1970

Janvier, la NASA annonce qu' elle annule la mission lunaire Apollo 20, confirmant l' utilisation du dernier lanceur Saturn 5 pour la station orbitale Post Apollo.
Le coût estimé du programme navette est de 10 à 12 milliards de $. L' économie ne viendra qu' au moment des opérations de lancement. Selon des études de la NASA, le coût des opérations sera trois fois moindres que celui d' un Titan 3C. Mais pour atteindre le seuil de rentabilité, il faudra que la navette assure le monopole de tous les lancements de satellites aux USA.

Février, la NASA lance les appels d' offres pour la phase B. Elle fixe à 1590 tonnes le poids de la navette au décollage, sans se soucier du poids de la charge utile. Le volume de la soute reste inchangée et dans certains domaines, structures, protection thermique, déport latéral, les spécifications sont plus floues.
Un déport latéral important intéresserait l' USAF permettant un retour rapide sur le territoire US après une mission de reconnaissance, la NASA a donc besoin de son soutien . A elle seule, l' USAF assurera le tiers des charges à satelliser, à condition de n' utiliser que le STS au détriment des fusées classiques. De plus, il est intéressant que les deux agences coopèrent sur un si gros programme.
L' USAF utilise depuis plusieurs années des lanceurs éprouvés et fiables tels que Scout, Atlas, Titan et Thor Delta et s' en porte très bien. Le ministre de la défense Robert C Seamans approuve cette coopération tout en y mettant ses conditions. En effet, si la navette permet aux militaires un accès à l' espace habité, l' USAF limitera sa participation financière à la construction d' un pad de tir sur la base californienne de Vandenberg et au développement d' un étage remorqueur pour l' orbite géostationnaire, l' IUS.

17 février, un comité NASA/ USAF est crée pour harmoniser les besoins. Grant Hansen pour l' USAF et Dale D Meyers, pour la NASA le préside.
L' Air Force a besoin d' une soute de 4,57 m de diamètre et de 18,3 m de long pour ses satellites. La navette, du moins l' étage orbitale devra satelliser 29 tonnes en orbite basse et 18 tonnes en orbite polaire. Elle décolle de Vandenberg, place sa charge sur orbite polaire et revient à Vandenberg après une révolution, ce qui implique un déport latéral de 2000 km pour la rentrée.

En fait les demandes de l' USAF vont véritablement influer sur la définition finale du programme. La NASA n' a pas d' autres choix que d' accepter ses demandes. Première conséquences, l' abandon des concept en lifting body, au profit des avions à ailes en delta.

Mars, les firmes consultées remettent leur copie.
Le 20, six firmes répondent à l' appel d' offre de la NASA pour la phase B des études sur la propulsion principale du STS. Ce sont Bell Aerospace, Marquandt, TRW, Aerojet Liquid Rocket Co (division d' Aerojet General), Rocketdyne (division de North American) et Pratt & Witney (division de United Aircraft Co).

Mai, la NASA attribue les contrats de phase B pour les études de propulsion et l' ensemble du projet. Deux élus seulement dans ce dernier groupe : MDD (Martin, TRW), Pan Am et le groupe North America Rockwell (General Dynamics, IBM, Honeywell, American Airlines) qui reçoivent chacun 8 millions de $. Le centre Marshall gérera le premier, le centre de Houston le second.

Juin, des analyses mathématiques montrent que la navette sera économiquement rentable si il est le seul et unique lanceur des années 1980 et au delà.

Les demandes du DoD font état d' un Orbiter capable de mettre en orbite des charges utiles de 18 m de long et 16 000 kg, ce qui est plus que les spécifications de la NASA dans la phase A. Dans le cahier des charges, seule des charges de 4,5 m étaient envisagées (diamètre standards des modules de la station orbitale). Mais là ou le bas blesse, c' est le déport latéral demandé par le DoD. Ce déport correspond à la capacité de manœuvrer la rentrée dans l' atmosphère de chaque coté de la terre. L' USAF demande 2000 à 2700 km de déport pour revenir en toute sécurité sur un terrain militaire. En particulier, elle demande un lancement de Vandenberg, un rendez vous avec un satellite de reconnaissance et un retour après une seule révolution à Vandenberg. Le point d' atterrissage pouvant se déplacer de part et d' autre de 2000 km à l' Est pendant une révolution soit 90 minutes de vol. Un tel déport demande un véhicule plus coûteux capable de voler à vitesse hypersonique et protégé contre la chaleur due à la rentrée dans l' atmosphère. Des études secrètes sont menées en 1970 sur les matériaux à utiliser.

Différents centres de la NASA s' opposent quand à l' aspect de la navette. L' équipe du MSC menée par Faget (le concepteur de la cabine Mercury) est toujours accrochée à l' avion à ailes classiques entièrement réutilisable. Les autres centres supportent des versions plus ou moins récupérables de lanceurs Saturn comme boosters avec au sommet un Orbiter simple étage SSOT.
Depuis le 23 janvier de cette année, le MSC a démarré des études internes sur le concept du Space Shuttle opérationnel dès 1975, l' année du dernier vol Apollo (études connues sous le nom de MSC 12,5k ou MSC 15k et finalement DC3). Pour accomplir leur but, les ingénieurs du MSC dessinent un Orbiter avec une soute de 2,4 m par 9 m capable d' emporter entre 4000 et 6000 kg de charge. Chaque élément de l' Orbiter et du booster utilisait des éléments déjà connu de vaisseaux existants afin de réduire les coûts et les délais de développement. Avec un déport latéral de 360 km et une récupération du booster près du site d' envol, il devenait le MSC 001, le premier dessin de la NASA pour un éventuel Space Shuttle.

Les plans du véhicule sont présentés le 27 avril avec deux configurations de lancement, l' Orbiter étant soit au sommet du booster soit à cheval sur ce dernier. L' Orbiter possède deux moteurs pour le vol propulsé, deux moteurs pour les manœuvres en orbite, tous utilisant l' hydrogène et 6 moteurs turbojets pour l' atterrissage (des JP 4/ 5). Les moteurs du booster et de l' Orbiter sont dérivés du P&W XLR 129-P-1 de 118800 kg de poussée (préférés au moteurs du Saturn 5) et pour les manœuvres en orbite, l' Orbiter utilise des RL 10 utilisés par l' étage Centaur.
37 combinaisons de moteur turbojets pour l' Orbiter et 28 combinaisons pour le booster sont étudiés représentant 4 types de constructeurs. Le moteur finalement retenu est le Rolls Royce RB 162-86 pour l' Orbiter et le P&W ADV TF-B pour le booster.
La charge utile est transportée dans l' Orbiter au dessus des réservoirs d' hydrogène et d' oxygène. Les moteurs JT 4 sont montés sur les ailes comme un avion classique. La configuration générale de la voilure mesure 28 m d' envergure avec une flèche de 14°. La dérive horizontale au bout du fuselage mesure 13 m d' envergure pour une flèche de 10°. Le stabilisateur vertical à 12,5 m de haut et une flèche de 45°. Les moteurs turbojets sont dans des carénages en titane sur le dessus de la voilure vers le milieu. L' Orbiter est en aluminium, il est réalisé autour des réservoirs de carburant. La protection thermique est nouvelle à base de fibre de silice et le nez en carbone renforcé.
Le booster est un avion ailé de 42 m d' envergure (flèche de 14°) long de 61 m équipé de 11 moteurs du même type que l' Orbiter. Les 4 moteurs turbofan sont montés sur les ailes dans des carénages les protégeant pendant l' ascension et la rentrée. Pas moins de 30 vols sont prévus par an avec 6 Orbiter et 4 boosters, chacun réalisant 100 dans sa vie. Une mission type prévoit une mise en orbite à 550 km inclinée à 55°. Des essais sont réalisés avec des maquettes au 1/ 10 larguées d' un hélicoptère CH 54A en mai à Ford Hood au Texas et à White Sands au Nouveau Mexique.

Le DC3 en mission

Retour du lanceur

Le coût du DC 3 est basé sur la construction de 2 véhicules de test en vol. Le développement des Orbiter est estimé à 2 770 millions$ avec 171 millions pour le premier Orbiter actuel. Les boosters demandent 3 142 millions $ (236 millions par engin). Malheureusement, en janvier 1971 le projet sera complètement rejeté et le concept de voilure en delta retenu.

Les études de phase A se termine avec quatre véhicules de base reprenant les concepts à voilure droite, delta, à géométrie variable et lifting body. Les deux concepts qui serviront pour la phase B comprennent un Orbiter à aile droite du style préconisé par Faget avec un déport latéral faible et un Orbiter à aile delta à fort déport latéral. Le premier type est un engin de conception simple, léger destiné à rentrer dans l' atmosphère sous un angle faible pour réduire l' échauffement. Le second à aile delta peut attaquer l' atmosphère sous un angle moyen.

Scan Dennis Jenkins