El Northrop HL-10 és un dels 5 avions del Edwards Flight Research Center de la NASA (Dryda, Califòrnia). Aquestes màquines es van construir per estudiar i provar les capacitats de maniobra i aterratge segures d'un avió amb baixa qualitat aerodinàmica després de tornar de l'espai. El juliol de 1966 a novembre de 1975 es van dur a terme estudis amb l’HL-10 i altres dispositius similars.
Basant-se en estudis teòrics a principis dels anys cinquanta, es va reconèixer un con nas contundent com la forma més òptima per al cap de prometedors míssils balístics. En entrar a l’atmosfera, l’ona de xoc separada que apareix davant de l’aparell amb aquest cap redueix significativament les càrregues tèrmiques i permet augmentar la massa de la ogiva reduint el gruix dels revestiments de protecció tèrmica.
Els especialistes del NACA que van participar en aquests treballs van trobar que aquesta dependència també es conserva per als semicons. També van revelar una altra característica: durant el flux hipersònic, la diferència de pressió de flux a les superfícies inferior i superior crea un elevador, que augmenta significativament la maniobrabilitat de l'avió en sortir de l'òrbita.
Els vehicles amb carrosseria (aquest esquema rebia aquest nom), pel que fa a les seves característiques de lliscament, ocupen una posició intermèdia entre càpsules balístiques i avions orbitals. A més, l’ús de càpsules de descens en naus espacials tripulades requereix importants costos de llançament i recuperació. Els avantatges dels "allotjaments de càrrega" inclouen una elevada perfecció de disseny, reutilització, costos de desenvolupament més baixos en comparació amb els sistemes de videoconferència tradicionals, etc.
Especialistes del Laboratori. Ames, (en endavant Ames Centre), es va calcular un model de l'aparell en forma de mig con rom amb una superfície superior plana. Per a l'estabilitat direccional, se suposava que havia d'utilitzar dues quilles verticals, que continuen els contorns del fuselatge. La nau espacial retornada d’aquesta configuració va rebre el nom de M2.
Es van realitzar estudis similars al Langley Center. Els empleats han calculat diversos esquemes per a un sistema de videoconferència amb un cos portant. El més prometedor va ser el projecte HL-10 ("Horizontal Landing"; 10 és el número de sèrie del model proposat). L'aparell HL-10 tenia una superfície superior gairebé rodona al mig de la nau amb tres quilles, un fons pla lleugerament corbat.
Atès l’alt rendiment de la nau espacial, la NASA, juntament amb la Força Aèria, el 1961 van plantejar propostes per al seu ús en el programa lunar per al retorn dels astronautes. Tot i això, els projectes no van ser acceptats. Tot i les retallades en el finançament de projectes pilot, aquest treball va continuar gràcies a l’esforç dels entusiastes. Un model d’avió va fer una maqueta a escala de l’avió i va realitzar proves de llançament. Un èxit real ha permès demostrar els enregistraments de les proves a la direcció dels centres Dryden i Ames. El primer va assignar 10.000 dòlars dels fons de reserva per a la fabricació d’un aparell a gran escala i el segon va acordar realitzar proves aerodinàmiques. El dispositiu va rebre la designació M2-F1.
El model de sis metres estava format per tubs d’alumini (estructura de potència) i contraxapat (cos). Es van muntar un parell d’eleccions a la vora superior de la secció de la cua. Les quilles d’alumini externs estaven equipades amb timons. Els bons resultats dels bufats van permetre començar les proves de rodatge. Però la manca d’una eina d’overclocking adequada va obligar a comprar un Pontiac amb un motor forçat, que proporciona l’acceleració del model de 450 kg a 160-195 km / h. Els controls tenien una eficiència baixa i no proporcionaven l'estabilització necessària del producte. El problema es va solucionar eliminant la quilla central i millorant les superfícies de control.
En una sèrie de carreres, el model es va elevar sobre el terra fins a una alçada de 6 m. L’èxit de les proves va permetre als participants del projecte persuadir el director del Dryden Center per desconnectar el dispositiu per a l’autoplanificació del cotxe. Després d'això, es van iniciar les proves de llançament del model, el dispositiu va ser remolcat per un avió C-47 a una altitud de 3-4 km. El primer vol planador va tenir lloc el 16 d’agost de 1963. En general, el M2-F1 va demostrar una bona estabilitat i maneig.
L’espectacular vol del nou dispositiu, així com el baix cost del treball realitzat, van permetre ampliar el treball sobre aquest tema.
A mitjan 1964, l'agència aeroespacial nord-americana NASA va signar un acord amb Northrop per a la construcció de dos vehicles reutilitzables sense ales tot metall amb un cos autoportant. Els nous vehicles es van designar HL-10 i M2-F2, que diferien pel perfil del cos de transport.
En aparença, el M2-F2 repetia bàsicament el M2-F1: un mig con amb superfície plana superior estava equipat amb un parell de quilles verticals sense elevons externs, els timons es podien utilitzar com a solapes de fre. Per ampliar la vista, la cabina es desplaçava cap endavant i el nas es vidriava. Per reduir l’arrossegament i millorar les condicions de flux, el cos del model es va allargar lleugerament. A la secció de la cua del M2-F2, es va col·locar una solapa ventral per al control del pas, la superfície superior del casc es va completar amb un parell de solapes elevon, que proporcionaven el control del rotlle en antifase.
El casc Northrop HL-10 era un semi-con invertit amb un fuselatge superior arrodonit i un fons pla. A més, hi havia una quilla central. A la secció de la cua, es van instal·lar dos elevons trapezoïdals amb petits escuts. Es van muntar panells d'equilibri a les quilles exteriors i la quilla central era un timó dividit. Els panells d'equilibri i els escuts elevon es van utilitzar només per a l'estabilització durant el vol trans i supersònic. En lliscar després de la secció activa a una velocitat de M = 0, 6-0, 8, es van fixar per evitar una forta disminució de la qualitat aerodinàmica durant l'aterratge. Es suposava que la velocitat d’aterratge estimada era d’uns 360 km / h.
Atès que els avions coets es van desenvolupar amb restriccions financeres bastant estrictes, per estalviar diners, els vehicles estaven equipats amb unitats i elements ja fets: el tren d'aterratge principal es va treure del caça F-5, el seient d'expulsió del caça F-106. seient, el suport frontal - de l'avió T-39.
La instrumentació de l'avió també es va distingir per la seva senzillesa: durant els primers vols, fins i tot no tenien sensors d'actitud. Els principals instruments de mesura són els sensors d’acceleròmetre, altímetre, velocitat, lliscament i angle d’atac.
Tots dos vehicles estaven equipats amb un motor XLR-11 (empenta de 3,6 tones), que es va utilitzar durant poc temps a l'avió X-15. Per augmentar l'abast durant un aterratge d'emergència, el M2-F2 i l'HL-10 estaven equipats amb motors coets auxiliars de combustible líquid alimentats amb peròxid d'hidrogen.
Els dipòsits de combustible dels models durant les proves de llançament es van omplir d’aigua de 1,81 tones.
El 12 de juliol de 1966 va tenir lloc el primer vol planador del M2-F2. El model que pesava 2,67 tones estava separat del B-52 a una altitud de 13500 m a una velocitat de M = 0,6 (697 km / h). La durada del vol autònom va ser de 3 minuts 37 segons. El 10 de maig de 1967 es va produir un aterratge d'emergència. El motiu de la pèrdua de control va ser el "pas holandès", durant el qual l'angle de rotació era de 140 graus.
Es va decidir restaurar l'aparell ruïnós modificant el disseny. Per proporcionar estabilitat lateral al model, que va rebre la designació M2-F3, es va instal·lar una quilla central i blocs de motors de reacció del sistema de control.
Les proves de llançament es van reprendre el juny de 1970. Sis mesos més tard, es va produir el primer vol amb la inclusió d’un motor coet sustentador de combustible líquid. A la fase final de proves, finalitzada el 1972, el M2-F3 es va utilitzar per resoldre diverses tasques auxiliars, inclòs el desenvolupament d'un sistema de control remot com a part del programa del transbordador espacial. Les característiques de vol del model també es van avaluar en els modes limitats de vol d’altitud i velocitat.
El desembre de 1966 es van iniciar les proves de llançament de l'HL-10. Per a ells, també es va utilitzar el B-52. El primer vol autònom es va complicar amb greus problemes: la controlabilitat en direcció transversal era extremadament insatisfactòria, l'eficiència de les elevons durant els girs va caure bruscament. El defecte es va eliminar mitjançant una revisió significativa de les quilles externes, que van formar un flux sobre les superfícies de control.
A la primavera de 1968, els vols previstos de Northrop HL-10 van continuar. El primer llançament del motor de coet de combustible líquid sustainer va tenir lloc a l'octubre de 1968.
L'HL-10 també es va utilitzar en interès del transbordador espacial. Els dos darrers vols de l’aparell, realitzats l’estiu de 1970, es van dedicar a practicar l’aterratge amb la central elèctrica engegada. Amb aquesta finalitat, el XLR-11 es va substituir per tres motors coets propel·lents líquids peròxid d’hidrogen.
L’experiment es va considerar generalment reeixit: els motors que funcionaven durant l’aterratge van reduir l’angle del recorregut de lliscament de 18 a 6 graus. No obstant això, el pilot de l'aparell va assenyalar que, malgrat el treball dels mitjans d'orientació terrestre, hi havia algunes dificultats per determinar el moment d'engegar els motors coets.
Durant tot el període de proves, l'HL-10 va completar 37 llançaments. Al mateix temps, el model va establir altitud i velocitat rècord (27,5 km) i velocitat (M = 1,86) per a planadors de coets amb un cos portant.
Característiques tàctiques i tècniques:
Eslora - 6,45 m;
Alçada - 2,92 m;
Envergadura: 4, 15 m;
Zona de l'ala: 14,9 m²;
Pes buit: 2397 kg;
Pes complet: 2721 kg;
Pes màxim a l'enlairament: 4540 kg (combustible: 1604 kg);
Central elèctrica: motor de coet de quatre cambres Reaction Motors XLR-11 (empenta fins a 35,7 kN);
Distància de vol: 72 km;
Sostre pràctic: 27524 m;
Velocitat màxima: 1976 km / h;
El coeficient d’empenta per unitat de massa és 1: 0, 99;
Càrrega de l’ala: 304, 7 kg / m²;
Tripulació: 1 persona.
Preparat a partir de materials:
