Das gerade Flügelkonzept war perfekt praktikabel. Laut The Space Shuttle Decision bevorzugte Max Faget den Ansatz mit geraden Flügeln hauptsächlich, weil er die Leistung in der letzten Unterschall-Anflug- und Landephase optimieren würde.

Der gerade Flügel würde auch in der Hochgeschwindigkeits- und nasenhohen Wiedereintrittsphase nur sehr wenig Auftrieb bieten, was bedeutet, dass er sehr schnell fallen würde und die Heizperiode viel kürzer wäre, was zu einer geringeren Gesamtwärmebelastung führen würde. In diesem Diagramm wird die Wiedereintrittserwärmung eines Orbiters mit geradem Flügel und einem Verhältnis von Auftrieb zu Widerstand von 0,5 im Vergleich zu einem Orbiter mit Deltaflügel und einem Verhältnis von Auftrieb zu Widerstand von 1,7 gezeigt:

Auf der anderen Seite sorgte der lange Wiedereintritt des Deltaflügels des Shuttles für eine sehr sanfte Fahrt, wobei die G-Last beim Wiedereintritt bei etwa 1,2 g gipfelte. Ein Shuttle mit geradem Flügel hätte viel höhere g-Kräfte verursacht, aber nicht unerschwinglich hoch. Der turbulente Luftstrom um den Flügel während des Wiedereintritts würde auch die Spitzentemperaturen an den Seiten des Rumpfs des Orbiters erhöhen und die durch den kürzeren Wiedereintritt erzielten Einsparungen beim Wärmeschutz teilweise ausgleichen.

Ein weiterer kleiner, subtiler Vorteil des Straight-Wing-Orbiter-Designs besteht darin, dass Gewichts- und Gleichgewichtsänderungen während der Entwicklung leichter durch geringfügige Änderungen der Position und / oder des Schwungs des Flügels mit geringen Auswirkungen auf das Gesamtdesign behoben werden können, im Gegensatz zu die umfassendere Flügel-Körper-Integration eines Delta-Flügel-Designs.

Wissenschaftler der Luftwaffe waren gegen den geraden Flügel. Während des Übergangs vom Wiedereintritt mit der Nase nach oben in den Horizontalflug würde der Flügel ins Stocken geraten und das Shuttle würde etwa 15.000 Fuß an Höhe verlieren, bevor es die Kontrolle wiedererlangt. Der Delta-Flügel würde dafür sorgen, dass sich die Flugeigenschaften des Orbiters allmählicher ändern, wenn er vom Wiedereintritt zum Überschall- zum Unterschallflug übergeht. Der Deltaflügel war auch notwendig, um die hohe Crossrange-Anforderung der Air Force zu erfüllen (die es dem Orbiter ermöglichte, 1000 Meilen oder mehr von seiner Wiedereintrittsflugbahn zu manövrieren), aber das Ausmaß dieser Crossrange-Fähigkeit wurde vom Shuttle nie genutzt. Die NASA hatte ursprünglich eine Reichweite von 250 bis 400 Meilen gewünscht; Je höher die Crossrange-Fähigkeit, desto mehr Möglichkeiten für den Wiedereintritt und die sichere Landung in Notsituationen. Faget'

Dutzende allgemeiner Layoutkonzepte für das Shuttle wurden während dieser allgemeinen Zeitspanne vorgeschlagen, bis 1972 die endgültige Auswahl einer Konfiguration getroffen wurde. Einige davon sind in The Space Shuttle Decision und viele andere in Dennis Jenkins' Buch illustriert ; hier sind ein paar der frühen:

Bis Mitte 1971 dominierten trotz des Widerstands der Luftwaffe geradlinige Entwürfe die Vorschläge. Die meisten Vorschläge ab Mitte 1971 waren Deltas, obwohl Faget danach noch ein paar geradlinigere Designs in die Mischung einfließen ließ.

Ich sehe bei Jenkins keine Konzepte mit einer völlig ungekehrten Vorderkante und einer leicht nach vorne gekehrten Hinterkante, wie bei diesem Modell, und die meisten von ihnen waren Single-Tail statt Twin-Tail.

Ein Straight-Wing-Orbiter hätte die Crossrange-Anforderungen der Air Force nicht erfüllt, aber abgesehen davon gibt es keinen grundlegenden Grund, warum er kein erfolgreiches Space Shuttle hätte sein können.

Missionsanforderungen an ein Raumflugzeug, die durch seine aerodynamische Form beeinflusst werden

• Bereichsübergreifende Fähigkeit
  • Gleitbereich senkrecht zur Orbitalebene beim Wiedereintritt. Andernfalls müssen Sie im Orbit warten, bis die Erde Ihren Landeplatz in Ausrichtung mit der Orbitalebene gedreht hat.
• Flugeigenschaften
  • Wie einfach das Raumflugzeug zu fliegen ist.
• Landegeschwindigkeit
  • Sichere Geschwindigkeit für die Landung, die dann die Landebahnlänge bestimmt.
• Maximale strukturelle Belastungen beim Wiedereintritt
  • Wie viel Verstärkung (zusätzliche Masse) ist notwendig, damit die Flugzeugzelle den aerodynamischen Kräften beim Wiedereintritt standhält.
• Thermische Wiedereintrittslasten
  • Überhitztes Plasma, das an den Bugstoßdämpfern an der luvseitigen Oberfläche des Raumflugzeugs gebildet wird, strahlt Wärme in die Flugzeugzelle ab. Wenn dies zu intensiv wird oder zu lange anhält, können Komponenten überhitzen oder anderweitig beschädigt werden.

Um diese Antwort zu vereinfachen, werde ich nicht auf die Startaerodynamik eingehen.

Phasen eines typischen Wiedereintritts und der Landung eines Raumflugzeugs, die Sie kennen sollten

1. Wenn das Raumflugzeug viele Minuten nach dem Wiedereintritt beginnt, in die dünne Atmosphäre einzudringen, wird es in eine Position mit hoher AoA gebracht , damit der hohe Luftwiderstand schnell genug abbremst, um die strukturellen oder thermischen Belastungsgrenzen später beim Wiedereintritt nicht zu überschreiten. Das Rollen des Raumflugzeugs kann angepasst werden, um das Raumflugzeug von seiner Orbitalebene wegzudrehen (Querreichweite).
2. Nach dem Passieren der heißeren Teile des Wiedereintritts verringert das Raumflugzeug seine AoA und wird im Grunde zu einem Segelflugzeug, wenn auch mit viel schlechterer Leistung als ein speziell gebautes Segelflugzeug. Zu diesem Zeitpunkt befindet es sich immer noch in großer Höhe, sodass es eine erhebliche Cross-Range-Fähigkeit ausnutzen kann, während es entweder Überschall oder Unterschall ist.
3. Der Anflug und die Landung des Raumflugzeugs ist wie bei jedem Segelflugzeug, nur mit höherer Geschwindigkeit.

Vergleich mit dem tatsächlichen Space Shuttle

Der Rumpf dieses Modells unterscheidet sich nicht wesentlich vom tatsächlichen Space Shuttle, daher werde ich seine Leistung nicht kommentieren.

Die Flügel sind jedoch gewölbte Tragflächen mit hohem Seitenverhältnis und einer herkömmlichen trapezförmigen Verjüngung. Das hohe Aspektverhältnis und die trapezförmige Verjüngung reduzieren den induzierten Widerstand. Diese Flügel sind bei Unterschallgeschwindigkeiten effizient und leistungsfähig, was ein Vorteil gegenüber einem Deltaflügel für Unterschallflugqualitäten, Landegeschwindigkeit und Reichweitenfähigkeit bei Unterschall ist .

Diese Flügel sind aufgrund ihres hohen Seitenverhältnisses schwieriger pro Fläche gegen aerodynamische Hyperschall-Wiedereintrittslasten mit hohem AoA zu verstärken als ein Delta-Flügel. Sie erhöhen auch die Wärmeisolationsanforderungen für das Raumflugzeug als Ganzes, da sie den Rumpf über ihnen nicht so stark abschirmen wie ein Deltaflügel.

Diese Flügel sind beim Überschallgleiten mit geringer AoA weniger effizient als ein Deltaflügel, da ihre Spitzen höchstwahrscheinlich aus dem Kegel des bereits gestörten Überschallflusses aus der Nase herausragen. Dies führt zu mehr Wellenwiderstand, was die Cross-Range-Fähigkeit verringert und die aerodynamischen Belastungen erhöht. Die nicht nach hinten gepfeilten Flügel führen aufgrund der Flächenregel zu mehr Luftwiderstand (starke Änderungen der Querschnittsfläche = mehr Luftwiderstand). Während des transsonischen Fluges (Mach ~ 1) erzeugen die Flügel weniger Auftrieb, da die kritische Machzahl bei nicht gepfeilten Flügeln niedriger ist.

Das horizontale Leitwerk hat die gleichen Probleme wie die Flügel im Überschallflug, aber das doppelte vertikale Leitwerk mit großen nach vorne geneigten Rudern ist großartig für Überschall-/Hyperschall-Flugqualitäten bei hoher AoA.

In Summe

Dies sind Unterschall-optimierte Flügel, die die Landung wahrscheinlich einfacher machen würden als mit einem Delta-Flügel. Sie opfern die kritische Wiedereintrittserwärmung und die Überschallgleitleistung, was die Cross-Range-Fähigkeit und die Überschallflugqualitäten verringert, während sie die strukturellen Belastungen beim Wiedereintritt und die thermischen Belastungen beim Wiedereintritt erhöhen. Während Sie wahrscheinlich eine Form wie diese zum Laufen bringen könnten, hätte das resultierende Raumflugzeug aufgrund der zusätzlichen Trockenmasse, die zur Minderung der oben genannten Probleme erforderlich ist, keine große Nutzlastmassenkapazität. Es ist möglich, dass es für dieses Modelldesign eine andere Anforderung an die Landebedingungen gab, die einen Unterschallflügel vorschrieb.

Verweise:

• Michael A. Rampino, Betriebskonzepte für ein wiederverwendbares Trägerraketenfahrzeug. https://fas.org/spp/eprint/rampino.htm
• John D. Anderson, Moderner komprimierbarer Fluss

Das Modell selbst wurde einigen Flugtests unterzogen.

Das Design sieht aus, als wäre es von Silbervogel abstammen , einer deutschen Projektquelle aus dem Zweiten Weltkrieg es gerade Flügel mit scharfen Kanten.

Die Möglichkeit eines Delta-Designs wurde nur etwa zur gleichen Zeit entwickelt , und das Silvervogel-Designteam hatte möglicherweise keinen Zugang zu den dahinter stehenden aerodynamischen Arbeiten oder sah keinen Bedarf - die Designproportionen basierten wahrscheinlich auf Ingenieurarbeiten für sehr große Höhen herkömmliche Flugzeuge

Seltsam ist, dass 1969 ein Modell hergestellt wurde, als Wiedereintritts- und Deltaflügel mit Von Brauns vorgeschlagenen Raumflugzeugen in den frühen 50er Jahren und Dynasoar im Jahr 1965 als Quelle verstanden wurden

Verwendung vertrauter Formen.

Spekulationen ohne Quelle besagen, dass dies entweder ein viel früheres Silvervogel-Modell ist, das 1969 als Teil einer größeren Sammlung von Raumflugzeugdesigns von Dr. Faget verwendet wurde, oder dass es 1969 als „Wie gut hätte es funktioniert“-Projekt aus persönlichem Interesse gebaut wurde. Beachten Sie, dass das Modell aus Holz und dotiertem Papier besteht und daher für ernsthafte Überschall- oder Hyperschall-Windkanalarbeiten völlig unbrauchbar ist und ein Nasengewicht für das Gleiten im freien Flug zu haben scheint.