontiac mit Zwangsmotor, der für eine Beschleunigung des 450-kg-Modells auf 160-195 km/h sorgt. Die Kontrollen hatten eine geringe Wirksamkeit und lieferten nicht die erforderliche Stabilisierung des Produkts. Das Problem wurde durch den Wegfall des Mittelkiels und die Verbesserung der Ruder gelöst.
In mehreren Durchläufen wurde das Modell bis auf eine Höhe von 6 m über den Boden gehoben. Der Erfolg der Tests ermöglichte es den Projektbeteiligten, den Direktor des Dryden Centers zu überzeugen, das Gerät zur Selbstplanung vom Auto abzuhängen. Danach begannen Wurftests des Modells, das Gerät wurde von einem C-47-Flugzeug auf eine Höhe von 3-4 km geschleppt. Der erste Segelflug fand am 16. August 1963 statt. Insgesamt zeigte der M2-F1 eine gute Stabilität und ein gutes Handling.
Der spektakuläre Flug des neuen Gerätes sowie der geringe Aufwand der durchgeführten Arbeiten ermöglichten eine Erweiterung der Arbeiten zu diesem Thema.
Mitte 1964 unterzeichnete die amerikanische Luft- und Raumfahrtbehörde NASA mit Northrop einen Vertrag über den Bau von zwei flügellosen Ganzmetall-Mehrwegfahrzeugen mit selbsttragender Karosserie. Die neuen Fahrzeuge wurden als HL-10 und M2-F2 bezeichnet, die sich im Profil des Tragkörpers unterschieden.
Im Aussehen wiederholte die M2-F2 im Wesentlichen die M2-F1: Ein Halbkonus mit einer oberen flachen Oberfläche wurde mit einem Paar senkrechter Kiele ohne Außenruder ausgestattet, Ruder konnten als Bremsklappen verwendet werden. Um die Sicht zu verbreitern, wurde das Cockpit nach vorne verschoben und die Nase verglast. Um den Widerstand zu reduzieren und die Strömungsverhältnisse zu verbessern, wurde der Körper des Modells leicht verlängert. Im Heckteil der M2-F2 wurde eine ventrale Klappe zur Nicksteuerung platziert, die Oberseite des Rumpfes wurde durch ein Paar Elevon-Klappen vervollständigt, die gegenphasige Rollsteuerung ermöglichten.
Der Rumpf der Northrop HL-10 war ein umgekehrter Halbkonus mit einem abgerundeten oberen Rumpf und einem flachen Boden. Außerdem gab es einen Mittelkiel. Im Heckbereich wurden zwei trapezförmige Höhenruder mit kleinen Schilden verbaut. An den äußeren Kielen waren Ausgleichsplatten montiert, und der mittlere Kiel war ein geteiltes Ruder. Balancierplatten und Elevonschilde wurden nur während des Trans- und Überschallfluges zur Stabilisierung verwendet. Beim Gleiten nach dem aktiven Abschnitt mit einer Geschwindigkeit von M = 0, 6-0, 8 wurden sie fixiert, um eine starke Abnahme der aerodynamischen Qualität bei der Landung zu vermeiden. Die geschätzte Landegeschwindigkeit sollte bei etwa 360 km/h liegen.
Da die Raketenflugzeuge unter ziemlich strengen finanziellen Zwängen entwickelt wurden, wurden die Fahrzeuge aus Kostengründen mit vorgefertigten Einheiten und Elementen ausgestattet: Das Hauptfahrwerk wurde dem F-5-Jäger entnommen, der Schleudersitz des F-106-Jägers Sitz, die vordere Stütze - vom T-39-Flugzeug.
Auch die Instrumentierung der Flugzeuge zeichnete sich durch ihre Einfachheit aus – bei den ersten Flügen fehlten sogar Lagesensoren. Die wichtigsten Messinstrumente sind Beschleunigungs-, Höhen-, Geschwindigkeits-, Schlupf- und Anstellwinkelsensoren.
Beide Fahrzeuge waren mit einem XLR-11-Motor (Schub 3,6 Tonnen) ausgestattet, der kurzzeitig auf dem X-15-Flugzeug eingesetzt wurde. Um die Reichweite bei einer Notlandung zu erhöhen, wurden die M2-F2 und HL-10 mit zusätzlichen Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerken ausgestattet, die mit Wasserstoffperoxid betrieben werden.
Die Kraftstofftanks der Modelle waren bei den Wurfversuchen mit 1,81 Tonnen schwerem Wasser gefüllt.
Am 12. Juli 1966 fand der erste Segelflug der M2-F2 statt. Das 2,67 Tonnen schwere Modell wurde in einer Höhe von 13500 m mit einer Geschwindigkeit von M = 0,6 (697 km / h) von der B-52 getrennt. Die Dauer des autonomen Fluges betrug 3 Minuten 37 Sekunden. Am 10. Mai 1967 erfolgte eine Notlandung. Grund für den Kontrollverlust war der "holländische Schritt", bei dem der Rollwinkel 140 Grad betrug.
Es wurde beschlossen, den baufälligen Apparat durch eine Änderung des Designs zu restaurieren. Um die seitliche Stabilität des Modells, das die Bezeichnung M2-F3 erhielt, zu gewährleisten, wurden ein Mittelkiel und Triebwerksblöcke des Steuersystems installiert.
Die Wurfversuche wurden im Juni 1970 wieder aufgenommen. Sechs Monate später fand der Erstflug unter Einbeziehung eines Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerks statt. In der 1972 abgeschlossenen Endphase der Erprobung diente der M2-F3 zur Lösung verschiedener Hilfsaufgaben, darunter die Entwicklung eines Fernsteuerungssystems im Rahmen des Space-Shuttle-Programms. Die Flugeigenschaften des Modells wurden auch in den Grenzflugmodi Höhe und Geschwindigkeit bewertet.
Im Dezember 1966 begannen die Wurftests des HL-10. Für sie wurde auch die B-52 verwendet. Der allererste autonome Flug wurde durch gravierende Probleme erschwert - die Steuerbarkeit in Querrichtung war äußerst unbefriedigend, die Effizienz der Höhenruder bei Kurven ging stark zurück. Der Fehler wurde durch eine deutliche Überarbeitung der Außenkiele beseitigt, die eine Strömung über die Ruder bildeten.
Im Frühjahr 1968 wurden Northrop HL-10 geplante Flüge fortgesetzt. Der erste Start des Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerks erfolgte im Oktober 1968.
Die HL-10 wurde auch im Interesse des Space Shuttles eingesetzt. Die letzten beiden Flüge des Geräts, die im Sommer 1970 durchgeführt wurden, waren dem Üben der Landung bei eingeschaltetem Kraftwerk gewidmet. Zu diesem Zweck wurde die XLR-11 durch drei Wasserstoffperoxid-Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerke ersetzt.
Das Experiment wurde allgemein als erfolgreich angesehen - die während der Landung laufenden Triebwerke reduzierten den Gleitwegwinkel von 18 auf 6 Grad. Der Pilot des Geräts stellte jedoch fest, dass es trotz der Arbeit der Bodenleitmittel einige Schwierigkeiten gab, den Zeitpunkt des Einschaltens der Raketentriebwerke zu bestimmen.
Während des gesamten Testzeitraums absolvierte die HL-10 37 Starts. Gleichzeitig stellte das Modell Rekordhöhen (27,5 km) und Geschwindigkeit (M = 1,86) für Raketengleiter mit tragendem Körper auf.
Taktische und technische Eigenschaften:
Länge - 6,45 m;
Höhe - 2,92 m;
Spannweite - 4, 15 m;
Flügelfläche - 14, 9 m²;
Leergewicht - 2397 kg;
Gesamtgewicht - 2721 kg;
Maximales Startgewicht - 4540 kg (Kraftstoff - 1604 kg);
Kraftwerk - Reaction Motors XLR-11 Vierkammer-Raketentriebwerk (Schub bis 35,7 kN);
Flugreichweite - 72 km;
Praktische Decke - 27524 m;
Höchstgeschwindigkeit - 1976 km / h;
Der Schubkoeffizient pro Masseneinheit beträgt 1: 0, 99;
Flügelbelastung - 304, 7 kg / m²;
Besatzung - 1 Person.
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