クライスラーサービス

1966年、アメリカ空軍は様々な有人宇宙船とその関連ロケットを調査する研究を開始した。提案を検討した結果、再利用性のレベルに基づいて3つのクラスに分類された。開発規模が最も単純なのは、既存または改良されたICBMベースのロケットの上に宇宙往還機を搭載する「クラスI」機だった。「クラスII」機はロケットの一部の部品に部分的な再利用性を追加し、「クラスIII」機は完全に再利用可能だった。アメリカ空軍は既にX-20ダイナソア計画でクラスI設計に着手していたが、この計画は1963年12月に中止された。しかし、ロッキード・スタークリッパーのクラスII設計は将来の開発の可能性として関心を持っていた。アメリカ空軍が有人宇宙計画への関心を薄めていったため、この研究は結局何も実現しなかった。

当時、NASAはアポロ計画の機体が飛行段階へと進むにつれて、その構築を縮小している最中だった。将来を見据え、NASAのいくつかの部署は1970年代以降の有人ミッションを調査するプログラムを開始した。数多くの提案の中で、常駐有人宇宙ステーションが人気を集めた。これらの計画は一般的に、既存のサターンロケットを使用してステーションや乗組員を打ち上げることを想定していたが、サターンシステムは想定されていたような継続的な補給や乗組員の交代に対応できるものではなかった。シンプルで安価な有人打ち上げロケット、いわゆる「輸送・補給機」のアイデアは、宇宙ステーションの研究からほとんど後付けのように生まれ、最初に言及されたのは1967会計年度の予算だった。^{[ 1 ]}

低コストで再利用可能な宇宙輸送システム（STS）の設計は、1967年12月にジョージ・ミューラーがこのテーマに関する1日限りのブレインストーミングセッションを組織したことから本格的に始まった。彼は米空軍を招待することで議論を活性化させ、プロジェクトの当初の米空軍の略称「ILRV」をそのまま使用した。当初の米空軍の研究と同様に、小型の機体が構想され、交代要員と基本的な物資を運び、運用コストの低さと迅速なターンアラウンドが重視された。しかし、米空軍とは異なり、NASAの宇宙タスクフォースはすぐにクラスIII設計に直接着手することを決定した。

NASAはSTSの開発を4段階に分けて計画した。「フェーズA」は、全体的な技術方向性を定めるための初期調査のシリーズであり、1968年に提案書の作成に関する開発契約が締結され、提案書は1969年秋までに提出されることになっていた。様々な業界パートナーから多数の設計案が提出された。それらの設計案はほぼ例外なく小型で、完全再利用可能であり、デルタ翼またはリフティングボディの宇宙往還機をベースとしていた。

クライスラー・エアロスペースはフェーズAシリーズへの参入契約NAS8-26341を獲得し、チャールズ・サラット率いるチームを結成した。1969年の報告書NASA-CR-148948では、SERVの設計、予備的な性能測定、基本的なミッションプロファイルが概説された。この報告書では、幅23フィート（7.0m ）の貨物室について説明されている^{[ a ]。}サラットは、SERVはどの翼付きプラットフォームよりも優れた柔軟性を提供し、有人ミッションと無人ミッションの両方を打ち上げることができ、全体的にずっと小さいと確信していた^{[ 2 ] 。} 

NASAのほとんどのセンターが翼付き機のいずれかを支持しており、SERVはそれらのどれとも劇的に異なっていたため、官僚機構内で支持者を見つけることができず、STSの候補として真剣に検討されることはなかった。^{[ 3 ]}さらに、宇宙飛行士団は将来のNASAの宇宙船は有人である必要があると断固として主張しており、^{[ 4 ]}（そのため、無人になる可能性のあるSERVはそこでも支持者を得ることができなかった）、重量増加に対する感度から、SSTOとしてのコンセプトは技術的に高いリスクを抱えていた。

いずれにせよ契約延長が提案され、1971年7月1日に提出されたSERV設計に関する最終報告書NASA-CR-150241が作成された。この報告書は主に細かな点で異なっており、主な変更点は、シャトル計画の他の提案に合わせて貨物室の幅を23 フィートから15フィート（4.6メートル）に縮小したことである。 

SERVは、クライスラーが「改良型アポロ設計」と呼んだ、丸みを帯びた底面を持つ大きな円錐形の本体で構成されていた。この類似性は、両方の機体が鈍体再突入プロファイルを使用していたことに起因する。鈍体再突入プロファイルは、丸みを帯びた表面の前に非常に大きな衝撃波を発生させることで、再突入時の加熱負荷を軽減する。機体を進行方向に対して傾けると、衝撃波のパターンが変化し、宇宙船の操縦に使用できる揚力が発生する。SERVの場合、弾道経路の両側約100海里まで操縦できる。 ^{[ 5 ]}揚力発生を助けるために、SERVは「段付き」になっており、円錐の下部が約30度、上部が45度に近い角度で内側に傾いていた。SERVは最も広い部分で96フィート（29メートル） 、高さは83フィート（25メートル）だった。^{[ 6 ]}総離陸重量は6,000,000ポンド (2,700,000 kg)をわずかに超え、^{[ 7 ]}サターン Vの6,200,000ポンド (2,800,000 kg) ^{[ 8 ]}とほぼ同じだが、スペースシャトルの4,500,000ポンド (2,000,000 kg)よりは大きい。^{[ 9 ]}        

SERVの機体の大部分は鋼鉄複合ハニカムで構成されていた。底部はねじ込み式のアブレーション耐熱シールドパネルで覆われており、ミッション間の交換が容易であった。加熱負荷が著しく低い機体の上部は、下の石英断熱材を覆う金属製の屋根板で覆われていた。^{[ 10 ]} 底部から4本の着陸脚が伸びており、格納時にはその「足」が耐熱シールドの表面の一部を形成していた。^{[ 11 ]}

12 モジュールの LH2/LOXエアロスパイク エンジンが、可動式の金属製シールドで覆われたベースの縁の周囲に配置されていた。^{[ 12 ]}上昇中、シールドは空気圧の低下に合わせて本体から外側に移動し、大きな高度補償ノズルを形成する。モジュールには、通常の動作では設計容量の 75% で動作する 4 基のクロスリンクターボポンプのセットから燃料が供給され、1 基のターボポンプが故障した場合は、残りの 3 基を 100% までスロットルアップすることで、フル出力を維持できる。エンジン全体で 7,454,000  lbf (25.8 MN) の推力を発生させる^{[ 7 ]。}これは、サターン V ロケットの第 1 段であるS-ICとほぼ同じである。

また、基地の周囲には、着陸直前に噴射して降下速度を遅くするために、20,000 lbf (89 kN)のジェットエンジンが 40 基配置されていた。エンジン上部の可動ドアが開いて給気を行った。 ^{[ 13 ]} 2 基のRL10エンジンが軌道離脱推力を提供したため、メインエンジンを宇宙空間で再起動する必要はなかった。SERV ではそれほど大規模ではなかったが (下記参照)、軌道上での操縦も、異なる燃料を使用するスラスタの代わりに小型の LOX/LH2 エンジンによって行われた。^{[ 14 ]}  

機体の外周、エンジンのすぐ上に円錐形のタンクが並んでおり、そこに液体酸素（LOX）が貯蔵されていた。液体水素（LH2）は、機体の中心に近い、はるかに大きなタンクに貯蔵されていた。LOXタンクの丸い端の下の隙間には、ジェットエンジンに燃料として使用されるJP-4を貯蔵する、はるかに小さな球形のタンクが配置されていた。軌道制御エンジンと軌道離脱エンジンは、宇宙船の上部に集まっており、LH2タンクの間に挟まれた専用のタンクから燃料が供給されていた。^{[ 13 ]}このタンク配置により、機体の中央には15フィート× 60フィート（18メートル）の大きな空きスペースができ、そこが貨物室として使われた。^{[ b ]} 

宇宙船の基本的な構成とミッションプロファイルは2種類想定されていた。「モードA」ミッションでは、SERVを高度260海里（480km ）、軌道傾斜角55度の高高度待機軌道に投入し、これは国際宇宙ステーションの軌道（高度270海里（500km ））のすぐ下に位置する。「モードB」ミッションでは、高度110海里（200km ） 、軌道傾斜角28.5度の低地球軌道（LEO）に投入し、ケネディ宇宙センターから真東方向へ打ち上げる。いずれの場合も、SERVの格納庫には長尺の貨物コンテナが搭載され、オプションで上部に有人宇宙船を搭載することも可能だった。      

当初の提案では、有人ミッションをサポートするためにMURPと呼ばれるリフティングボディスペースプレーンが使用されました。MURPは、ノースアメリカンロックウェルがSTSの取り組みの一環として既に研究していたHL-10設計に基づいていました。MURPは貨物コンテナとフェアリングの上に取り付けられ、全長は114フィート（35メートル）でした。 ^{[ 15 ]}研究の第2バージョンでは、クライスラーはMURPをアポロCSMに基づく「人員モジュール」に置き換えるオプションも追加しました。これは同じ貨物コンテナと組み合わせると全長74フィート（23メートル）でした。元の「SERV-MURP」はSERVと組み合わせると137フィート（42メートル）でしたが、新しい構成「SERV-PM」は高さ101フィート（31メートル）でした。^{[ 7 ]}どちらのシステムも、上昇全体を通して有人部分の全方位アボートが含まれていました。^{[ 16 ]}      

モードとモジュールの 4 つの組み合わせすべてを検討した結果、最も効率的な 2 つの基本的なミッション プロファイルが選択されました。SERV-PM では、高地球軌道が使用され、PM はステーションに到達するために短い距離だけマニューバします。SERV-MURP では、低地球軌道が使用され、MURP は残りの距離を自力でマニューバします。どちらの場合も、SERV はすぐに地球に帰還し、PM または MURP を自力で着陸させるか、より一般的には、以前のミッションからの貨物モジュールが地球に帰還するためにランデブーするまでパーキング軌道で待機することができます。^{[ 17 ]}重量とバランスの考慮事項により、帰還ペイロードが制限されました。

どちらの構成でも、宇宙ステーションに25,000ポンド (11,000 kg)の貨物を届けましたが、PM 構成では投下された総重量ははるかに少なくなりました。 ^{[ 15 ]} PM 構成をカプセルの代わりにフェアリングで使用した場合、SERV はLEO に112,000ポンド (51,000 kg)を、または「拡張ノーズコーン」を使用すると最大125,000ポンド (57,000 kg)を届けることができました。 ^{[ 18 ]}拡張ノーズコーンは、上昇中に機体から離れた衝撃波を発生させることで大気抵抗を低減する、細さ比の高い長いスパイクでした。 ^{[ 11 ]}      

さらに、クライスラーは、SERV の前面に幅33フィート (10 m)の積荷を支える方法も概説した。これは、サターン V の下段であるS-ICとS-IIの直径である。NASA は、この直径に基づいてアポロ応用プログラム用にさまざまなペイロードを提案しており、これらはサターン INT-21で打ち上げられる予定だった。クライスラーは、重量を考慮すれば、SERV でも打ち上げられることを実証した。しかし、これらの計画は、より大きな23フィート (7.0 m)の貨物室を備えた初期の SERV 設計に基づいていた。 ^{[ 11 ]} NASA の積荷が、すべての STS 提案に共通するより小さな15フィート ( 4.6 m)の貨物室に合うように調整されたとき、このオプションは取り下げられた。      

SERVは長期間軌道上に留まることは想定されておらず、報告書に記載されている最長のミッションは48時間弱であった。^{[ 19 ]}通常、数回の周回で地上軌道がケネディ宇宙センターに十分近づいた後に帰還し、一周して中止するミッションも検討された。機体は再 突入マニューバリングを使用して着陸地点から4マイル（6km）以内の場所に帰還するように設計されており、残りの距離はジェット推進による降下中に補われることになっていた。^{[ 20 ]}

NASAはクライスラーと提携し、ニューオーリンズ郊外のミショー組立施設でNASA設計のサターンIBを製造した。クライスラーはSERVもミショーで製造し、ボーイングのS-ICを同じ工場から輸送するのに使われていたベイ級船でKSCに輸送することを提案した。SERVは船よりも幅が広かったため、全体の幅を狭めるために少し傾けて運ぶ必要があった。その後、宇宙船を水しぶきから守るために船の側面にポンツーンが追加された。^{[ 21 ]}

SERVは、車両組立棟（VAB）のハイベイで装備され、ローベイで準備されたPMまたはMURPと結合され、既存のクローラー輸送車でLC39パッドに輸送される予定だった。^{[ 22 ]} LC39パッドは、サターンIBの打ち上げに必要なのと同様に、SERVの使用のためにわずかな変更しか必要としなかった。^{[ 23 ]}クライスラーは、LC39とVABの間に複数のSERV着陸パッドを建設し、既存のスペースシャトル着陸帯の近くにMURP用の着陸帯を建設することを提案した。^{[ 24 ]} SERVは、巨大な平床トラックでVABに戻される予定だった。他に新たに建設されたインフラは、ミショー近郊のミシシッピ試験運用エンジン試験施設にある一連の試験台だけだった。

既存のインフラの多くを再利用することで、プログラム全体のコストが削減されました。総コストは35億6500万ドルと見積もられ、SERV1機あたりのコストは1971会計年度のドル換算で3億5000万ドル、耐用年数は10年で100回の飛行が想定されていました。^{[ 25 ]}これは、ほとんどの企業が提出した2段階フライバック方式の提案よりもはるかに安価で、その提案の開発コストはピーク時で100億ドル程度でした。