De Northrop HL-10 is een van de 5 vliegtuigen van NASA's Edwards Flight Research Center (Dryda, Californië). Deze machines zijn gebouwd om de veilige manoeuvreer- en landingscapaciteiten van een vliegtuig met lage aerodynamische kwaliteit te bestuderen en te testen na terugkeer uit de ruimte. Studies met de HL-10 en andere soortgelijke apparaten werden uitgevoerd in juli 1966 - november 1975.
Op basis van theoretische studies in het begin van de jaren vijftig werd een stompe neuskegel erkend als de meest optimale vorm voor de kop van veelbelovende ballistische raketten. Bij het binnenkomen in de atmosfeer vermindert de vrijstaande schokgolf die voor het apparaat met een dergelijke kop verschijnt aanzienlijk de thermische belastingen en maakt het mogelijk om de massa van de gevechtslading te vergroten door de dikte van de hittebeschermende coatings te verminderen.
De NACA-specialisten die aan deze werken deelnamen, ontdekten dat deze afhankelijkheid ook behouden blijft voor de halve kegels. Ze onthulden ook een ander kenmerk: tijdens hypersonische stroming creëert het verschil in stromingsdruk op het onder- en bovenoppervlak een lift, die de manoeuvreerbaarheid van het vliegtuig aanzienlijk verhoogt bij het verlaten van de baan.
Voertuigen met een dragerlichaam (dit schema kreeg deze naam), nemen wat betreft hun glij-eigenschappen een tussenpositie in tussen ballistische capsules en orbitale vliegtuigen. Bovendien vereist het gebruik van afdalingscapsules in bemande ruimtevaartuigen aanzienlijke lancerings- en herstelkosten. De voordelen van "dragende behuizingen" zijn onder meer een hoge ontwerpperfectie, herbruikbaarheid, lagere ontwikkelingskosten in vergelijking met traditionele videoconferentiesystemen, enz.
Specialisten van het laboratorium. Ames, (hierna het Ames Center), werd een model van het apparaat berekend in de vorm van een stompe halve kegel met een plat bovenoppervlak. Voor koersstabiliteit moest het twee verticale kielen gebruiken, die de contouren van de romp voortzetten. Het geretourneerde ruimtevaartuig van deze configuratie kreeg de naam M2.
Soortgelijke onderzoeken werden uitgevoerd in het Langley Center. Medewerkers hebben verschillende schema's doorgerekend voor een videoconferencing systeem met een dragend lichaam. De meest veelbelovende daarvan was het HL-10-project ("Horizontal Landing"; 10 is het serienummer van het voorgestelde model). Het HL-10-apparaat had een bijna rond midscheeps bovenoppervlak met drie kielen, een vlakke, licht gebogen bodem.
Gezien de hoge prestaties van het ruimtevaartuig, heeft NASA, samen met de luchtmacht, in 1961 voorstellen overwogen voor gebruik in het maanprogramma voor de terugkeer van astronauten. De projecten werden echter niet aanvaard. Ondanks de bezuinigingen op de financiering van proefprojecten, werd dit werk voortgezet dankzij de inspanningen van enthousiastelingen. Eén modelvliegtuig maakte een schaalmodel van het vliegtuig en voerde worpproeven uit. Door het echte succes konden de opnames van de tests worden gedemonstreerd aan het management van de Dryden en Ames Centers. De eerste wees $ 10.000 uit de reservefondsen toe voor de vervaardiging van een volledig apparaat en de tweede stemde ermee in om aerodynamische tests uit te voeren. Het apparaat kreeg de aanduiding M2-F1.
Het zes meter lange model was gemaakt van aluminium buizen (powerstructuur) en multiplex (body). Een paar elevons was op de bovenrand van het staartgedeelte gemonteerd. Externe aluminium kielen waren uitgerust met roeren. Goede resultaten van de blowdowns maakten het mogelijk om taxitests te starten. Maar het ontbreken van een geschikte overkloktool dwong de aankoop van een Pontiac met een geforceerde motor, die een acceleratie van het 450 kg-model tot 160-195 km / u mogelijk maakt. De controles hadden een lage efficiëntie en verschaften niet de vereiste stabilisatie van het product. Het probleem werd opgelost door de centrale kiel te verwijderen en de stuurvlakken te verbeteren.
In een aantal runs werd het model boven de grond opgetild tot een hoogte van 6 m. Door het succes van de tests konden de projectdeelnemers de directeur van het Dryden Center overtuigen om het apparaat voor zelfplanning uit de auto te halen. Daarna begonnen de werptests van het model, het apparaat werd door een C-47-vliegtuig naar een hoogte van 3-4 km gesleept. De eerste zweefvlucht vond plaats op 16 augustus 1963. Over het algemeen vertoonde de M2-F1 een goede stabiliteit en handling.
De spectaculaire vlucht van het nieuwe apparaat, evenals de lage kosten van het uitgevoerde werk, maakten het mogelijk om het werk over dit onderwerp uit te breiden.
Medio 1964 tekende het Amerikaanse ruimtevaartagentschap NASA een overeenkomst met Northrop voor de bouw van twee vleugelloze volledig metalen herbruikbare voertuigen met een zelfdragende carrosserie. De nieuwe voertuigen werden aangeduid als HL-10 en M2-F2, die verschilden in het profiel van de laadbak.
Qua uiterlijk herhaalde de M2-F2 in feite de M2-F1: een halve kegel met een bovenste plat oppervlak was uitgerust met een paar verticale kielen zonder externe elevonen, roeren konden als remkleppen worden gebruikt. Om het zicht te verbreden, werd de cockpit naar voren geschoven en was de neus geglazuurd. Om de weerstand te verminderen en de stromingsomstandigheden te verbeteren, werd het lichaam van het model iets verlengd. In het staartgedeelte van de M2-F2 werd een ventrale flap geplaatst voor pitch-controle, het bovenoppervlak van de romp werd gecompleteerd door een paar elevon-flappen, die in antifase voor rolcontrole zorgden.
De romp van de Northrop HL-10 was een omgekeerde halve kegel met een afgeronde bovenste romp en een vlakke bodem. Daarnaast was er een centrale kiel. In het staartgedeelte werden twee trapeziumvormige elevons met kleine schilden geïnstalleerd. Op de buitenste kielen waren balanceerpanelen gemonteerd en de centrale kiel was een gespleten roer. Evenwichtspanelen en elevon-schilden werden alleen gebruikt voor stabilisatie tijdens trans- en supersonische vluchten. Bij het glijden na het actieve gedeelte met een snelheid van M = 0, 6-0, 8, werden ze gefixeerd om een sterke afname van de aerodynamische kwaliteit tijdens de landing te voorkomen. De geschatte landingssnelheid zou ongeveer 360 km / u zijn.
Omdat de raketvliegtuigen werden ontwikkeld in vrij strikte financiële beperkingen, werden de voertuigen om geld te besparen uitgerust met kant-en-klare eenheden en elementen: het hoofdlandingsgestel werd genomen van de F-5-jager, de schietstoel van de F-106-jager stoel, de voorste steun - van het T-39-vliegtuig.
De instrumentatie van het vliegtuig onderscheidde zich ook door zijn eenvoud - tijdens de eerste vluchten ontbraken ze zelfs houdingssensoren. De belangrijkste meetinstrumenten zijn versnellingsmeter, hoogtemeter, snelheids-, slip- en invalshoeksensoren.
Beide voertuigen waren uitgerust met een XLR-11-motor (stuwkracht 3,6 ton), die korte tijd werd gebruikt op het X-15-vliegtuig. Om het bereik tijdens een noodlanding te vergroten, waren de M2-F2 en HL-10 uitgerust met hulpraketmotoren voor vloeibare stuwstof op waterstofperoxide.
De brandstoftanks van de modellen waren tijdens de worpproeven gevuld met water van 1,81 ton.
Op 12 juli 1966 vond de eerste zweefvlucht van de M2-F2 plaats. Het model met een gewicht van 2,67 ton werd op een hoogte van 13500 m met een snelheid van M = 0,6 (697 km/u) van de B-52 gescheiden. De duur van de autonome vlucht was 3 minuten en 37 seconden. Op 10 mei 1967 vond een noodlanding plaats. De reden voor het verlies van controle was de "Dutch step", waarbij de rolhoek 140 graden was.
Er werd besloten om het vervallen apparaat te restaureren door het ontwerp aan te passen. Om zijdelingse stabiliteit te bieden aan het model, dat de aanduiding M2-F3 kreeg, installeerde het een centrale kiel en straalmotorblokken van het besturingssysteem.
Werpproeven werden in juni 1970 hervat. Zes maanden later vond de eerste vlucht plaats met de toevoeging van een ondersteunende raketmotor met vloeibare stuwstof. In de laatste testfase, voltooid in 1972, werd de M2-F3 gebruikt om verschillende ondersteunende taken op te lossen, waaronder de ontwikkeling van een afstandsbedieningssysteem als onderdeel van het Space Shuttle-programma. De vliegeigenschappen van het model werden ook geëvalueerd bij de beperkende hoogte- en snelheidsvliegmodi.
In december 1966 begonnen de werptests van de HL-10. Voor hen werd ook de B-52 gebruikt. De allereerste autonome vlucht werd bemoeilijkt door ernstige problemen - de bestuurbaarheid in de dwarsrichting was buitengewoon onbevredigend, de efficiëntie van de elevons tijdens bochten daalde sterk. De fout werd geëlimineerd door een aanzienlijke herziening van de buitenste kielen, die een stroom over de stuurvlakken vormden.
In het voorjaar van 1968 gingen de geplande Northrop HL-10-vluchten door. De eerste lancering van de duurzame raketmotor met vloeibare stuwstof vond plaats in oktober 1968.
De HL-10 werd ook gebruikt in het belang van de Space Shuttle. De laatste twee vluchten van het apparaat, uitgevoerd in de zomer van 1970, waren gewijd aan het oefenen van de landing met de krachtcentrale ingeschakeld. Daartoe werd de XLR-11 vervangen door drie waterstofperoxide vloeibare stuwstof raketmotoren.
Het experiment werd over het algemeen als succesvol beschouwd - de motoren die tijdens de landing werkten, verminderden de glijhoek van 18 naar 6 graden. De piloot van het apparaat merkte echter op dat er, ondanks het werk van grondgeleidingsmiddelen, enkele problemen waren bij het bepalen van het moment van het inschakelen van de raketmotoren.
Gedurende de gehele testperiode heeft de HL-10 37 lanceringen voltooid. Tegelijkertijd vestigde het model een recordhoogte (27,5 km) en snelheid (M = 1,86) voor raketzweefvliegtuigen met een dragend lichaam.
Tactische en technische kenmerken:
Lengte - 6,45 m;
Hoogte - 2,92 m;
Spanwijdte - 4, 15 m;
Vleugeloppervlak - 14, 9 m²;
Leeg gewicht - 2397 kg;
Volledig gewicht - 2721 kg;
Maximaal startgewicht - 4540 kg (brandstof - 1604 kg);
Krachtcentrale - Reactiemotoren XLR-11 vierkamerraketmotor (stuwkracht tot 35,7 kN);
Vliegbereik - 72 km;
Praktisch plafond - 27524 m;
Maximale snelheid - 1976 km / u;
De stuwkrachtcoëfficiënt per massa-eenheid is 1: 0, 99;
Vleugelbelasting - 304, 7 kg / m²;
Bemanning - 1 persoon.
Bereid op basis van materialen:
