1970

Janvier, la NASA annonce qu' elle annule la mission lunaire Apollo 20, confirmant l' utilisation du dernier lanceur Saturn 5 pour la station orbitale Post Apollo.
Le coût estimé du programme navette est de 10 à 12 milliards de $. L' économie ne viendra qu' au moment des opérations de lancement. Selon des études de la NASA, le coût des opérations sera trois fois moindres que celui d' un Titan 3C. Mais pour atteindre le seuil de rentabilité, il faudra que la navette assure le monopole de tous les lancements de satellites aux USA.

Février, la NASA lance les appels d' offres pour la phase B. Elle fixe à 1590 tonnes le poids de la navette au décollage, sans se soucier du poids de la charge utile. Le volume de la soute reste inchangée et dans certains domaines, structures, protection thermique, déport latéral, les spécifications sont plus floues.
Un déport latéral important intéresserait l' USAF permettant un retour rapide sur le territoire US après une mission de reconnaissance, la NASA a donc besoin de son soutien . A elle seule, l' USAF assurera le tiers des charges à satelliser, à condition de n' utiliser que le STS au détriment des fusées classiques. De plus, il est intéressant que les deux agences coopèrent sur un si gros programme.
L' USAF utilise depuis plusieurs années des lanceurs éprouvés et fiables tels que Scout, Atlas, Titan et Thor Delta et s' en porte très bien. Le ministre de la défense Robert C Seamans approuve cette coopération tout en y mettant ses conditions. En effet, si la navette permet aux militaires un accès à l' espace habité, l' USAF limitera sa participation financière à la construction d' un pad de tir sur la base californienne de Vandenberg et au développement d' un étage remorqueur pour l' orbite géostationnaire, l' IUS.

17 février, un comité NASA/ USAF est crée pour harmoniser les besoins. Grant Hansen pour l' USAF et Dale D Meyers, pour la NASA le préside.
L' Air Force a besoin d' une soute de 4,57 m de diamètre et de 18,3 m de long pour ses satellites. La navette, du moins l' étage orbitale devra satelliser 29 tonnes en orbite basse et 18 tonnes en orbite polaire. Elle décolle de Vandenberg, place sa charge sur orbite polaire et revient à Vandenberg après une révolution, ce qui implique un déport latéral de 2000 km pour la rentrée.

En fait les demandes de l' USAF vont véritablement influer sur la définition finale du programme. La NASA n' a pas d' autres choix que d' accepter ses demandes. Première conséquences, l' abandon des concept en lifting body, au profit des avions à ailes en delta.

Mars, les firmes consultées remettent leur copie.
Le 20, six firmes répondent à l' appel d' offre de la NASA pour la phase B des études sur la propulsion principale du STS. Ce sont Bell Aerospace, Marquandt, TRW, Aerojet Liquid Rocket Co (division d' Aerojet General), Rocketdyne (division de North American) et Pratt & Witney (division de United Aircraft Co).

Mai, la NASA attribue les contrats de phase B pour les études de propulsion et l' ensemble du projet. Deux élus seulement dans ce dernier groupe : MDD (Martin, TRW), Pan Am et le groupe North America Rockwell (General Dynamics, IBM, Honeywell, American Airlines) qui reçoivent chacun 8 millions de $. Le centre Marshall gérera le premier, le centre de Houston le second.

Juin, des analyses mathématiques montrent que la navette sera économiquement rentable si il est le seul et unique lanceur des années 1980 et au delà.

Les demandes du DoD font état d' un Orbiter capable de mettre en orbite des charges utiles de 18 m de long et 16 000 kg, ce qui est plus que les spécifications de la NASA dans la phase A. Dans le cahier des charges, seule des charges de 4,5 m étaient envisagées (diamètre standards des modules de la station orbitale). Mais là ou le bas blesse, c' est le déport latéral demandé par le DoD. Ce déport correspond à la capacité de manœuvrer la rentrée dans l' atmosphère de chaque coté de la terre. L' USAF demande 2000 à 2700 km de déport pour revenir en toute sécurité sur un terrain militaire. En particulier, elle demande un lancement de Vandenberg, un rendez vous avec un satellite de reconnaissance et un retour après une seule révolution à Vandenberg. Le point d' atterrissage pouvant se déplacer de part et d' autre de 2000 km à l' Est pendant une révolution soit 90 minutes de vol. Un tel déport demande un véhicule plus coûteux capable de voler à vitesse hypersonique et protégé contre la chaleur due à la rentrée dans l' atmosphère. Des études secrètes sont menées en 1970 sur les matériaux à utiliser.

Différents centres de la NASA s' opposent quand à l' aspect de la navette. L' équipe du MSC menée par Faget (le concepteur de la cabine Mercury) est toujours accrochée à l' avion à ailes classiques entièrement réutilisable. Les autres centres supportent des versions plus ou moins récupérables de lanceurs Saturn comme boosters avec au sommet un Orbiter simple étage SSOT.
Depuis le 23 janvier de cette année, le MSC a démarré des études internes sur le concept du Space Shuttle opérationnel dès 1975, l' année du dernier vol Apollo (études connues sous le nom de MSC 12,5k ou MSC 15k et finalement DC3). Pour accomplir leur but, les ingénieurs du MSC dessinent un Orbiter avec une soute de 2,4 m par 9 m capable d' emporter entre 4000 et 6000 kg de charge. Chaque élément de l' Orbiter et du booster utilisait des éléments déjà connu de vaisseaux existants afin de réduire les coûts et les délais de développement. Avec un déport latéral de 360 km et une récupération du booster près du site d' envol, il devenait le MSC 001, le premier dessin de la NASA pour un éventuel Space Shuttle.

Les plans du véhicule sont présentés le 27 avril avec deux configurations de lancement, l' Orbiter étant soit au sommet du booster soit à cheval sur ce dernier. L' Orbiter possède deux moteurs pour le vol propulsé, deux moteurs pour les manœuvres en orbite, tous utilisant l' hydrogène et 6 moteurs turbojets pour l' atterrissage (des JP 4/ 5). Les moteurs du booster et de l' Orbiter sont dérivés du P&W XLR 129-P-1 de 118800 kg de poussée (préférés au moteurs du Saturn 5) et pour les manœuvres en orbite, l' Orbiter utilise des RL 10 utilisés par l' étage Centaur.
37 combinaisons de moteur turbojets pour l' Orbiter et 28 combinaisons pour le booster sont étudiés représentant 4 types de constructeurs. Le moteur finalement retenu est le Rolls Royce RB 162-86 pour l' Orbiter et le P&W ADV TF-B pour le booster.
La charge utile est transportée dans l' Orbiter au dessus des réservoirs d' hydrogène et d' oxygène. Les moteurs JT 4 sont montés sur les ailes comme un avion classique. La configuration générale de la voilure mesure 28 m d' envergure avec une flèche de 14°. La dérive horizontale au bout du fuselage mesure 13 m d' envergure pour une flèche de 10°. Le stabilisateur vertical à 12,5 m de haut et une flèche de 45°. Les moteurs turbojets sont dans des carénages en titane sur le dessus de la voilure vers le milieu. L' Orbiter est en aluminium, il est réalisé autour des réservoirs de carburant. La protection thermique est nouvelle à base de fibre de silice et le nez en carbone renforcé.
Le booster est un avion ailé de 42 m d' envergure (flèche de 14°) long de 61 m équipé de 11 moteurs du même type que l' Orbiter. Les 4 moteurs turbofan sont montés sur les ailes dans des carénages les protégeant pendant l' ascension et la rentrée. Pas moins de 30 vols sont prévus par an avec 6 Orbiter et 4 boosters, chacun réalisant 100 dans sa vie. Une mission type prévoit une mise en orbite à 550 km inclinée à 55°. Des essais sont réalisés avec des maquettes au 1/ 10 larguées d' un hélicoptère CH 54A en mai à Ford Hood au Texas et à White Sands au Nouveau Mexique.

Le DC3 en mission

Retour du lanceur

Le coût du DC 3 est basé sur la construction de 2 véhicules de test en vol. Le développement des Orbiter est estimé à 2 770 millions$ avec 171 millions pour le premier Orbiter actuel. Les boosters demandent 3 142 millions $ (236 millions par engin). Malheureusement, en janvier 1971 le projet sera complètement rejeté et le concept de voilure en delta retenu.

Les études de phase A se termine avec quatre véhicules de base reprenant les concepts à voilure droite, delta, à géométrie variable et lifting body. Les deux concepts qui serviront pour la phase B comprennent un Orbiter à aile droite du style préconisé par Faget avec un déport latéral faible et un Orbiter à aile delta à fort déport latéral. Le premier type est un engin de conception simple, léger destiné à rentrer dans l' atmosphère sous un angle faible pour réduire l' échauffement. Le second à aile delta peut attaquer l' atmosphère sous un angle moyen.

LA PHASE B

NASA passe deux contrats le 6 juillet pour une étude soutenue du ILRV. Ces contrats sont basés sur une évaluation des résultats de la phase A et les réponses des compagnies à l' appel d' offre lancé en février dernier. Les exigences de ce nouveau contrat phase B avec les spécifications du Shuttle sont publiées le 1 juin 1970 et comprennent plusieurs éléments:

_ Le Space Shuttle sera un véhicule deux étages complètement réutilisable;
_ Le véhicule sera lancé verticalement, et reviendra horizontalement;
_ La mise opérationnelle sera faite au plus tard en 1977;
_ La mission de référence est une orbite de 560 km inclinée à 55 degrés et un site de lancement localisé à 28.5 degrés latitude nord (KSC en Floride);
_ La soute pour les charges utiles aura un volume de 4,5 m par 18, avec une capacité de référence de 6000 kg;
_ Deux Orbiters seront développés, avec un déport latéral de 414 et 3100 km;
_ La durée de la mission (du lancement au retour ) sera de 7 jours;
_ Le booster et l' Orbiter auront la capacité de manœuvrer dans la basse atmosphère pour les retours au site de lancement impliquant l' utilisation de moteur turbojets;
_ Une prévision de 25 à 75 lancements par année;
_ Un délai entre chaque vol inférieur à 2 semaines;
_ Les deux véhicules assureront des facteurs de charge en vol propulsé inférieur à 3 g et un environnement en "manche de chemise pendant le vol orbital;
_ Une capacité de retournement de 43 heures en cas de mission de secours;
_ Tous les sous-systèmes, sauf la structure fondamentale et les parties pressurisées seront conçues pour rester opérationnels après un échec du composant le plus critique, et assurer la survie de l'équipage après un échec des deux composants les plus critiques.

Un grand déport latéral pour le retour dans l' atmosphère exige un vol en régime hypersonique relativement long exposant durement certaines parties de la structure de l' Orbiter à des températures très élevées. Ce qui implique une grande protection thermique capable d' absorber sept fois plus de chaleur qu' un petit déport latéral. Bien que la soute de l' Orbiter soit capable d' emporter des charges utiles de taille compatible avec les exigences de la NASA et du DoD, la capacité limité à 6000 kg est inacceptable avec le cahier des charges du DoD, à savoir 26 000 kg.

Plusieurs centres de la NASA montraient un vif intérêt concernant la propulsion par moteurs turbojets des navettes. Le centre de recherche d' Edwards en Californie avait réalisé des essais sur un HL 10 tandis que le centre Lewis LeRC en Ohio étudiait les avantages relatif de la propulsion à turbines double flux, les turbofan contre le simple flux classique turbojet et le kérosène "Jet fuel" (JP4/5) contre hydrogène gazeux (GH2).
Puisque aucun véhicule n' existe à ce moment pour réaliser des comparaisons, le centre Lewis choisit les chiffres. Les ingénieurs montrent que l' utilisation de l' hydrogène gazeux ferait économiser 14400 kg sur le moteur avec l' avantage du double flux dès 1972. Une réduction de poids entre 2240 et 5600 kg sur l' Orbiter est envisagée avec une réduction totale de la masse au lancement variant entre 48000 et 80 000 kg. En fait cette perte de poids était la conséquence de l' utilisation de l' hydrogène gazeux, un produit qui pour l' instant n' existe pas.

D' autres considérations sont mises en avant par les centres de recherches sur le Shuttle :
_ Chaque élément, Orbiter ou booster sera piloté par deux hommes et en condition d' urgence par un seul.
_ Les étages seront capables de se séparer sans utiliser de moyens spéciaux autre que ceux utilisés sur les lanceurs Saturn.
_ Le ravitaillement en vol (sub ou supersonique) ne sera pas utilisé pour la réalisation de la mission.
_ Le booster et l' orbiter seront capable de revenir sur terre et d' atterrir selon les nomes FAA Catégories 2.
_ Le véhicule sera équipé de systèmes permettant une évacuation en urgence facile et rapide de l' équipage et des passagers.
_ Il n' y aura aucune liaison (carburant) possible entre les éléments du véhicule.
_ L' atterrissage sera possible sur des pistes de 3040 m de longueur au minimum.

Les contractants sélectionnés pour la phase B sont Mc Donnel Douglas et Martin Marietta ainsi que North American Rockwell joint par General Dynamics/ Convair afin de limiter les risques. Cette phase a pour but une analyse plus détaillée des profits de missions ainsi que du véhicule.
Les deux contractants commencent leurs études sur la base des concepts sélectionnés au cours de la phase A. Elles comprennent le véhicule à petit déport latéral basé sur le MSC 002 (DC3) de Faget bien que son profit à ailes droites soit un handicap pour la rentrée en vol hypersonique et le véhicule à grand déport latéral à ailes delta avantageux pour la rentrée dans l' atmosphère mais qui ne peut emporter de lourdes charges utiles. Aucun booster n' est spécifié par la NASA, la configuration et le dessin de ce dernier étant à leur charge.
Un des premiers points soulevé dans cette étude de phase B est la taille des véhicules déterminant les performances poussée/ charges utiles, la vitesse optimale et le nombre de moteur embarqué. Même si l' aspect économie continue à jouer un grand rôle dans les dessin du Shuttle, le but premier commence à changer avec des considérations plus économiques tel que la rentabilité à long terme et la réduction à moyen terme des coûts de développement.

Le moteur principal étudié dans la phase B suit logiquement les résultats de la phase A avec l' utilisation de l' hydrogène liquide, une chambre de combustion haute pression et une poussée de 166 000 kg au sol, 190 000 kg dans le vide. La motorisation identique pour le booster et l' Orbiter utilisera une tuyère a dessin différent selon l' étage. Cette tuyère sera orientable à plus ou moins 7° grâce à un système de cardan.
P&W et Rocketdyne sont rejoint par General Aerojet pour la phase B. L' expérience d' Aerojet avec son moteur M1 de 600 000 kg de poussée dans les années 1960 et Rocketdyne avec le F1 de 650 000 kg et le J2 de 92 000 kg des Saturn 5 est un grand atout. A cela s' ajoute le prototype XLR 29 P1 de P&W sous contrat avec l' Air Force. En fait le but n' est pas de développer le plus grand, le plus puissant moteur mais de construire un moteur compact, petit et surtout réutilisable pour assurer la propulsion du Shuttle. Dans le même temps, la décision est prise de développer un contrôleur digital pour ces moteurs. Son cahier des charges impose une grande facilité de mise en œuvre, un remplacement facile et une grande flexibilité pour la commande et le contrôle des moteurs.

Septembre, la NASA annule les missions Apollo 15 et 19 et remanie le reste des vols lunaires jusqu' en 1972. Le programme se terminera avec Apollo 17 en 1972.

Une révision des spécifications du Shuttle est publiée le 23 septembre donnant juste le temps aux contractants de se retourner pour la remise de leur copie prévue à la mi octobre et de ce fait repoussée à fin décembre. Cette révision augmente la charge utile à 10 000 kg pour les mêmes orbites de référence ce qui reste encore très en dessous des exigences de l' Air Force. Les moteurs turbojets classiques sont maintenant préférés au moteur à hydrogène gazeux.

Une autre révision est publié le 13 novembre pour répondre aux questions des contractants et corriger certains points. Tout le monde s' entend pour que l' Orbiter soit doté de deux moteurs principaux ce qui réduira les coûts et la maintenance. Le choix final d' une configuration à trois moteurs sera dicté par l' aspect sécurité en cas de panne en vol. Avec une configuration à deux moteurs, la perte d' un moteur conduit à une réduction de la poussée de 50% contre 30% dans une configuration à trois.

MC DONNEL DOUGLAS MARTIN MARIETTA PHASE B

PHASE B NORTH AMERICAN ROCKWELL

Parallèlement aux travaux de la phase B, la NASA continu ses études sur le Shuttle en interne avec le centre de Houston MSC, le centre Marshall MSFC et le centre de Langley LaRC.
A la fin de l' année 1969, le DoD penche pour une structure de l' Orbiter en aluminium quelque soit le système de protection thermique envisagé. Par rapport au Titane, le gain de poids est de 15% avec malheureusement un coût de production 300% plus élevé. Les études ont conclut que 2000 à 4000 kg pouvait être enlevés sur la protection thermique avec un revêtement en Titane. De plus, moins de protection thermique c' est moins d' entretien entre les vols. Au final le coût d' un Orbiter en aluminium ferait économiser 80 millions $.
Georges Low, directeur d' Apollo devient administrateur adjoint de la NASA, il n' est pas très favorable aux véhicules réutilisables.
Pendant les études Phase A et B menées par le MSC, le centre Marshall s' est penché depuis juillet sur des études de concept dits alternatifs ASSC. Des contrats sont passés à Chrysler et Lockheed ainsi que Grumman/ Boeing.
29 configurations sont proposées dans trois catégories :
_ Version à un étage et demi.
_ Version lanceur classique/ Orbiter réutilisable.
_ Version deux étages entièrement réutilisable comme les spécifications de la phase B.
Les conclusions de ces études font apparaître un net avantage pour les véhicules TSTO complètement réutilisable étudiés pendant la phase B.

CHRYSLER ASSC SERV

LOCKEED LS 200 & 400

Lockheed propose d' éliminer l' étage d' accélération et de retirer tout le carburant de l' étage orbital, de le mettre dans deux réservoirs extérieurs de 58 m de long, 8 m de diamètre, largués en vol et non récupérables. La motorisation, pour pallier au manque de l' étage d' accélération comprend 9 moteurs de 240 tonnes de poussée.

GRUMMAN BOEING H 33

Après des mois d' études, le groupement Grumman Aerospace et Boeing Cie aboutie à un véhicule de 48 m de long, 30 m d' envergure, type HCR, mais embarquant 27 tonnes de charges utiles. Ce résultat est obtenu en plaçant le carburant de l' orbiter dans deux réservoirs externes, plaqués contre les flans de la navette, comme sur le X 15A 2. Ils sont largués après usage.

Le programme navette devient une priorité pour le quartier général de la NASA, mais le projet n' est pas encore approuvé par la maison blanche en fin d' année.
22 décembre, la NASA sélectionne Mc Donnel Douglas et North American Rockwell pour 11 mois d' études préliminaires sur la navette spatiale.

Scan Dennis Jenkins