Northrop HL-10 jest jednym z 5 samolotów w NASA Edwards Flight Research Center (Dryda, Kalifornia). Maszyny te zbudowano w celu zbadania i przetestowania możliwości bezpiecznego manewrowania i lądowania samolotu o niskiej jakości aerodynamicznej po powrocie z kosmosu. Badania z użyciem HL-10 i innych podobnych urządzeń przeprowadzono w okresie lipiec 1966 – listopad 1975.
Na podstawie badań teoretycznych na początku lat 50. XX w. za najbardziej optymalny kształt głowicy obiecujących pocisków balistycznych uznano tępy stożek nosowy. Wchodząc do atmosfery, oderwana fala uderzeniowa pojawiająca się przed aparatem z taką głowicą znacznie zmniejsza obciążenia termiczne i umożliwia zwiększenie masy głowicy poprzez zmniejszenie grubości powłok termoizolacyjnych.
Specjaliści NACA biorący udział w tych pracach stwierdzili, że ta zależność jest zachowana również dla półstożków. Ujawnili też inną cechę: podczas przepływu hipersonicznego różnica ciśnienia przepływu na dolnej i górnej powierzchni powoduje uniesienie, co znacznie zwiększa manewrowość samolotu podczas opuszczania orbity.
Pojazdy z nadwoziem nośnym (ten schemat otrzymał tę nazwę), pod względem właściwości ślizgowych, zajmują pozycję pośrednią między kapsułami balistycznymi a samolotami orbitalnymi. Ponadto użycie kapsuł opadających w załogowych statkach kosmicznych wymaga znacznych kosztów startu i odzyskiwania. Zaletami „obudowy nośnej” są wysoka doskonałość konstrukcji, możliwość ponownego wykorzystania, niższe koszty rozwoju w porównaniu z tradycyjnymi systemami wideokonferencyjnymi itp.
Specjaliści Laboratorium. Ames, (dalej Ames Center), obliczono model aparatu w postaci tępego półstożka z płaską górną powierzchnią. Dla stabilności kierunkowej miał użyć dwóch pionowych kili, które kontynuują kontury kadłuba. Zwrócony statek kosmiczny tej konfiguracji otrzymał nazwę M2.
Podobne badania przeprowadzono w Langley Center. Pracownicy obliczyli kilka schematów systemu wideokonferencyjnego z nadwoziem nośnym. Najbardziej obiecującym z nich był projekt HL-10 („Horizontal Landing”; 10 to numer seryjny proponowanego modelu). Aparat HL-10 miał prawie okrągłą górną powierzchnię na śródokręciu z trzema kilami, płaskie, lekko zakrzywione dno.
Biorąc pod uwagę wysokie osiągi statku kosmicznego, NASA wraz z Siłami Powietrznymi w 1961 r. Rozważyły propozycje ich wykorzystania w księżycowym programie powrotu astronautów. Jednak projekty nie zostały zaakceptowane. Pomimo cięć w finansowaniu projektów pilotażowych, prace te kontynuowano dzięki wysiłkom entuzjastów. Jeden model samolotu wykonał model samolotu w skali i przeprowadził testy rzutowe. Prawdziwy sukces umożliwił zademonstrowanie nagrań z testów kierownictwu centrów Dryden i Ames. Pierwsza przeznaczyła 10 000 dolarów z rezerwy na produkcję pełnowymiarowego aparatu, a druga zgodziła się na przeprowadzenie testów aerodynamicznych. Urządzenie otrzymało oznaczenie M2-F1.
Sześciometrowy model został wykonany z aluminiowych rur (konstrukcja mocy) i sklejki (korpus). Na górnej krawędzi części ogonowej zamontowano parę elevonów. Zewnętrzne kile aluminiowe wyposażone były w stery. Dobre wyniki oddmuchów umożliwiły rozpoczęcie prób kołowania. Jednak brak odpowiedniego narzędzia do podkręcania wymusił zakup Pontiaca z wymuszonym silnikiem, który zapewnia przyspieszenie 450-kg modelu do 160-195 km/h. Kontrole miały niską skuteczność i nie zapewniały wymaganej stabilizacji produktu. Problem został rozwiązany poprzez wyeliminowanie kila centralnego i poprawę powierzchni sterowych.
W szeregu przejazdów model został podniesiony nad ziemię na wysokość 6 m. Powodzenie testów pozwoliło uczestnikom projektu przekonać dyrektora Centrum Dryden do odczepienia urządzenia do samodzielnego planowania z samochodu. Następnie rozpoczęły się testy rzutowe modelu, urządzenie było holowane przez samolot C-47 na wysokość 3-4 km. Pierwszy lot szybowcem odbył się 16 sierpnia 1963 roku. Ogólnie rzecz biorąc, M2-F1 wykazał się dobrą stabilnością i prowadzeniem.
Spektakularny lot nowego urządzenia, a także niski koszt wykonywanych prac, pozwoliły na rozszerzenie prac na ten temat.
W połowie 1964 roku amerykańska agencja lotnicza NASA podpisała umowę z Northrop na budowę dwóch bezskrzydłowych, całkowicie metalowych pojazdów wielokrotnego użytku z samonośnym nadwoziem. Nowe pojazdy oznaczono jako HL-10 i M2-F2, które różniły się profilem nadwozia nośnego.
Z wyglądu M2-F2 w zasadzie powtórzył M2-F1: półstożek z górną płaską powierzchnią był wyposażony w parę pionowych stępek bez zewnętrznych sterów, stery mogły służyć jako klapy hamulcowe. Aby poszerzyć widok, kokpit został przesunięty do przodu, a nos był przeszklony. Aby zmniejszyć opór i poprawić warunki przepływu, nadwozie modelu zostało nieco wydłużone. W części ogonowej M2-F2 umieszczono brzuszną klapę do kontroli pochylenia, górną powierzchnię kadłuba uzupełniono parą klap elevon, które zapewniały kontrolę przechyłów w przeciwfazie.
Kadłub Northrop HL-10 był odwróconym półstożkiem z zaokrągloną górną częścią kadłuba i płaskim dnem. Ponadto był centralny kil. W części ogonowej zainstalowano dwie trapezoidalne elewony z małymi tarczami. Na zewnętrznych stępkach zamontowano panele równoważące, a środkowy kil był dzielonym sterem. Panele równoważące i osłony elevon były używane do stabilizacji tylko podczas lotu trans- i naddźwiękowego. Podczas szybowania za sekcją aktywną z prędkością M = 0,6-0, 8 zostały one ustalone, aby uniknąć gwałtownego spadku jakości aerodynamicznej podczas lądowania. Szacowana prędkość lądowania miała wynosić około 360 km/h.
Ponieważ samoloty rakietowe były opracowywane w dość ścisłych ograniczeniach finansowych, aby zaoszczędzić pieniądze, pojazdy wyposażono w gotowe jednostki i elementy: podwozie główne zabrano z myśliwca F-5, fotel katapultowy z myśliwca F-106 siedzenie, podpora przednia - z samolotu T-39.
Oprzyrządowanie samolotu wyróżniało się również prostotą – podczas pierwszych lotów brakowało im nawet czujników położenia. Głównymi przyrządami pomiarowymi są akcelerometr, wysokościomierz, czujniki prędkości, poślizgu i kąta natarcia.
Oba pojazdy były wyposażone w silnik XLR-11 (o ciągu 3,6 tony), który przez krótki czas był używany na samolocie X-15. Aby zwiększyć zasięg podczas awaryjnego lądowania, M2-F2 i HL-10 zostały wyposażone w pomocnicze silniki rakietowe na paliwo ciekłe, zasilane nadtlenkiem wodoru.
Zbiorniki paliwa modeli podczas testów rzutowych zostały napełnione wodą o wadze 1,81 tony.
12 lipca 1966 odbył się pierwszy lot szybowcowy M2-F2. Ważący 2,67 tony model oddzielono od B-52 na wysokości 13500 m przy prędkości M=0,6 (697 km/h). Czas trwania lotu autonomicznego wynosił 3 minuty 37 sekund. 10 maja 1967 r. doszło do awaryjnego lądowania. Powodem utraty kontroli był „krok holenderski”, podczas którego kąt przechyłu wynosił 140 stopni.
Postanowiono odrestaurować zniszczony aparat poprzez modyfikację projektu. Aby zapewnić stabilność boczną w modelu, który otrzymał oznaczenie M2-F3, zainstalowano centralną stępkę i bloki silnika odrzutowego układu sterowania.
Testy rzutu wznowiono w czerwcu 1970 roku. Sześć miesięcy później odbył się pierwszy lot z włączonym silnikiem rakietowym na paliwo ciekłe. W końcowej fazie testów, zakończonej w 1972 roku, M2-F3 służył do rozwiązywania różnych zadań pomocniczych, w tym opracowania systemu zdalnego sterowania w ramach programu Space Shuttle. Charakterystyki lotu modelu zostały również ocenione w trybach lotu granicznej wysokości i prędkości.
W grudniu 1966 rozpoczęły się testy rzutów HL-10. Dla nich wykorzystano również B-52. Już pierwszy lot autonomiczny komplikowały poważne problemy - sterowność w kierunku poprzecznym była wyjątkowo niezadowalająca, wydajność sterów w zakrętach gwałtownie spadła. Wadę zlikwidowano dzięki znacznej rewizji kilów zewnętrznych, które tworzyły przepływ nad powierzchniami sterowymi.
Wiosną 1968 roku kontynuowano zaplanowane loty Northrop HL-10. Pierwsze uruchomienie silnika rakietowego na paliwo ciekłe z podtrzymaniem miało miejsce w październiku 1968 roku.
HL-10 został również wykorzystany w interesie promu kosmicznego. Ostatnie dwa loty aparatu, wykonane latem 1970 roku, poświęcone były ćwiczeniu lądowania z włączoną elektrownią. W tym celu XLR-11 został zastąpiony trzema silnikami rakietowymi na paliwo ciekłe nadtlenkiem wodoru.
Eksperyment ogólnie uznano za udany - silniki pracujące podczas lądowania zmniejszyły kąt ścieżki schodzenia z 18 do 6 stopni. Pilot aparatury zauważył jednak, że pomimo działania naziemnych środków naprowadzania wystąpiły pewne trudności w określeniu momentu włączenia silników rakietowych.
W całym okresie testowym HL-10 zakończył 37 startów. Jednocześnie model ustanowił rekordową wysokość (27,5 km) i prędkość (M = 1,86) dla szybowców rakietowych z nadwoziem nośnym.
Charakterystyka taktyczna i techniczna:
Długość - 6,45 m;
Wysokość - 2,92 m;
Rozpiętość skrzydeł - 4, 15 m;
Powierzchnia skrzydła - 14, 9 m²;
Masa własna - 2397 kg;
Pełna waga - 2721 kg;
Maksymalna masa startowa - 4540 kg (paliwo - 1604 kg);
Elektrownia - czterokomorowy silnik rakietowy Reaction Motors XLR-11 (ciąg do 35,7 kN);
Zasięg lotu - 72 km;
Pułap praktyczny - 27524 m;
Prędkość maksymalna – 1976 km/h;
Współczynnik ciągu na jednostkę masy wynosi 1: 0, 99;
Obciążenie skrzydła - 304, 7 kg / m²;
Załoga - 1 osoba.
Opracowano na podstawie materiałów:
