El Northrop HL-10 es uno de los 5 aviones del Centro de Investigación de Vuelo Edwards de la NASA (Dryda, California). Estas máquinas fueron construidas para estudiar y probar las capacidades seguras de maniobra y aterrizaje de una aeronave con baja calidad aerodinámica después de regresar del espacio. Los estudios que utilizaron el HL-10 y otros dispositivos similares se llevaron a cabo entre julio de 1966 y noviembre de 1975.
Sobre la base de estudios teóricos a principios de la década de 1950, se reconoció que un cono de punta roma era la forma más óptima para la cabeza de los misiles balísticos prometedores. Al entrar en la atmósfera, la onda de choque desprendida que aparece frente al aparato con tal cabezal reduce significativamente las cargas térmicas y permite aumentar la masa de la ojiva reduciendo el espesor de los revestimientos térmicos.
Los especialistas de la NACA que participaron en estos trabajos encontraron que esta dependencia también se conserva para los semiconos. También revelaron otra característica: durante el flujo hipersónico, la diferencia en la presión del flujo en las superficies inferior y superior crea una sustentación, lo que aumenta significativamente la maniobrabilidad de la aeronave al salir de la órbita.
Los vehículos con carrocería de transporte (este esquema recibió este nombre), en términos de sus características de deslizamiento, ocupan una posición intermedia entre las cápsulas balísticas y los aviones orbitales. Además, el uso de cápsulas de descenso en naves espaciales tripuladas requiere importantes costos de lanzamiento y recuperación. Las ventajas de las "carcasas portantes" incluyen una alta perfección de diseño, reutilización, menores costos de desarrollo en comparación con los sistemas tradicionales de videoconferencia, etc.
Especialistas del Laboratorio. Ames, (en adelante, el Centro Ames), se calculó un modelo del aparato en forma de semicono romo con una superficie superior plana. Para la estabilidad direccional, se suponía que debía usar dos quillas verticales, que continúan los contornos del fuselaje. A la nave espacial devuelta de esta configuración se le dio el nombre de M2.
Se llevaron a cabo estudios similares en el Langley Center. Los empleados han calculado varios esquemas para un sistema de videoconferencia con un cuerpo portante. El más prometedor de ellos fue el proyecto HL-10 ("Aterrizaje horizontal"; 10 es el número de serie del modelo propuesto). El aparato HL-10 tenía una superficie superior en el medio del barco casi redonda con tres quillas, un fondo plano y ligeramente curvado.
Dado el alto rendimiento de la nave espacial, la NASA, junto con la Fuerza Aérea, en 1961 consideraron propuestas para su uso en el programa lunar para el regreso de los astronautas. Sin embargo, los proyectos no fueron aceptados. A pesar de los recortes en la financiación de los proyectos piloto, este trabajo continuó gracias al esfuerzo de los entusiastas. Un modelo de avión hizo un modelo a escala del avión y llevó a cabo pruebas de lanzamiento. El verdadero éxito ha permitido demostrar las grabaciones de las pruebas a la dirección de los Centros Dryden y Ames. El primero asignó $ 10,000 de los fondos de reserva para la fabricación de un aparato a gran escala y el segundo acordó realizar pruebas aerodinámicas. El dispositivo recibió la designación M2-F1.
El modelo de seis metros estaba hecho de tubos de aluminio (estructura de potencia) y madera contrachapada (cuerpo). Se montó un par de elevones en el borde superior de la sección de la cola. Las quillas exteriores de aluminio estaban equipadas con timones. Los buenos resultados de las purgas permitieron iniciar las pruebas de rodaje. Pero la falta de una herramienta de overclocking adecuada obligó a la compra de un Pontiac con motor forzado, que proporciona una aceleración del modelo de 450 kg a 160-195 km / h. Los controles tuvieron baja eficiencia y no proporcionaron la estabilización requerida del producto. El problema se solucionó eliminando la quilla central y mejorando las superficies de control.
En varias carreras, el modelo se elevó por encima del suelo a una altura de 6 m. El éxito de las pruebas permitió a los participantes del proyecto persuadir al director del Dryden Center para que desenganchara el dispositivo para la auto-planificación del automóvil. Después de eso, comenzaron las pruebas de lanzamiento del modelo, el dispositivo fue remolcado por un avión C-47 a una altitud de 3-4 km. El primer vuelo en planeo tuvo lugar el 16 de agosto de 1963. En general, el M2-F1 demostró una buena estabilidad y manejo.
El espectacular vuelo del nuevo dispositivo, así como el bajo costo del trabajo realizado, hicieron posible ampliar el trabajo sobre este tema.
A mediados de 1964, la agencia aeroespacial estadounidense NASA firmó un acuerdo con Northrop para la construcción de dos vehículos reutilizables totalmente metálicos sin alas con un cuerpo autoportante. Los nuevos vehículos fueron designados HL-10 y M2-F2, que diferían en el perfil del cuerpo de transporte.
En apariencia, el M2-F2 básicamente repetía el M2-F1: un semicono con una superficie plana superior estaba equipado con un par de quillas verticales sin elevadores externos, los timones se podían usar como flaps de freno. Para ampliar la vista, la cabina se movió hacia adelante y el morro estaba acristalado. Para reducir la resistencia y mejorar las condiciones de flujo, el cuerpo del modelo se alargó ligeramente. En la sección de cola del M2-F2, se colocó un flap ventral para control de cabeceo, la superficie superior del casco se completó con un par de flaps de elevon, que proporcionaron control de balanceo en antifase.
El casco Northrop HL-10 era un semicono invertido con un fuselaje superior redondeado y un fondo plano. Además, había una quilla central. En el tramo de cola se instalaron dos elevadores trapezoidales con pequeños escudos. Se montaron paneles de equilibrio en las quillas exteriores y la quilla central era un timón partido. Los paneles de equilibrio y los escudos de elevones se utilizaron para la estabilización solo durante el vuelo trans y supersónico. Al planear después de la sección activa a una velocidad de M = 0, 6-0, 8, se fijaron para evitar una fuerte disminución de la calidad aerodinámica durante el aterrizaje. Se suponía que la velocidad de aterrizaje estimada era de unos 360 km / h.
Dado que los aviones cohete se desarrollaron con restricciones financieras bastante estrictas, para ahorrar dinero, los vehículos estaban equipados con unidades y elementos prefabricados: el tren de aterrizaje principal se tomó del caza F-5, el asiento eyectable del caza F-106 asiento, el soporte delantero - del avión T-39.
La instrumentación de la aeronave también se distinguió por su simplicidad: durante los primeros vuelos, incluso carecían de sensores de actitud. Los principales instrumentos de medición son acelerómetro, altímetro, sensores de velocidad, deslizamiento y ángulo de ataque.
Ambos vehículos estaban equipados con un motor XLR-11 (3,6 toneladas de empuje), que se utilizó durante un breve período de tiempo en el avión X-15. Para aumentar el alcance durante un aterrizaje de emergencia, el M2-F2 y el HL-10 fueron equipados con motores auxiliares de cohetes propulsores líquidos alimentados por peróxido de hidrógeno.
Los tanques de combustible de los modelos durante las pruebas de lanzamiento se llenaron con agua que pesaba 1,81 toneladas.
El 12 de julio de 1966 tuvo lugar el primer vuelo en planeo del M2-F2. El modelo que pesaba 2,67 toneladas se separó del B-52 a una altitud de 13500 m a una velocidad de M = 0,6 (697 km / h). La duración del vuelo autónomo fue de 3 minutos 37 segundos. El 10 de mayo de 1967 se produjo un aterrizaje de emergencia. La razón de la pérdida de control fue el "paso holandés", durante el cual el ángulo de alabeo era de 140 grados.
Se decidió restaurar el aparato en ruinas modificando el diseño. Para proporcionar estabilidad lateral en el modelo, que recibió la designación M2-F3, instaló una quilla central y bloques de motor a reacción del sistema de control.
Las pruebas de tiro se reanudaron en junio de 1970. Seis meses después, el primer vuelo tuvo lugar con la inclusión de un motor cohete propulsor líquido sustentador. En la etapa final de prueba, completada en 1972, el M2-F3 se utilizó para resolver varias tareas auxiliares, incluido el desarrollo de un sistema de control remoto como parte del programa del Transbordador Espacial. Las características de vuelo del modelo también se evaluaron en los modos de vuelo de altitud y velocidad límite.
En diciembre de 1966, comenzaron las pruebas de lanzamiento del HL-10. Para ellos, también se utilizó el B-52. El primer vuelo autónomo se complicó por serios problemas: la capacidad de control en la dirección transversal fue extremadamente insatisfactoria, la eficiencia de los elevones durante los giros disminuyó drásticamente. La falla se eliminó mediante una revisión significativa de las quillas exteriores, que formaron un flujo sobre las superficies de control.
En la primavera de 1968, continuaron los vuelos previstos de Northrop HL-10. El primer lanzamiento del motor cohete propulsor líquido sustentador tuvo lugar en octubre de 1968.
El HL-10 también se utilizó en interés del Transbordador Espacial. Los dos últimos vuelos del aparato, realizados en el verano de 1970, se dedicaron a practicar el aterrizaje con la central encendida. Con este fin, el XLR-11 fue reemplazado por tres motores cohete propulsores líquidos de peróxido de hidrógeno.
En general, el experimento se consideró exitoso: los motores que operaban durante el aterrizaje redujeron el ángulo de la trayectoria de planeo de 18 a 6 grados. Sin embargo, el piloto del aparato advirtió que, a pesar del trabajo de los medios de guiado en tierra, existían algunas dificultades para determinar el momento de encendido de los motores de los cohetes.
Durante todo el período de prueba, el HL-10 completó 37 lanzamientos. Al mismo tiempo, el modelo estableció un récord de altitud (27,5 km) y velocidad (M = 1,86) para planeadores de cohetes con cuerpo portante.
Características tácticas y técnicas:
Longitud - 6,45 m;
Altura - 2,92 m;
Envergadura - 4, 15 m;
Área del ala - 14, 9 m²;
Peso vacío - 2397 kg;
Peso total - 2721 kg;
Peso máximo de despegue - 4540 kg (combustible - 1604 kg);
Planta de energía: motores de reacción, motor cohete de cuatro cámaras XLR-11 (empuje de hasta 35,7 kN);
Rango de vuelo: 72 km;
Techo práctico - 27524 m;
Velocidad máxima - 1976 km / h;
El coeficiente de empuje por unidad de masa es 1: 0, 99;
Carga alar - 304, 7 kg / m²;
Tripulación - 1 persona.
Elaborado a base de materiales:
