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Dragão do Mar
Crédito: © Mark Wade

– Americano de mar-lançado heavy-lift orbital veículo de lançamento. O Sea Dragon foi um imenso veículo de lançamento lançado em duas etapas, projetado por Robert Truax para a Aerojet em 1962. Era para ser capaz de colocar 1.2 milhões de libras (550 toneladas métricas) em órbita terrestre baixa. O conceito era atingir custos mínimos de lançamento através de menores custos de desenvolvimento e produção. Isso significava aceitar um reforço maior com um sistema de propulsão de menor desempenho e maior peso morto de estágio, em seguida, os projetos tradicionais da NASA e da USAF.

Status: Design 1962. Carga útil: 450.000 kg (990.000 lb). Impulso: 350.000. 00 kN (78.680.000 lbf). Massa bruta: 18,000,000 kg (39,000,000 lb). Altura: 150,00 m (490,00 pés). Diâmetro: 23,00 m (75,00 pés). Apogee: 185 km (114 mi).

o primeiro estágio teve uma única pressão alimentada, câmara de impulso de 36 milhões de kgf, queimando LOX / querosene. A segunda fase foi “consideravelmente menor” (impulso de apenas 6,35 milhões de kgf!) and burned LOX / LH2. O veículo completo tinha 23 m de diâmetro e 150 m de comprimento. O peso total era de 18.000 toneladas métricas. O veículo de lançamento seria alimentado com querosene RP-1 no porto, em seguida, rebocado horizontalmente para um ponto de lançamento no oceano aberto. Ele seria então preenchido com oxigênio líquido criogênico e hidrogênio de tanques ou produzido por eletrólise de água do mar por um porta-aviões nuclear (como a CVN Enterprise na pintura). Após o reabastecimento, Os tanques na base do lançador seriam inundados, e o veículo alcançaria uma posição vertical no mar aberto. O lançamento seguir-se-ia. O conceito foi provado com testes dos veículos anteriores Sea Bee e Sea Horse. Além da versão descartável de dois estágios da linha de base, um veículo reutilizável de um estágio para órbita com um bocal de plug foi projetado. Os custos para a órbita terrestre baixa foram estimados entre $ 60 / kg e $ 600/kg – por exemplo, um quarto do Saturno V ou menos.a primeira fase utilizou azoto líquido para forçar os propulsores a entrar no motor. Na ignição, a pressão da câmara de combustão era de 20 atmosferas, e o querosene foi forçado a entrar na câmara a uma pressão de 32 atmosferas e oxigênio líquido a 17 atmosferas. Por burnout 81 segundos depois, a pressão da câmara de combustão havia diminuído para 14 atmosferas, a pressão de alimentação de querosene para 20 atmosferas, e a pressão de oxigênio líquido para 8,5 atmosferas. Em burnout o estágio tinha atingido uma velocidade de 1.8 km / segundo a uma altitude de 40 km e um alcance de 33 km. Após a separação, o estágio teria impacto no oceano 290 km abaixo (um alternativo foi a recuperação e reutilização do estágio). As perdas devido à gravidade e ao arrasto foram minimizadas pela alta relação de impulso-peso 2: 1 e baixas perdas de arrasto (desaceleração no máximo q foi de cerca de 0,2 G), resultantes do Grande Tamanho do booster.

A fase dois teve um tempo de combustão de 260 segundos e uma baixa pressão constante da câmara de combustão de 7 atmosferas. A fase atingiu um delta V total de 5.8 km / s, desligando a velocidade orbital a uma altitude de 230 km e 940 km do ponto de lançamento. Uma característica significativa do conceito foi o uso de um cone de saída de bocal expansível. Isso aumentou a razão de área do bico de 7:1 para 27:1 quando implantado. Os testes iniciais mostraram uma promessa considerável, mas o desenvolvimento cessou por causa da falta de financiamento interno. Este conceito foi mais tarde totalmente desenvolvido sob o programa pacificador de foguetes sólidos.

O projeto foi revisto com Todd Shipyards, que concluiu que estava bem dentro de suas capacidades, e não muito diferente de fazer um casco submarino. O aço maraging de 8 mm de espessura foi usado, similar ao motor sólido Aerojet de 260 polegadas da época. A NASA Marshall deu os projetos da Aerojet à TRW para avaliação. A TRW confirmou totalmente os custos e engenharia da Aerojet, uma grande surpresa tanto para a TRW quanto para a NASA. A Aerojet estava a considerar comprar o “Sudden Ranch” como local de lançamento para a Sea Dragon. Esta propriedade incluía vários quilómetros de costa entre Santa Barbara e Vandenberg AFB. Este foi o único local nos Estados Unidos continentais que poderia lançar diretamente em uma órbita polar sem sobrevoar áreas povoadas (e mais tarde foi incorporado a Vandenberg).mas isto veio quando Apolo estava a ser cortado e a guerra do Vietname estava a comer uma quantidade cada vez maior do orçamento dos EUA. A NASA dissolveu seu ramo de projetos futuros (deixando cair quase todo o trabalho tripulado de aterrissagem em Marte). As perspectivas para o Sea Dragon desapareceram essencialmente, e a Aerojet não podia mais financiá-lo em IR&D.

Muito obrigado a Mark C Goll por fornecer alguns dos materiais em que este artigo foi baseado.carga útil LEO: 450.000 kg (990.000 lb) para uma órbita de 185 km a 90.00 graus. Preço de lançamento$: 300.000 milhões em 1962 Dólares.

Subtópicos

Seabee Americana mar-lançado veículo de teste. Seabee foi uma breve prova do programa de princípio para validar o conceito de lançamento marítimo para o Sea Dragon. Um foguete aerobee foi modificado para poder ser disparado debaixo de água. O foguete funcionou corretamente da primeira vez em modo contido. Testes posteriores foram feitos com várias abordagens para readquirir a unidade para repetições. Isto revelou-se tão simples que o custo da transformação foi considerado cerca de 7% do custo de uma nova unidade.

Cavalo de Mar-Americano de mar-lançado veículo de teste. A segunda fase do lançamento marítimo foi para demonstrar o conceito em uma escala maior, com um foguete com um conjunto complexo de sistemas de orientação e controle. O Sea Horse usou um dos 39 mísseis Corporal que Truax obteve do exército e demonstrou com sucesso a ignição no oceano de um estágio de foguete.

Excalibur-Americano de mar-lançado orbital veículo de lançamento. Excalibur foi uma versão subescala do Sea Dragon proposta pela Truax Engineering na década de 1990. : concepção de baixo custo (motores alimentados a pressão), LOx/querosene primeira fase (pressão da câmara de combustão 24 atmosferas) e LOx/LH2 segunda fase (pressão da câmara 5 atmosferas). A orientação seria através de um sistema inercial/GPS combinado. Um veículo ainda menor Excalibur s provaria o conceito e colocaria 500 kg em órbita.

SEALAR Americana mar-lançado orbital veículo de lançamento. SEALAR (Foguete lançado pelo mar) foi mais uma tentativa da Truax Engineering para tirar o conceito de lançamento anfíbio do solo. O projeto recebeu algum financiamento do Laboratório de pesquisa da Marinha no início da década de 1990, com uma data de lançamento prevista para 1996. Um modelo de produção teria sido capaz de alcançar órbita a um custo estimado de US $ 10 milhões por lançamento. Tal como nos anteriores projectos Truax, não atingiu o estatuto de teste de voo. Excalibur Model S American sea-Launch orbital vehicle. Duas fases recuperáveis de alimentação por pressão.

família: elevador pesado, veículo de lançamento orbital, lançado pelo mar. Pessoas: Truax. País: EUA. Bibliografia: 480, 8622.

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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

1961 October 25 – . Local De Lançamento: Point Mugu. Família LV: Sea Dragon. Veículo De Lançamento: Seabee. Hidra – . Nação: EUA. Agência: USMC. Apogee: 1,00 km (0,60 mi). 1961 novembro 2 – . Local De Lançamento: Point Mugu. Família LV: Sea Dragon. Veículo De Lançamento: Seabee. Hidra – . Nação: EUA. Agência: NMC. Apogee: 1,00 km (0,60 mi). 1962 – . Veículo De Lançamento: Sea Dragon. proposta -. Nação: EUA. o Sea Dragon foi um projeto de dois estágios capaz de colocar 550 toneladas em órbita terrestre baixa. O conceito era atingir custos mínimos de lançamento através de menores custos de desenvolvimento e produção. Isso significava aceitar um reforço maior com um sistema de propulsão de menor desempenho e maior peso morto de estágio, em seguida, os projetos tradicionais da NASA e da USAF.