HLLV 혜성
Comet HLLV |
 VAB에서 HLLV 혜성이 굴러 나오는 것에 대한 아티스트의 인상 | |
| 사용하다 | 승무원/화물 발사 차량 |
|---|---|
| 원산지 | 미국 |
| 크기 | |
| 높이 | 124m(407ft) |
| 지름 | 11.5m(38ft) |
| 단계 | 3 |
| 역량 | |
| 페이로드와 LEO 연결 | |
| 미사 | 254,400 kg (1969 lb) |
| TLI에 페이로드 | |
| 미사 | 60,600–97,600 kg (162,600–215,200 lb) |
| 실행 기록 | |
| 상태 | 제안 및 취소됨 |
| 시작 사이트 | 케네디 우주 센터 |
| 부스터즈 | |
| 높이 | 155피트(47m) |
| 지름 | 21.7ft(6.6m) |
| 빈 질량 | 37,839kg(83,421lb) |
| 총질량 | 492,684kg(1,086,190lb) |
| 전원 공급 기준 | 2 로켓디네 F-1A |
| 최대 추력 | 6,010 kN(1,350,000 lbf) 해수면 |
| 추진제 | RP-1/LOX |
| 1단계 | |
| 높이 | 160.0ft(48.8m) |
| 지름 | 33.0ft(10.1m) |
| 빈 질량 | 209,030 kg(460,830 lb) |
| 총질량 | 2729,770kg(6,018,110lb) |
| 전원 공급 기준 | 5 로켓디네 F-1A |
| 최대 추력 | 40,050 kN (9,000,000 lbf) 해수면 |
| 추진제 | RP-1/LOX |
| 2단계 | |
| 높이 | 103피트(31m) |
| 지름 | 33.0ft(10.1m) |
| 빈 질량 | 60,767 kg (1968 lb) |
| 총질량 | 627,729kg(1,383,906lb) |
| 전원 공급 기준 | 6 로켓디네 J2-S |
| 최대 추력 | 해발 7750kN(1,740,000lbf) |
| 추진제 | LH2/LOX |
| 월경 주입 단계 | |
| 높이 | 55.6ft(16.9m) |
| 지름 | 33.0ft(10.1m) |
| 빈 질량 | 21,336 kg(47,038 lb) |
| 총질량 | 134,052kg(295,534lb) |
| 전원 공급 기준 | 1 로켓디네 J2-S |
| 최대 추력 | 해발 1180kN(270,000lbf) |
| 추진제 | LH2/LOX |
HLLV 혜성은 우주탐사 이니셔티브에 따라 1992년부터 1993년까지 설계 단계에 있었던 NASA의 첫 달 전초기지 프로그램을 위해 고안된 초중량 발사체였다.현대화된 엔진과 늘어난 연료 탱크, 스트랩 온 부스터를 장착한 토성 V에서 유래한 발사 차량이었다.그것의 주요 목표는 첫 달 전초기지 프로그램과 미래의 화성에 대한 인간의 임무를 지원하는 것이었다.기존 기술에 의존해 개발비를 낮추면서도 저렴하고 단순하게 설계됐다.[1]
디자인
혜성은 낮은 지구 궤도에 254.4톤, 횡단-룬 주입에 97.6톤을 투입할 수 있었을 것이며, 이는 토성 V의 약 두 배인 것으로, 혜성은 탑재량 면에서 지금까지 고안된 로켓 중 가장 큰 것 중 하나가 되었다.[2]이 차량은 새턴 V와 닮았지만 F-1A와 J-2S에 엔진이 업데이트되고 1, 2단계에 걸쳐진 상태였으며 새로운 사이드 부스터가 장착되었다.[1]양쪽 사이드 부스터에는 각각 F-1A 엔진이 2개씩 달려 있었다.[3]아폴로 시대의 기술에 대한 의존으로 개발 비용은 미미할 것으로 예상되었다.[1]
222.5kN 엔진 2개를 탑재한 3단계의 핵추진 변종도 검토됐다.그것은 로켓의 크기를 줄였을 것이지만, 화학 전용 설계에 비해 20억 달러의 개발 비용이 예상되었다.핵 옵션은 나중에 화성 탐사 임무를 지원하기 위해 개발될 계획이었다.[3]이를 위해 NASA의 루이스 리서치 센터는 2005년까지 완전한 기능을 갖춘 핵 엔진을 개발하고 실험하기 위해 핵 시스템 오피스를 설립했다.
NLS 유도 발사체
당시 개발 중인 국가 발사 시스템을 기반으로 한 발사기의 대체 버전이 제안되었다.NASA 마셜 우주비행센터는 2단 NLS 기본 차량에 F-1A 부스터 4대가 추가돼 혜성 로켓이나 가능한 구성을 조사했다.20년 된 기술과 제조 장비를 부활시킬 필요 없이 현재 비행 중인 기술에 의존할 수 있다는 것이 가장 큰 장점이었다.
참조
- ^ a b c "First Lunar Outpost". www.astronautix.com. Retrieved 2020-01-09.
- ^ "Lunar Base Studies – 1992: First Lunar Outpost (FLO) National Space Society". Retrieved 2020-02-26.
- ^ a b Young, Anthony (2019-02-19). The Saturn V F-1 Engine: Powering Apollo into History. Springer. ISBN 978-0-387-09630-8.
