Cifka Miklós
Az űrrepülőgépek hattyúdala IV. rész
Az űrrepülőgépnek feladata az lett volna, hogy a világűr az átlagemberek számára is elérhető legyen. A túlzott optimizmus fűtötte reményekről szól az űrrepülőgépek történetét felelevenítő cikksorozatunk mostani része.
- I. rész - | - II. rész - | - III. rész - | - IV. rész -
Az SSME születése
Az űrrepülőgép talán legfontosabb alkatrésze a hajtómű, ennek segítségével juthat fel a világűrbe. A rakétahajtóművek fejlesztése gőzerővel folyt az Egyesült Államokban az 1940-es évek második felétől, és az 1960-as évekre öles lépésekkel el is jutott a Saturn V. óriásrakéta folyékony hidrogént és oxigént égető J-2 hajtóműveihez, amelyek a 2. és 3. fokozatban foglaltak helyet. Az első fokozat hatalmas F-1 hajtóművei folyékony oxigént és kerozint égettek el. Ugyan tolóerő tekintetében egyetlen F-1 elegendő lett volna a formálódó űrrepülőgéphez, a jobb hatékonyság miatt a folyékony hidrogént égető hajtóműveket preferálta a NASA. A kétféle üzemanyag közül a kerozin mellett szól viszont, hogy sokkal könnyebben tárolható és kezelhető. A folyékony hidrogén forráspontja -252,87°C, vagyis ennél alacsonyabb hőmérsékleten kell tárolni és megoldani a szállítását a csővezetékek és pumpák rendszerén át, ami bizony kihívás a mérnököknek.
A NASA emberes repüléseihez az 1960-as években használt rakétahajtóművei. A jobb szélső F-1-es a Saturn V első, a J-2 a második és harmadik fokozatában használt típus
Az űrrepülőgéphez azonban a NASA mindenképpen folyékony hidrogént égető hajtóművet szeretett volna, így a potenciális gyártókat Von Braum megkérte, hogy vessék papírra, milyen megoldással élnének az SSME (Space Shuttle Main Engine ~ Űrrepülőgép Főhajtómű) számára. A három felkért gyártó a Pratt & Whitney, az Aerojet és a Rocketdyne volt.
A korábbi években a légierő és a NASA is igyekezett hatékonyabb meghajtásokat keresni, ugyanis abban mindenki biztos volt, hogy lenne még hova fejlődni. A fejlesztések egyik iránya a hagyományos rakétahajtóművek problémájának kiküszöbölése volt az emelkedés közben fellépő légköri nyomásváltozás során. A rakétahajtómű alapvetően két részből épül fel: az égőtérből és a úvócsőből. Előbbi a nevéből sejthetően az, ahol az üzemanyag és az oxidálószer elég, a fúvócsővön keresztül pedig az égéstermék távozik az égőtérből, illetve fokozza a gáz áramlási sebességét. A tolóerőt Newton harmadik törvénye alapján az égőtér és a fúvócső falán fellépő reakcióerő adja a hajtóműnek, és ezáltal a rakétának.
A hagyományos rakétahajtóműnél a fúvócső kúpos vagy harang alakú, de éppen emiatt fellép egy apró probléma: a kiáramló gázok áramlása nagyban függ a külső légnyomástól. Ha a külső nyomás és a kilépő gáz nyomása ideális, akkor a gázáram ideális formát vesz fel, ebben az esetben a legjobb a hajtómű hatásfoka. Ha a külső légköri nyomás magasabb, mint a kilépő gáz nyomása, akkor először a fúvócső végétől a gázáram összeszűkül, ha pedig jóval magasabb, akkor az áramlás még a fúvócső vége előtt elválik a fúvócső falától. Ez utóbbi roppant veszélyes, mert a gázáram így kontrollálatlan lesz, a tolóerő iránya eltérhet a hossziránytól, illetve a fellépő erőhatások miatt megsérülhet a fúvócső.
Az égéstermékek áramlása tengerszinten (balra) és vákumban (jobbra) egy kis magasságra optimalizált rakétahajtómű esetén
Ebből már sejthető, hogy bizony nem egyszerű dolog a hajtóművek maximális hatásfokát elérni. A többfokozatú rakétáknál a légnyomás problémáját úgy oldják meg, hogy az első fokozat alapvetően a sűrűbb, alsó légrétegek nyomására van optimalizálva, a második fokozat már a magasabban uralkodó alacsonyabb légnyomáshoz van tervezve, a harmadik (és negyedik) fokozat hajtóműve (ha vannak) pedig már közel a légüres tér követelményeihez van kialakítva.
Az űrrepülőgép hajtóműve viszont a felszállástól a világűrbe érésig működne, tehát kompromisszumot kell kötni. Úgy kell kialakítani, hogy az induláskori sűrű légkörben a gázáram ne váljon el a fúvócsőtől, ugyanakkor a csaknem tökéletes vákumban is kellően hatékony legyen.
Balra egy hagyományos, jobbra egy aerospike rakéta-hajtómű ábrája. Jól láthatók a két megoldás közötti fő különbségek
Van erre a problémára egy pofonegyszerű megoldás, az un. Aerospike- (szabados fordításban a meglehetősen rosszul hangzó Légtüske-) hajtómű. Ez gyakorlatilag egy "kifordított" fúvócsövet jelent. A fúvócső falának egy szeletét kell elképzelni, ez a hajtómű belső oldala, erre "támaszkodik" a gázáram, túloldalról "nyitott részen" a légnyomás tartja a helyén.
Ahogy csökken a légnyomás, a gázáram elkezd tágulni, terebélyesedni, de megfelelő kialakítás esetén egy ilyen hajtómű a tengerszinttől a világűrig közel ideálisan használhatja ki a gázáram erejét, kis magasságban akár 25%-al is hatékonyabb lehet ezáltal, mint a hagyományos kialakítású megoldás. Ennek persze ára van, az Aerospike hajtómű által elérhető tolóerő kisebb lehet, mint egy hasonló méretű / tömegű hagyományos, harang alakú fúvócsővel rendelkező hajtóműé.
Egy aerospike hajtómű gázáramának alakulása tengerszinten (balra), optimális magasságban (középen) és vákumban (jobbra)
A Rocketdyne cég az 1960-as években ennek az ígéretes megoldásnak a tökéletesítését tűzte ki célul, míg a versenytársai, az Aerojet és a Pratt & Whitney a hagyományos, harang alakú kialakítás mellett maradtak, elfogadva annak hibáit, viszont kihasználva az időközben már összegyűjtött tapasztalatokat.
1969. októberében az előzetes megoldásokat mérlegelve a NASA úgy döntött, hogy marad a hagyományos megoldásnál, vagyis az Rocketdyne éveken át egy olyan technológia fejlesztésébe fektette az erőforrásait, amelyre végül nem tartottak a legfontosabb vevők igényt…
XRS-2200 teljes tolóerejű teszt
A sors fintora, hogy az aerospike hajtómű 30 évvel később az X-33 / Venture Star program kapcsán újra előkerült, és az ekkor már a Boeing leányvállalataként működő Rocketdyne meg is építette az XRS-2200 aerospike hajtóművet, ám az végül az X-33 program törlése miatt csak a földön lett tesztelve.
1970. februárjában a három cég 6-6 millió dollárt kapott a NASA-tól, hogy részletesen kidolgozzák a saját változatukat az SSME hajtóműre. A NASA elvárása vákuumban 415 000 fontos (188 824 kg-os) tolóerő, ami csaknem kétszerese az addigi legerősebb folyékony hidrogént égető hajtóműnek, a J-2-nek. A kiáramló gáz sebességénél 14 760 láb / másodperc (~4450 m/s), az égéstérben lévő nyomásnak pedig 3 000 psi (~204 atm) határoztak meg. A hajtóműtől 10 órás élettartamot és 100 repülést vártak el, igaz ez utóbbit a hagyományos, már meglévő hajtóművek is képesek voltak teljesíteni. A J-2-es hajtóművel 105 tesztgyújtást csináltak, és ez idő alatt összesen 6,5 órán keresztül működött.
A Pratt & Whitney az XLR-129 jelölésű hajtóművön dolgozott már egy ideje, amely 350 000 font tolóerő elérésére kalibráltak, alapvetően ennek egy megerősített, átdolgozott változatát szánták az SSME tenderre. Az XLR-129 a légnyomás által jelentett problémát frappáns megoldással orvosolta: a fúvócső normál helyzetben a sűrű légkörben való repüléshez volt ideális, amikor pedig a magasabb légrétegekbe ért, egy kiegészítő "szoknya" ereszkedett alá, meghosszabbítva és kibővítve a fúvócsövet, amely így már az alacsony légnyomáshoz idomult.
Az XLR-129 rajza, a kiegészítő fúvócső toldat felső állásban
További érv volt mellettük, hogy ők dolgoztak a NASA számára egy olyan turbopumpán, amelynek a fajlagos teljesítménye 100 lóerő per font, vagyis hozzávetőleg 220 lóerő per kilogramm. A nagyteljesítményű rakétahajtóművek olyan iszonyatos mennyiségű üzemanyagot és oxidálószert égetnek ugyanis el viszonylag rövid idő alatt, hogy brutális teljesítményű turbopumpákra van szükség az üzemanyag szivattyúzásához. Ezek a turbopumpák gyakorlatilag egy kis méretű (de igen erős) gázturbinából és a hozzájuk csatolt szivattyúból állnak.
A teljesítményűk a Saturn V. esetén a 60 000 lóerőt is elérte, de az űrrepülőgéphez még ennél is erősebbre, 75 000 lőerősre lett volna szükség, ráadásul mivel a tömeg továbbra is kritikus tényező, ezért minél könnyebbnek kellett lennie. Ezek mellett már csak habnak számítanak a tortán az olyan ínyencségek, minthogy a vörösen izzó turbinarésztől mindössze egy méterre van a közel abszolút nulla fokú anyagot szállító szivattyú, ami miatt a tengely csapágyainak kenőanyag nélkül kell elviselnie a percenkénti 35 000 fordulatot - hiszen a forró oldalon egyből elpárologna bármilyen kenőanyag, míg a fagyos oldalon egyszerűen megszilárdulna. A Pratt & Whitney pedig kvázi a kezében tartott egy ilyen turbószivattyút is, vagyis igencsak kellemes pozícióból várt a döntéshozatalra...
A J-2 hidrogén-turboszivattyúja; a bal oldalán 1500, a jobb oldalán -254 Celsius fok.
A Rocketdyne az aerospike-fiaskó után nem zuhant magába, hanem megbízták a J-2 hajtómű kifejlesztését irányító Paul Castenholzot, hogy vegye a szárnyai alá az SSME tendert. Mivel a legfőbb konkurens komoly előnnyel indult a versenyben, ezért ő úgy döntött, hogy a tenderre beadandó anyagnak szó szerint kézzel foghatónak kell lennie, mert pusztán papírra felvetett számhalmazzal nehéz lesz győzni. Akármennyire is lehet az anyag kidolgozott és hibátlan, meg kell győzni a NASA döntéshozóit, ahhoz pedig elképzeléseknél több kell.
Egy, a kívánalmaknak megfelelő turbopumpa megtervezése és kivitelezése a szűkös időkeret miatt valószínűtlen volt, így egy teszthajtómű megépítése mellett döntött. Csakhogy ehhez több pénzre volt szüksége, ezért a Rocketdyne (illetve az akkori tulajdonos, a Rockwell) vezetéséhez fordult, hogy további 3 millió dollárt igényeljen a cég pénzéből, amit végül jóvá is hagytak (a NASA által biztosított 6 milliót nem lehetett ilyen célra felhasználni).
Paul Costenholz, és a Rocketdyne SSME teszthajtóműve
Noha Castenholz csapata sem a nulláról kezdte a munkát, komoly kihívás volt ilyen rövid idő alatt megépíteni egy hajtóművet. A mérnökök szó szerint beköltöztek a céghez, jobb híján a kórházrészleg ágyain aludtak több hónapon keresztül. (Castenholznak - és lehet többeknek még rajta kívül - a házassága is ráment erre.) Ám végül megcsinálták, elkészültek egy életnagyságú hajtóművel, amellyel ugyan túl sok tesztet már nem tudtak végrehajtani, de éppen elég anyagot sikerült gyűjteniük ahhoz, hogy elégedetten hátradőlhessenek.
Különösen annak a fényében, hogy 1970-ben a NASA megemelte a hajtómű tolóerejére vonatkozó igényeit, immár 550 000 font (~249 475 kg) tolóerőt kértek az SSME-től. A Rocketdyne teszthajtóműve noha 415 000 fontra volt tervezve, nagyon rövid ideig elérte az 505 000 font (229 064 kg) tolóerőt, tehát viszonylag közel voltak a kitűzött célhoz, míg a Pratt & Whitney csak 350 000 fontnál (158 757 kg) járt még.
Ezt az előnyt megfejelték egy olyan bemutatóval, ahol lenyűgözték a NASA döntéshozóit. Egy teremben nem csak fotókat, de hanggal együtt felvett videófelvételeket, sőt, lassított felvételeket mutattak be a hajtóműtesztekről. Olyan hatásvadász megoldásokkal is éltek, hogy amikor Costenholz például azt ecsetelte, hogy a teszteket télen kellett lefolytatni, akkor a háta mögé egy havas sivatagi táj képét vetítettek. Az egyik szemtanú csak úgy jellemezte, hogy ez volt az életében látott legjobb prezentáció, de a leglényegesebbnek mégis Eberhard Rees kijelentése tekinthető, mely szerint "most már elhiszem, hogy meg tudjuk csinálni".
A Rocketdyne SSME teszthajtóműve működés közben
1971. júliusában a SSME megépítésére vonatkozó szerződést a NASA illetékesei a Rocketdyne-nak ítélték. Természetesen a Pratt & Whitney nem hagyhatta annyiban a dolgot, 100 oldalas kérvényt nyújtottak be a kormányzati költségvetési ellenőrző irodának, amelyben a döntést kritizálták. A lobbizás gőzerővel folyt, a floridai székhelyű cég mindkét floridai kongresszusi képviselőt meggyőzte, hogy forduljanak levélben Nixon elnökhöz, hogy felülről számukra kedvezően változtassák meg a NASA döntését.
Itt egy kicsit elkalandoznánk az Egyesült Államok működési rendszerébe. A tagállamok a központi forrásokból nem sokat látnak közvetlenül, de az állami megrendelések mindigis a legzsírosabb falatok közé tartoztak. Éles lobbiharc folyt, folyik és fog még sokáig folyni Washingtonban az ilyen döntéseknél, hogy olyan cég nyerje az állami megrendelést, amely a gyártást a képviselő tagállamába szándékozik vinni. Ezáltal ugyanis munkahelyek teremtődnek, illetve közvetve adóbevételhez juthat a tagállam. A fenti esetben Nixon talán azért nem avatkozott be, mert tisztában volt vele, hogy Florida kevesebb elektori szavazatot jelent, mint Kalifornia, ahol a Rocketdyne székhelye volt, márpedig ekkor már zajlott az 1972-es elnökválasztási kampány, ahol Nixon az újraválasztásáért indult (amit meg is nyert). A gazdaságosan üzemeltethető űrsikló mítosza
1969-ben a Caltech (egy neves kaliforniai egyetem) mérnökkarának vezetője, Francis Clauser azt hangoztatta előadásain, hogy még az ő életében eljön az az idő, amikor az űrutazás az átlagpolgároknak is elérhető lesz, sőt, a Holdutazás is olyasmi lesz, mint egy karibi kirándulás. A Lockheed főmérnöke, Max Hunter pár évvel később úgy vélte, hogy évi 95 űrrepülőgép-repüléssel egy-egy út költsége 350 000 amerikai dollár körül alakul, vagyis egy kilogramm feljuttatási költsége mintegy tizenöt és fél dollár lesz.
Egy Dnyepr-1 indítás, 2220 dollár/kg fajlagos árával a legolcsóbb hordozóeszköz jelenleg, amit annak köszönhet, hogy kivont ex-szovjet R-36 interkontinentális ballisztikus rakétára épül
Ma, 2011-ben egy kilogramm hasznos teher feljuttatása a világűrbe még a legolcsóbb megoldásokkal (átalakított ex-szovjet hordozórakétákkal) is 2220 dollárba kerül, de a nyugati hordozórakéták esetén ez az összeg inkább 5 - 10 000 dollár körülire jön ki. Az űrrepülőgép pedig függően attól, miként számolunk, 17 700 - 35 000 dollár. Tehát meglehetősen messze vagyunk a 15,5 dolláros összegtől, de vajon mi indokolhatta anno ezt a töretlen optimizmust?
Az ehhez szükséges követelményeket George Mueller 1969 októberében vázolta fel Washingtonban. Előadásában három kritikus pontot említett, ahol a költségeket meg lehet fogni:
Egy igen hatékony, folyékony hidrogént égető rakétahajtómű, amely 100 repülést bír ki.
Olyan hővédő pajzs, amely újrafelhasználható, és két repülés között minimális ellenőrzést és karbantartást igényel
Olyan belső ellenőrző rendszer, amely képes a gép összes kritikus elemét figyelemmel kísérni, az esetleges meghibásodásokat előre jelezni, és mindezt a földi személyzet nélkül, egyszerűen tegye meg, így a karbantartásokat és javításokat sokkal gyorsabban és célirányosabban lehessen elvégezni.
Mueller a harmadikat nevezte a legnagyobb kihívásnak. Az X-15 esetén egy repülés után több napos ellenőrzés következett. A hajtóművet és az üzemanyagrendszert nyomáspróbának vetették alá, a hátsó sítalpakat röntgennel világították át repedéseket keresve rajtuk (ennek oka a leszálláskor fellépő nagy erők voltak), a hidraulika rendszernél pedig minden egyes elemre kiterjedő szemrevételezés volt előírva. Ha ezen túl voltak, akkor egy hajtóműtesztet hajtottak végre, amihez egy pilótának a pilótafülkébe kellett ülnie, és rövid időre begyújtani a hajtóművet. Csak ha mindezeken sikeresen átesett a gép akkor indulhatott a következő útjára.
Ez egy űrrepülőgép esetén a sokkal bonyolultabb rendszerek miatt jelentősen több időt venne igénybe, márpedig ha egy-egy repülés után hetekre, hónapokra van szükség az ellenőrzésre és a karbantartásra, akkor az rengeteg pénzt emészt fel. Ezen kívül a gép addig nem képes a feladatát ellátni, nevezetesen hogy embereket és hasznos terhet vigyen a világűrbe. Vegyük akkor végig ennél a járműnél is ezeket a pontokat:
1. A hajtóműről az előbb volt szó; az SSME a várakozások szerint kevés karbantartást fog igényelni, és a 100 repülésenkénti cseréje hatalmas előrelépés az egyszer használatos rakétákhoz képest.
2. A hővédő pajzs terén háromféle elképzelés versengett. A hőelnyelő (heat sink) megoldásnál a hőt fém szerkezeti elemek vezetik el a hűvösebb részek felé, melynek során ugyan átmelegszik az egész gép, de az egyes elemek a kívánt hőmérsékletnél nem melegednek tovább. A második megoldás a már bevált elégő hőpajzsok, ahol az előre felvitt hővédő anyag elég, és közben hőt von el, így hidegen marad az alatta lévő test. A harmadik megoldás a szén alapú kompozit anyagok alkalmazása volt, mivel a szén nagyon jól viseli a magas hőmérsékleteket. A V-2 rakétákban a hajtómű fúvócsövénél helyeztek el kis vezérsíkokat, amelyek a kiáramló forró gázokat eltérítve tudták kormányozni azokat, így irányítva a rakétát. A "heat sink"-féle megoldás az X-15 esetében sikeresen volt tesztelve, az elégő hőpajzsok sikeresen bizonyítottak a Mercury, Gemini és Apollo programokban, az új szén és szilikát alapú hővédő pajzsok pedig hatékony és könnyű újrafelhasználható hővédelemmel kecsegtettek.
3. A számítógépes felügyelet és hibafelderítés egy sokkal trükkösebb dolog. Általános jelenség, hogy egy meghibásodott autónál próba-szerencse alapon cserélnek ki egy alkatrészt, aztán vagy megszűnik a hibajelenség, vagy sem. Utóbbi esetén lehet újabb próba-szerencse alapon folytatni a kísérletezést, kizárva persze a már kicserélt alkatrészt. Ekkoriban azonban a repülőgépeknél is ez volt a bevett szokás, az American Airlines egy belső feljegyzése például azt említi, hogy hat hónap alatt a légkondicionáló berendezéssel kapcsolatos panaszok 44%-a, az automata pilótát érintő hibajelzések 52%-a volt megoldatlan a karbantartás és alkatrészcserre után. Vagyis üzleti szempontból nézve olyan alkatrészt cseréltek ki a gépekben, amelyek feltehetően hibátlanul működtek, ezáltal pedig felesleges költségekbe verték a céget.
Az Endevour űrsikló az Orbiter Processing Facility hangárjában a visszatérés utáni ellenőrzésen. Mueller aligha ilyesmire számított eredetileg...- klikk a nagyobb képhez!
Tehát egy olyan rendszerre lett volna szükség, amely rögzíti az adatokat, minél többet, ezen adatokkal felfegyverkezve pedig a karbantartó személyzetnek már nem találgatnia kell, hogy mi is romolhatott el, hanem rögtön láthatja már az adatokból, hol is kell keresni azt.
A PanAm légitársaság 1970-ben kezdte meg az éles tesztelést egy olyan hibafelderítő rendszeren, amely begyűjtötte a működési adatokat a Boeing 707-es mind a négy hajtóművétől, és összehasonlította azokat a korábban rögzített adatokkal. Ha eltérést tapasztalt, akkor egy nyomtató a pilótafülkében egy üzenetet nyomtatott ki, amelyen szerepelt a hajtóműtől begyűjtött, a normálistól eltérő adat. Ugyan ezen adatok egyszerűen megjeleníthetőek egy műszerfalon, de azt nem lehet elvárni a személyzettől, hogy a hajtóművenként több tucatnyi mért változót folyamatosan kövessék. Mivel azonban a rendszer nem csak követte, de rögzítette is az adatokat, így később a karbantartó személyzet láthatta, hogy mi válthatta ki az abnormális viselkedést, így pedig könnyebb volt a hibaforrás lokalizálása és a hiba elhárítása. Vagyis a civil légi repülésben már a NASA-tól függetlenül is beindult a számítógépes monitorozás kifejlesztése és annak gyakorlatba való átültetése.
Mueller abban bízott, hogy a Saturn - Apollo rendszerhez szükséges 20 000 fős szakembergárdát a fenti módszerekkel a töredékére csökkentheti, a költségek egy igen jelentős része ugyanis a hatalmas kiszolgálórendszer üzemeltetése volt. Ha a 20 000 fő helyett pár száz fő, egyetlen űrközpontban meg tudja oldani az űrrepülőgépek kiszolgálását, akkor egy-egy indítás költségét a Saturn V. 185 millió dolláros árához képest a töredékére, 1 - 2,5 millió dollárra csökkentheti. Ez ugyan még messze van a Max Hunter által említett 350 000 dollártól, ám még így is drasztikusan olcsóbbá tehetné a világűrbe jutást.
Noha a NASA általános tapasztalata az volt, hogy a becsült költségekhez képest általában mindig csak közel háromszoros áron sikerül megvalósítaniuk a kitűzött célt, Mueller meghatározta a költségcsökkentés irányát, és ezek mindegyike elérhetőnek tűnt (hatékony SSME hajtómű, többféle, költséghatékony hővédő pajzs illetve már a civil iparban formálódó számítógépes hibalokalizáció). Az pedig, hogy NASA és a Légierő úgy tűnt, közös utat követ, vagyis az űrrepülőgép számára biztosítva van a folyamatos munka, arra utalt, hogy a magas fejlesztési költségeket a jól kihasznált űrrepülőgépek majd alacsony működési költségekkel hálálják meg.
A Nixon-kormányzat viszont 1970-ben kereszttűz alá vette a teljes űrrepülőgép-programot. A költségvetésért felelős szakmai gárda nagyobb rálátást akart arra, hogy mire alapozza a NASA az optimista jövőképét, az űrkutatásért felelős iroda pedig kelletlenül védekező pozícióba volt kénytelen húzódni, és korábban még nem emlegetett tényezőket hoztak fel érvként.
A Voyager 2 űrszonda indítása egy Titan III. hordozórakétával 1977-ben
A fő érv a vitában az volt a pénzügyesek számára, hogy összehasonlításnak ott volt az ekkor már kiforrott Titan III. hordozórakéta, amit a légierő számára fejlesztettek ki. Tehát az ő szemszögükből nézve ha ezt használnák az űrrepülőgép helyett, akkor fejlesztési költség nincs, csak az indítások költsége. Természetesen ha a NASA által felvezetett számokat nézzük, a Titan III. nem versenyezhet az űrrepülőgéppel az indítások árát figyelembe véve. 10 évre viszonyítva a Titan III. már viszonylag szerény indítási mennyiség (évi 28 darab) esetén is elvérzik (igaz minimális mértékben), mivel minden egyes indításnál elveszik a hordozóeszköz. Az űrrepülőgépet ugyan még ki kell fejleszteni, és persze drágább legyártani, de egy-egy út költsége mégis annyival alacsonyabb, hogy hosszú távon kifizetődnek ezek a költségek.
Azonban a költségvetési bizottság a saját, gazdasági alapú számítási modelljével számolt, amely a pénz értékcsökkenését is figyelembe vette, és a programok költségét befektetésnek tekintette. Mivel az állam pénzéről volt szó, ezért meghatározták, hogy milyen célú felhasználás milyen prioritást kap. Például egy autópálya vagy egy iskola magas prioritást élvez, mivel a segítségével az állam többet kaphat vissza, mint amennyibe a befektetés került. Az űrprogramok a költségvetési bizottság szerint alacsony prioritást élveztek, mivel közvetlenül keveset nyer belőle az állam, ráadásul nagy a kockázat mértéke, óriási a túlköltekezés, sok a baleset (mint az Apollo-1 esete) és így tovább.
Innen nézve tehát az állam jobban járna, ha az űrkutatásba fektetett pénzt inkább máshol fektetné be, emiatt aztán a fejlesztési költségek figyelembe vételénél gyakorlatilag egy előre meghatározott inflációval kellett számolni. Ez pedig hátrányosan érintette az űrrepülőgépet, ahol a fejlesztési költség jelentős, és a működés első szakaszában jelentkezik. Szó se róla, gazdasági szempontból érthető nézet, ám a hosszútávú programok szempontjából nagy érvágás.
Óriási változás ez ahhoz képest, hogy a NASA költségvetésére miként tekintettek alig 10 évvel korábban, amikor politikai, illetve katonai indokok fűtötték a költségvetési döntéseket, és szavaztak meg hatalmas pénzeket a NASA-nak. Ennek hirtelen vége lett, a szervezetnek be kellett bizonyítania, hogy az űrrepülőgépbe érdemes befektetni az állam pénzét. A bizottság azt találta a számokban, hogy évi 55 indítás alatt az űrrepülőgép-program egyszerűen nem éri meg. Márpedig ilyen sok indítás akkor jön össze, ha a légierő harmincat bevállal ebből, amit pedig a Corona kémműholdak alapján állapítottak meg. Csakhogy az 1970-es években már jóval nagyobb kémműholdakat terveztek, amelyekből kevesebbet kell Föld körüli pályára állítani, mint a kvázi egyszer használatos Corona-kból.
A NASA ellentámadásba lendült. Egyfelől igyekeztek megmenteni az űrállomás-programot, amit nem csak a NASA, de a nemzet szempontjából is kiemelkedően fontosnak tartottak, egészen odáig menve, hogy a világűrben való gyártás is rentábilis lehet gazdaságilag. Példának a mikroelektronikai szektort hozták fel, amely profitálhat a súlytalanságban való gyártásból - arról ugyan mélyen hallgattak, hogy pontosan milyen módon.
A másik indok már ehhez kapcsolódott: ha megvan az űrállomás, és annak a személyzetét megnövelt Gemini-szerű űrhajókkal kell kéthetenkénti indításokkal váltani, akkor az 1,6 milliárd dollárba kerülne évente, az űrrepülőgéppel viszont csak 480 millió dollárt kóstálnak ugyanez. Ez már elég komoly anyagi indok volt, hogy az űrrepülőgépet hozza ki győztesnek. Persze itt is volt egy kis csúsztatás - tudniillik az űrrepülőgép ekkor már alapvetően a légierő igényeinek megfelelően egy nagy teherszállító jármű volt, nem pedig az a kisebb, űrállomások számára kiszolgáló feladatot ellátó változat, amit eredetileg a NASA elképzelt.
Hogy a nagy rakteret valahogy kihasználják, egy teljesen új koncepcióval álltak tehát elő. Mivel az űrrepülőgép raktere hatalmas, ezért nagyméretű, kényelmesen szerelhető, egységesített műholdakat lehetne a segítségével Föld körüli pályára állítani. A műholdak hagyományosan kicsik és "összecsomagoltak", miután a világűrbe jutottak, kinyílnak a napelemtábláik, antennáik. Mivel pedig nincs mód arra, hogy a világűrben egy beragadt napelemet vagy antennát, esetleg egy meghibásodott elemet kicseréljenek, ezért nagyon alaposan tesztelik ezeket a Földön, hogy odafent már ne következhessen be hiba.
Ha viszont egy egyszerűbb, nagy méretű, könnyen javítható műholdat építenek, ahol szükség esetén a hibás elemeket egyszerűen cserélni lehetne egy űrrepülőgép-úttal, akkor a költséges és időigényes földi tesztelések jórésze egyszerűen okafogyottá válna. Ha pedig a műholdakat egységesítenék, például mindegyikre ugyanolyan csatlakozási pontok kerülnének, ugyanolyan napelemek, fedélzeti rendszerek, és így tovább, akkor tovább csökkenthetőek az árak. A saját számításaik szerint noha egy ilyen műhold tömege a korábbiak háromszorosa lenne, és egy nagyságrenddel több helyet foglalna, a gyártása csak kétharmad annyiba kerülne. Ráadásul mivel az űrrepülőgép segítségével könnyen javíthatóak, cserélhetőek a komponensei, ezért az élettartama is hosszabb.
Balra egy hagyományos "szétnyíló" műhold, jobbra a javasolt "egységesített"
műhold vázlata
Apró probléma, hogy a NASA nem kereste meg a civil műholdakat üzemeltetni szándékozó cégeket, és nem vette figyelembe, hogy a trendek szerint a műholdak elég megbízhatóak kezdtek lenni, a tesztelésre fordított költségek mértéke pedig láthatóan csökkenő tendenciát mutatott. Az pedig, hogy a kommunikációs műholdak olyan magas pályán fognak keringeni a jövőben, amely az űrrepülőgép által elérhetetlen, szintén nem verték nagydobra. Tehát a civil javító-utakra vonatkozó érvelés mögötti tartalom igazság szerint légből kapottnak tekinthető.
Tovább nehezítette a NASA dolgát, hogy a költségvetési bizottság úgy találta, hogy az a legjobb megoldás, ha a meglévő infrastruktúrát alakítják hozzá az űrrepülőgéphez. Ott volt a Saturn V.-höz épített VAB, ahol a rakétát összeállították, és ott volt a két hatalmas kúszó, gigászi, teherrel együtt akár 3 000 tonnás lánctalpas szörny, amelyek a VAB-ból az indítóállásba vitték a rakétát (később az űrrepülőgépet) indítóasztalostól, és ott volt az indítóállás maga. A költségvetési szempontok szerint új infrastruktúrát kiépíteni drágább, hiszen számolni kell a befektetés értékcsökkenésével. Hogy hosszútávon ez milyen következményekkel jár, illetve a fejlesztés, majd az üzemeltetés folyamán ez milyen nehézségeket jelenthet, nem mérlegelték, hiszen azt akkor és ott nem láthatták előre.
Márpedig 1971-ben az űrrepülőgép-program költsége a következő 10 évre már 9,9 milliárd dollárra volt becsülve. Komoly számmisztikai harcok kezdődtek a gazdasági matematika szintjén, különféle felvázolt kihasználtsági arányokat figyelembe véve. Ekkora már tucatnyi különféle fellövési terv készült, évi 28 indítástól kezdve az évi 57 indításig bezárólag. Ezek átláthatósága azonban egy labirintuséval vetekszik, amely egy kártyavár stabilitásával párosult. A felvázolt kihasználtsági tervek ugyanis olyan bizonytalanságokra épültek, hogy például évi hány civil műhold-karbantartó útra indul az űrrepülőgép - olyasmi, amit előre megjósolni se lehet. Tovább nehezíti a tisztánlátást, hogy ekkor már egy-egy indítás 4,6 millió dollár körül mozgott. Mueller alig egy évvel korábbi 1 - 2,5 milliós összege tehát máris megduplázódott-megnégyszereződött, és az űrrepülőgép még el sem hagyta el a tervezőasztalt!
A költségvetési javaslat egy tollvonással úgy határozott, hogy az eredeti űrrepülőgép elképzeléshez szükséges 4,5 - 5 milliárd dolláros éves NASA költségvetés helyett a mintegy 3,2 milliárd dolláros szint körüli tartásnál maradnak. Ez túl kevés volt az eredeti "A" fázisos űrrepülőgép tervek megvalósításához, kvázi azt mondva a NASA-nak, hogy "ha akarjátok az űrrepülőgépet, akkor olcsóbban fejlesszétek ki".
A NASA költségvetése a teljes amerikai költségvetéshez képest százalékarányban. Jól látható, hogy az 1960-as évek második felében komoly zuhanás vette kezdetét.
A NASA másfél év alatt három komoly felütést kapott. Először 1969. második felében a várt plusz pénz helyett további egy milliárd dollárt megvontak tőle, és az Apollo-program eredeti ütemtervét a csökkentett költségekhez kellett igazítani. Utána az 1980-as évek elejére tervezett Mars-program, a hozzávaló nukleáris hajtóművel esett áldozatul, ráadásul az 1970-es években gyakorlatilag választaniuk kellett, hogy az űrrepülőgépet vagy az űrállomást pénzelik. Az űrrepülőgépet választották, de legalább a Saturn hordozórakétára épülő űrállomással, a Skylab-programmal vigasztalódhattak, és azzal a jövőképpel, hogy majd az 1980-as években talán jut keret egy "rendes", nagy méretű űrállomásra, amelyet eredetileg is terveztek. A harmadik felütés pedig ezek után azzal szembesülni, hogy már az űrrepülőgép is késélen táncolt.
(folytatjuk)
Az SSME születése
Az űrrepülőgép talán legfontosabb alkatrésze a hajtómű, ennek segítségével juthat fel a világűrbe. A rakétahajtóművek fejlesztése gőzerővel folyt az Egyesült Államokban az 1940-es évek második felétől, és az 1960-as évekre öles lépésekkel el is jutott a Saturn V. óriásrakéta folyékony hidrogént és oxigént égető J-2 hajtóműveihez, amelyek a 2. és 3. fokozatban foglaltak helyet. Az első fokozat hatalmas F-1 hajtóművei folyékony oxigént és kerozint égettek el. Ugyan tolóerő tekintetében egyetlen F-1 elegendő lett volna a formálódó űrrepülőgéphez, a jobb hatékonyság miatt a folyékony hidrogént égető hajtóműveket preferálta a NASA. A kétféle üzemanyag közül a kerozin mellett szól viszont, hogy sokkal könnyebben tárolható és kezelhető. A folyékony hidrogén forráspontja -252,87°C, vagyis ennél alacsonyabb hőmérsékleten kell tárolni és megoldani a szállítását a csővezetékek és pumpák rendszerén át, ami bizony kihívás a mérnököknek.
A NASA emberes repüléseihez az 1960-as években használt rakétahajtóművei. A jobb szélső F-1-es a Saturn V első, a J-2 a második és harmadik fokozatában használt típus
Az űrrepülőgéphez azonban a NASA mindenképpen folyékony hidrogént égető hajtóművet szeretett volna, így a potenciális gyártókat Von Braum megkérte, hogy vessék papírra, milyen megoldással élnének az SSME (Space Shuttle Main Engine ~ Űrrepülőgép Főhajtómű) számára. A három felkért gyártó a Pratt & Whitney, az Aerojet és a Rocketdyne volt.
A korábbi években a légierő és a NASA is igyekezett hatékonyabb meghajtásokat keresni, ugyanis abban mindenki biztos volt, hogy lenne még hova fejlődni. A fejlesztések egyik iránya a hagyományos rakétahajtóművek problémájának kiküszöbölése volt az emelkedés közben fellépő légköri nyomásváltozás során. A rakétahajtómű alapvetően két részből épül fel: az égőtérből és a úvócsőből. Előbbi a nevéből sejthetően az, ahol az üzemanyag és az oxidálószer elég, a fúvócsővön keresztül pedig az égéstermék távozik az égőtérből, illetve fokozza a gáz áramlási sebességét. A tolóerőt Newton harmadik törvénye alapján az égőtér és a fúvócső falán fellépő reakcióerő adja a hajtóműnek, és ezáltal a rakétának.
A hagyományos rakétahajtóműnél a fúvócső kúpos vagy harang alakú, de éppen emiatt fellép egy apró probléma: a kiáramló gázok áramlása nagyban függ a külső légnyomástól. Ha a külső nyomás és a kilépő gáz nyomása ideális, akkor a gázáram ideális formát vesz fel, ebben az esetben a legjobb a hajtómű hatásfoka. Ha a külső légköri nyomás magasabb, mint a kilépő gáz nyomása, akkor először a fúvócső végétől a gázáram összeszűkül, ha pedig jóval magasabb, akkor az áramlás még a fúvócső vége előtt elválik a fúvócső falától. Ez utóbbi roppant veszélyes, mert a gázáram így kontrollálatlan lesz, a tolóerő iránya eltérhet a hossziránytól, illetve a fellépő erőhatások miatt megsérülhet a fúvócső.
Az égéstermékek áramlása tengerszinten (balra) és vákumban (jobbra) egy kis magasságra optimalizált rakétahajtómű esetén
Ebből már sejthető, hogy bizony nem egyszerű dolog a hajtóművek maximális hatásfokát elérni. A többfokozatú rakétáknál a légnyomás problémáját úgy oldják meg, hogy az első fokozat alapvetően a sűrűbb, alsó légrétegek nyomására van optimalizálva, a második fokozat már a magasabban uralkodó alacsonyabb légnyomáshoz van tervezve, a harmadik (és negyedik) fokozat hajtóműve (ha vannak) pedig már közel a légüres tér követelményeihez van kialakítva.
Az űrrepülőgép hajtóműve viszont a felszállástól a világűrbe érésig működne, tehát kompromisszumot kell kötni. Úgy kell kialakítani, hogy az induláskori sűrű légkörben a gázáram ne váljon el a fúvócsőtől, ugyanakkor a csaknem tökéletes vákumban is kellően hatékony legyen.
Balra egy hagyományos, jobbra egy aerospike rakéta-hajtómű ábrája. Jól láthatók a két megoldás közötti fő különbségek
Van erre a problémára egy pofonegyszerű megoldás, az un. Aerospike- (szabados fordításban a meglehetősen rosszul hangzó Légtüske-) hajtómű. Ez gyakorlatilag egy "kifordított" fúvócsövet jelent. A fúvócső falának egy szeletét kell elképzelni, ez a hajtómű belső oldala, erre "támaszkodik" a gázáram, túloldalról "nyitott részen" a légnyomás tartja a helyén.
Ahogy csökken a légnyomás, a gázáram elkezd tágulni, terebélyesedni, de megfelelő kialakítás esetén egy ilyen hajtómű a tengerszinttől a világűrig közel ideálisan használhatja ki a gázáram erejét, kis magasságban akár 25%-al is hatékonyabb lehet ezáltal, mint a hagyományos kialakítású megoldás. Ennek persze ára van, az Aerospike hajtómű által elérhető tolóerő kisebb lehet, mint egy hasonló méretű / tömegű hagyományos, harang alakú fúvócsővel rendelkező hajtóműé.
Egy aerospike hajtómű gázáramának alakulása tengerszinten (balra), optimális magasságban (középen) és vákumban (jobbra)
A Rocketdyne cég az 1960-as években ennek az ígéretes megoldásnak a tökéletesítését tűzte ki célul, míg a versenytársai, az Aerojet és a Pratt & Whitney a hagyományos, harang alakú kialakítás mellett maradtak, elfogadva annak hibáit, viszont kihasználva az időközben már összegyűjtött tapasztalatokat.
1969. októberében az előzetes megoldásokat mérlegelve a NASA úgy döntött, hogy marad a hagyományos megoldásnál, vagyis az Rocketdyne éveken át egy olyan technológia fejlesztésébe fektette az erőforrásait, amelyre végül nem tartottak a legfontosabb vevők igényt…
XRS-2200 teljes tolóerejű teszt
A sors fintora, hogy az aerospike hajtómű 30 évvel később az X-33 / Venture Star program kapcsán újra előkerült, és az ekkor már a Boeing leányvállalataként működő Rocketdyne meg is építette az XRS-2200 aerospike hajtóművet, ám az végül az X-33 program törlése miatt csak a földön lett tesztelve.
1970. februárjában a három cég 6-6 millió dollárt kapott a NASA-tól, hogy részletesen kidolgozzák a saját változatukat az SSME hajtóműre. A NASA elvárása vákuumban 415 000 fontos (188 824 kg-os) tolóerő, ami csaknem kétszerese az addigi legerősebb folyékony hidrogént égető hajtóműnek, a J-2-nek. A kiáramló gáz sebességénél 14 760 láb / másodperc (~4450 m/s), az égéstérben lévő nyomásnak pedig 3 000 psi (~204 atm) határoztak meg. A hajtóműtől 10 órás élettartamot és 100 repülést vártak el, igaz ez utóbbit a hagyományos, már meglévő hajtóművek is képesek voltak teljesíteni. A J-2-es hajtóművel 105 tesztgyújtást csináltak, és ez idő alatt összesen 6,5 órán keresztül működött.
A Pratt & Whitney az XLR-129 jelölésű hajtóművön dolgozott már egy ideje, amely 350 000 font tolóerő elérésére kalibráltak, alapvetően ennek egy megerősített, átdolgozott változatát szánták az SSME tenderre. Az XLR-129 a légnyomás által jelentett problémát frappáns megoldással orvosolta: a fúvócső normál helyzetben a sűrű légkörben való repüléshez volt ideális, amikor pedig a magasabb légrétegekbe ért, egy kiegészítő "szoknya" ereszkedett alá, meghosszabbítva és kibővítve a fúvócsövet, amely így már az alacsony légnyomáshoz idomult.
Az XLR-129 rajza, a kiegészítő fúvócső toldat felső állásban
További érv volt mellettük, hogy ők dolgoztak a NASA számára egy olyan turbopumpán, amelynek a fajlagos teljesítménye 100 lóerő per font, vagyis hozzávetőleg 220 lóerő per kilogramm. A nagyteljesítményű rakétahajtóművek olyan iszonyatos mennyiségű üzemanyagot és oxidálószert égetnek ugyanis el viszonylag rövid idő alatt, hogy brutális teljesítményű turbopumpákra van szükség az üzemanyag szivattyúzásához. Ezek a turbopumpák gyakorlatilag egy kis méretű (de igen erős) gázturbinából és a hozzájuk csatolt szivattyúból állnak.
A teljesítményűk a Saturn V. esetén a 60 000 lóerőt is elérte, de az űrrepülőgéphez még ennél is erősebbre, 75 000 lőerősre lett volna szükség, ráadásul mivel a tömeg továbbra is kritikus tényező, ezért minél könnyebbnek kellett lennie. Ezek mellett már csak habnak számítanak a tortán az olyan ínyencségek, minthogy a vörösen izzó turbinarésztől mindössze egy méterre van a közel abszolút nulla fokú anyagot szállító szivattyú, ami miatt a tengely csapágyainak kenőanyag nélkül kell elviselnie a percenkénti 35 000 fordulatot - hiszen a forró oldalon egyből elpárologna bármilyen kenőanyag, míg a fagyos oldalon egyszerűen megszilárdulna. A Pratt & Whitney pedig kvázi a kezében tartott egy ilyen turbószivattyút is, vagyis igencsak kellemes pozícióból várt a döntéshozatalra...
A J-2 hidrogén-turboszivattyúja; a bal oldalán 1500, a jobb oldalán -254 Celsius fok.
A Rocketdyne az aerospike-fiaskó után nem zuhant magába, hanem megbízták a J-2 hajtómű kifejlesztését irányító Paul Castenholzot, hogy vegye a szárnyai alá az SSME tendert. Mivel a legfőbb konkurens komoly előnnyel indult a versenyben, ezért ő úgy döntött, hogy a tenderre beadandó anyagnak szó szerint kézzel foghatónak kell lennie, mert pusztán papírra felvetett számhalmazzal nehéz lesz győzni. Akármennyire is lehet az anyag kidolgozott és hibátlan, meg kell győzni a NASA döntéshozóit, ahhoz pedig elképzeléseknél több kell.
Egy, a kívánalmaknak megfelelő turbopumpa megtervezése és kivitelezése a szűkös időkeret miatt valószínűtlen volt, így egy teszthajtómű megépítése mellett döntött. Csakhogy ehhez több pénzre volt szüksége, ezért a Rocketdyne (illetve az akkori tulajdonos, a Rockwell) vezetéséhez fordult, hogy további 3 millió dollárt igényeljen a cég pénzéből, amit végül jóvá is hagytak (a NASA által biztosított 6 milliót nem lehetett ilyen célra felhasználni).
Paul Costenholz, és a Rocketdyne SSME teszthajtóműve
Noha Castenholz csapata sem a nulláról kezdte a munkát, komoly kihívás volt ilyen rövid idő alatt megépíteni egy hajtóművet. A mérnökök szó szerint beköltöztek a céghez, jobb híján a kórházrészleg ágyain aludtak több hónapon keresztül. (Castenholznak - és lehet többeknek még rajta kívül - a házassága is ráment erre.) Ám végül megcsinálták, elkészültek egy életnagyságú hajtóművel, amellyel ugyan túl sok tesztet már nem tudtak végrehajtani, de éppen elég anyagot sikerült gyűjteniük ahhoz, hogy elégedetten hátradőlhessenek.
Különösen annak a fényében, hogy 1970-ben a NASA megemelte a hajtómű tolóerejére vonatkozó igényeit, immár 550 000 font (~249 475 kg) tolóerőt kértek az SSME-től. A Rocketdyne teszthajtóműve noha 415 000 fontra volt tervezve, nagyon rövid ideig elérte az 505 000 font (229 064 kg) tolóerőt, tehát viszonylag közel voltak a kitűzött célhoz, míg a Pratt & Whitney csak 350 000 fontnál (158 757 kg) járt még.
Ezt az előnyt megfejelték egy olyan bemutatóval, ahol lenyűgözték a NASA döntéshozóit. Egy teremben nem csak fotókat, de hanggal együtt felvett videófelvételeket, sőt, lassított felvételeket mutattak be a hajtóműtesztekről. Olyan hatásvadász megoldásokkal is éltek, hogy amikor Costenholz például azt ecsetelte, hogy a teszteket télen kellett lefolytatni, akkor a háta mögé egy havas sivatagi táj képét vetítettek. Az egyik szemtanú csak úgy jellemezte, hogy ez volt az életében látott legjobb prezentáció, de a leglényegesebbnek mégis Eberhard Rees kijelentése tekinthető, mely szerint "most már elhiszem, hogy meg tudjuk csinálni".
A Rocketdyne SSME teszthajtóműve működés közben
1971. júliusában a SSME megépítésére vonatkozó szerződést a NASA illetékesei a Rocketdyne-nak ítélték. Természetesen a Pratt & Whitney nem hagyhatta annyiban a dolgot, 100 oldalas kérvényt nyújtottak be a kormányzati költségvetési ellenőrző irodának, amelyben a döntést kritizálták. A lobbizás gőzerővel folyt, a floridai székhelyű cég mindkét floridai kongresszusi képviselőt meggyőzte, hogy forduljanak levélben Nixon elnökhöz, hogy felülről számukra kedvezően változtassák meg a NASA döntését.
Itt egy kicsit elkalandoznánk az Egyesült Államok működési rendszerébe. A tagállamok a központi forrásokból nem sokat látnak közvetlenül, de az állami megrendelések mindigis a legzsírosabb falatok közé tartoztak. Éles lobbiharc folyt, folyik és fog még sokáig folyni Washingtonban az ilyen döntéseknél, hogy olyan cég nyerje az állami megrendelést, amely a gyártást a képviselő tagállamába szándékozik vinni. Ezáltal ugyanis munkahelyek teremtődnek, illetve közvetve adóbevételhez juthat a tagállam. A fenti esetben Nixon talán azért nem avatkozott be, mert tisztában volt vele, hogy Florida kevesebb elektori szavazatot jelent, mint Kalifornia, ahol a Rocketdyne székhelye volt, márpedig ekkor már zajlott az 1972-es elnökválasztási kampány, ahol Nixon az újraválasztásáért indult (amit meg is nyert). A gazdaságosan üzemeltethető űrsikló mítosza
1969-ben a Caltech (egy neves kaliforniai egyetem) mérnökkarának vezetője, Francis Clauser azt hangoztatta előadásain, hogy még az ő életében eljön az az idő, amikor az űrutazás az átlagpolgároknak is elérhető lesz, sőt, a Holdutazás is olyasmi lesz, mint egy karibi kirándulás. A Lockheed főmérnöke, Max Hunter pár évvel később úgy vélte, hogy évi 95 űrrepülőgép-repüléssel egy-egy út költsége 350 000 amerikai dollár körül alakul, vagyis egy kilogramm feljuttatási költsége mintegy tizenöt és fél dollár lesz.
Egy Dnyepr-1 indítás, 2220 dollár/kg fajlagos árával a legolcsóbb hordozóeszköz jelenleg, amit annak köszönhet, hogy kivont ex-szovjet R-36 interkontinentális ballisztikus rakétára épül
Ma, 2011-ben egy kilogramm hasznos teher feljuttatása a világűrbe még a legolcsóbb megoldásokkal (átalakított ex-szovjet hordozórakétákkal) is 2220 dollárba kerül, de a nyugati hordozórakéták esetén ez az összeg inkább 5 - 10 000 dollár körülire jön ki. Az űrrepülőgép pedig függően attól, miként számolunk, 17 700 - 35 000 dollár. Tehát meglehetősen messze vagyunk a 15,5 dolláros összegtől, de vajon mi indokolhatta anno ezt a töretlen optimizmust?
Az ehhez szükséges követelményeket George Mueller 1969 októberében vázolta fel Washingtonban. Előadásában három kritikus pontot említett, ahol a költségeket meg lehet fogni:
Mueller a harmadikat nevezte a legnagyobb kihívásnak. Az X-15 esetén egy repülés után több napos ellenőrzés következett. A hajtóművet és az üzemanyagrendszert nyomáspróbának vetették alá, a hátsó sítalpakat röntgennel világították át repedéseket keresve rajtuk (ennek oka a leszálláskor fellépő nagy erők voltak), a hidraulika rendszernél pedig minden egyes elemre kiterjedő szemrevételezés volt előírva. Ha ezen túl voltak, akkor egy hajtóműtesztet hajtottak végre, amihez egy pilótának a pilótafülkébe kellett ülnie, és rövid időre begyújtani a hajtóművet. Csak ha mindezeken sikeresen átesett a gép akkor indulhatott a következő útjára.
Ez egy űrrepülőgép esetén a sokkal bonyolultabb rendszerek miatt jelentősen több időt venne igénybe, márpedig ha egy-egy repülés után hetekre, hónapokra van szükség az ellenőrzésre és a karbantartásra, akkor az rengeteg pénzt emészt fel. Ezen kívül a gép addig nem képes a feladatát ellátni, nevezetesen hogy embereket és hasznos terhet vigyen a világűrbe. Vegyük akkor végig ennél a járműnél is ezeket a pontokat:
1. A hajtóműről az előbb volt szó; az SSME a várakozások szerint kevés karbantartást fog igényelni, és a 100 repülésenkénti cseréje hatalmas előrelépés az egyszer használatos rakétákhoz képest.
2. A hővédő pajzs terén háromféle elképzelés versengett. A hőelnyelő (heat sink) megoldásnál a hőt fém szerkezeti elemek vezetik el a hűvösebb részek felé, melynek során ugyan átmelegszik az egész gép, de az egyes elemek a kívánt hőmérsékletnél nem melegednek tovább. A második megoldás a már bevált elégő hőpajzsok, ahol az előre felvitt hővédő anyag elég, és közben hőt von el, így hidegen marad az alatta lévő test. A harmadik megoldás a szén alapú kompozit anyagok alkalmazása volt, mivel a szén nagyon jól viseli a magas hőmérsékleteket. A V-2 rakétákban a hajtómű fúvócsövénél helyeztek el kis vezérsíkokat, amelyek a kiáramló forró gázokat eltérítve tudták kormányozni azokat, így irányítva a rakétát. A "heat sink"-féle megoldás az X-15 esetében sikeresen volt tesztelve, az elégő hőpajzsok sikeresen bizonyítottak a Mercury, Gemini és Apollo programokban, az új szén és szilikát alapú hővédő pajzsok pedig hatékony és könnyű újrafelhasználható hővédelemmel kecsegtettek.
3. A számítógépes felügyelet és hibafelderítés egy sokkal trükkösebb dolog. Általános jelenség, hogy egy meghibásodott autónál próba-szerencse alapon cserélnek ki egy alkatrészt, aztán vagy megszűnik a hibajelenség, vagy sem. Utóbbi esetén lehet újabb próba-szerencse alapon folytatni a kísérletezést, kizárva persze a már kicserélt alkatrészt. Ekkoriban azonban a repülőgépeknél is ez volt a bevett szokás, az American Airlines egy belső feljegyzése például azt említi, hogy hat hónap alatt a légkondicionáló berendezéssel kapcsolatos panaszok 44%-a, az automata pilótát érintő hibajelzések 52%-a volt megoldatlan a karbantartás és alkatrészcserre után. Vagyis üzleti szempontból nézve olyan alkatrészt cseréltek ki a gépekben, amelyek feltehetően hibátlanul működtek, ezáltal pedig felesleges költségekbe verték a céget.
Az Endevour űrsikló az Orbiter Processing Facility hangárjában a visszatérés utáni ellenőrzésen. Mueller aligha ilyesmire számított eredetileg...- klikk a nagyobb képhez!
Tehát egy olyan rendszerre lett volna szükség, amely rögzíti az adatokat, minél többet, ezen adatokkal felfegyverkezve pedig a karbantartó személyzetnek már nem találgatnia kell, hogy mi is romolhatott el, hanem rögtön láthatja már az adatokból, hol is kell keresni azt.
A PanAm légitársaság 1970-ben kezdte meg az éles tesztelést egy olyan hibafelderítő rendszeren, amely begyűjtötte a működési adatokat a Boeing 707-es mind a négy hajtóművétől, és összehasonlította azokat a korábban rögzített adatokkal. Ha eltérést tapasztalt, akkor egy nyomtató a pilótafülkében egy üzenetet nyomtatott ki, amelyen szerepelt a hajtóműtől begyűjtött, a normálistól eltérő adat. Ugyan ezen adatok egyszerűen megjeleníthetőek egy műszerfalon, de azt nem lehet elvárni a személyzettől, hogy a hajtóművenként több tucatnyi mért változót folyamatosan kövessék. Mivel azonban a rendszer nem csak követte, de rögzítette is az adatokat, így később a karbantartó személyzet láthatta, hogy mi válthatta ki az abnormális viselkedést, így pedig könnyebb volt a hibaforrás lokalizálása és a hiba elhárítása. Vagyis a civil légi repülésben már a NASA-tól függetlenül is beindult a számítógépes monitorozás kifejlesztése és annak gyakorlatba való átültetése.
Mueller abban bízott, hogy a Saturn - Apollo rendszerhez szükséges 20 000 fős szakembergárdát a fenti módszerekkel a töredékére csökkentheti, a költségek egy igen jelentős része ugyanis a hatalmas kiszolgálórendszer üzemeltetése volt. Ha a 20 000 fő helyett pár száz fő, egyetlen űrközpontban meg tudja oldani az űrrepülőgépek kiszolgálását, akkor egy-egy indítás költségét a Saturn V. 185 millió dolláros árához képest a töredékére, 1 - 2,5 millió dollárra csökkentheti. Ez ugyan még messze van a Max Hunter által említett 350 000 dollártól, ám még így is drasztikusan olcsóbbá tehetné a világűrbe jutást.
Noha a NASA általános tapasztalata az volt, hogy a becsült költségekhez képest általában mindig csak közel háromszoros áron sikerül megvalósítaniuk a kitűzött célt, Mueller meghatározta a költségcsökkentés irányát, és ezek mindegyike elérhetőnek tűnt (hatékony SSME hajtómű, többféle, költséghatékony hővédő pajzs illetve már a civil iparban formálódó számítógépes hibalokalizáció). Az pedig, hogy NASA és a Légierő úgy tűnt, közös utat követ, vagyis az űrrepülőgép számára biztosítva van a folyamatos munka, arra utalt, hogy a magas fejlesztési költségeket a jól kihasznált űrrepülőgépek majd alacsony működési költségekkel hálálják meg.
A Nixon-kormányzat viszont 1970-ben kereszttűz alá vette a teljes űrrepülőgép-programot. A költségvetésért felelős szakmai gárda nagyobb rálátást akart arra, hogy mire alapozza a NASA az optimista jövőképét, az űrkutatásért felelős iroda pedig kelletlenül védekező pozícióba volt kénytelen húzódni, és korábban még nem emlegetett tényezőket hoztak fel érvként.
A Voyager 2 űrszonda indítása egy Titan III. hordozórakétával 1977-ben
A fő érv a vitában az volt a pénzügyesek számára, hogy összehasonlításnak ott volt az ekkor már kiforrott Titan III. hordozórakéta, amit a légierő számára fejlesztettek ki. Tehát az ő szemszögükből nézve ha ezt használnák az űrrepülőgép helyett, akkor fejlesztési költség nincs, csak az indítások költsége. Természetesen ha a NASA által felvezetett számokat nézzük, a Titan III. nem versenyezhet az űrrepülőgéppel az indítások árát figyelembe véve. 10 évre viszonyítva a Titan III. már viszonylag szerény indítási mennyiség (évi 28 darab) esetén is elvérzik (igaz minimális mértékben), mivel minden egyes indításnál elveszik a hordozóeszköz. Az űrrepülőgépet ugyan még ki kell fejleszteni, és persze drágább legyártani, de egy-egy út költsége mégis annyival alacsonyabb, hogy hosszú távon kifizetődnek ezek a költségek.
Azonban a költségvetési bizottság a saját, gazdasági alapú számítási modelljével számolt, amely a pénz értékcsökkenését is figyelembe vette, és a programok költségét befektetésnek tekintette. Mivel az állam pénzéről volt szó, ezért meghatározták, hogy milyen célú felhasználás milyen prioritást kap. Például egy autópálya vagy egy iskola magas prioritást élvez, mivel a segítségével az állam többet kaphat vissza, mint amennyibe a befektetés került. Az űrprogramok a költségvetési bizottság szerint alacsony prioritást élveztek, mivel közvetlenül keveset nyer belőle az állam, ráadásul nagy a kockázat mértéke, óriási a túlköltekezés, sok a baleset (mint az Apollo-1 esete) és így tovább.
Innen nézve tehát az állam jobban járna, ha az űrkutatásba fektetett pénzt inkább máshol fektetné be, emiatt aztán a fejlesztési költségek figyelembe vételénél gyakorlatilag egy előre meghatározott inflációval kellett számolni. Ez pedig hátrányosan érintette az űrrepülőgépet, ahol a fejlesztési költség jelentős, és a működés első szakaszában jelentkezik. Szó se róla, gazdasági szempontból érthető nézet, ám a hosszútávú programok szempontjából nagy érvágás.
Óriási változás ez ahhoz képest, hogy a NASA költségvetésére miként tekintettek alig 10 évvel korábban, amikor politikai, illetve katonai indokok fűtötték a költségvetési döntéseket, és szavaztak meg hatalmas pénzeket a NASA-nak. Ennek hirtelen vége lett, a szervezetnek be kellett bizonyítania, hogy az űrrepülőgépbe érdemes befektetni az állam pénzét. A bizottság azt találta a számokban, hogy évi 55 indítás alatt az űrrepülőgép-program egyszerűen nem éri meg. Márpedig ilyen sok indítás akkor jön össze, ha a légierő harmincat bevállal ebből, amit pedig a Corona kémműholdak alapján állapítottak meg. Csakhogy az 1970-es években már jóval nagyobb kémműholdakat terveztek, amelyekből kevesebbet kell Föld körüli pályára állítani, mint a kvázi egyszer használatos Corona-kból.
A NASA ellentámadásba lendült. Egyfelől igyekeztek megmenteni az űrállomás-programot, amit nem csak a NASA, de a nemzet szempontjából is kiemelkedően fontosnak tartottak, egészen odáig menve, hogy a világűrben való gyártás is rentábilis lehet gazdaságilag. Példának a mikroelektronikai szektort hozták fel, amely profitálhat a súlytalanságban való gyártásból - arról ugyan mélyen hallgattak, hogy pontosan milyen módon.
A másik indok már ehhez kapcsolódott: ha megvan az űrállomás, és annak a személyzetét megnövelt Gemini-szerű űrhajókkal kell kéthetenkénti indításokkal váltani, akkor az 1,6 milliárd dollárba kerülne évente, az űrrepülőgéppel viszont csak 480 millió dollárt kóstálnak ugyanez. Ez már elég komoly anyagi indok volt, hogy az űrrepülőgépet hozza ki győztesnek. Persze itt is volt egy kis csúsztatás - tudniillik az űrrepülőgép ekkor már alapvetően a légierő igényeinek megfelelően egy nagy teherszállító jármű volt, nem pedig az a kisebb, űrállomások számára kiszolgáló feladatot ellátó változat, amit eredetileg a NASA elképzelt.
Hogy a nagy rakteret valahogy kihasználják, egy teljesen új koncepcióval álltak tehát elő. Mivel az űrrepülőgép raktere hatalmas, ezért nagyméretű, kényelmesen szerelhető, egységesített műholdakat lehetne a segítségével Föld körüli pályára állítani. A műholdak hagyományosan kicsik és "összecsomagoltak", miután a világűrbe jutottak, kinyílnak a napelemtábláik, antennáik. Mivel pedig nincs mód arra, hogy a világűrben egy beragadt napelemet vagy antennát, esetleg egy meghibásodott elemet kicseréljenek, ezért nagyon alaposan tesztelik ezeket a Földön, hogy odafent már ne következhessen be hiba.
Ha viszont egy egyszerűbb, nagy méretű, könnyen javítható műholdat építenek, ahol szükség esetén a hibás elemeket egyszerűen cserélni lehetne egy űrrepülőgép-úttal, akkor a költséges és időigényes földi tesztelések jórésze egyszerűen okafogyottá válna. Ha pedig a műholdakat egységesítenék, például mindegyikre ugyanolyan csatlakozási pontok kerülnének, ugyanolyan napelemek, fedélzeti rendszerek, és így tovább, akkor tovább csökkenthetőek az árak. A saját számításaik szerint noha egy ilyen műhold tömege a korábbiak háromszorosa lenne, és egy nagyságrenddel több helyet foglalna, a gyártása csak kétharmad annyiba kerülne. Ráadásul mivel az űrrepülőgép segítségével könnyen javíthatóak, cserélhetőek a komponensei, ezért az élettartama is hosszabb.
Balra egy hagyományos "szétnyíló" műhold, jobbra a javasolt "egységesített"
műhold vázlata
Apró probléma, hogy a NASA nem kereste meg a civil műholdakat üzemeltetni szándékozó cégeket, és nem vette figyelembe, hogy a trendek szerint a műholdak elég megbízhatóak kezdtek lenni, a tesztelésre fordított költségek mértéke pedig láthatóan csökkenő tendenciát mutatott. Az pedig, hogy a kommunikációs műholdak olyan magas pályán fognak keringeni a jövőben, amely az űrrepülőgép által elérhetetlen, szintén nem verték nagydobra. Tehát a civil javító-utakra vonatkozó érvelés mögötti tartalom igazság szerint légből kapottnak tekinthető.
Tovább nehezítette a NASA dolgát, hogy a költségvetési bizottság úgy találta, hogy az a legjobb megoldás, ha a meglévő infrastruktúrát alakítják hozzá az űrrepülőgéphez. Ott volt a Saturn V.-höz épített VAB, ahol a rakétát összeállították, és ott volt a két hatalmas kúszó, gigászi, teherrel együtt akár 3 000 tonnás lánctalpas szörny, amelyek a VAB-ból az indítóállásba vitték a rakétát (később az űrrepülőgépet) indítóasztalostól, és ott volt az indítóállás maga. A költségvetési szempontok szerint új infrastruktúrát kiépíteni drágább, hiszen számolni kell a befektetés értékcsökkenésével. Hogy hosszútávon ez milyen következményekkel jár, illetve a fejlesztés, majd az üzemeltetés folyamán ez milyen nehézségeket jelenthet, nem mérlegelték, hiszen azt akkor és ott nem láthatták előre.
Márpedig 1971-ben az űrrepülőgép-program költsége a következő 10 évre már 9,9 milliárd dollárra volt becsülve. Komoly számmisztikai harcok kezdődtek a gazdasági matematika szintjén, különféle felvázolt kihasználtsági arányokat figyelembe véve. Ekkora már tucatnyi különféle fellövési terv készült, évi 28 indítástól kezdve az évi 57 indításig bezárólag. Ezek átláthatósága azonban egy labirintuséval vetekszik, amely egy kártyavár stabilitásával párosult. A felvázolt kihasználtsági tervek ugyanis olyan bizonytalanságokra épültek, hogy például évi hány civil műhold-karbantartó útra indul az űrrepülőgép - olyasmi, amit előre megjósolni se lehet. Tovább nehezíti a tisztánlátást, hogy ekkor már egy-egy indítás 4,6 millió dollár körül mozgott. Mueller alig egy évvel korábbi 1 - 2,5 milliós összege tehát máris megduplázódott-megnégyszereződött, és az űrrepülőgép még el sem hagyta el a tervezőasztalt!
A költségvetési javaslat egy tollvonással úgy határozott, hogy az eredeti űrrepülőgép elképzeléshez szükséges 4,5 - 5 milliárd dolláros éves NASA költségvetés helyett a mintegy 3,2 milliárd dolláros szint körüli tartásnál maradnak. Ez túl kevés volt az eredeti "A" fázisos űrrepülőgép tervek megvalósításához, kvázi azt mondva a NASA-nak, hogy "ha akarjátok az űrrepülőgépet, akkor olcsóbban fejlesszétek ki".
A NASA költségvetése a teljes amerikai költségvetéshez képest százalékarányban. Jól látható, hogy az 1960-as évek második felében komoly zuhanás vette kezdetét.
A NASA másfél év alatt három komoly felütést kapott. Először 1969. második felében a várt plusz pénz helyett további egy milliárd dollárt megvontak tőle, és az Apollo-program eredeti ütemtervét a csökkentett költségekhez kellett igazítani. Utána az 1980-as évek elejére tervezett Mars-program, a hozzávaló nukleáris hajtóművel esett áldozatul, ráadásul az 1970-es években gyakorlatilag választaniuk kellett, hogy az űrrepülőgépet vagy az űrállomást pénzelik. Az űrrepülőgépet választották, de legalább a Saturn hordozórakétára épülő űrállomással, a Skylab-programmal vigasztalódhattak, és azzal a jövőképpel, hogy majd az 1980-as években talán jut keret egy "rendes", nagy méretű űrállomásra, amelyet eredetileg is terveztek. A harmadik felütés pedig ezek után azzal szembesülni, hogy már az űrrepülőgép is késélen táncolt.
(folytatjuk)