Uważam, że druga rocznica istnienia bloga to doskonały moment na przypomnienie sobie tej konstrukcji. Panie, Panowie, przed Wami Rockwell Star-Raker, chyba najciekawszy projekt związany z dostarczaniem setek ton na orbitę za jednym zamachem, jaki amerykańscy inżynierowie spłodzili, zanim lata osiemdziesiąte drastycznie przycięły im budżet.

U szczytu kryzysu paliwowego końca lat siedemdziesiątych inżynierowie NASA uknuli, że prąd można czerpać bez strat generowanych przez atmosferę z paneli słonecznych umieszczonych na orbicie. Projekt nazwany Satellite Power System zakładał budowę jednego satelity na rok. Brzmi to może niespecjalnie imponująco, dopóki nie zajrzymy w specyfikację SPS. Każdy satelita miał mieć masę od 35 do 50 tysięcy ton i znaleźć się na orbicie geostacjonarnej. Używany wówczas przez NASA Space Transportation System mógł dostarczyć na pokładzie wahadłowca na niską orbitę okołoziemską około 23-25 ton ładunku, a na geosynchroniczną i geostacjonarną (z pomocą dodatkowego napędu dla samego ładunku) najwyżej niewielkiego, kilkutonowego satelitę. Widać więc pewną lukę pojemnościową w ambicjach decydentów NASA.

Oczywiście nie planowano wystrzelenia w kosmos ekwiwalentu Titanica za jednym zamachem – należało wykonać szeroko zakrojone prace montażowe na orbicie. Wymagałoby to wielu startów rakiet klasy Saturn V, która na zakładaną orbitę wyniosłaby może 80 ton, a i tak sprzęt tego typu nie był już wtedy w produkcji. Zdecydowano więc w NASA pójść za ciosem i wzięto się za usprawnienie koncepcji STS. Powstała cała rzesza projektów mających za zadanie obsługę, budowę i konserwację orbitalnych elektrowni, włącznie z ogromnymi statkami kosmicznymi HLLV, które podczas każdego startu trzęsłyby ziemią i powodowały zawałowy pomór u ptaków w promieniu kilkunastu kilometrów od miejsca startu. Choć zaprojektowano dwie wersje HLLV, to nie on stał się prawdziwą gwiazdą memorandów dotyczących rozwoju Satellite Power System.

Rockwell International był oczywistym partnerem do rozmów w tych tematach – to oni skonstruowali orbiter dla STS. Tęgie (naprawdę tęgie) głowy u Rockwella usiadły więc do desek kreślarskich i oto co przygotowali:

Star-Raker, jak go nazwano, miał zabierać w kosmos 90-100 ton za jednym lotem, a cała ich flota miała pracować dzień i noc w sposób zbliżony do operacji cargo w liniach lotniczych. Nie było w tym krzty przesady, gdyż planowano 1 100 startów (i lądowań) rocznie, co dawało mniej więcej jeden odlot na każde osiem godzin, każdego dnia, przez cały rok. Rockwell zaprojektował swoją maszynę jako typowe SSTO (Single Stage To Orbit, System Jednostopniowy, pozwalający wystrzelić ładunek na orbitę bez wykorzystania rakiet pomocniczych, pośrednich stopni, czy odrzucanych zbiorników). Wymiary były iście imponujące – kosmiczny samolot w układzie potrójnie łamanej delty miał mieć 103 metry długości, 95 metrów rozpiętości, ale korzystałby przy tym z konwencjonalnych pasów startowych zdolnych do przyjęcia samolotów porównywalnych z Boeingiem 747. Nawet 2 700 metrów drogi startowej miało wystarczyć Star-Rakerowi do rozbiegu. Ładownia byłaby naprawdę przestronna, o kwadratowym przekroju (wysokość i szerokość równa 6 metrów) i długa aż na 43 metry.

Zapewne będziecie ciekawi, jaki to miało mieć napęd. Służę: 10 hybrydowych silników odrzutowych: turbowentylatorowo-strumieniowych, a także trzy silniki rakietowe na paliwo ciekłe (ciekły wodór i ciekły tlen jako utleniacz) – maksymalny ciąg miał wynosić ponad 6,2 miliona niutonów.

Taka ilość ciągu brzmi konkretnie, ale było co targać z pasa. GLOW (Gross Lift-Off Weight, zasadniczo maksymalna masa startowa) wynosić miała między 1 950 a 2 270 ton, czyli zasadniczo tyle co stojący w oczekiwaniu na odlot wahadłowiec STS, wraz z pełnym zbiornikiem zewnętrznym, rakietami pomocniczymi i ładunkiem. Taka masa na pasie startowym? Tak, ale przy odlocie wykorzystywane miały być odrzucane koła głównego podwozia, by nie zabierać w kosmos niepotrzebnej masy – na powrocie kosmolot korzystałby z pozostałych dwóch goleni podwozia głównego które były klasycznie chowane w kadłubie. Pomijając ten szczegół, Star-Raker był całkowicie samowystarczalną platformą orbitalną, zdolną osiągnąć każdą orbitę, w tym polarną, a nawet niektóre wsteczne, gdyby zaszła taka konieczność (co przez brak wspomagania ze strony ruchu obrotowego Ziemi wymaga dłuższego rozpędzania do prędkości orbitalnej). Co ciekawe, Star-Raker mógłby również odciążyć infrastrukturę naziemną w dostarczaniu części z miejsc ich produkcji do miejsca startu.

Podczas budowania stacji orbitalnych założono, że będą one zaparkowane na równikowej orbicie geostacjonarnej, gdzie wisiałyby w pewnej i ściśle określonej odległości od siebie, tworząc na nocnym niebie łatwo widoczny sznurek podobny do tego, który zafundował nam Elon Musk za pomocą wystrzelonego niedawno StarLinka. Każda z tych elektrowni miałaby dedykowany punkt odbioru prądu przesyłanego za pomocą mikrofal gdzieś na terytorium USA.

Kształt i nachylenie orbity można kształtować dość dowolnie nawet będąc już na niej, ale wymaga to konkretnych kosztów w paliwie, a tego jak wiadomo jest ograniczona ilość. Aby więc dostarczyć ładunek w kosmos możliwie jak najniższym kosztem należało wybrać się w kierunku równika już w trakcie odlotu. Jeśli jednak spojrzycie na globus, zauważycie że USA nie leży jakoś szczególnie w pobliżu równika.

Aby rozwiązać ten problem bez wywoływania rękami CIA insurekcji przeciw demokratycznie wybranej władzy gdzieś w Ameryce Południowej, Star-Raker zabierał dość paliwa by z prędkością Ma 0,85 doturlać się do równika z terenu kontynentalnych Stanów.

Następnie po ustaleniu kursu nad równikiem nastąpiłoby wznoszenie z wysokości około 6 do niecałych 14 kilometrów nad poziomem morza, gdzie Star-Raker rozpocząłby bardzo płytkie zniżanie połączone z rozpędzaniem. Na 9 kilometrach osiągnąłby prędkość Ma 1,2 i następnie rozpocząłby wznoszenie do 29 kilometrów, wciąż przyspieszając z pomocą całego dostępnego ciągu trybu turbowentylatorowego, strumieniowego, a także odpalając trzy silniki rakietowe. Wraz ze wzrostem wysokości i prędkości silniki atmosferyczne traciłyby wydajność, więc ostatecznie ich wlotyzostałyby zamknięte, a wznoszenie kontynuowanoby na samym ciągu rakietowym. Wstępne wznoszenie skutkowałoby orbitą o apogeum równym 556 kilometrów i perygeum 95, toteż dodatkowy manewr w szczytowej pozycji byłby wymagany by ustabilizować Star-Rakera na kolistej orbicie parkingowej.

Po lewej temperatury osiągane podczas wznoszenia, po prawej temperatury maksymalne. Rysunki są dodatkowo podzielone, lewa strona to spód, prawa – wierzch Star-Rakera. Planowano zastosowanie nowatorskiej osłony termicznej, zbliżonej technicznie do poszycia, jakie zastosowano w Rockwellu B-1

Po dokonaniu rozładunku na stacji przerzutowej (z pomocą dedykowanego systemu szyn na pokładzie kosmolotu i takich samych na stacji), Star-Raker udawałby się w podróż powrotną na lotnisko na terytorium USA. Odbywałoby się to w sposób bardzo zbliżony do tego, w jaki wracał wahadłowiec STS – manewrem deorbitującym, wejściem w atmosferę pod kątem natarcia 30-35 stopni i z wykorzystaniem esowatych zakrętów dla wytracenia prędkości. Pewnym ułatwieniem logistycznym byłby fakt, że Star-Raker wyposażony był jednak we własne silniki atmosferyczne, co znacząco zwiększało jego zasięg po deorbitowaniu. Co do zasady osiągalne były szerokości geograficzne sięgające nawet 4 800 kilometrów od równika, a to tylko jeśli wziąć pod uwagę manewry w atmosferze wynikające z hamowania. Po zwolnieniu do Ma 0,85 otwarto by wloty silników i uruchomiono część z nich, dając dodatkowe 550 kilometrów zasięgu.

Po lewej potencjalne ścieżki schodzenia Star-Rakera podczas deorbitowania znad równika, po prawej Star-Raker na krótkiej prostej do lądowania

Lądowanie odbywałoby się przy prędkości godnej turbośmigłowego samolotu regionalnego, bo przy raptem 215 km/h – to zasługa ogromnego płata i niewielkiej masy podczas lądowania, wynoszącej 280 ton. Ja wiem, że to tyle co nieźle załadowany 777, ale w porównaniu do 2 300 ton na wznoszeniu…

Po konsultacjach z etatowymi inżynierami NASA, Rockwell postanowił wprowadzić jedną ważną zmianę związaną z profilem lotu i masą swojego SSTO – dla zaoszczędzenia na masie paliwa potrzebnego do przelotu w kierunku równika zdecydowano, że lepszym rozwiązaniem będzie wynoszenie na orbitę o inklinacji równej 28,5 stopnia, czyli osiąganej wprost z Centrum Lotów Kosmicznych im. Kennedy’ego na Florydzie.

Ekipa Rockwella przewidywała, dużo trzeźwiej niż NASA, że jeśli jakiekolwiek prace rozpoczną się około 1990 roku, budowa 30 elektrowni potrwałaby między 20 a 30 lat, co przy okazji dałoby szansę infrastrukturze naziemnej na rozwój i rozbudowę, by rozszerzyć sieć lotnisk zdolnych przyjąć Star-Rakera. Oprócz dostępnych praktycznie wszędzie Jet-A1 i 100LL, rafinerie musiałyby dostarczać ciekły wodór i utleniacz i zabudować zbiorniki do ich przechowywania, co mogło znacząco wpłynąć na rozwój lotnictwa jako takiego, zwłaszcza jeśli silniki turbowentylatorowe na ciekły wodór upowszechniłyby się poza samym Star-Rakerem. Takie scenariusze rozwoju gospodarki zawarto w dokumentacji dostarczonej do oceny w amerykańskim Senacie. W 1981 roku powstał raport sugerujący, że branża lotnicza jest w stanie udźwignąć wszelkie problemy związane z wprowadzeniem Star-Rakera do użytku i zbudowaniem elektrowni słonecznych na orbicie – o ile znajdą się fundusze. Że się nie znalazły, to oczywiste, a 40 lat później świat nowych technologii cieszy się, gdy samochód przejedzie na baterii 300 kilometrów bez ładowania.

A propos ładowania – został nam jeszcze jeden przystanek tej epopei: elektrownie i logistyka związana z ich budową. Ale o tym następnym razem…