Nordamerikanische DC-3 - North American DC-3

DC-3
Faget Shuttle Konzept P208.jpg
Designer Maxime Faget
Herkunftsland Vereinigte Staaten
Spezifikationen
Nutzlast 5.400 kg (12.000 Pfund)

Die DC-3 war einer von mehreren frühen Entwurfsvorschlägen für das von Maxime Faget am Manned Spacecraft Center (MSC) in Houston entworfene NASA Space Shuttle . Es wurde nominell von North American Aviation (NAA) entwickelt, obwohl es ein rein NASA-internes Design war. Im Gegensatz zu dem Entwurf, der schließlich entstanden, die DC-3 war ein vollständig wiederverwendbares Träger zweistufiger-to-Orbit Spaceplane - Design mit einer kleinen Nutzlastkapazität von etwa 12.000 lbs und begrenzten Manövrierfähigkeit. Seine inhärenten Stärken waren ein gutes Handling bei niedriger Geschwindigkeit während der Landung und eine Entwicklung mit geringem Risiko, die relativ unempfindlich gegen Gewichts- und Gleichgewichtsänderungen war.

Die Arbeiten am DC-3-Programm endeten, als die US-Luftwaffe dem Shuttle-Programm beitrat und eine viel größere Manövrierfähigkeit über die gesamte Reichweite forderte, als die DC-3 liefern konnte. Sie äußerten auch ernsthafte Bedenken hinsichtlich seiner Stabilität während des Wiedereintritts . NAA gewann schließlich den Shuttle Orbiter-Vertrag, basierend auf einem ganz anderen Design als ein anderes Team bei MSC.

Geschichte

Hintergrund

Mitte der 1960er Jahre führte die US Air Force eine Reihe klassifizierter Studien zu Raumtransportsystemen der nächsten Generation durch. Unter ihren vielen Zielen sollten die neuen Trägerraketen eine weiterhin bemannte militärische Präsenz im Weltraum unterstützen und mussten daher die Kosten für Starts drastisch senken und die Startraten erhöhen. Aus einer Reihe von Vorschlägen kam die Luftwaffe zu dem Schluss, dass halbwiederverwendbare Designs die beste Wahl auf der Basis der Gesamtkosten sind, und das Lockheed Star Clipper- Design war eines der am besten untersuchten Beispiele. Sie schlugen ein Entwicklungsprogramm mit einem sofortigen Start für ein Fahrzeug der Klasse I vor, das auf verbrauchbaren Boostern basiert, gefolgt von einer langsameren Entwicklung eines halbwiederverwendbaren Designs der Klasse II und möglicherweise eines vollständig wiederverwendbaren Designs der Klasse III Zukunft. Obwohl geschätzt wird, dass die Luftwaffe bis zu 1 Milliarde US-Dollar für die damit verbundenen Studien ausgegeben hat, wurde nur das Klasse-I-Programm entwickelt, das X-20 Dyna-Soar , das später eingestellt wurde.

Nicht lange nach den Luftwaffenstudien begann die NASA, die Apollo- Ära nach dem Projekt zu studieren . Es wurde eine Vielzahl von Projekten untersucht, von denen viele auf der Wiederverwendung von Apollo-Hardware ( Apollo X , Apollo-Anwendungsprogramm usw.) basierten. Mit dem Erfolg der Mondlandungen wurde eine Reihe immer ehrgeizigerer Projekte immer aktueller wurde unter dem neuen NASA-Direktor Thomas O. Paine erheblich erweitert . Um 1970 hatten sich diese auf den kurzfristigen Start einer 12-Mann-Raumstation im Jahr 1975 festgelegt und diese bis 1980 auf eine 50-Mann- "Raumbasis" erweitert, eine kleinere Mondumlaufbahnstation und schließlich eine bemannte Mission nach Mars in den 1980er Jahren. Die NASA vergab im Juli 1969 Studienaufträge in Höhe von 2,9 Mio. USD für die Raumstationen an North American und McDonnell Douglas .

Fast nachträglich entstand Ende der 1960er Jahre die Idee eines kleinen und kostengünstigen "Logistikfahrzeugs" zur Unterstützung dieser Missionen. George Mueller wurde die Aufgabe übertragen, Pläne für ein solches System zu entwickeln, und hielt im Dezember 1967 ein eintägiges Symposium im NASA-Hauptquartier ab, um verschiedene Optionen zu untersuchen. 80 Personen nahmen teil und präsentierten eine Vielzahl potenzieller Designs, viele davon aus früheren Arbeiten der Luftwaffe, von kleinen Dyna-Soar-ähnlichen Fahrzeugen, die hauptsächlich Besatzungsmitglieder beförderten und mit vorhandenen verbrauchbaren Boostern gestartet wurden, bis zu viel größeren, vollständig wiederverwendbaren Designs.

ILRV

Am 30. Oktober 1968 begann die NASA offiziell mit der Arbeit an dem damals als "Integrated Launch and Re-Entry Vehicle" (ILRV) bekannten Namen, den sie aus früheren Luftwaffenstudien entlehnt hatten. Das Entwicklungsprogramm sollte in vier Phasen erfolgen; Phase A: Fortgeschrittene Studien; Phase B: Projektdefinition; Phase C: Fahrzeugdesign; und Phase D: Produktion und Betrieb. Vier Teams sollten an Phase A teilnehmen; zwei in Phase B; und dann ein einziger Hauptauftragnehmer für die Phasen C und D. Parallel dazu sollte ein separater SSME-Wettbewerb ( Space Shuttle Main Engine ) durchgeführt werden.

Die NASA Houston und Huntsville haben gemeinsam die Aufforderung zur Einreichung von Vorschlägen (RFP) für achtmonatige Phase-A-ILRV-Studien herausgegeben. Die Anforderungen bestanden darin, dass 5.000 bis 50.000 Pfund Nutzlast in eine Umlaufbahn von 500 km Höhe geliefert werden sollten. Das Wiedereintrittsfahrzeug sollte eine Reichweite von mindestens 450 Meilen haben, was bedeutet, dass es links oder rechts von seiner normalen Umlaufbahn fliegen kann. General Dynamics, Lockheed, McDonnell-Douglas, Martin Marietta und (der neu benannte) nordamerikanische Rockwell wurden zum Bieten eingeladen. Im Februar 1969 wurde Martin Mariettas Beitrag nach dem Studium der RFPs gestrichen, obwohl sie ihre Arbeit alleine fortsetzten. Die anderen Beiträge erhielten alle zusätzliche Mittel der Phase A.

Unterstützt von Paines ehrgeizigen Plänen wurde das ILRV-Programm im August 1969 als "Maximum Effort" -Design neu definiert, und nur vollständig wiederverwendbare Designs wurden akzeptiert. Dies führte zu einer zweiten Reihe von Phase-A-Studien. Die zurückgegebenen Designs waren sehr unterschiedlich und erfüllten den im ursprünglichen RFP angegebenen großen Nutzlastbereich. Zwei grundlegende Rumpfkonstruktionen schienen am häufigsten zu sein; Hubkörperkonstruktionen , die nach dem Wiedereintritt eine hohe Reichweite, aber eine begrenzte Manövrierfähigkeit bieten, und Konstruktionen mit Deltaflügeln, die diese Kriterien umkehren.

DC-3

Faget war der Ansicht, dass alle vorgeschlagenen Entwürfe ein inakzeptables Entwicklungsrisiko bergen. Im Gegensatz zu einem herkömmlichen Flugzeug mit separatem Rumpf und Tragflächen hatten die ILRV-Konstruktionen Flügel-Körper-Layouts gemischt. Dies bedeutete, dass Änderungen des Gewichts und des Gleichgewichts , die während der Entwicklung fast unvermeidbar sind, Änderungen der gesamten Orbiterstruktur erfordern würden, um dies auszugleichen. Er war auch der Ansicht, dass die schlechte Handhabung dieser Layouts bei niedriger Geschwindigkeit eine echte Gefahr bei der Landung darstellte. Verärgert über das, was er für ein Projekt hielt, das einen Misserfolg zu garantieren schien, begann er mit der Arbeit an seinem eigenen Design und präsentierte es als DC-3.

Im Gegensatz zu den anderen Einträgen war DC-3 viel konventioneller aufgebaut, mit einem fast zylindrischen Rumpf und niedrig montierten, leicht gekehrten Flügeln. Das Design ähnelte eher einem Frachtflugzeug als einem Raumschiff. Der Wiedereintritt erfolgte in einer 60-Grad-Nasenhöhe, die die untere Oberfläche des Raumfahrzeugs dem Luftstrom präsentierte, wobei ein ballistischer Ansatz mit stumpfen Körpern verwendet wurde, der dem ähnlich war, den Faget erfolgreich für die Mercury-Kapsel entwickelt hatte . Während des Wiedereintritts sorgten die Flügel für wenig oder keinen aerodynamischen Auftrieb. Nach dem Wiedereintritt, wenn das Raumschiff in die untere Atmosphäre eintrat, würde es in eine konventionelle Fluglage übergehen, Kanäle würden sich öffnen und Düsentriebwerke würden zur Landung starten.

Der Vorteil dieses Konstruktionsansatzes bestand darin, dass Änderungen des Gewichts und des Gleichgewichts einfach durch Bewegen oder Umformen des Flügels behoben werden konnten. Diese gängige Lösung wurde seit Jahrzehnten im Flugzeugdesign verwendet - einschließlich des ursprünglichen Douglas DC-3, dessen Flügel wurden nur aus diesem Grund nach hinten gefegt. Der Nachteil war, dass das Raumschiff nur einen geringen Überschallhub haben würde, so dass seine Manövrierfähigkeit beim Wiedereintritt begrenzt wäre und seine Reichweite etwa 300 Meilen betragen würde. Einiges davon könnte es mit seiner verbesserten Fluggeschwindigkeit bei niedriger Geschwindigkeit ausgleichen, wäre aber immer noch nicht in der Lage, die vorgeschriebenen 450 Meilen zu erreichen.

Obwohl der DC-3 nie Teil der ursprünglichen ILRV-Pläne gewesen war, wurde Fagets Name so gut respektiert, dass sich andere bei der NASA MSC in Houston schnell um ihn versammelten. Andere NASA-Abteilungen wählten alle ihre eigenen Lieblingsdesigns aus, darunter wiederherstellbare Versionen von Saturn-Boostern, die im Marshall Space Flight Center in Huntsville entwickelt wurden, Hebekörper auf der Basis des HL-10 , die vom Langley Research Center und vom Dryden Flight Research Center (Edwards) bevorzugt wurden ) und sogar ein einstufiges Luft- und Raumfahrtflugzeug zur Umlaufbahn wurden ebenfalls vorgeschlagen. Von da an war das gesamte Programm mit Kämpfen zwischen den verschiedenen Teams behaftet. Am 1. Juni 1969 wurde ein Bericht veröffentlicht, der das DC-3-Design angriff, gefolgt von mehreren anderen im weiteren Jahresverlauf. Trotzdem nahm Nordamerika schnell das DC-3-Design auf, nachdem es im Laufe der Jahre gelernt hatte, dass der beste Weg, einen NASA-Auftrag zu gewinnen, darin bestand, das von Faget bevorzugte Design zu entwickeln. Sie gewannen den Auftrag NAS9-9205 zur Entwicklung des DC-3 im Dezember 1969.

Um den zwischen den Abteilungen entstehenden Stau zu beseitigen, fand am 23. Januar 1970 in Houston ein Treffen statt, bei dem alle internen Konzepte untersucht wurden. Im nächsten Jahr würde eine Reihe von vorgeschlagenen Entwürfe fallen gelassen werden, einschließlich der gesamten Reihe von Hebe Körper stammender Fahrzeuge , da es zu schwierig erwiesen , zylindrische Tanks in die Zelle zu passen. Dies ließ zwei grundlegende Ansätze übrig, Delta Wings und Fagets DC-3-Serie. Die Entwicklung des DC-3 wurde mit einem Falltest eines 1/10-Modells ab dem 4. Mai fortgesetzt.

Space Task Group

Am 12. Februar 1969 gründete Richard Nixon unter der Leitung von Vizepräsident Spiro Agnew die Space Task Group und gab ihnen die Aufgabe, Missionen für eine Post-Apollo-NASA auszuwählen. Agnew wurde schnell zu einem Befürworter der ehrgeizigen Pläne der NASA, die in einem Marsversuch gipfeln würden. Der Abschlussbericht der Arbeitsgruppe vom 11. September 1969 enthielt drei allgemeine Pläne. Die erste erforderte eine Finanzierung von 8 bis 10 Milliarden US-Dollar pro Jahr und würde alle Ziele der NASA erfüllen. Die zweite würde diese auf 8 Milliarden US-Dollar oder weniger reduzieren, wenn die bemannte Mondumlaufbahnstation fallen gelassen würde, und die dritte würde nur 5 Milliarden US-Dollar pro Jahr erfordern würde nur die Raumstationen und das Shuttle entwickeln.

Zunächst äußerte sich Nixon nicht zu den Plänen. Später forderte er, dass das Programm selbst bei den kleinsten Vorschlägen der Arbeitsgruppe stark reduziert werde, und zwang sie, entweder die Raumbasis oder das Shuttle auszuwählen . Als die NASA-Ingenieure das Problem diskutierten, kamen sie zu dem Schluss, dass die Entwicklung eines Shuttles die Kosten für den Start von Teilen der Raumstation senken würde. Es schien also, dass die Fortsetzung des Shuttles die zukünftige Entwicklung der Station wahrscheinlicher machen könnte. Die Schätzungen der NASA zu den Entwicklungskosten für Shuttles wurden jedoch vom Office of Management and Budget (OMB) mit großer Skepsis aufgenommen . Studien von RAND aus dem Jahr 1970 zeigten, dass die Entwicklung eines wiederverwendbaren Raumfahrzeugs unter Berücksichtigung der Entwicklungskosten keinen Nutzen brachte. Der Bericht kam zu dem Schluss, dass eine bemannte Station mit verbrauchbaren Boostern billiger unterstützt werden würde.

Zu diesem Zeitpunkt hatte Paine die NASA verlassen, um zu General Electric zurückzukehren , und war durch den pragmatischeren James Fletcher ersetzt worden . Fletcher bestellte unabhängige Überprüfungen des Shuttle-Konzepts; Lockheed sollte einen Bericht darüber erstellen, wie das Shuttle die Nutzlastkosten senken könnte, Aerospace Corporation sollte einen unabhängigen Bericht über Entwicklungs- und Betriebskosten erstellen und Mathematica würde diese beiden später zu einem endgültigen endgültigen Bericht zusammenfassen. Der Bericht von Mathematica war äußerst positiv; Es zeigte sich, dass die Entwicklung eines vollständig wiederverwendbaren Designs die Kosten pro Start senken würde, wodurch die Nutzlastkosten gesenkt und die Nachfrage erhöht würden. Der Bericht basierte jedoch auf einer stark erhöhten Startrate. In der Mathematik war die Tatsache enthalten, dass niedrigere Startraten jeden Vorteil völlig stören würden. Trotzdem war der Bericht äußerst einflussreich und machte das Shuttle-Programm zu einem fortlaufenden Diskussionsthema in Washington.

Um die Unterstützung für das Programm zu stärken, wies Fletcher die NASA an, das Shuttle zu entwickeln, um auch die Anforderungen der Luftwaffe zu erfüllen, die ursprünglich in ihren vollständig wiederverwendbaren Fahrzeugen der "Klasse III" entwickelt wurden. Wenn das Shuttle sowohl für die Luftwaffe als auch für die NASA von entscheidender Bedeutung wäre, wäre es praktisch nicht zu töten. Die Anforderungen der Luftwaffe basierten auf einer projizierten Reihe großer Spionagesatelliten, die sich in der Entwicklung befanden und 60 Fuß lang und 40.000 Pfund schwer waren. Sie mussten in polare Umlaufbahnen gebracht werden, was einem normalen Start vom Kennedy Space Center (KSC) von 65.000 Pfund entspricht (Starts nach Osten erhalten einen freien Schub durch die natürliche Erdrotation).

Die Luftwaffe forderte außerdem eine Reichweite von 1.500 Meilen, was bedeutete, dass das Raumschiff in der Lage sein musste, an einem Punkt von 2.400 km zu beiden Seiten seiner Umlaufbahn zu landen, als es wieder eintrat. Dies war auf den Wunsch zurückzuführen, nach einer Umlaufbahn, der sogenannten "einmaligen Umlaufbahn", wieder landen zu können.

Ende von DC-3

Die neuen Cross-Range-Anforderungen der Luftwaffe haben das DC-3-Design zum Scheitern verurteilt.

Satelliten kreisen um den Erdmittelpunkt, nicht um die Oberfläche. Wenn ein Raumschiff genau nach Osten vom Äquator in eine 90-minütige erdnahe Umlaufbahn gebracht wird , umkreist es die Erde und kehrt 90 Minuten später zu der Stelle zurück, an der es gestartet wurde. Der Startort wird sich jedoch aufgrund der Erdrotation bewegt haben . Während des Zeitraums von 90 Minuten würde sich die Erde 2.500 Kilometer nach Osten drehen und dem Raumschiff entkommen, wenn es zurückkehrt. Bei einer Umlaufgeschwindigkeit von etwa 28.000 Stundenkilometern würde ein einfacher Start des Wiedereintritts etwa fünf Minuten später als die gesamte Umlaufbahn von 90 Minuten diesen Unterschied ausgleichen.

Bei 28,5 Grad nördlicher Breite des Kennedy Space Centers ist die Situation komplizierter. Während der 90-minütigen Umlaufbahn dreht sich KSC um 2.170 km. Im Gegensatz zum Fall der äquatorialen Umlaufbahn wird das Raumschiff jedoch etwas länger in der geneigten Umlaufbahn bleiben, um es südlich des Startorts zu bringen (für den effizientesten Start nach Osten, wo die Neigung der Umlaufbahn gleich dem Startspielraum ist, wird der Start durchgeführt zeigen Sie auf den nördlichsten Teil seines Bodenpfades ), wobei der nächstgelegene Annäherungspunkt etwa 480 km südwestlich liegt. Ein Raumschiff, das zu seinem Startort zurückkehren möchte, benötigt beim Wiedereintritt etwa 300 Meilen Querstreckenmanövrierfähigkeit, und die NASA-Shuttle-Konstruktionen erforderten etwa 450 Meilen, um einen Arbeitsraum zu haben.

Polare Umlaufbahnen von der Vandenberg Air Force Base der Luftwaffe sind eine ganz andere Sache. Bei fast 35 ° N wäre die Entfernung, über die es sich über eine einzelne Umlaufbahn bewegen würde, etwas kleiner als bei KSC, aber kritisch gesehen würde das Shuttle nach Süden und nicht nach Osten fahren. Dies bedeutete, dass es auf seiner Umlaufbahn nicht auf den Startpunkt zuflog, und wenn es eine Umlaufbahn absolvierte, musste es beim Wiedereintritt die gesamten 1.350 Meilen zurücklegen. Diese Missionen erforderten eine dramatisch verbesserte Reichweite, die auf 1.500 Meilen eingestellt war, um eine leichte Reserve zu erhalten. Das ballistische Wiedereintrittsprofil der DC-3-Serie konnte dieser Anforderung einfach nicht nahe kommen.

Am 1. Mai 1971 veröffentlichte die OMB schließlich einen Budgetplan, der die NASA für die nächsten fünf Jahre auf 3,2 Milliarden US-Dollar pro Jahr beschränkte. Angesichts der vorhandenen Projektbudgets beschränkte dies die Ausgaben für das Shuttle auf etwa 1 Milliarde US-Dollar pro Jahr, weit weniger als für die Entwicklung eines vollständig wiederverwendbaren Designs erforderlich. Aufgrund dieser Einschränkungen kehrte die NASA zu einem Fahrzeug der Klasse II mit externem Tank zurück, was zum Design des MSC-020 führte. Später in diesem Jahr wurden alle geradlinigen Entwürfe offiziell aufgegeben, obwohl Fagets Team trotzdem noch einige Zeit daran arbeitete.

Beschreibung

Der DC-3 war ein zweistufiges Fahrzeug mit einem großen Booster und einem kleineren Shuttle von insgesamt ähnlichem Design. Beide ähnelten im Allgemeinen "Jumbo-Jets" im Layout, da ihr großer zylindrischer Rumpf Kraftstofftanks anstelle von Passagieren oder Fracht enthielt. Der Rumpfboden wurde für die Wiedereintrittsaerodynamik abgeflacht, mit einer leichten Aufwärtskurve, als Sie sich in frühen Modellen der Nase näherten. Die Flügel waren niedrig montiert, in einer Linie mit der Unterseite des Rumpfes, mit einem 14-Grad-Schwenk nach hinten vorne und keinem Schwenk nach hinten. Das allgemeine Layout der Flügelplanform war ähnlich dem ursprünglichen DC-3. Das Leitwerk war eine herkömmliche Einheit mit drei Oberflächen, obwohl sich im ursprünglichen MSC-001-Design der deltaförmige horizontale Stabilisator am unteren Ende des Rumpfes befand und beim Schutz der Heckmotoren beim Wiedereintritt eine doppelte Aufgabe hatte. Spätere Versionen enthielten diese Funktion im Allgemeinen nicht und verwendeten konventionellere Oberflächen, die in der Mitte des Rumpfes montiert waren.

Der Orbiter beförderte eine Besatzung von zwei Personen und hatte Platz für bis zu zehn Passagiere. In der Mitte des Fahrzeugs wurde ein Laderaum zwischen dem dahinter liegenden Tank für flüssigen Wasserstoff (LH2) und einem kombinierten Tank für LH2 / flüssigen Sauerstoff davor montiert. Diese Anordnung wurde verwendet, um die Ladung über dem Flügel zu zentrieren, wobei der schwerere Sauerstoff- und Mannschaftsraum das Gewicht der Motoren ausbalancierte. Der leichtere Wasserstoff füllte dann den Rest des Innenraums aus. Der Booster hatte keinen Laderaum, daher wurde eine einfachere Anordnung der Tanks mit einem einzelnen LH2-Tank hinten verwendet. Der Booster flog normalerweise unbemannt, umfasste jedoch einen Zwei-Mann-Cockpitbereich, der während der Fährflüge genutzt wurde.

Der Orbiter wurde von zwei modifizierten XLR-129- Triebwerken mit einem von 250.000 auf 300.000 lbf erhöhten Schub, zwei 15.000 lbf RL-10- Orbitalmanövriermotoren und sechs Rolls-Royce RB162 -Triebwerken zur Landung angetrieben. Der Booster verwendete elf der gleichen XLR-129-Motoren und vier Pratt & Whitney JT8D für die Landung. XLR-129 sowohl im Shuttle als auch im Booster wurden zum Start abgefeuert. Der Orbiter war zum Start relativ weit vorne montiert, sein Heck stimmte mit den Flügeln des Boosters überein. Das Gesamtgewicht beim Start würde etwa 2.030 Tonnen betragen.

Der Orbiter würde in einem Winkel von etwa 60 Grad über der Horizontalen wieder nasenhoch eintreten und bei einer Spitze von 2 G abbremsen, bis er niedrige Unterschallgeschwindigkeiten von 40.000 Fuß erreichte. Zu diesem Zeitpunkt wäre die Vorwärtsgeschwindigkeit des Fahrzeugs sehr niedrig Die Nase war nach unten geneigt, und der Orbiter tauchte ein, um die Fluggeschwindigkeit über den Flügeln zu erfassen und zum Horizontalflug überzugehen. Die erwarteten Wiedereintrittsheizraten am Orbiter betrugen 1650 ° C an der Vorderkante und 790 ° C über 80% der unteren Oberfläche.

Um die Gesamtleistung zu maximieren, gab der Booster den Orbiter in Mach 10 und 45 Meilen Höhe frei. Dies erforderte, dass der Booster ein komplettes Wärmeschutzsystem trug, um zur Landung wieder einzutreten. Sowohl der Orbiter als auch der Booster sollten mit den LI-1500-Silica-Kacheln geschützt werden, die denen ähneln, die letztendlich für das Space Shuttle verwendet wurden. Dieses Design wurde kürzlich von Lockheed eingeführt und entwickelte sich schnell zu einem Basisdesign für alle Shuttle-Konkurrenten. Infolgedessen konnten beide Flugzeugzellen aus Aluminium gebaut werden, was die Kosten der Flugzeugzelle erheblich senkte.

Beide Fahrzeuge hatten gerade genug JP-4 für die Landung. Beide könnten auch eine erhöhte Ladung JP-4 für Testflüge oder Fähren transportieren. Nach dem Absenden des Orbiters wäre der Booster zu weit unten, um sich leicht umdrehen und nach Kennedy zurückkehren zu können. Das normale Missionsprofil ließ ihn also über den Ozean rollen, automatisch landen, tanken und eine Besatzung aufnehmen und dann zurückfliegen Kennedy auf seinen JT8D-Motoren.

Lockheed schätzte, dass die Entwicklung und anfängliche Produktion in einem Zeitraum von 1970 bis 1975 5,912 Milliarden US-Dollar kosten würde. Eine Flotte von sechs Orbitern und vier Boostern hätte eine Startrate von 50 Flügen pro Jahr unterstützt.

Verweise