Máte malý letoun a velký motor, s velkým tahem. Chceme se dostat na výšku 80 km a rychlost M=6, kde bychom rádi studovali aerodynamický ohřev. Nechceme se obávat o aerodynamickou stabilitu, řízení nebo o to, že by se letoun rozpadl. Takže, pokud uděláte chybu, udělejte ji v dobře dimenzované části konstrukce. Toto jsou vzpomínky vedoucího konstrukční skupiny North American Aviation, Harrisona „Bouřliváka“ Storma, na první ústní instrukci ke konstrukci letounu X-15, z úst předsedy hodnotící skupiny.

X-15 2/4 Vývoj 

Po podpisu kontraktu mezi North American Aviation a uskupením NACA, USAF a NAVY zbývaly tři roky do dodání prvního kusu X-15, z celkových tří kusů. Ačkoliv dostala NAA obsáhlé podklady, které zpracovali ve výzkumném středisku v Langley, stále se nejednalo o nijak jednoduchou záležitost. K počátku vývoje letounu se váže i jedna, v té době pro mnohé nepochopitelná událost, spojená se zkušebním pilotem Scottem Crossfieldem, který opustil řady NACA a odešel právě k NAA. Pro mnohé to bylo naprosto nepochopitelné, přece jen se tím vyřadil z budoucích výzkumných letů s X-15. Sám Crossfield toho ovšem nikdy nelitoval a své rozhodnutí považoval za správné.

„Jsem inženýr a vzděláním konstruktér. I když bych se rád podílel na výzkumném letovém programu, jsem přesvědčen, že můj vstup do vývoje X-15 a mé podněty přispěly ke zlepšení vývoje a tím pomohly k úspěchu programu X-15. Byl jsem u každého kroku, od koncepce, výkonnostní specifikace až po letový provoz.“

Nutno dodat, že za devět let společné cesty se dá říct, že X-15 bylo Crossfieldovo dítě. Pro příklad Crossfieldových podnětů do návrhu X-15 uvedu, že to byl on, kdo přesvědčil USAF o nepraktičnosti použití zapouzdřeného katapultovacího systému, vystřelovací kapsle, který zvyšoval cenu i hmotnost. Crossfield byl bezesporu nejvlivnějším pilotem letounu, ale nebyl jediný pilot, který v programu figuroval. Programu i vývoje se aktivně účastnili i původně vybraní piloti pro zkušební program, kteří se věnovali jednotlivě určeným systémům. Jednou z důležitých pomůcek programu byl simulátor, na kterém se mohli kromě výcviku studovat i různé problémy u kterých se věřilo, že mohou představovat potíže. Byl tedy postaven simulátor s plně funkčním kokpitem a řídicím systémem, který jako celek putoval na leteckou základnu Edwards. Kromě vývoje samotného letounu musela NAA provést i vývoj výroby a montáže slitiny INCONEL X, použité v konstrukci letounu spolu s titanem.

Mezi zadavateli a NAA probíhalo několik společných schůzek, aby byly vždy vyřešeny zásadní otázky při vývoji. Jednou z hlavních otázek bylo uspořádání řízení, protože díky nutnosti aerodynamicky čistého křídla nebylo praktické použití konvenčních křidélek s jejich pohony, které by mohly díky velikosti vystupovat nad profil, už tak úzkého křídla, a tím by musely dostat aerodynamické kryty, které výrazně naruší proudění a zvýší aerodynamický ohřev. Řízení bylo přesunuto na zadní horizontální plochy, které pracovaly diferenciálně pro řízení klonění a symetricky pro řízení klopení, což umožnilo vyřadit křidélka a ponechat na křídle pouze klapky pro přistání. V angličtině je toto uspořádání označeno jako „Rolling tail“. Zkušenosti s tímto uspořádáním získala NAA ve svém projektu letounu YF-107 A. Co však dělalo NACA starosti, bylo použití vnějšího vedení instalací zakrytého aerodynamickými kryty, podél nádrží v trupu, protože panovala obava z tvoření nežádoucích vírů, které by mohly ovlivnit vertikální stabilizátor. Bylo navrženo co nejkratší vedení v prostoru před křídlem, což bylo testováno v několika větrných tunelech. Důvodem vedení po vnějším plášti bylo použití konstrukce skořepinových nádrží na pohonné hmoty ve střední části a díky tomu už nebylo místo na ostatní instalace.

Pro osvětlení skořepinové konstrukce. Jedná se o konstrukci, kde hlavním prvkem je nosný potah, který přenáší namáhání. Potah je tedy hlavní konstrukční prvek, kde přepážky tvoří požadovaný tvar. Výhodou tohoto řešení je nízká váha, zvýšený vnitřní objem a vysoká pevnost.

Všechna měření v aerodynamických tunelech s modely, vedly NACA k názoru, že je možné svolat průmyslovou hodnotící konferenci, která se nakonec konala 25. až 26. října 1956, v Langley. Konference se kromě zástupců zadavatelů účastnili i zástupci několika univerzit, aby společně vyhodnotili výsledky projektu. Jedním z bodů, byla podélná nestabilita způsobená vnějšími kanály pro vedení instalací, jak se  NACA obávala. Díky jejich zkrácení došlo ke značnému zmenšení této nestability, což bylo testováno i v aerodynamických tunelech. Samo řešení s řízením letounu pomocí zadních ovládacích ploch nebylo po vůli některým aerodynamikům, kteří by raději upřednostnili použití klasických křidélek. Díky tomu byl koncept NAA podroben dalšímu výzkumu, který ukázal, že rolling tail dokáže zajistit dostatečnou stranovou stabilitu. Měření v aerodynamických tunelech té doby, padesátých let, byla ještě stále ne zcela přesná a výsledky použité z programů X-1 a X-2, nebyly úplně použitelné pro program X-15. Dalším z bodů konference se stal aerodynamický ohřev a použitý materiál – INCONEL X, především jeho odolnost v jednotlivých letových fázích s velkým dynamickým a tepelným namáháním. Například náběžná hrana křídla, segmentově dělená, byla z bloku INCONELu, aby odolala teplotě 1093 °C, zároveň měla funkci i jako chladiče. Konstrukce byla tedy tvořena z INCONELU, jako potahového materiálu titanové vnitřní konstrukce, dále byl použit v místech s předpokládaným velkým tepelným zatížením. Právě podrobná měření tepelného zatížení prokázala dostatečnou pevnost tohoto uspořádání.

Letoun byl plánován i pro malé skoky za hranice atmosféry, kde již tradiční aerodynamické plochy nefungují. Letoun musel být pro tento případ opatřen dvěma systémy řízení, zcela nezávislými. Obecně panovala i obava, jak budou piloti zvládat pilotáž letounu při přetížení 5G, z pohledu použití klasické, středové řídící pálky – kniplu, což působilo na odborníky nejistě vzhledem k přetížení působící na pilota a jeho končetiny. To vedlo konstruktéry k myšlence použití zdvojeného systému aerodynamického řízení, kdy byl letoun opatřen druhou řídicí pákou na pravém bočním pultu i s opěrkou pro stabilizaci ruky při přetížení. Toto uspořádání se měnilo i během provozu, na základě připomínek pilotů, kteří preferovali postupně čím dál víc boční řídicí páku, až byla středová řídící páka nakonec vyřazena. Druhým systémem byly tzv. balistické trysky reaktivního systému, které zajišťovaly ovládání ve výškách, kde aerodynamický řídící systém nefungoval pro malou hustotu okolí. Řídicí páka tohoto systému byla umístěna na levém bočním pultu. Pro tento systém bylo v letovém manuálu speciálně uvedeno varování ke způsobu řízení. Při použití trysky reaktivního systému, si vyvolaný pohyb zachová svou hybnost i po návratu páky řízení do neutrální polohy a bude nutné provést pohyb proti tomuto pohybu, aby došlo k zastavení. Tato poznámka byla nutná, protože v době vzniku X-15 ještě nikdo neměl praktické zkušenosti v prostředí, kam se X-15 chystal. Celý tento systém byl důkladně zkoumán pro stanovení nejlepšího vztahu mezi řídícím tahem, silou, a pohybem řídicí páky. Další důležitou otázkou bylo stanovení množství potřebných pohonných hmot pro reaktivní systém, který využíval jako palivo hélium. Inženýrům bylo od začátku jasné, že bude nutné věnovat systému stálou pozornost a piloti budou muset projít rozsáhlým výcvikem na simulátoru, pro získání citu a návyků při řízení.

Vývoj přináší stále mnoho otázek k řešení a další z celé řady byla otázka zobrazení úhlu náběhu AOA (Angle of Attack) a bočního skluzu. Takové řešení musí být umístěno před letounem, aby nedošlo k ovlivnění od proudů vytvořených aerodynamikou samotného letounu, a musí odolat vysokému tepelnému namáhání díky tomu, že bude v přední části, která bude silně tepelně namáhaná. Řešením se stal systém známý jako Q-Ball. Jedná se o šestipalcovou (15,2cm) kouli z INCONELu ve špičce letounu. Systém je dvouosově hydraulicky poháněný s elektrickým řízením, kde na samotné kouli jsou 4 otvory. Každý pár připadá na jednu osu pohybu. Dva otvory tedy pro úhel AOA a dva pro úhel bočního skluzu. Snímané tlaky, které jsou rozdílné, prochází otvory v kouli k převodníkům, převádějící snímané rozdíly na elektrický signál pro zesilovač, který zesílí povelový signál na hydraulický pohon. Hydraulický pohon následně nastaví kouli tak, aby došlo k vyrovnání tlaků na nulu. Zjednodušeně se vyrovná rozdíl mezi tlaky natočením koule do správného směru a tím získá pilot, prostřednictvím přístrojů, informaci o aktuálním AOA a bočním skluzu letounu, protože nastane rozdíl mezi kurzem letounu a vyrovnáním Q-Ball.

Scott Crossfield, jak jsem uvedl na začátku, se významně zasadil o použití klasické vystřelovací sedačky, místo vystřelovací kapsle. Analýza nebezpečí letu ukázala, že vzhledem k vyčerpání paliva a nízkému aerodynamickému zatížení, byl potenciál nehod v mezních rychlostech a výškách okolo dvou procent. Dřívější testy ukázaly navíc u systému vystřelovací kapsle, že jsou nestabilní a náchylné na rotace o velké úhlové rychlosti. Vystřelovací sedadlo bylo tedy použitelné do rychlosti M=4 a výšky cca 37 km, v jakékoliv poloze letounu. Při letech, kdy dochází k tepelnému zatížení konstrukce, je nutné i chlazení přístrojové části, tak i prostoru pro pilota. U X-15 se o toto staral tekutý odpařovaný dusík, kdy 98,5 % neseného množství připadlo pro chlazení přístrojového vybavení a zbytek pro pilota. V samotné kabině pilota mohlo být nejvýše 65 °C, což byl teplotní limit zařízení na palubě. Pilot sám o sobě měl ventilovaný, přetlakovaný oblek, který zajišťoval kromě teplotního komfortu i přežití pilota, kdyby nastala porucha hermetizace kabiny. Samotný oblek pilota, od firmy David Clark, posloužil jako základ pro budoucí obleky astronautů projektu Mercury.

Srdcem každého letounu je motor, a právě nalezení vhodného motoru pro X-15 bylo problematické. Už v počáteční studii upozornilo středisko WADC (Wright Air Development Center), že nedostatkem je pohonná jednotka z původního návrhu NACA. WADC nevěřilo, že by byl momentálně dostupný vhodný motor, a i kdyby byl přijat jakýkoliv motor, bude vyžadovat dostatečný čas k vývoji, pro specifické použití na X-15. WADC přesto vydal seznam motorů, které stály za zvážení, i když panovaly obavy, že se okamžitě ozvou výrobci, jejichž motor nebyl uveden do tohoto seznamu. Celkový názor WADC na celou situaci byl takový, že by bylo nejlepší, aby odpovědnost za vývoj vybraného motoru převzal stát a následně poskytl tento motor dodavateli X-15, jako státem zařízené vybavení. Roku 1954 byly nastíněny základní požadavky pro motor, který měl být schopen bezpečného provozu v celém rozsahu letových podmínek, bez jakýkoliv omezení. Nebyl kladen tak velký požadavek na životnost motoru, ale bylo zcela zásadní, aby motor byl schopen provozu s proměnlivým tahem a opakovanými restarty.

Vybraný motor nebyl nakonec ani v seznamu vydaném WADC. Během diskusí s firmou Reaction Motors, byla však nastíněna možnost o použití většího motoru – XLR30. XLR-30 mohl být vyvinut, dle odhadů WADC, do dvou let s cenou okolo 5 milionů dolarů. Motor pro X-15 byl tedy oficiálně vybrán.  Zároveň s ohlášením vítěze soutěže o dodání letounu X-15 s motorem XLR-30, byli informováni i v Reaction Motors. Po podpisu smlouvy s Reaction Motors, 1. prosince 1955, došlo k zajímavé situaci, kdy se náhle ozval zástupce úřadu pro letectví – BuAer (Bureau of Aeronautics), organizace spadající pod US NAVY. V dopise bylo uvedeno, že vzhledem k výběru motoru XLR-30, by bylo vhodné přenést odpovědnost za další vývoj právě pod US NAVY, protože organizace se vývoji tohoto motoru věnovala už tři roky. BuAer věřil, že bude schopen urychlit vývoj, ale jeho nabídka byla 3. ledna 1956 zamítnuta s odůvodněním, že odpovědnost za vývoj motoru převezme jediná agentura, aby vlivem střetu zájmu nedošlo ke zpoždění projektu. Dalším odůvodněním bylo, že BuAer podceňuje čas a úsilí, které bude potřeba k vývoji XLR-30. Dne 24. ledna 1956, obdrželo WADC finální technický návrh motoru, který byl nyní značen jako XLR-99-RM-1. Motor XLR-99 měl být schopen měnit svůj tah v rozsahu od 66,72 kN do 253,55 kN, ve výšce 12 km při použití kapalného amoniaku a kyslíku, jako paliva. Regulace tahu měla probíhat regulací otáček turbo čerpadla. U kapalného amoniaku došlo k diskusi, zda by nebylo možné ho nahradit jiným druhem paliva, kvůli toxicitě při vysoké koncentraci, ale po zjištění, že by to znamenalo posun harmonogramu vývoje o dalších šest měsíců, byla tato otázka vyřešena. Při konferenci roku 1956, došel zástupce Reaction Motors k závěru, že vývoj XLR-99 bude obtížným úkolem, což se v budoucnu plně ukázalo.

Jedním z přijatých rozhodnutí, bylo doplňování LOX pro X-15 přímo z nosného letounu B-52, kde bylo možné zásoby LOX udržovat chladnější, než na palubě X-15 před startem, což bylo velmi důležité. Navíc doplňovaný LOX z B-52 by ochlazoval ten, který je již v nádržích X-15 a snižoval by odpaření před startem. Dne 10. července 1957, společnost Reaction Motors oznámila USAF, že bude nutné, aby vláda přistoupila na devítiměsíční odklad a zvýšení rozpočtu z 15 milionů na 21 milionů dolarů, aby mohl být vyvinut motor splňující podmínky. Nutno dodat, že to nebylo poprvé a naposled, kdy Reaction Motors posunula harmonogram a požadovala navýšit rozpočet. Dne 11. prosince 1957, ohlásila totiž Reaction Motors další skluz, ale to už ohrožovalo celý program X-15 a tak byla společnost vyzvána, aby předložila podrobný harmonogram s možnostmi řešení. Finální harmonogram, který obdrželi ve WADC, naznačil zpoždění o dalších pět měsíců s navýšením rozpočtu až na 34 milionů! USAF tedy doporučilo navýšit rozpočet a rovnou vybrat náhradní řešení, tedy provizorní instalaci pro první lety. Pro tento účel byl vybrán motor XLR-11, instalovaný ve dvojici v tandemu nad sebou. XLR-11, byl již známý motor použitý například u letounu X-1. Tyto odklady a navýšení rozpočtů zákonitě přitáhlo značnou pozornost ke společnosti Reaction Motors, kterou začali navštěvovat vládní delegace jako na běžícím páse. Během roku 1958, byl už vývoj celkem uspokojivý i přes selhání motoru, při kterém došlo k jeho destrukci, ale příčinou byly součástky, které již procházely přepracováním.

Test letové kvalifikace byl dokončen do 1. září 1959 a poté byl první motor dodán na základnu Edwards AFB. I přes dodání celkem desítky motorů, stále přetrvávaly jisté problémy v provozu, v čele s vibracemi v určitých výkonových hladinách nebo kratší životností komory motoru, než se předpokládalo. Na těchto problémech se neustále pracovalo na zkušebních motorech, ale i na letových kusech. Pro zajímavost, k tahu motoru uvedu, že NAA nepovažovala odpor letounu za tak důležitý faktor, jako by tomu bylo u klasického proudového letounu. Tento přístup byl způsoben především velkým přebytkem tahu motoru, kdy 10 % stačilo na překonání odporu, 20 % na překonání samotné váhy letounu. Zbylých 70 % tahu bylo pro samotnou akceleraci X-15.

(pokračování příště…)

P.S. Dovolil jsem si přidat odkaz na stránky, kde můžete  vidět mnoho zajímavých fotografií z konstrukce a provozu X-15
http://www.mach25media.com/compexp.html

Zdroje informací:
https://ethw.org/First-Hand:The_X-15_Project_-…_Barrier#First_Captive_Flights
https://history.nasa.gov/x15lect/toc.html
https://history.nasa.gov/x15conf/toc.html
Monografie Hypersonic Before the Shuttle, Dennis R.Jenkins, rok vydání 2000, NASA Publication
X-15 Research at the edge of space, NASA, rok vydání 1964
North American Aviation, Inc., Flight manual X-15, Los Angeles, rok vydání 1961

Zdroje obrázků:
http://www.fiddlersgreen.net…/North-American-X15/IMAGES/X-15-cutaway.jpg
https://www.sierrafoot.org/x-15/controls_medium.jpg
https://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/9/90/USAF_x15-29_072.jpg
https://history.nasa.gov/x15conf/ihw-11.jpg
https://fullfatthings-keyaero.b-cdn.net/…/keyaero/files/imported/img_31-1_122.jpg
https://upload.wikimedia.org…/commons/6/67/XLR-99_Rocket_Engine_USAF.jpg
https://ethw.org/w/images/b/ba/88._Ball_nose.jpg