ノースアメリカンDC-3

DC-3

デザイナー	マキシム・ファジェ
原産国	アメリカ合衆国
仕様
積載量	12,000ポンド（5,400kg）

DC -3 は、ヒューストンの有人宇宙船センター(MSC)のマキシム・ファジェが設計したNASA スペースシャトルの初期設計案の 1 つでした。名目上はノースアメリカン アビエーション(NAA)が開発しましたが、完全に NASA 内部の設計でした。最終的に登場した設計とは異なり、DC-3 は完全に再利用可能な打ち上げロケットの2 段軌道上スペースプレーン設計で、積載量は約 12,000 ポンド (5,400 kg) と小さく、操縦性も限られていました。その本来の長所は、着陸時の低速での操縦性が良好で、重量やバランスの変化の影響を比較的受けない低リスクの開発でした。

DC-3 プログラムの作業は、米国空軍がシャトル プログラムに参加し、DC-3 が実現できるよりもはるかに優れた「クロス レンジ」操縦性を要求したため終了しました。また、再突入時の安定性や直線翼の加熱状態についても深刻な懸念がありました。最終的に NAA は、MSC の別のチームとはまったく異なる設計に基づいて、シャトル オービターの契約を獲得しました。

1960 年代半ば、米国空軍は次世代宇宙輸送システムに関する一連の極秘研究を実施した。多くの目標の中でも、新しいロケットは宇宙での有人軍事プレゼンスの継続を支援することを意図しており、そのため打ち上げコストを大幅に下げ、打ち上げ率を上げる必要があった。一連の提案から選択して、空軍は、全体的なコストの観点から半再利用可能な設計が最良の選択であると結論付け、ロッキード スター クリッパーの設計は最も研究された例の 1 つであった。彼らは、使い捨てブースターに基づく「クラス I」ロケットの開発を直ちに開始し、その後「クラス II」の半再利用可能な設計をゆっくりと開発し、さらに将来的には「クラス III」の完全再利用可能な設計を開発するという開発プログラムを提案した。空軍は関連研究に最大 10 億ドルを費やしたと推定されているが、開発が進められたのはクラス I プログラムのみであり、X-20 ダイナソアは後にキャンセルされた。

空軍の研究からほどなくして、NASA はアポロ計画後の時代の研究を開始した。多種多様なプロジェクトが検討され、その多くはアポロのハードウェアの再利用に基づいていた (アポロ X、アポロ アプリケーション プログラムなど)。月面着陸の成功に沸き立ち、ますます野心的な一連のプロジェクトが普及し、そのプロセスは新しい NASA 長官トーマス O. ペインの下で大幅に拡大された。1970 年頃までに、これらのプロジェクトは 1975 年に 12 人乗りの宇宙ステーションを短期的に打ち上げることに落ち着き、これを 1980 年までに 50 人乗りの「宇宙基地」に拡大し、さらに小規模な月周回ステーション、そして最終的には1980 年代に火星への有人ミッションを実施することとなった。NASA は 1969 年 7 月に、ノースアメリカンとマクドネル ダグラスに宇宙ステーションの研究契約 290 万ドルを発注した。

1960 年代後半、これらのミッションをサポートする小型で安価な「ロジスティクス ビークル」というアイデアが、ほとんど後付けのように生まれました。ジョージ ミューラーは、そのようなシステムの計画策定を任され、1967 年 12 月に NASA 本部で 1 日のシンポジウムを開催して、さまざまなオプションを検討しました。80 人が出席し、主に乗組員を乗せ、既存の使い捨てブースターで打ち上げられる小型のダイナソアのようなビークルから、はるかに大型で完全に再利用可能な設計まで、多くの初期の空軍の取り組みから、さまざまな設計案が発表されました。

1968 年 10 月 30 日、NASA は当時「Integral Launch and Re-entry Vehicle (ILRV)」と呼ばれていたものの作業を正式に開始しました。この名前は、以前の空軍の研究から借用したものです。開発プログラムは、フェーズ A: 高度な研究、フェーズ B: プロジェクトの定義、フェーズ C: 機体設計、フェーズ D: 製造と運用の 4 つのフェーズで実施されることになっていました。フェーズ A には 4 つのチーム、フェーズ B には 2 つのチームが参加し、フェーズ C と D には単一の元請け業者が参加することになっていました。スペース シャトルのメイン エンジン(SSME) の別の競争も並行して行われることになっていました。

NASA ヒューストンとハンツビルは共同で、 8 か月にわたるフェーズ A ILRV 研究の提案依頼(RFP) を発行しました。要件は、5,000 ～ 50,000 ポンドのペイロードを 500 km の高度軌道に投入することでした。再突入体の横断距離は少なくとも 450 マイルで、通常の軌道経路の左または右に飛行できる必要があります。ゼネラル ダイナミクス、ロッキード、マクドネル ダグラス、マ​​ーティン マリエッタ、および (新しく命名された) ノース アメリカン ロックウェルが入札に招待されました。1969 年 2 月、RFP の検討後、マーティン マリエッタのエントリーは取り下げられましたが、同社は独自に作業を続けました。他のエントリーにはすべてフェーズ A の追加資金が与えられました。

ペインの野心的な計画に支えられ、1969 年 8 月、ILRV プログラムは「最大限の努力」設計として再定義され、完全に再利用可能な設計のみが受け入れられることになりました。これにより、フェーズ A の 2 回目の研究シリーズが始まりました。返された設計は多岐にわたり、元の RFP で指定された膨大なペイロード範囲を満たしていました。最も一般的な胴体設計は 2 つあるようでした。1 つは、高い横断距離を提供するものの、再突入後の操縦性が限られるリフティング ボディ設計、もう 1 つはこれらの基準を逆転させたデルタ翼設計です。

ファジェットは、提案された設計のすべてに、受け入れがたいほどの開発リスクが含まれていると感じていた。胴体と翼が別々になっている従来の航空機とは異なり、ILRV の設計では、翼と胴体が一体化したレイアウトになっていた。つまり、開発中にほぼ避けられない重量とバランスの変化を補うために、オービターの構造全体を変更する必要があるということだ。また、これらのレイアウトのいずれも、低速での操縦性が悪く、着陸時に非常に危険であると感じていた。失敗が確実と思われるプロジェクトに動揺した彼は、独自の設計に取り組み、それを DC-3 として発表した。

DC-3は他の突入機と異なり、より従来的なレイアウトで、ほぼ円筒形の胴体と低く取り付けられたわずかに後退した翼を備えていた。そのデザインは宇宙船というよりは貨物機のようだった。再突入は、ファジェットがマーキュリー計画のカプセルで初めて成功した弾道鈍体アプローチを使用して、宇宙船の下面を気流にさらす60度の機首上げ姿勢で達成された。再突入中、翼による揚力はほとんどまたは全くなかった。再突入後、宇宙船が下層大気圏に入ると、機首が傾いて従来の飛行姿勢になり、ダクトが開き、着陸のためにジェットエンジンが始動する。

この設計手法の利点は、重量とバランスの変化が、単に翼を移動したり形を変えたりすることで対処できることであり、これは航空機の設計で何十年も使用されてきた一般的な解決策であり、まさにこの理由で翼が後方に後退していたオリジナルのダグラス DC-3もその 1 つである。欠点は、宇宙船の極超音速揚力がほとんどないため、再突入時の操縦能力が制限され、航続距離が約 300 マイルになることである。低速飛行能力の向上によりこの点はいくらか補うことができるが、それでも義務付けられた 450 マイルには達しないだろう。再突入プロファイルの弾道部分は失速飛行を意味し、多くの NASA 宇宙飛行士が危険だと感じていた。

DC-3は元々のILRV計画には含まれていなかったが、ファジェットの名は非常に高く評価されていたため、ヒューストンのNASA宇宙センターの他の人々はすぐに彼の周りに集まった。NASAの他の部門は皆、ハンツビルのマーシャル宇宙飛行センターで開発された回収可能なサターン・ブースターのバージョン、ラングレー研究センターとドライデン飛行研究センター（エドワーズ）が好んだHL-10をベースにしたリフティング・ボディ、さらには単段軌道投入の航空宇宙機など、それぞれお気に入りの設計を選んだ。それ以降、プログラム全体は様々なチーム間の争いに悩まされた。1969年6月1日、DC-3の設計を攻撃する報告書が発表され、その年の残りの間、さらにいくつかの報告書が続いた。それにもかかわらず、ノースアメリカンはすぐにDC-3の設計を採用した。それは、NASAの契約を獲得する最良の方法はファジェットが好む設計を作ることだということを何年もかけて学んでいたからである。^[1]同社は1969年12月にDC-3を開発するための契約NAS9-9205を獲得した。

部門間で生じた行き詰まりを解消するため、1970 年 1 月 23 日にヒューストンで会議が開催され、社内のコンセプトをすべて検討しました。翌年、円筒形の燃料タンクを機体に取り付けるのが非常に困難であることが判明したため、リフティング ボディ派生型機の全シリーズを含むいくつかの設計案が取り下げられました。これにより、デルタ翼と Faget の DC-3 シリーズという 2 つの基本的なアプローチが残りました。DC-3 の開発は継続され、5 月 4 日に 1/10 スケール モデルの落下テストが開始されました。

1969年2月12日、リチャード・ニクソンは、スピロ・アグニュー副大統領の指揮の下に宇宙タスクグループを結成し、アポロ後のNASAのミッションを選択する任務を与えた。アグニューはすぐに、火星への挑戦で最高潮に達するNASAの野心的な計画の支持者となった。1969年9月11日に提出されたタスクグループの最終報告書には、3つの大まかな計画が概説されていた。最初の計画では、年間80億ドルから100億ドルの資金が必要で、NASAのすべての目標を達成する。2番目は、有人月周回ステーションを廃止すれば、これを80億ドル以下に削減する。そして最後の3番目は、年間50億ドルしか必要とせず、宇宙ステーションとシャトルのみを開発するというものであった。

当初、ニクソンは計画についてコメントしなかった。後に彼は、タスク グループの提案の中で最も小規模なものからさえもプログラムを大幅に縮小するよう要求し、宇宙基地かシャトルのどちらかを選択するよう彼らに迫った。この問題について議論した結果、NASA の技術者は、シャトルの開発によって宇宙ステーションの各部の打ち上げコストが下がると結論付けたため、シャトルの開発を進めることで将来のステーション開発の可能性が高まるように思われた。しかし、NASA のシャトル開発コストの見積もりは、行政管理予算局(OMB) から大きな懐疑的な反応を受けた。1970年のRANDによる調査では、開発コストを考慮すると、再利用可能な宇宙船を開発してもメリットがないことが示された。この報告書は、有人ステーションは使い捨てのブースターでより安価にサポートできると結論付けた。

この時までにペインはNASAを離れ、ゼネラル・エレクトリックに戻っており、より現実的なジェームズ・フレッチャーが後任となっていた。フレッチャーはシャトルのコンセプトについて独立した検討を命じた。ロッキードはシャトルがペイロードのコストを削減できる方法についての報告書を作成し、エアロスペース・コーポレーションは開発と運用のコストについて独立した報告書を作成することになっていた。そして、後にマセマティカがこれら2つを最終的な決定的報告書に統合することになっていた。マセマティカの報告書は非常に肯定的な内容で、完全に再利用可能な設計の開発によって打ち上げ1回あたりのコストが下がり、それによってペイロードのコストが下がり需要が増加すると示していた。しかし、この報告書は打ち上げ率の大幅な増加を前提としており、打ち上げ率の低下はいかなる利点も完全に覆してしまうという事実が計算上必然的に伴うものであった。それでも、この報告書は極めて影響力があり、シャトル計画はワシントンで継続的な議論の話題となった。

計画への支持を強化するため、フレッチャーは NASA に、当初「クラス III」完全再使用型宇宙船で開発されたように、空軍の要求にも対応できるシャトルを開発するよう指示した。シャトルが NASA だけでなく空軍にとっても不可欠なものとなった場合、事実上、不滅のものとなるだろう。空軍の要求は、当時開発中だった全長 60 フィート、重量 40,000 ポンドの大型スパイ衛星の計画シリーズに基づいていた。これらの衛星は、ケネディ宇宙センター(KSC) からの通常の打ち上げ重量 65,000 ポンドに相当する極軌道に打ち上げられる必要があった (東への打ち上げは、地球の自然な自転による無料のブーストを受ける)。

空軍はまた、1,500 マイルのクロスレンジ能力を要求しました。つまり、宇宙船は再突入を開始したときに、軌道経路の両側に 1,500 マイル (2,400 km) 離れた地点に着陸できなければなりません。これは、いわゆる「一周回軌道」の後に再び着陸できるようにしたいという要望によるものです。この能力は、必要に応じてより多くの中止の可能性を利用できるため、NASA にとっても有益でした。

新しいクロスレンジ要件により、DC-3 の設計は失敗に終わりました。

衛星は地球の表面ではなく、地球の中心の周りを回っています。宇宙船が赤道から真東に打ち上げられ、90分の低地球軌道に投入された場合、地球を一周して90分後に打ち上げられた地点に戻ります。しかし、打ち上げ地点は地球の自転により移動します。90分間で、地球は東に2,500キロメートル（1,600マイル）回転し、宇宙船が戻ってくるときに逃げていきます。軌道速度が時速約28,000キロメートル（17,000マイル）であることを考えると、90分間の軌道全体の約5分後に再突入を開始すれば、この差を埋めることができます。

ケネディ宇宙センターの北緯 28.5 度では、状況はより複雑です。90 分間の軌道で、KSC は約 1,350 マイル (2,170 km) 回転します。ただし、赤道軌道の場合とは異なり、宇宙船を傾斜軌道にもう少し長くとどまらせると、発射場の南に移動し始めます (最も効率的な発射は東向きで、軌道傾斜が発射緯度に等しくなり、発射地点が地上経路の最北になります)。最接近点は南西約 300 マイル (480 km) になります。発射場に戻りたい宇宙船は、再突入中に約 300 マイルのクロスレンジ操縦性を必要とし、NASA のシャトルの設計では、いくらかの作業スペースを確保するために約 450 マイルが要求されました。

空軍のヴァンデンバーグ空軍基地からの極軌道はまったく別の問題です。北緯 35 度近くで、1 回の軌道で移動する距離はケネディ宇宙センターよりわずかに短くなりますが、重要なのは、シャトルが東ではなく南へ移動するということです。つまり、軌道を移動しながら発射地点に向かって飛行しているわけではなく、1 回の軌道を終えると、再突入時に 1,350 マイルすべてを移動する必要があります。これらのミッションには、大幅に改善されたクロスレンジ能力が必要であり、わずかな余裕を持たせるために 1,500 マイルに設定されました。DC-3 シリーズの弾道再突入プロファイルでは、この要件を満たすことはまったくできませんでした。

1971 年 5 月 1 日、OMB は最終的に予算計画を発表し、今後 5 年間の NASA の予算を年間 32 億ドルに制限しました。既存のプロジェクト予算を考慮すると、これによりシャトルへの支出は年間約 10 億ドルに制限され、完全に再利用可能な設計を開発するために必要な金額よりはるかに少なくなりました。これらの制約に基づき、NASA は外部タンクを備えたクラス II のような機体に戻り、MSC-020 設計につながりました。その年の後半には直線翼設計はすべて正式に放棄されましたが、ファジェットのチームはそれにもかかわらずしばらくの間直線翼設計に取り組み続けました。

DC-3 は、大型のブースターと、全体的に同様の設計の小型シャトル/オービターを備えた 2 段式の航空機でした。どちらも、乗客や貨物の代わりに燃料タンクを収容する円筒形の大型胴体を備え、レイアウトは一般的に「ジャンボ ジェット」に似ていました。胴体の底部は再突入時の空気力学的特性を考慮して平らになっており、初期のモデルでは機首に向かってわずかに上向きになっていました。翼は胴体の底部と一直線に低く取り付けられ、前面は 14 度の後方傾斜で、背面は傾斜していませんでした。翼の平面図の一般的なレイアウトは、オリジナルの DC-3 に似ていました。尾翼は従来の3 面ユニットでしたが、オリジナルの MSC-001 設計では、デルタ型の水平安定板が胴体の底部に配置され、再突入時に後部に取り付けられたエンジンを保護するという二重の役割を果たしていました。後のバージョンでは、一般的にこの機能は搭載されておらず、胴体の中央に取り付けられたより従来的な表面が使用されていました。

オービターは2人の乗組員を乗せ、最大10人の乗客を収容できる設備を備えていた。貨物エリアは、機体の中央、後方の液体水素(LH2) タンクと前方の LH2/液体酸素複合タンクの間に設置されていた。この配置は、貨物を翼の中央に配置し、重い酸素と乗員室でエンジンの重量をバランスさせるために採用された。そして、軽量の水素が残りの内部空間を埋め尽くした。ブースターには貨物エリアがなかったため、後部に1つの LH2 タンクを備えたよりシンプルなタンク配置を採用した。ブースターは通常は無人飛行するが、フェリー飛行中に使用される2人用のコックピットエリアが含まれていた。

オービターは、推力が 250,000 lbf から 300,000 lbf に増加された2 基の改良型XLR-129エンジン、2 基の 15,000 lbf RL-10軌道操縦エンジン、および着陸用の 6 基のロールスロイス RB162ジェット エンジンによって駆動されました。ブースターは同じ XLR-129 エンジンを 11 基、着陸用に 4 基のプラット & ホイットニー JT8D を使用しました。シャトルとブースターの両方の XLR-129 は、垂直離陸用に点火されました。オービターは打ち上げのために比較的前方に搭載され、尾部はブースターの翼と一直線になりました。打ち上げ時の合計重量は約 2,030 トンになります。

オービターは、水平から約 60 度の角度で機首を高く上げて再突入し、2G のピークで減速して、高度 40,000 フィートで低亜音速に達する。この時点で機体の前進速度は非常に遅いため、機首を下げてオービターを急降下させ、翼上で対気速度を上げて水平飛行に移行させる。オービターの再突入時の予想加熱率は、前縁で 1650 度、下面の 80% で 790 度となる。

全体的な性能を最大化するため、ブースターはマッハ 10 で高度 45 マイルでオービターを放出しました。そのため、ブースターは再突入して着陸するために完全な熱保護システムを搭載する必要がありました。オービターとブースターは両方とも、スペース シャトルで最終的に使用されたものと同様の LI-1500 シリカ タイルで保護されることになりました。この設計はロッキードによって最近導入され、すぐにすべてのシャトル候補の基本設計となりました。その結果、両方の機体をアルミニウムで製造できるようになり、機体コストが大幅に削減されました。

どちらの機体も着陸ゴーアラウンドに必要な量のJP-4 を搭載していました。また、テスト飛行やフェリー輸送のために JP-4 を増量して搭載することもできました。オービターを発射した後、ブースターは遠すぎて簡単に方向転換してケネディに戻ることができないため、通常のミッション プロファイルでは、海上を滑走し、自動的に着陸し、燃料を補給して乗組員を乗せ、JT8D エンジンでケネディに戻ることになっていました。

ロッキード社は、1970年から1975年にかけての開発と初期生産に59億1,200万ドルかかると見積もった。6機のオービターと4機のブースターからなる艦隊は、年間50回の打ち上げ率をサポートしていただろう。

• マキシム・ファジェ、「スペースシャトル：新しい構成」、宇宙航空学、1970 年 1 月、52 ページ
• マーカス・リンドルス、「MSC/ノース・アメリカ コンセプト A、「DC-3」」、2003 年 1 月 21 日 (参照 4 件あり)
• 「シャトル」、astronautix.com 2012-03-13 にWayback Machineでアーカイブ

• DC-3 完全再利用可能スペースシャトルの初期コンセプト、Hazegrayart によるビデオレンダリング