Авиация Sea Dragon (ракета)

Внешний и внутренний вид Sea Dragon. Показан балластный резервуар, установленный на двигателе первой ступени. Космический аппарат, подобный орбитальному кораблю «Аполлон», установлен сверху.

Сатурн V для сравнения. Её вторая ступень подобна внутренней части двигателя и соплу Sea Dragon.

Sea Dragon — проект 1962 года по созданию полностью многоразовой двухступенчатой ракеты-носителя морского базирования. Проект возглавил Робертом Труаксом во время его работы в Aerojet; одна из созданных им конструкций представляла собой ракету, запускаемую из свободно плавающего в океане положения. Несмотря на некоторый интерес НАСА и Todd Shipyards к проекту, он не состоялся. Отдел будущих проектов НАСА был закрыт в середине 60-х годов. При длине 150 м и диаметре 23 м, Sea Dragon был бы крупнейшей ракетой из когда-либо построенных.

Основная идея Труакса состояла в создании дешёвого тяжёлого носителя, теперь называемого «большой глупый носитель». Чтобы снизить стоимость запуска, ракета должна была самостоятельно стартовать из океана при минимуме систем поддержки. Система больших балластных резервуаров присоединялась к нижней части двигателя первой ступени, чтобы поддерживать ракету в вертикальном положении. В этой ориентации груз сверху второй ступени находился немного выше ватерлинии, что обеспечивало лёгкий доступ к нему. Труакс уже экспериментировал с этой системой при разработке конструкций ракет Sea Bee и Sea Horse. Чтобы снизить стоимость самой ракеты, Труакс планировал построить её из дешёвых материалов, в частности 8-миллиметровых стальных листов. Ракета должна была строиться на судостроительной верфи на берегу моря и буксироваться к месту пуска.

Первая ступень должна была иметь один сверхмощный двигатель, работающий на топливной паре RP-1 и жидкий кислород. Топливо подавалось давлением азота из баллонов, что обеспечивало давление в камере сгорания 20 атмосфер при взлёте. Двигатель первой ступени работал в течение 81 секунд. К этому времени ракета достигала 40 километров высоты, 33 километров от места запуска и скорости 1,8 км/с. Ступень приводнялась на высокой скорости в 290 км от места пуска. Технология возвращения ступени была хорошо изучена.

Вторая ступень также была оборудована одним очень большим двигателем, тягой в 6 миллионов кгс, работающем на жидком водороде и жидком кислороде. Хотя для подачи топлива также использовалось давление газов наддува из баллонов, в этом случае азот имел постоянное низкое давление в 7 атмосфер в течение всех 260 секунд работы двигателя. При отключении двигателя второй ступени ракета достигала высоты 230 километров и дальности 940 километров от места пуска. Для повышения удельного импульса двигателя расширение сопла увеличивалось от 7:1 до 27:1 с помощью соплового насадка. Общая высота ракеты несколько сокращалась благодаря тому, что «нос» первой ступени находился внутри сопла второй.

Типичная последовательность запуска начиналась с ремонта ракеты и её грузовых и балластных резервуаров на берегу. При этом она заправлялась керосином RP-1 и азотом. Ракета буксировалась к месту пуска, где кислород и водород получались путём электролиза; Труакс предложил использовать атомный авианосец в качестве источника электроэнергии. Балластные резервуары, служившие также «крышкой» и защитой для двигателей первой ступени, заполнялись водой, в результате чего ракета приходила в вертикальное положение. На последних минутах происходила проверка, и ракета стартовала.

Ракета могла выводить полезный груз в 550 тонн на низкую околоземную орбиту. Расходы составляли, по оценкам, от 59 до 600 долларов за килограмм, что намного ниже сегодняшней стоимости вывода полезного груза на орбиту. Корпорация TRW провела обзор программы и утвердила конструкцию и ожидаемые расходы. Однако бюджетное давление привело к закрытию Отдела будущих проектов и окончанию работ по сверхтяжёлому носителю, предлагавшемуся для пилотируемого полёта на Марс.