Shuttle-Derived Heavy Lift Launch Vehicle

Le Shuttle-Derived Heavy Lift Launch Vehicle (« HLV ») était une proposition alternative de lanceur super lourd pour le programme Constellation de la NASA. Il a été présenté pour la première fois à la Commission Augustine le 17 juin 2009.

Proposition de la NASA pour un lanceur lourd HLV (Heavy Lift Launch Vehicle) d'un autre type que le Shuttle-C.

Basé sur le concept Shuttle-C , objet de nombreuses études depuis les années 1980, le HLV était un lanceur dérivé de la navette spatiale (SDLV) qui proposait de remplacer l'orbiteur ailé de la navette spatiale par un lanceur latéral. Le réservoir externe (ET) et les propulseurs d'appoint à poudre à quatre segments de la navette spatiale seraient restés inchangés.

Origine

Un concept de navette spatiale à montage latéral non habité, baptisé Shuttle-C, a été étudié entre 1984 et 1995. L'option de la navette C, exclusivement cargo, n'a pas été financée dans les années 1980 et 1990 en raison des contraintes budgétaires de la NASA. Après la catastrophe de la navette spatiale Columbia , une étude industrielle de deux ans a été menée en 2004 et 2005 afin d'approfondir l'étude de ce concept en remplacement de la navette. L'

La proposition de HLV présentée le 17 juin 2009 s'inspirait en partie de la proposition initiale de la navette C. Les principales différences résidaient dans l'impossibilité pour le porteur latéral de se détacher du lanceur et dans la possibilité d'embarquer également des équipages à bord du HLV. Cette proposition impliquait le travail d'une soixantaine d'ingénieurs de la NASA.

Spécifications HLV

Le HLV a été proposé comme un véhicule de 4 600 000 livres (2 100 000 kg) au décollage avec deux propulseurs à propergol solide de la navette spatiale à 4 segments pesant environ 2 600 000 livres (1 200 000 kg) fournissant une poussée totale de 5 900 000 livres-force (26 MN) au niveau de la mer et le réservoir externe de la navette spatiale pesant environ 1 660 000 livres (750 000 kg) alimenté.

Le support latéral devait comprendre un « boattail » dérivé de la navette spatiale, transportant les trois moteurs principaux de la navette spatiale et d'autres éléments de propulsion. Un support de charge utile de 7,5 mètres de diamètre, doté d'une coiffe séparable et pesant 23 000 kg, occuperait l'espace habituellement occupé par le reste de l'orbiteur. Le véhicule de base ne comporterait pas d'étage supérieur, ce qui nécessiterait que la charge utile effectue une circularisation orbitale et, éventuellement, des injections translunaires.

Étage supérieur

Pour être utilisable pour les vols lunaires envisagés, le HLV aurait nécessité un étage supérieur. L'utilisation du moteur J-2X , en cours de développement pour le lanceur Ares I, a été proposée pour cet étage supérieur. Il aurait fourni près de 1,3 MN (136 000 kg) de force (sous vide) et devait avoir une impulsion spécifique (Isp) de 448 secondes.

Alternativement, l'United Launch Alliance (ULA) a proposé que son atterrisseur à double axe de poussée (DTAL) puisse être logé dans un carénage latéral de charge utile. Les concepts d'étage supérieur/dépôt de carburant ACE 41 et ACE 71 d'ULA auraient également pu être logés dans un carénage latéral de charge utile, et l'ACE 71, avec ses 75 tonnes métriques (83 tonnes courtes), se situait largement dans la capacité de charge utile du véhicule dérivé de la navette.

Performance

Les réacteurs SRB à quatre segments du HLV devaient délivrer une impulsion spécifique (Isp) de 267 secondes et une poussée de 26 MN (5 900 000 livres-force) et fonctionner pendant environ 155 secondes. Les moteurs principaux SSME devaient voler à 104,5 % et délivrer une impulsion spécifique (Isp) de 452 secondes et une poussée de 6,7 MN (1 500 000 livres-force) (vide) et fonctionner pendant environ 500 secondes (selon le profil de mission). La masse de la charge utile pour différentes missions était envisagée comme suit :

• Véhicule Bloc I sans étage supérieur – 79 tonnes métriques (174 000 lb) (brut) et 71 tonnes métriques (157 000 lb) (net) sur une orbite de référence de 120 milles nautiques (220 km) × 120 milles nautiques (220 km) (28,5°) du Centre spatial Kennedy
• Véhicule cargo Block II avec un étage supérieur (masse de l'étage supérieur non incluse) – 90 tonnes métriques (200 000 lb) (brut) et 81 tonnes métriques (179 000 lb) (net) sur une orbite de référence de 120 milles nautiques (220 km) × 120 milles nautiques (220 km) (28,5°) du Centre spatial Kennedy
• Véhicule d'équipage Block II avec un étage supérieur (masse de l'étage supérieur non incluse) - 92 tonnes métriques (203 000 lb) (brut) et 83 tonnes métriques (183 000 lb) (net) sur une orbite de référence de 120 milles nautiques (220 km) × 120 milles nautiques (220 km) (28,5°) du Centre spatial Kennedy
• Missions lunaires du bloc II : 39 tonnes métriques (86 000 lb) à TLI (brut) avec l'atterrisseur lunaire et 35 tonnes métriques (77 000 lb) à TLI (net)  depuis le Kennedy Space Center.

Architecture de la mission lunaire

Bien que le HLV ait été conçu pour assurer des missions d'équipage et de fret à destination de l'ISS, son objectif principal aurait été de remplacer l'architecture lunaire Ares I – Ares V. Cette architecture de mission rudimentaire utilisait un profil de rendez-vous en orbite lunaire. Deux HLV devaient être lancés pour mener à bien une mission. Le premier HLV devait être lancé avec l' atterrisseur lunaire et placer immédiatement ce dernier en injection translunaire. L'atterrisseur lunaire aurait eu une masse nette de 35 tonnes après TLI et se serait placé en orbite lunaire basse (LLO). En LLO, l'atterrisseur lunaire aurait pesé environ 28 tonnes.

Options de croissance

Le HLV aurait eu des possibilités de développement limitées. Bien que des SRB à cinq segments aient pu être utilisés, ils auraient nécessité une refonte importante pour permettre une charge utile de 7 tonnes supplémentaires en orbite basse. D'autres options de développement comprenaient une mise à niveau du SSME à 106 % ou 109 % de poussée, ou le remplacement du moteur supérieur du J-2X par un SSME à démarrage aérien.