Sea Dragon
Home – Ricerca – Sfoglia – Indice Alfabetico: 0- 1- 2- 3- 4- 5- 6- 7- 8- 9
A – B – C – D – E – F – G – H – I – J – K – L – M – N – P – Q – R – S – T – U – V – W – X – Y – Z Drago marino
Drago marino
di Credito: © Mark Wade
marina Americana ha lanciato pesanti-ascensore orbitale veicolo di lancio. Sea Dragon era un immenso veicolo di lancio a due stadi lanciato in mare progettato da Robert Truax per Aerojet nel 1962. Doveva essere in grado di mettere 1.2 milioni di sterline (550 tonnellate metriche) in orbita terrestre bassa. Il concetto era quello di ottenere costi minimi di lancio attraverso minori costi di sviluppo e produzione. Ciò significava accettare un booster più grande con un sistema di propulsione a prestazioni inferiori e un peso morto più elevato rispetto ai tradizionali progetti NASA e USAF.
Stato: Design 1962. Carico utile: 450.000 kg (990.000 lb). Spinta: 350,000. 00 kN (78,680,000 lbf). Massa lorda: 18.000.000 kg (39.000.000 lb). Altezza: 150.00 m (490.00 ft). Diametro: 23.00 m (75.00 ft). Apogeo: 185 km (114 miglia).
Il primo stadio aveva una singola pressione alimentata, camera di spinta di 36 milioni di kgf di spinta, bruciando LOX/Cherosene. Il secondo stadio era “considerevolmente più piccolo” (spinta solo 6,35 milioni di kgf!) e bruciato LOX / LH2. Il veicolo completo aveva un diametro di 23 m e una lunghezza di 150 m. Il peso totale era di 18.000 tonnellate. Il veicolo di lancio sarebbe stato alimentato con cherosene RP-1 in porto, quindi rimorchiato orizzontalmente fino a un punto di lancio in mare aperto. Sarebbe quindi riempito con ossigeno liquido criogenico e idrogeno da navi cisterna o prodotto per elettrolisi di acqua di mare da una portaerei nucleare (come la CVN Enterprise nella pittura). Dopo il rifornimento, i carri armati alla base del lanciatore sarebbero allagati e il veicolo avrebbe raggiunto una posizione verticale nell’oceano aperto. Il lancio sarebbe seguito. Il concetto è stato dimostrato con i test dei precedenti veicoli Sea Bee e Sea Horse. A parte la versione sacrificabile a due stadi di base, è stato progettato un veicolo riutilizzabile monostadio-orbita con un ugello a spina. I costi per l’orbita terrestre bassa sono stati stimati tra $60 / kg e $600 / kg-ad esempio un quarto di quello del Saturn V o meno.
Fase uno utilizzato azoto liquido per forzare i propellenti nel motore. All’accensione, la pressione della camera di combustione era di 20 atmosfere e il cherosene veniva forzato nella camera ad una pressione di 32 atmosfere e ossigeno liquido a 17 atmosfere. Con il burnout 81 secondi dopo la pressione della camera di combustione era diminuita a 14 atmosfere, la pressione di alimentazione del cherosene a 20 atmosfere e la pressione dell’ossigeno liquido a 8,5 atmosfere. Al burnout lo stadio aveva raggiunto una velocità di 1.8 km / secondo ad un’altitudine di 40 km e una gamma di 33 km. Dopo la separazione il palco avrebbe avuto un impatto sull’oceano 290 km downrange (una alternativa era il recupero e il riutilizzo del palco). Le perdite dovute alla gravità e alla resistenza erano ridotte al minimo dall’alto rapporto spinta-peso 2: 1 e dalle basse perdite di resistenza (la decelerazione al max q era di circa 0,2 G ) derivanti dalle grandi dimensioni del booster.
La fase due aveva un tempo di combustione di 260 secondi e una bassa pressione costante della camera di combustione di 7 atmosfere. Lo stadio ha raggiunto un delta V totale di 5.8 km / secondo, chiudendo a velocità orbitale ad un’altitudine di 230 km e 940 km downrange dal punto di lancio. Una caratteristica significativa del concetto era l’uso di un cono di uscita dell’ugello espandibile. Ciò ha aumentato il rapporto di area dell’ugello da 7:1 a 27:1 quando distribuito. I test iniziali hanno mostrato notevoli promesse, ma lo sviluppo è cessato a causa della mancanza di finanziamenti interni. Questo concetto è stato successivamente completamente sviluppato nell’ambito del programma solid rocket Peacekeeper.
Il progetto è stato rivisto con Todd Shipyards, che ha concluso che era ben all’interno delle loro capacità, e non troppo a differenza di fare uno scafo sottomarino. è stato utilizzato acciaio maraging spesso 8 mm, simile al motore solido Aerojet da 260 pollici dell’epoca. La NASA Marshall ha dato i progetti Aerojet a TRW per la valutazione. TRW ha confermato pienamente i costi e l’ingegneria di Aerojet, una grande sorpresa sia per TRW che per la NASA. Aerojet stava considerando l’acquisto di Sudden Ranch come sito di lancio per Sea Dragon. Questa proprietà comprendeva diversi chilometri di costa tra Santa Barbara e Vandenberg AFB. Questo era l’unico sito degli Stati Uniti continentali che poteva lanciarsi direttamente in un’orbita polare senza sorvolare aree popolate (e fu successivamente incorporato in Vandenberg).
Ma questo avvenne proprio mentre Apollo veniva ridotto e la guerra del Vietnam stava mangiando una quantità sempre maggiore del bilancio degli Stati Uniti. La NASA ha sciolto il loro ramo Progetti futuri (lasciando cadere quasi tutti i lavori di atterraggio su Marte con equipaggio). Le prospettive per Sea Dragon sono essenzialmente scomparse e Aerojet non ha più potuto finanziarlo su IR&D.
Molte grazie a Mark C Goll per aver fornito alcuni dei materiali su cui si è basato questo articolo.
LEO Payload: 450.000 kg (990.000 lb) ad un’orbita di 185 km a 90,00 gradi. Prezzo di lancio$: 300.000 milioni in 1962 dollari.
 |
Sea Horse American sea-launched test vehicle. La seconda fase del lancio in mare è stata quella di dimostrare il concetto su scala più ampia, con un razzo con un complesso insieme di sistemi di guida e controllo. Sea Horse ha usato uno dei 39 missili Corporali in eccesso che Truax ha ottenuto dall’esercito e ha dimostrato con successo l’accensione nell’oceano di uno stadio di razzo. |
 |
Excalibur marina Americana ha lanciato orbitale veicolo di lancio. Excalibur era una versione subscale di Sea Dragon proposta da Truax Engineering nel 1990. Presentava gli stessi attributi di Sea Dragon: design a basso costo (motori alimentati a pressione), LOX / Cherosene primo stadio (pressione camera di combustione 24 atmosfere) e LOx / LH2 secondo stadio (pressione camera 5 atmosfere). La guida sarebbe da un sistema inerziale/GPS combinato. Un veicolo Excalibur S ancora più piccolo dimostrerebbe il concetto e posizionerebbe 500 kg in orbita. |
Famiglia: heavy-lift, orbital launch vehicle, Sea-Launched. Persone: Truax. Paese: Stati Uniti d’America. Bibliografia: 480, 8622.
 |
Sea Dragon Credit: Truax Engineering |
 |
Sea Dragon Credit: via Mark C Goll |
 |
Sea Dragon Credit: via Mark C Goll |
 |
Sea Dragon Sea Dragon Launch Vehicle Credit: © Mark Wade |
- Idra – . Nazione: Stati Uniti d’America. Agenzia: USMC. Apogeo: 1.00 km (0.60 mi).
1961 Novembre 2 – . Sito di lancio: Point Mugu. Famiglia LV: Drago di mare. Veicolo di lancio: Seabee.
- Idra – . Nazione: Stati Uniti d’America. Agenzia: NMC. Apogeo: 1.00 km (0.60 mi).
1962 – . Veicolo di lancio: Sea Dragon.
- Sea Dragon a basso costo heavy-lift veicolo proposto -. Nazione: Stati Uniti d’America.
Sea Dragon era un progetto a due stadi in grado di mettere 550 tonnellate in orbita terrestre bassa. Il concetto era quello di ottenere costi minimi di lancio attraverso minori costi di sviluppo e produzione. Ciò significava accettare un booster più grande con un sistema di propulsione a prestazioni inferiori e un peso morto più elevato rispetto ai tradizionali progetti NASA e USAF.