Northrop HL-10 on üks NASA Edwardsi lennuuuringute keskuse (Dryda, California) viiest lennukist. Need masinad ehitati selleks, et uurida ja katsetada pärast kosmosest naasmist madala aerodünaamilise kvaliteediga lennuki ohutuid manööverdamis- ja maandumisvõimalusi. Uuringud HL -10 ja muude sarnaste seadmetega viidi läbi juulis 1966 - novembris 1975.
1950. aastate alguse teoreetiliste uuringute põhjal tunnistati paljulubavate ballistiliste rakettide pea optimaalseimaks kujuks nüri koonus. Atmosfääri sisenedes vähendab sellise peaga aparaadi ette ilmuv irdunud lööklaine oluliselt termilisi koormusi ja võimaldab suurendada lõhkepea massi, vähendades kuumust kaitsvate katete paksust.
NACA spetsialistid, kes nendes töödes osalesid, leidsid, et see sõltuvus on säilinud ka poolkoonuste puhul. Samuti paljastasid nad veel ühe omaduse: hüpersoonilise voolu ajal tekitab voolu rõhu erinevus alumisele ja ülemisele pinnale tõste, mis suurendab oluliselt lennuki manööverdusvõimet orbiidilt lahkudes.
Kandekerega sõidukid (see skeem sai selle nime) oma libisemisomaduste poolest asuvad ballistiliste kapslite ja orbitaallennukite vahel vahepositsioonil. Lisaks nõuab laskuvate kapslite kasutamine mehitatud kosmoselaevades märkimisväärseid stardi- ja taastamiskulusid. "Kandekorpuste" eelised hõlmavad disaini täiuslikkust, korduvkasutatavust, väiksemaid arenduskulusid võrreldes traditsiooniliste videokonverentsisüsteemidega jne.
Labori spetsialistid. Ames, (edaspidi Amesi keskus), arvutati seadme mudel nüri poolkoonuse kujul, millel oli tasane ülemine pind. Suuna stabiilsuse tagamiseks pidi see kasutama kahte vertikaalset kiilu, mis jätkavad kere kontuure. Selle konfiguratsiooniga tagastatud kosmoselaevale anti nimi M2.
Sarnased uuringud viidi läbi ka Langley keskuses. Töötajad on arvutanud välja mitu skeemi kandekerega videokonverentsisüsteemi jaoks. Kõige lootustandvam neist oli projekt HL-10 ("Horisontaalne maandumine"; 10 on kavandatava mudeli seerianumber). Aparaadil HL-10 oli peaaegu ümmargune laeva keskel kolm kiili, tasane, kergelt kõverdatud põhi.
Arvestades kosmoselaeva suurt jõudlust, kaalus NASA koos õhuväega 1961. aastal ettepanekuid nende kasutamiseks astronautide tagasipöördumise kuuprogrammis. Projekte aga vastu ei võetud. Vaatamata katseprojektide rahastamise kärpimisele jätkus see töö tänu entusiastide pingutustele. Üks lennukimudel tegi lennukist mastaabimudeli ja viis läbi viskekatseid. Tõeline edu on võimaldanud testide salvestusi demonstreerida Drydeni ja Amesi keskuste juhtkonnale. Esimene eraldas reservfondidest 10 000 dollarit täismõõdus aparatuuri tootmiseks ja teine nõustus aerodünaamiliste testide läbiviimisega. Seade sai tähise M2-F1.
Kuue meetri mudel valmistati alumiiniumtorudest (jõustruktuur) ja vineerist (korpus). Sabaosa ülemisele servale oli paigaldatud elevantide paar. Välised alumiiniumist kiilid olid varustatud roolidega. Löökide head tulemused võimaldasid alustada ruleerimiskatseid. Kuid sobiva kiirendustööriista puudumine sundis ostma sunnitud mootoriga Pontiaci, mis tagab 450-kilogrammise mudeli kiirenduse 160-195 km / h. Juhtseadised olid madala efektiivsusega ega pakkunud toote nõutavat stabiliseerumist. Probleem lahendati, kõrvaldades keskkiilu ja täiustades juhtpindu.
Mitme jooksu ajal tõsteti mudel maapinnast 6 m kõrgusele. Katsete edukus võimaldas projektis osalejatel veenda Drydeni keskuse direktorit seadme iseplaneerimiseks seadme küljest lahti haakima. Pärast seda algasid mudeli viskekatsed, seade pukseeriti C-47 lennukiga 3-4 km kõrgusele. Esimene purilennulend toimus 16. augustil 1963. aastal. Üldiselt näitas M2-F1 head stabiilsust ja juhitavust.
Uue seadme suurejooneline lend ja tehtud tööde madal hind võimaldasid sellel teemal tööd laiendada.
1964. aasta keskel sõlmis Ameerika lennundusagentuur NASA lepingu Northropiga kahe isekandva kerega tiibadeta täismetallist korduvkasutatava sõiduki ehitamiseks. Uutele sõidukitele anti tähised HL-10 ja M2-F2, mis erinesid kandekere profiili poolest.
Välimuselt kordas M2-F2 põhimõtteliselt M2-F1: ülemise tasase pinnaga poolkoonus oli varustatud paari vertikaalse kiiliga, millel ei olnud väliseid elevante, roolid võisid kasutada piduriklappidena. Vaate laiendamiseks nihutati kokpiti ettepoole ja nina klaasiti. Takistuse vähendamiseks ja voolutingimuste parandamiseks pikendati mudeli korpust veidi. M2-F2 sabaosas asetati kaldenurga reguleerimiseks ventraalne klapp, kere ülemist pinda täiendas paar elevoni klapi, mis pakkusid veeremise kontrolli faasis.
Northrop HL-10 kere oli ümberpööratud poolkoonus, ümara kere ja lameda põhjaga. Lisaks oli seal keskkiil. Saba sektsiooni paigaldati kaks väikeste kilpidega trapetsikujulist elevoni. Tasakaalustuspaneelid olid paigaldatud välistele kiilidele ja keskkiil oli poolitatud rool. Tasakaalustuspaneele ja elevoni kilpe kasutati stabiliseerimiseks ainult trans- ja ülehelikiirusel. Liugudes pärast aktiivset lõiku kiirusega M = 0, 6-0, 8, fikseeriti need, et vältida maandumisel aerodünaamilise kvaliteedi järsku langust. Hinnanguline maandumiskiirus pidi olema umbes 360 km / h.
Kuna raketilennukeid arendati raha säästmiseks üsna rangete rahaliste piirangutega, varustati sõidukid valmisüksuste ja elementidega: peamine maandumisseade võeti hävitajalt F-5, hävitaja F-106 väljatõmbetoolilt. iste, eesmine tugi - lennukilt T -39.
Lennuki mõõteriistu eristas ka lihtsus - esimestel lendudel puudusid neil isegi hoiakuandurid. Peamised mõõteriistad on kiirendusmõõtur, kõrgusemõõtur, kiirus-, libisemis- ja ründenurga andurid.
Mõlemad sõidukid olid varustatud mootoriga XLR-11 (tõukejõud 3,6 tonni), mida kasutati lühikest aega X-15 lennukil. Vahemiku maandumiseks avariimaandumise ajal varustati M2-F2 ja HL-10 vesinikperoksiidiga töötavate vedelkütuse abimootoritega.
Mudelite kütusepaagid olid visketestide ajal täidetud 1,81 tonni kaaluva veega.
12. juulil 1966 toimus M2-F2 esimene liuglend. 2,67 tonni kaaluv mudel eraldati B-52-st 13500 m kõrgusel kiirusega M = 0,6 (697 km / h). Autonoomse lennu kestus oli 3 minutit 37 sekundit. 10. mail 1967 toimus hädamaandumine. Kontrolli kaotamise põhjuseks oli "Hollandi samm", mille käigus oli pöördenurk 140 kraadi.
Otsustati lagunenud aparaat taastada disaini muutes. Tähise M2-F3 saanud mudeli külgstabiilsuse tagamiseks paigaldati juhtimissüsteemi keskkiil ja reaktiivmootoriplokid.
Heitekatseid jätkati 1970. aasta juunis. Kuus kuud hiljem toimus esimene lend, mis hõlmas säästva vedelkütuse raketimootorit. Testimise viimases etapis, mis viidi lõpule 1972. aastal, kasutati M2-F3 mitmesuguste lisaülesannete lahendamiseks, sealhulgas kosmosesüstiku programmi raames kaugjuhtimissüsteemi arendamiseks. Mudeli lennuomadusi hinnati ka piiravate kõrguste ja kiirusega lennurežiimide puhul.
1966. aasta detsembris alustati HL-10 viskekatseid. Nende jaoks kasutati ka B-52. Kõige esimest autonoomset lendu raskendasid tõsised probleemid - juhitavus põikisuunas oli äärmiselt ebarahuldav, elevantide kasutegur kurvide ajal langes järsult. Viga kõrvaldati väliste kiilide olulise ülevaatamisega, mis moodustas voolu üle juhtpindade.
1968. aasta kevadel jätkusid Northrop HL-10 plaanitud lennud. Säästva vedelkütuse raketimootori esimene käivitamine toimus oktoobris 1968.
HL-10 kasutati ka kosmosesüstiku huvides. Aparaadi kaks viimast lendu, mis sooritati 1970. aasta suvel, olid pühendatud maandumise harjutamisele sisselülitatud elektrijaamaga. Sel eesmärgil asendati XLR-11 kolme vesinikperoksiidi vedelkütusega rakettmootoriga.
Katse peeti üldiselt edukaks - maandumisel töötavad mootorid vähendasid liugtee nurka 18 -lt 6 kraadile. Aparaadi piloot märkis aga, et vaatamata maapealsete juhtimisvahendite tööle oli raketimootorite sisselülitamise hetke määramisel mõningaid raskusi.
Kogu testimisperioodi jooksul viidi HL-10 läbi 37 stardiga. Samal ajal püstitas mudel kandekerega raketipurilennukitel rekordkõrguse (27,5 km) ja kiiruse (M = 1,86).
Taktikalised ja tehnilised omadused:
Pikkus - 6,45 m;
Kõrgus - 2,92 m;
Tiivaulatus - 4, 15 m;
Tiiva pindala - 14,9 m²;
Tühimass - 2397 kg;
Täismass - 2721 kg;
Maksimaalne stardimass - 4540 kg (kütus - 1604 kg);
Elektrijaam-Reaction Motors XLR-11 neljakambriline rakettmootor (tõukejõud kuni 35,7 kN);
Lennuulatus - 72 km;
Praktiline lagi - 27524 m;
Maksimaalne kiirus - 1976 km / h;
Tõukejõu koefitsient massiühiku kohta on 1: 0, 99;
Tiibade laadimine - 304, 7 kg / m²;
Meeskond - 1 inimene.
Valmistatud materjalide põhjal:
