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Abstract

The manned satellite designs which have been most frequently proposed are extrapolations either of airplanes or of missile nose cones. This paper presents a new approach to the design of a manned satellite system. The central feature of this design is a variable area drag brake. For a given capsule and payload, the elements associated with attitude stabilization, recovery from orbit, re-entry, landing accuracy control and final landing of the system described comprise less than half the weight required for the same functions in presently envisioned retro-rocket systems.

Keywords

Orbital Altitude Landing Point Maximum Deceleration Peak Heating Satellite Vehicle 
These keywords were added by machine and not by the authors. This process is experimental and the keywords may be updated as the learning algorithm improves.

Die Verwendung der Widerstandsbremse für bemannte Satelliten

Zusammenfassung

Die bisher öffentlich diskutierten Entwürfe bemannter Satelliten fußen sämtlich auf entsprechend modifizierten Prinzipien des Flugzeugbaues oder der Konstruktion von Kegelnasen für Raketen. Der vorliegende Aufsatz betrachtet die Konstruktion solcher Flugkörper unter einem anderen Aspekt. Statt in der angedeuteten Richtung weiterzuarbeiten, haben wir bei der Entwicklung eines bemannten Satelliten einen gänzlich neuen Weg beschritten. Das Ergebnis dieser dreijährigen Bemühungen ist der Entwurf eines bemannten Satelliten, begründet auf der Idee einer Widerstandsbremse, in der Absicht, der bemannten Raumfahrt zu einem frühen Start zu verhelfen.

Das Problem der Wärmeentwicklung und der Abbremsung, die ein menschlicher Fahrgast während des Wiedereintauchens in die Erdatmosphäre überstehen muß, beherrschte bisher fast alle Diskussionen über bemannte Satelliten. Wir sind jedoch der Ansicht, daß die während des Interkontinentalen Ballistischen Raketenprogramms erzielten Fortschritte uns den Entwurf eines Flugkörpers ohne Überbetonung des Erhitzungsproblems erlauben. Ebenso haben raumfahrtmedizinische Untersuchungen ergeben, daß die beim Wiedereindringen bei konstantem Reibungswiderstand zu erwartende Verzögerung von 8 g kein ernsthaftes Problem darstellt. Infolgedessen scheint uns, daß das Wiedereindringproblem für die Konstruktion eines solchen Flugkörpers nicht ausschlaggebend sein sollte. Eine Anzahl anderer Aufgaben müssen bei der Entwicklung eines bemannten Satelliten gelöst werden. Erstens bedeutet die zu fordernde hohe Festigkeit struktureller Teile, die aus der Umhüllung der Trägerrakete herausragen, eine hohe Gewichtseinbuße. Andererseits werden große Oberflächen benötigt, um Widerstand und andere aerodynamische Kräfte während des Fluges durch die dünne obere Atmosphäre zu erzeugen. Dies führt zwangsläufig zur Verwendung zusammenfaltbarer Strukturen. Eine Vorrichtung zur Ermöglichung einer befriedigenden Landung muß ebenfalls im Entwurf miteinbegriffen werden. Schließlich leuchtet ein, daß eine Verringerung der Anzahl der zur Ausübung dieser verschiedenen Funktionen erforderlichen Einzelteile von dem so überaus wichtigen Standpunkt der Zuverlässigkeit her stets von Vorteil sein wird. Die von uns vorgeschlagene Konstruktion eines bemannten Satelliten baut sich auf der zentralen Idee einer zusammenfaltbaren, leichten, schirmartigen Widerstandsbremse aus Edelstahl auf. Öffnen und Schließen der Vorrichtung während des Fluges bewirkt eine Widerstandsänderung von 20:1. Diese Widerstandsänderung verursacht eine entsprechende Änderung der Sinkgeschwindigkeit, d. h. der Zeit, die sich der Satellit auf einer Kreisbahn halten kann. Volle Ausnutzung der Veränderlichkeit des Widerstandes gemäß dem jetzigen Programm erlaubt eine Landung innerhalb von ±150 naut. Meilen (±275 km) von einem vorgeschriebenen Punkt.

Die ausgefaltete Struktur hat eine niedrige Belastung von nur 1,5 lbs./ft.2 (7,61 kg/m2). Infolgedessen kann der Flugkörper bereits hoch oben in der Atmosphäre abgebremst werden, während die entwickelte Wärme bei Temperaturen abgestrahlt wird, welche die im Turbinenbau heute üblichen nie überschreiten. Glücklicherweise ergibt die Widerstandsbremse gleichzeitig eine so niedrige Endgeschwindigkeit. daß zusätzliche Fallschirme iiberflüssig sind. In der Widerstandsbremse schlagen wir also eine einzige neue Vorrichtung vor, welche die Vielzahl der in anderen Entwürfen individuellen Systemen übertragenen Funktionen gleichzeitig erfüllt. Neben ihrer offensichtlich größeren Zuverlässigkeit erlaubt auch die vielfache Verwendbarkeit dieser einfachen Vorrichtung eine ganz entschiedene Gewichtseinsparung.

Le satellite piloté a hein aérodynamique

Résumé

Les conceptions de satellite piloté qui ont été divulguées à ce jour, sont, toutes, des adaptations de techniques utilisées soit en aéronautique, soit dans le dessin des cônes d’engins. Cet article présente un nouveau point de vue quant au dessin de tels véhicules. Au lieu d’extrapoler une des techniques ci-dessus, nous avons décidé d’approcher le problème des satellites pilotés d’une manière originale. Trois ans d ‘efforts ont permis le dessin d’un satellite piloté basé sur un frein aérodynamique et permettront de réussir plus rapidement des vols interplanétaires.

Le problème de l’échauffement lors de la réentrée ainsi que la décélération à laquelle est soumis un passager humain, ont dominé la plupart des discussions relatives au satellite piloté. Cependant, nous pensons que les progrès accomplis lors du développement des ICBM nous ont permis de concevoir un véhicule sans accorder une importance exagérée à l’échauffement de ré-entrée et, de plus, les progrès faits en recherches aéromédicales montrent clairement que les décélérations de 8 g. rencontrées pendant la phase de ré-entrée avec freinage aérodynamique constant, ne posent pas de sérieux problèmes. Nous en déduisons que le problème de ré-entrée ne doit pas être le facteur le plus important lors du dessin du véhicule. Nombres d’autres problèrnes doivent être pris en considération lors de la conception d’un satellite piloté: Premièrement, la haute résistance exigée des éléments structuraux en saillie de l’enveloppe du véhicule porteur conduit à une augmentation du poids de celui-ci. D’autre part, de larges surfaces sont nécessaires pour créer la résistance aérodynamique ou d’autres forces du même genre, dans l’atmosphère raréfiée rencontrée par le véhicule en orbite. Ces différentes conditions conduisent à des structures pliantes. Un mécanisme permettant un atterissage satisfaisant doit également être inclus dans le dessin. Enfin, il est évident qu’une réduction du nombre d’éléments nécessaires à l’accomplissement des diverses fonctions sera toujours avantageuse en ce qui concerne la sûreté «opération du véhicule. Le satellite piloté que nous proposons est construit autour d’un frein aérodynamique, de forme rappelant un parapluie, pliable, léger, fait d’acier inoxidable. En orbite, une variation de la résistance de 20:1 est obtenue entre la position ouverte et fermée. Cette variation de la résistance provoque un changement correspondant dans l’angle de descente ou dans la durée de révolution orbitale. Le contrôle de la résistance d’après un programme pré-établi, permet un atterrissage en un endroit choisi avec une précision de +150 miles nautiques.

La structure une fois ouverte, à une très faible charge, seulement 1 1/2 lbs/ft2 (7,61 kg/m2) et, par conséquent, le véhicule décélère dans les couches supérieures de l’atmosphère en rayonnant la chaleur à des températures ne dépassant jamais celles rencontrées dans les turbines d’aujourd’hui. Par une heureuse coïncidence, le frein aérodynamique permet des vitesses finales suffisamment faibles pour rendre le parachute d’atterrissage inutile. Par conséquent, nous proposons un nouvel élément simple, le frein aérodynamique, remplissant un grand nombre de fonctions qui, dans d’autres conceptions, nécessitent différents systèmes. En plus de la sûreté d’opération, l’emploi de cet élément simple permet une importante réduction de poids.

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Copyright information

© Springer-Verlag Wien 1960

Authors and Affiliations

  • R. W. Detra
    • 1
  • A. R. Kantrowitz
    • 1
  • F. R. Riddell
    • 1
  • P. H. Rose
    • 1
  1. 1.Avco Research and Advanced Development DivisionWilmingtonUSA

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