El DC-3 fue una de las primeras propuestas de diseño para el transbordador espacial de la NASA diseñado por Maxime Faget en el Centro de naves espaciales tripuladas (MSC) en Houston. Fue desarrollado nominalmente por North American Aviation (NAA), aunque era un diseño puramente interno de la NASA. A diferencia del diseño que finalmente surgió, el DC-3 era un vehículo de lanzamiento totalmente reutilizable, diseño de avión espacial de dos etapas a órbita con una pequeña capacidad de carga útil de aproximadamente 12,000 lb (5,400 kg) y maniobrabilidad limitada. Sus puntos fuertes inherentes eran un buen manejo a baja velocidad durante el aterrizaje y un desarrollo de bajo riesgo que era relativamente inmune a los cambios de peso y equilibrio.
El trabajo en el programa DC-3 terminó cuando la Fuerza Aérea de EE. UU. se unió al programa Shuttle y exigió una maniobrabilidad de "alcance cruzado" mucho mayor que la que podía ofrecer el DC-3. También hubo serias preocupaciones sobre su estabilidad durante el reingreso , así como sobre las condiciones de calentamiento en sus alas rectas. NAA finalmente ganó el contrato del Shuttle Orbiter, basado en un diseño muy diferente al de otro equipo de MSC.
A mediados de la década de 1960, la Fuerza Aérea de Estados Unidos llevó a cabo una serie de estudios clasificados sobre los sistemas de transporte espacial de próxima generación. Entre sus muchos objetivos, los nuevos lanzadores estaban destinados a respaldar una presencia militar tripulada continua en el espacio, por lo que necesitaban reducir drásticamente el costo de los lanzamientos y aumentar las tasas de lanzamiento. Al seleccionar entre una serie de propuestas, la Fuerza Aérea concluyó que los diseños semi-reutilizables eran la mejor opción desde el punto de vista del costo general, y el diseño del Lockheed Star Clipper fue uno de los ejemplos más estudiados. Propusieron un programa de desarrollo con el inicio inmediato de un vehículo "Clase I" basado en propulsores prescindibles, seguido de un desarrollo más lento de un diseño semirreutilizable "Clase II", y tal vez un diseño totalmente reutilizable "Clase III" en el futuro. futuro. Aunque se estima que la Fuerza Aérea gastó hasta mil millones de dólares en los estudios asociados, sólo el programa Clase I procedió a desarrollarse, como el X-20 Dyna-Soar , que luego fue cancelado.
No mucho después de los estudios de la Fuerza Aérea, la NASA comenzó a estudiar la era posterior al Proyecto Apolo . Se examinó una amplia variedad de proyectos, muchos de ellos basados en la reutilización del hardware de Apollo ( Apolo X , Programa de Aplicaciones Apollo , etc.). Junto con el éxito de los alunizajes, una serie de proyectos cada vez más ambiciosos ganaron popularidad, un proceso que se amplió considerablemente bajo el nuevo director de la NASA, Thomas O. Paine . Alrededor de 1970 se habían decidido por el lanzamiento a corto plazo de una estación espacial con capacidad para 12 personas en 1975, expandiéndola a una "base espacial" de 50 personas en 1980, una estación más pequeña en órbita lunar y, finalmente, una misión tripulada a Marte en la década de 1980. La NASA otorgó contratos de estudio por 2,9 millones de dólares para las estaciones espaciales a North American y McDonnell Douglas en julio de 1969.
Casi como una ocurrencia tardía, a finales de los años sesenta surgió la idea de un "vehículo logístico" pequeño y económico para apoyar estas misiones. A George Mueller se le encomendó la tarea de desarrollar planes para dicho sistema y celebró un simposio de un día de duración en la sede de la NASA en diciembre de 1967 para estudiar varias opciones. Ochenta personas asistieron y presentaron una amplia variedad de diseños potenciales, muchos de los trabajos anteriores de la Fuerza Aérea, desde pequeños vehículos tipo Dyna-Soar que transportaban principalmente tripulación y se lanzaban sobre propulsores prescindibles existentes, hasta diseños mucho más grandes y totalmente reutilizables.
El 30 de octubre de 1968, la NASA comenzó oficialmente a trabajar en lo que entonces se conocía como "Vehículo Integral de Lanzamiento y Reentrada" (ILRV), nombre que tomaron prestado de los estudios anteriores de la Fuerza Aérea. El programa de desarrollo se llevaría a cabo en cuatro fases; Fase A: Estudios Avanzados; Fase B: Definición del Proyecto; Fase C: Diseño del Vehículo; y Fase D: Producción y Operaciones. En la Fase A participarían cuatro equipos; dos en la Fase B; y luego un único contratista principal para las fases C y D. En paralelo se iba a realizar una competencia separada del motor principal del transbordador espacial (SSME).
La NASA Houston y Huntsville emitieron conjuntamente la Solicitud de Propuesta (RFP) para estudios ILRV de Fase A de ocho meses. Los requisitos eran entregar entre 5.000 y 50.000 libras de carga útil en una órbita de 500 km de altitud. El vehículo de reentrada debería tener un alcance transversal de al menos 450 millas, lo que significa que podría volar a la izquierda o a la derecha de su trayectoria orbital normal. Se invitó a presentar ofertas a General Dynamics, Lockheed, McDonnell-Douglas, Martin Marietta y (el recién nombrado) North American Rockwell. En febrero de 1969, tras un estudio de las RFP, se abandonó la entrada de Martin Marietta, aunque continuaron trabajando por su cuenta. Los demás participantes recibieron financiación adicional para la Fase A.
Con el apoyo de los ambiciosos planes de Paine, en agosto de 1969 el programa ILRV fue redefinido como un diseño de "esfuerzo máximo", y sólo se aceptarían diseños totalmente reutilizables. Esto llevó a una segunda serie de estudios de Fase A. Los diseños que se devolvieron variaron ampliamente y cumplieron con el enorme rango de carga útil especificado en la solicitud de propuesta original. Dos diseños básicos de fuselaje parecían ser los más comunes; diseños de cuerpos de elevación que ofrecían un alto alcance transversal pero una maniobrabilidad limitada después del reingreso, y diseños de alas delta que invertían estos criterios.
Faget consideró que todos los diseños propuestos incorporaban una cantidad inaceptable de riesgo de desarrollo. A diferencia de un avión convencional, con fuselaje y alas separados, los diseños del ILRV tenían diseños combinados de ala y cuerpo. Esto significaba que los cambios de peso y equilibrio , que son casi inevitables durante el desarrollo, requerirían cambios en toda la estructura del orbitador para compensar. También consideró que el mal manejo a baja velocidad de cualquiera de estos diseños presentaba un peligro real durante el aterrizaje. Molesto por lo que sentía que era un proyecto que parecía garantizar el fracaso, comenzó a trabajar en su propio diseño y lo presentó como el DC-3.
A diferencia de las otras entradas, el DC-3 tenía un diseño mucho más convencional, con un fuselaje casi cilíndrico y alas bajas ligeramente en flecha. El diseño parecía más un avión de carga que una nave espacial. El reingreso se logró en una actitud de 60 grados con el morro alto que presentó la superficie inferior de la nave espacial al flujo de aire, utilizando un enfoque balístico de cuerpo romo similar al que Faget había iniciado con éxito en la cápsula Mercurio . Durante el reingreso, las alas proporcionaron poca o ninguna sustentación aerodinámica. Después del reingreso, cuando la nave espacial entrara en la atmósfera inferior, adoptaría una actitud de vuelo convencional, los conductos se abrirían y los motores a reacción se pondrían en marcha para aterrizar.
La ventaja de este enfoque de diseño era que los cambios en el peso y el equilibrio podían abordarse simplemente moviendo el ala o dándole nueva forma, una solución común que se había utilizado durante décadas en el diseño de aviones, incluido el Douglas DC-3 original, cuyas alas fueron arrastrados hacia atrás precisamente por esta razón. La desventaja era que la nave espacial tendría poca sustentación hipersónica, por lo que su capacidad para maniobrar mientras reingresaba sería limitada y su alcance transversal sería de aproximadamente 300 millas. Podría compensar algo de esto con su capacidad mejorada de vuelo a baja velocidad, pero aún así no podría igualar las 450 millas obligatorias. La parte balística de su perfil de reentrada también significó volar en pérdida, lo que muchos astronautas de la NASA percibieron como riesgoso.
Aunque el DC-3 nunca había sido parte de los planes originales del ILRV, el nombre de Faget era tan respetado que otros en el MSC de la NASA en Houston rápidamente se unieron a él. Otros departamentos de la NASA seleccionaron sus diseños favoritos, incluidas versiones recuperables de propulsores de Saturno desarrollados en el Centro Marshall de Vuelos Espaciales en Huntsville, cuerpos elevadores basados en el HL-10 que fueron favorecidos por el Centro de Investigación Langley y el Centro de Investigación de Vuelo Dryden (Edwards ), e incluso también se propuso un avión aeroespacial de una sola etapa en órbita. A partir de entonces, todo el programa estuvo plagado de luchas internas entre los distintos equipos. El 1 de junio de 1969 se publicó un informe que atacaba el diseño del DC-3, seguido de varios otros durante el resto del año. A pesar de esto, North American rápidamente adoptó el diseño del DC-3, habiendo aprendido a lo largo de los años que la mejor manera de ganar un contrato con la NASA era hacer cualquier diseño que favoreciera a Faget. [1] Ganaron el contrato NAS9-9205 para desarrollar el DC-3 en diciembre de 1969.
Para despejar el estancamiento que se estaba gestando entre los departamentos, el 23 de enero de 1970 se celebró una reunión en Houston para estudiar todos los conceptos internos. Durante el año siguiente, se abandonaron una serie de diseños propuestos, incluida toda la serie de vehículos derivados de cuerpos elevadores, ya que resultó demasiado difícil colocar tanques cilíndricos en la estructura del avión. Esto dejó dos enfoques básicos, las alas delta y la serie DC-3 de Faget. El desarrollo del DC-3 continuó, con una prueba de caída de un modelo a escala 1/10 a partir del 4 de mayo.
El 12 de febrero de 1969, Richard Nixon formó el Space Task Group bajo la dirección del vicepresidente Spiro Agnew , asignándoles la tarea de seleccionar misiones para una NASA post-Apolo. Agnew rápidamente se convirtió en un defensor de los ambiciosos planes de la NASA que culminarían en un intento de Marte. El informe final del Grupo de Trabajo, entregado el 11 de septiembre de 1969, esbozaba tres planes generales; el primero requería una financiación de entre 8.000 y 10.000 millones de dólares al año y cumpliría todos los objetivos de la NASA, el segundo reduciría esa financiación a 8.000 millones de dólares o menos si se abandonara la estación orbital lunar tripulada, y finalmente el tercero requeriría sólo 5.000 millones de dólares al año y desarrollaría sólo las estaciones espaciales y el transbordador.
At first Nixon did not comment on the plans. Later he demanded that the program be greatly reduced even from the smallest of the Task Group's proposals, forcing them to select either the space base or the shuttle. Discussing the problem, NASA engineers concluded that the development of a shuttle would lower the cost of launching portions of the space station, so it seemed that proceeding with the shuttle might make the future development of the station more likely. However, NASA's estimates of the shuttle development costs were met with great skepticism by the Office of Management and Budget (OMB). Studies by RAND in 1970 showed that there was no benefit to developing a reusable spacecraft when development costs were taken into account. The report concluded that a crewed station would be more cheaply supported with expendable boosters.
By this time Paine had left NASA to return to General Electric, and had been replaced by the more pragmatic James Fletcher. Fletcher ordered independent reviews of the shuttle concept; Lockheed was to prepare a report on how the shuttle could reduce payload costs, Aerospace Corporation was to make an independent report on development and operational costs, and Mathematica would later combine these two into a final definitive report. Mathematica's report was extremely positive; it showed that development of a fully reusable design would lower the per-launch cost, thereby reducing payload costs and driving up demand. However, the report was based on a greatly increased rate of launch; inherent in the math was the fact that lower launch rates would completely upset any advantage. Nevertheless, the report was extremely influential, and made the shuttle program an ongoing topic of discussion in Washington.
Looking to shore up support for the program, Fletcher directed NASA to develop the shuttle to be able to support the Air Force's requirements as well, as initially developed in their "Class III" fully reusable vehicles. If the shuttle became vital to the Air Force as well as NASA, it would be effectively unkillable. The Air Force's requirements were based on a projected series of large spy satellites then under development, which were 60 feet long and weighed 40,000 lbs. They needed to be launched into polar orbits, corresponding to a normal launch from Kennedy Space Center (KSC) of 65,000 lbs (launches to the east receive a free boost from the Earth's natural rotation).
La Fuerza Aérea también exigió una capacidad de alcance transversal de 1.500 millas, lo que significa que la nave espacial tendría que poder aterrizar en un punto a 1.500 millas (2.400 km) a cada lado de su trayectoria orbital cuando comenzara el reingreso. Esto se debió al deseo de poder volver a aterrizar después de una órbita, la llamada "órbita única". Esta capacidad también fue útil para la NASA, ya que puso a disposición más posibilidades de aborto en caso de ser necesario.
Los nuevos requisitos de rango cruzado condenaron al fracaso el diseño del DC-3.
Los satélites orbitan alrededor del centro de la Tierra, no de la superficie. Si una nave espacial fuera lanzada hacia el este desde el ecuador a una órbita terrestre baja de 90 minutos , rodeará la Tierra y regresará al lugar donde fue lanzada 90 minutos después. Sin embargo, el lugar de lanzamiento se habrá movido debido a la rotación de la Tierra . Durante el período de 90 minutos, la Tierra rotaría 2.500 kilómetros (1.600 millas) hacia el este, escapando de la nave espacial a su regreso. Dada la velocidad orbital de unos 28.000 kilómetros por hora (17.000 mph), simplemente comenzar el reingreso unos 5 minutos más tarde que la órbita completa de 90 minutos compensaría esta diferencia.
En los 28,5° de latitud norte del Centro Espacial Kennedy la situación es más complicada. Durante la órbita de 90 minutos, KSC girará aproximadamente 1.350 millas (2.170 km). Sin embargo, a diferencia del caso de la órbita ecuatorial, dejar que la nave espacial permanezca en la órbita inclinada un poco más de tiempo comenzará a llevarla al sur del sitio de lanzamiento (para un lanzamiento más eficiente, hacia el este, donde la inclinación orbital es igual a la latitud de lanzamiento, lo que hace que el lanzamiento sea más eficiente). punto más al norte de su trayectoria terrestre ), su punto de aproximación más cercano está a unas 300 millas (480 km) al suroeste. Una nave espacial que desee regresar a su lugar de lanzamiento necesitará unas 300 millas de maniobrabilidad de alcance cruzado durante el reingreso, y los diseños del transbordador de la NASA exigían unas 450 millas para tener algo de espacio de trabajo.
Las órbitas polares desde la Base de la Fuerza Aérea Vandenberg de la Fuerza Aérea son un asunto completamente diferente. A casi 35° N, la distancia que se movería en una sola órbita sería ligeramente menor que la del KSC, pero lo más importante es que el transbordador viajaría hacia el sur, no hacia el este. Esto significaba que no volaba hacia el punto de lanzamiento mientras viajaba en su órbita, y cuando completaba una órbita tendría que recorrer las 1.350 millas completas durante el reingreso. Estas misiones requirieron una capacidad de alcance cruzado dramáticamente mejorada, establecida en 1.500 millas para darle una ligera reserva. El perfil de reentrada balística de la serie DC-3 simplemente no podía acercarse a cumplir este requisito.
El 1 de mayo de 1971, la OMB finalmente publicó un plan presupuestario que limitaba a la NASA a 3.200 millones de dólares al año durante los cinco años siguientes. Teniendo en cuenta los presupuestos de proyectos existentes, esto limitó cualquier gasto en el transbordador a alrededor de mil millones de dólares al año, mucho menos de lo necesario para desarrollar cualquiera de los diseños completamente reutilizables. Basándose en estas limitaciones, la NASA volvió a utilizar un vehículo tipo Clase II con tanque externo, lo que llevó al diseño del MSC-020. Más tarde, ese mismo año, todos los diseños de ala recta fueron abandonados oficialmente, aunque el equipo de Faget continuó trabajando en ellos durante algún tiempo a pesar de ello.
El DC-3 era un vehículo de dos etapas con un propulsor grande y un transbordador/orbitador más pequeño de diseño general similar. Ambos eran similares en términos generales a los "jumbo jets" en cuanto a diseño, con su gran fuselaje cilíndrico que contenía tanques de combustible en lugar de pasajeros o carga. La parte inferior del fuselaje fue aplanada para lograr una aerodinámica de reingreso, con un ligero movimiento hacia arriba hacia la nariz en los primeros modelos. Las alas estaban montadas en forma baja, alineadas con la parte inferior del fuselaje, con un barrido hacia atrás de 14 grados en la parte delantera y sin barrido en la parte trasera. El diseño general de la planta del ala era similar al del DC-3 original. El empenaje era una unidad convencional de tres superficies, aunque en el diseño original del MSC-001 el estabilizador horizontal en forma de delta estaba ubicado en la parte inferior del fuselaje y cumplía la doble función de proteger los motores montados en la parte trasera durante el reingreso. Las versiones posteriores generalmente no incluían esta característica y utilizaban superficies más convencionales montadas en el centro del fuselaje.
El orbitador llevaba una tripulación de dos personas y tenía capacidad para hasta diez pasajeros. Se montó un área de carga en el medio de la nave entre el tanque de hidrógeno líquido (LH2) detrás y un tanque combinado LH2/ oxígeno líquido delante. Esta disposición se utilizó para centrar la carga sobre el ala, con el oxígeno más pesado y el compartimento de la tripulación equilibrando el peso de los motores. El hidrógeno, más ligero, llenó el resto del espacio interno. El propulsor no tenía área de carga, por lo que utilizó una disposición de tanque más simple con un solo tanque LH2 en la parte trasera. El propulsor normalmente volaba sin tripulación, pero incluía un área de cabina para dos personas que se usaba durante los vuelos en ferry.
El orbitador estaba propulsado por dos motores XLR-129 modificados con un empuje aumentado de 250.000 a 300.000 lbf, dos motores de maniobra orbital RL-10 de 15.000 lbf y seis motores a reacción Rolls-Royce RB162 para el aterrizaje. El propulsor utilizó once de los mismos motores XLR-129 y cuatro Pratt & Whitney JT8D para el aterrizaje. Se dispararon XLR-129 tanto en el transbordador como en el propulsor para el despegue vertical. El orbitador estaba montado relativamente adelante para el lanzamiento, con la cola alineada con las alas del propulsor. El peso combinado en el momento del lanzamiento sería de unas 2.030 toneladas.
El orbitador volvería a entrar con el morro alto en un ángulo de aproximadamente 60 grados sobre la horizontal, desacelerando a un máximo de 2G hasta alcanzar velocidades subsónicas bajas a 40.000 pies. En este punto, la velocidad de avance de la nave sería muy baja, por lo que el morro se inclinó hacia abajo y el orbitador se zambulló para ganar velocidad sobre las alas y hacer la transición al vuelo nivelado. Las tasas de calentamiento de reentrada esperadas en el orbitador eran 1650 grados C en el borde de ataque y 790 grados C en el 80% de la superficie inferior.
Para maximizar el rendimiento general, el propulsor lanzó el orbitador a Mach 10 y a 45 millas de altitud. Esto requirió que el propulsor llevara un sistema de protección térmica completo para poder volver a ingresar para aterrizar. Tanto el orbitador como el propulsor debían estar protegidos con placas de sílice LI-1500 similares a las que finalmente se usaron en el transbordador espacial, un diseño que Lockheed había introducido recientemente y que rápidamente se convirtió en un diseño básico para todos los contendientes del transbordador. Como resultado, ambos fuselajes se pudieron construir con aluminio, lo que redujo en gran medida el costo del fuselaje.
Ambas naves llevaban suficiente JP-4 para realizar una maniobra de aterrizaje y al aire. Ambos también podrían transportar mayores cargas de JP-4 para vuelos de prueba o transporte. Después de enviar el orbitador, el propulsor estaría demasiado lejos para girar fácilmente y regresar a Kennedy, por lo que el perfil normal de la misión era que cruzara el océano, aterrizara automáticamente, repostara combustible y recogiera una tripulación, y luego volara de regreso a Kennedy. Kennedy en sus motores JT8D.
Lockheed estimó que el desarrollo y la producción inicial costarían 5.912 millones de dólares durante un período de 1970 a 1975. Una flota de seis orbitadores y cuatro propulsores habrían soportado una tasa de lanzamiento de 50 vuelos por año.