Stele verzi – pe umerii atomului: EMPIRE Lockheed

Checkmate

4 ani ago

EMPIRE – Lockheed

Ultimul dintre cele trei studii intreprinse in cadrul programului EMPIRE (si cel mai dificil de gasit in ziua de astazi) a fost cel realizat de catre compania Lockheed Missiles and Space Company. El investiga posiblitati de survol a planetei Marte, dar raportul include si discutii legate de posiblitatea realizarii unor survoluri venusiene sau chiar mixte.

El era cel mai bine inchegat dintre cele trei rapoarte, si utiliza numai arhitecturi de lansatoare care erau deja disponibile (Saturn C-5) sau erau preconizate a fi disponibile in scurt timp la acel moment (C-5N).

Asta nu ar trebui sa ne surprinda, fiindca nu era prima colaborare in domeniul spatiul cu Lockheed. Inca din 1960, compania din Sunnyvale, California facuse cateva studii interne cu tangenta pentru misiuni venusiene si martiene. De asemenea, publicasera un raport despre mecanica orbitala scris de C. M. Petty si un altul despre parametrii orbitali pe care trebuia sa ii indeplineasca un satelit cu echipaj uman in jurul lui Marte.

Rapoartele au fost publicate in mai multe volume, primul detaliind punctele sensibile ale unei misiuni venusiene in timpul perioadei de conjuctie planetara din 1974 si a opozitiei martiene din 1975. Acest contract intial (NAS8-5024) a fost apoi prelungit de la 1 Aprilie 1963 pana pe 1 Ianuarie 1964, punand accentul pe arhitecturi de misiuni realizabile cu vehiculele propose la acel moment.

Obiectivele stabilite de Oficiul pentru Proiecte de Viitor al Centrului Spatial Marshall erau:

O definire detaliata a profilelor de misiuni care nu necesitau dezvoltari majore in domeniul sistemelor de propulsie chimica sau nucleara
O investigatie amanuntita a subsitemelor necesare pentru a contura calea critica de dezvoltare si necesitatile tehnologice pe care trebuiau sa le indeplineasca aceste subsisteme
Design preliminar al navelor spatiale care sa intreprinda misiuni timpurii catre Venus si Marte, bazate pe familia de rachete Saturn
Identificarea cerintelor lansatoarelor si compararea lor cu programele curente de la acea data
Intocmirea planului de dezvoltare si a programului de finantare

Pentru a intampina aceste obiective, studiul a pornit de la o serie de constrangeri. Printre ele regasim:

Necesitatea ca vehiculul de lansare sa fie Saturn V, cu treapta secunda S-II (design-ul final al Saturn-ului era inca in discutie la acel moment, iar S-II parea optiunea cea mai probabila, ceea ce s-a si intamplat)
Sistemele purtate pe orbita de catre racheta trebuiau sa faca un rendezvous (unde era necesar) pentru a forma vehiculul final
Pe cat posibil, masa finala a vehiculului trebuia sa fie lansabila folosind numai doua lansari Satun V (si un rendezvous orbital). Aceasta sugestie interesanta nu era fara motiv: o a treia rampa de lansare ar fi stat pregatita in timpul misiunii, cu un al treilea lansator si cate o dublura a celor doua sarcini utile, in caz ca una din lansari ar fi suferit un esec.
Manevra de evadare din putul gravitational ar fi folosit ori propulsie chimica, ori un motor derivat din tehnologia NERVA (cu o configuratie cu una sau doua trepte)
Nava ar fi purtat si sonde pentru a aduna date referitor la atmosferele planetare si conditiile de suprafata
Reintrarea in atmosfera ar fi utilizat o capsula Apollo modificata pentru noile necesitati ale misiunii si pentru viteze de reintrare mai mari.
Pana cand nu se stabilea ca un camp graitational nu era necesar (si nu s-a stabilit vreodata; lipsa gravitatiei e daunatoare pe termen mediu si lung) vehiculele investigate trebuiau sa asigure gravitatie simulata.

Astfel de limitari de studii erau o consideratie importanta a rapoartelor. Lockheed incarca sa “keep it real”. Asadar, luand in considerare capabilitatile lansatorului Saturn, capabilitatile tehnologiei astronucleare care era in dezvoltare la acel moment si tehnologia Apollo care era pe cale sa devina disponibila, LMSC a concluzionat ca singurele misiuni interplanetare care pareau realizabile erau de tip survol. Fondurile limitate nu au permis investigatii detaliate ale subsistemelor pe care astfel de misiuni le necesitau, insa.

Primul raport de progres a fost prezentat, dupa cum am mentionat mai sus, in August 1963 la Marshall Center. Un al doilea raport a fost livrat in Octombrie la unitatea LMSC din Palo Alto, California. Concluziile acestor rapoarte era ca presupunerile facute referitoare la consideratiile de design si performanta a lansatoarelor erau valide si ca subsitemele majore puteau fi clar identificate si delimitate (comparativ cu proto-arhitecturile propuse pana in acel moment).

Ultimul raport a fost prezentat de catre directorul Benjamin P. Martin catre MSFC, in trei volume (!). Dintre acestea, primul era un sumar, al doilea avea doua parti (una continand materiale declasificate, a doua cele clasificate, in principiu referitoare la sistemele de propulsie nucleara si vehiculele de lansare). Al treilea volum era, din nou, o varianta condensata a studiului (si e ceea ce se gaseste cel mai usor in ziua de azi).

Misiunea

Misiunea punea accentul pe survoluri cu echipaj uman al planetelor Venus si Marte in timpul conjuctiei din 1974 si al opozitiei martiene din 1975.

Pentru misiunea venusiana, data de plecare propusa era 11 Noiembrie, 1973. Durata de croaziera era de 370 de zile. Apropierea maxima de planeta era de 500 de mile (aproximativ 800 km). Pentru msiunea martiana, lansarea urma sa aibe loc pe 24 Septembrie 1975, cu o durata a croazierei de 670 de zile. Apropierea urma sa fie tot de 500 mile.

Martin si asociatii de la LMSC au subliniat ca astfel de misiuni erau utile ca si precursori pentru viitoare misiuni de aterizare (retrospectiv, o idee nefericita in cazul lui Venus…). Nu numai ca survolurile ar fi permis oportunitatea de a aduna mai multe date de la senzorii de bord si observatii ale echipajului, dar erau utile la definirea relatiilor om-masina si a rolurilor si relatiilor si necesitatilor echipajelor la voiaje spatiale pe termen lung.

O serie de concluzii au fost trase din studiile care se refereau la lansarile din orbita de parcare. Printre ele, numaram:

problema ferestrei de lansare (timpul disponibil pentru o lansare pornind de pe o anumita orbita de parcare; includem aici si timpul necesar pentru schimbari de plan orbital)
impartirea arderii de plecare in doua parti era utila in reducerea penalitatii impuse de schimbarea de plan orbital (un fapt notat si de studiul Aeronutronic)
penalitatile impuse de mentinerea asimptotei de plecare in planul orbital initial erau mai mari decat cele impuse de schimbarea planului inca din timpul lansarii (mai pe romaneste, consumi mai putina energie daca lansezi direct pe planul orbital, chiar daca lansarea nu are o directie ideala, decat daca ajungi pe orbita joasa si faci schimbarea de acolo; un fapt cunoscut astazi dar nedovedit la acel moment)
cele mai mici valori de penalizare date de planul orbital se obtineau cu o asipmtota de plecare usor mai ridicata decat planul orbital de parcare. Adica, cea mai eficienta traiectorie pornea de pe un plan cu inclinatie usor mai mare decat cea de parcare.

Misiunea era impartita in urmatoarele faze:

injectia pe traiectoria heliocentrica
midcourse guidance
apropriere planetara
in cazul misiunilor cu oprire pe orbita, parametrii orbitali erau mentionati

Mentinerea vietii

Interesant la studiu sunt doua aspecte: interesul aratat pentru sistemul electric si interesul pentru sistemul de mentinere a vietii. In cazul celui din urma, studiul LMSC este de departe cel mai detaliat, desi ei insisi recunosc ca o detaliere ramanea necesara.

In principiu, nava spatiala trebuia sa foloseasca sisteme de control de tip “bucla inchisa”, adica unde reziduurile unui proces reprezinta combustibilul altui proces, cu energie in forma inferioara (spre exemplu, lumina solara) aprovizionata extern. Era o propunere relativ curajoasa, dat fiind ca o astfel de misiune era realizabila folosind rezerve non-reinoibile. Dar, matematica nu mintea: nava era mai usoara.
Daca chiar ar fi fost posibila obtinerea unui astfel de sistem ramanea discutabil, dar, in fine…

In schema functionala a sistemului de mentinere a vietii, compartimentul echipajului constituie o parte integrata. Pentru a proteja echipajul de radiatie ionizanta, studiul propunea folosirea unui nivel “suficient” de ecranare (alcatuita din aluminiu si polietilena). Dozele de radiatie mai mari de 200 de rad catre organele formatoare de sange aveau o probabilitate de numai 0.0001. Spre deosebire de studiul Aeronutronic, dozele de la radiatia cosmica si reactorul nuclear erau si ele luate in calcul (20 rad/ora).

In timpul perioadei de studiu initiala, s-au studiat potentiale tehnici de navigatie, conditii de acuratete, proceduri de ghidaj si s-a studiat dezvoltarea unui sistem de ghidaj integrat care sa acopere injectia trans-orbitala, corectiile mid-couse si aproprierile planetare.

Studiul urmator a rafinat aceste tehnici si a extins capabilitatile de ghidaj pentru a include si capacitatea de navigatie pe orbita planetelor. Majoritatea sistemelor navei ar fi functionat intermitent, cu exceptia memoriei computerelor si a orologiilor.

Sistemele ar fi necesitat o integrare totala a senzorilor, procesarii de date si a corelarii lor, toate cu scopul de a obtine informatii pentru viitoare misiuni de aterizare. Ele erau gandite ca fiind o continuare a datelor obtinute printr-o serie de misiuni automatizate premergatoare. Insa, studiul sublinia ca informatii intime despre locatiile de aterizare pareau imposibil de obtinut fara eforturi de coordonare cu un echipaj orbital. Ori, asta ar fi fost plauzibil numai daca nava avea echipamente de procesare si afisare adecvate la bord. Mai pe romaneste, misiunea ar fi adaugat date mult mai detaliate celor obtinute de niste misiuni premergatoare, dar, in acei ani, monitoarele si computerele necesare pentru o comanda tele-electronica de la distanta nu erau chestii usor de obtinut (un aspect neglijat de studiul GD).

Aflux de diagrame:

Sistemul de mentinere a vietii

SUS Valorile optime pentru parametrii de mediu care trebuiau sa fie asigurati de sistemul de mentinere a vietii (temperatura, umiditate, etc)

JOS Schema de control a sistemului de mentinere a vietii

SUS Greutatile consumabilelor necesare pentru sistemul de mentinere a vietii

JOS Nevoile de energie a sistemului de mentinere a vietii

Diagrama de control a sistemului navigational

Masa sistemelor navigationale si energia electrica necesara functionarii acestora

Designul navei

Studiile s-au aplecat si asupra sistemului electric necesar pentru survoluri Marte/Venus. Astfel, au fost luate in calcul optiunea folosirii unui sistem nuclear si a unui sistem cu energie solara. Raporturile dezbat avantajele si dezavantajele fiecaruia, si aduc in discutie si optiunile de urgenta. Acestea din urma ar fi functionat ca si sisteme auxiliare si erau construite pe calapodul sistemelor din misiunile Gemini si Apollo. Astfel, ar fi vorba de pile electrica cu hidrogen-oxigen si motoare cu combustie interna.

Fiecare sistem avea o putere intre 5 si 8 kilowatti, iar printre optiunile nucleare studiate era o preferinta pentru un “sistem nuclear dinamic” (adica un reactor) de tip SNAP 2/8 imperecheat cu un generator Brayton.

La finalul studiului se trag o serie de concluzii:

candidatul preferat era sistemul nuclear-electric
nu puteau fi stabilite cerinte exacte referitoare la sistemele auxiliare ce trebuiau sa fie folosite in conjunctie cu reactorul nuclear
sursa nucleara aduce cu sine penalitati inerente in privinta masei
sistemele solare prezentau constrangeri operationale, intr-atat de severe incat se parea ca nava ar fi necesitat mai multe sisteme in conjuctie
pe langa sistemele solare, nava ar fi necesitat in continuare si sisteme auxiliare

Nava propusa de LMSC ar fi avut un design inedit: era lunguiata, cu sistemul de propulsie in mijloc, in centrul de greutate. Ar fi avut doua sau trei brate rigide, unul avand sistemele retropropulsoare cu hardware-ul tip Apollo/Gemini, unul avand modulul de misiune/habitat, si, in cazul optiunii nucleare, ar fi existat un al treilea brat, continand reactorul, sistemul de generare electrica si radiatoare de caldura. Distanta ar fi permis, astfel, o forma de protectie fata de radiatia emisa de respectivul reactor, singurul sacrificiu fiind masa inerenta unui al treilea brat.

In cazul sistemului solar, nava ar fi avut un generator electric conectat la un boiler cu sodiu incalzit de o oglinda parabolica subtire. Aceastea fiind vremurile de dinainte de utilizarea panourilor fotovoltaice de mare performanta, boilerele cu metale erau singurele optiuni cat de cat mature. Sistemul solar ar fi fost situat la mijlocul navei, inaintea sistemului de propulsie, iar nava ar fi avut numai doua brate.

Optiunea solara era cea discutata in raportul initial, iar optiunea nucleara era doar mentionata in ele, fiind dezvoltata in cel de-al doilea raport. Ambele optiuni ar fi folosit un modul de comanda, un modul de misiune, sistemul electric si propulsia mid-course.

Pentru sistemul solar-electric, modul de comanda ar fi fost de tip Apollo modificat cu un volum intern de 8.5 metrii cubi. Ar fi servit drept vehicul de lansare pentru echipaj (andocand cu nava parcata pe orbita), vehicul de evadare de urgenta in timpul lansarii, vehicul de reintrare in atmosfera la intoarcere si centru de comanda si control in timpul croazierei interplanetare.

Pentru sistemul nuclear-electric, modulul de comanda ar fi fost un design nou, care sa aibe functie dubla ca adapost de furtuni solare. O a doua configuratie propusa folosea o configuratie foarte similara celei solar-electrica.

Modulul de misiune ar fi continut spatiile de locuit, mancat si recreative ale navei, dar si echipamentul de control al mediului, rezervele de apa si mancare, si rezervele de piese de schimb. Volumul intern al modulului ar fi fost de 113 metri cubi. Ar fi avut un diametru de 3.66 metri si o lungime de 12.1 metri.

Accesul la module s-ar fi facut prin bratele (denumite “spite” in raport) lungi de 25 de metrii. Modulul de comanda in stil Apollo ar fi avut si sisteme retro-propulsive pentru a ajusta valorile vitezei de reintrare atmosferica. Adapostul de furtuni solare avea un volum intern de 5.6 metri cubi.

SUS Configuratia propunerii cu alimentare solar-electrica

JOS Configuratia interioara a adapostului de furtuna solara pentru varianta solar-electric

SUS Configuratia primei propunerii cu alimentare nuclear-electrica

JOS Configuratia interioara a adapostului de furtuna solara pentru varianta nuclear-electrica

SUS Configuratia propunerii finale cu alimentare nuclear-electrica

JOS Configuratia interioara a adapostului de furtuna solara pentru varianta finala nucleara-electrica

Tabel ilustrand masele comparative ale variantelor de nava pentru misiuni de survol martiene si venusiene

Un alt aspect interesant al raportului este importanta acordata lansatorului. Astfel, nava este lansata intr-o forma pliata, cu bratele aliniate de-a lungul treptei superioare a rachetei.

Ajunsa pe orbita secventa este:

corpul de reintrare se invarte si doi membrii ai echipajului se transfera in modulul de comanda/adapostul solar
corpul reintrare este eliberat si andocat catre portiunea laterala a nodului central
modulul de comanda este rotit din nou, atasat bratului si apoi intregul ansamblu este rotit cu 90 de grade si atasat hub-ului central
modulul de misiune si bratul sunt si ei rotiti cu 90 de grade, apoi bratul atasat nodului

SUS Configuratia navei la lansare

JOS Lansatorul si cu nava secundara, intr-o diagrama comparativ cu un lansator Saturn Apollo; Saturn V/N era varianta de Saturn cu o treapta finala nucleara

Configuratiile pentru treapta finala NERVA, folosita ca parte a lansatorului Saturn C-5N au fost si ele detaliate. Astfel, treapta S-IVB era inbunatatita prin inlocuirea motorului J-2 cu LH/LOX, cu un motor NERVA. Rezervorul de oxigen era si el eliminat, si rezervorul de hidrogen devenea unitar. Noua treapta superioara ar fi ramas in contact cu nava, si ar fi fost sistemul de propulsie care ar fi asigurat injectia pe traiectoria martiana sau venusiana.

Doua marimi pentru aceasta ultima treapta au fost studiate:
1) S-NA1 pentru trepte cu o capacitate a combustibilului de mai putin de 64 de tone si
2) S-NA2 pentru trepte cu a capacitate a combustibilului mai mare de 64 de tone
S-NA era designatia experimentala a oricarei trepte nucleare cu motor Mod 1 (adica mai primitive). Pentru trepte cu motoare mai avansate, designatia era S-NB. Se observa ca, pentru motoarele mai avansate, exista capacitatea de restart, care era folosita pentru a asigura astfel o injectie cu doua arderi, permitand o economie a masei orbitale, dupa cum am mentionat mai sus.

SUS Imagine comparativa a treptei superioare cu motoare Mod 1 si 2 si cantitati variabile de hidrogen

JOS Caracteristicile necesare ale motoarelor NERVA

SUS Imagine comparativa a dimensionarii treptei superioare pentru misiuni martiene si venusiene

JOS Desen artistic al treptei superioare, punand accentul pe scutul de micrometeoriti

Concluziile finale ale studiului erau:

un survol venusian bazat pe o singura lansare cu un Saturn V/N (sau C-5N cum avea sa se numeasca mai tarziu) nu putea fi exclus;
un survol venusian parea mai mult decat realizabil folosind doua lansari cu un Saturn V obisnuit, si cu asamblare orbitala. Misiunea putea fi initiata, astfel, de pe orbita ori prin asamblarea a doua trepte S-IVB, doua trepte nucleare sau o treapta chimica S-IVB cu una nucleara; sau putea fi folosita o singura treapta nucleara mare, dintre cele studiate anterior;
necesarul de LH-LOX pentru un survol venusian era dincolo de ceea ce putea fi pus pe orbita de un Saturn V. Asadar, o misiune initiata folosind un singur S-IVB nu era posibila decat prin realimentare orbitala, dezvoltarea unui nou lansator sau prin rezervoare suplimentare aduse de la sol;

Pentru o misiune martiana

nu s-a putut stabili la acel moment daca un survol martian putea fi realizat cu doua lansari de Saturn V. Ca si nota personala, problema era durata mult mai lunga de zbor.
configuratia cea mai buna pentru misiune era cu trei lansari de boostere cu doua trepte. Treptele ar fi fost de tip S-NA1/S-NA1 sau S-NA1/S-NA2 sau S-IVB/S-NA1. Folosirea unui motor Mod 2 ar fi adus performante suplimentare. S-au notat insa, probleme legate de operatiunile foarte complexe de asambalre orbitala. Configuratia cea mai avantajoasa (S-NA1/S-NA2) prezenta probleme legate de dimensiunile diferite ale treptelor.
Saturn V parea incapabila sa lanseze o singura nava cu propulsie nucleare pe orbita, cu suficienta masa de reactie cat sa realizeze un survol martian, chiar si la o orbita cu energie minima. Asadar, trebuia ori redusa masa, sau facute alte configuratii sau modificari operationale.

Concluziile autorului

Studiul Lockheed este cel mai bine inchegat dintre studiile realizate in cadrul contractului EMPIRE. Faptul ca aminteste anumite aspecte ignorate de celelalte studii (cum ar fi exact configuratia lansatorului, sistemul de mentinere a vietii, care primeste un intreg volum dedicat, etc) il face mai realist decat celelalte propuneri, chiar si acolo unde studiul recunoaste ca mai sunt aspecte de elucidat.

De altfel, contractul e usor ciudat: toate cele trei firme l-au primit in 1962 si l-au finalizat in 1963, dar numai Lockheed a primit o prelungire a sa. Si aceasta prelungire era pur si simplu pentru a cerceta o varianta (cu sistem electric nuclear) care nu era mentionata decat in treacat in primul raport (care se axa pe varianta solara).

Faptul ca Lockheed reusea sa descrie atat de bine secventele de lansare nu era neobisnuit: ei erau printre contractorii principali ai rachetei Saturn V, si erau printre foarte putinele firme care mai activasera in domeniul spatial (inca din 1960). Rachetele erau o specialitate a lor.

Un alt aspect interesant de mentionat este ca motorul nuclear nu era parte a vehiculului efectiv. Fiind survol, injectia se putea face cu o treapta superioara detasabila, care putea fi apoi aruncata. Era o tehnica folosita si de conceptul Aeronutronic. Diferenta era ca la Aeronutronic, motorul era parte integrata a vehiculului, pe cand la Lockheed, el era o treapta superioara de la un Saturn C-5N legata de nava deja lansata.

Chiar si asa, conceptul nu e perfect: spatiul nu e chiar la fel de mare ca la Aeronutronic, si chiar Lockheed insista asupra unor studii suplimentare in cazul misiunii martiene de 670 de zile. De asemenea, desi constructia navei o facea foarte usoara, deplasarea astronautilor intre module, mai ales in timpul voiajului, era dificila. Astronautii trebuiau sa porneasca de la 0.4 G, sa traverseze prin nodul central (cu gravitatie scazanda), expunandu-se unui efect Coriolis extrem de puternic asupra urechii interne (o forma de vertij), si apoi sa continue sa coboare pe scara pana la modulul de comanda. O procedura neplacuta, dar care ar fi trebuit executata de urgenta in cazul unei furtuni solare.

Un alt aspect neplacut era asamblarea orbitala laborioasa. In 1964, tot ce putea lansa NASA erau capsule Mercury si Gemini, din care astronautii nu ar fi avut nici o sansa sa realizeze o astfel de constructie complicata. ISS-ul din anii 2000 a fost asamblat folosind Naveta Spatiala (mult mai comoda) si Canadarm-ul robotic.

De asemenea, nava ar fi fost de unica folosinta, fiind abandonata pe o orbita heliocentrica de echipaj dupa o trecere apropiata de Terra la intoarcere. O propunere extrem de scumpa.

Fin

Contractul EMPIRE a reprezentat prima colaborare guvern-privata pentru design de arhitectura de misiune spatiala. Ca atare, desi rezultatele nu au fost cine stie ce, a fost un exercitiu foarte util, atat pentru NASA (in a intocmi caietele de sarcini) cat si pentru industrie (care capata experienta in space design).

De altfel, de-a lungul urmatorului deceniu, arhitecturile pentru misiuni cu echipaj uman s-au tot imbunatatit. EMPIRE a fost urmat de un studiu denumit UMPIRE, care era, in linii mari, foarte similar, dar pe care nu il vom mai acoperi. Diferenta era ca acest studiu cerceta traiectorii non-eficiente. Aici, General Dynamics si-a luat revansa, cu un proiect propus de o noua echipa (condusa de dr. ing. R. N. Austin) care era extrem de bine inchegata.

Nici colegii lor de la Douglas, co-participanti la UMPIRE, nu s-au lasat mai prejos. De altfel, desi nu i-am mentionat inca, Douglas sunt o companie care au avut un efect majort asupra propulsiei nucleare spatiale (si, personal, imi sunt apropiati la suflet).

Toate aceste eforturi s-au derulat in paralel cu Apollo, si au culminat cu propunerea finala pentru a misiune martiana din anul 1969: Boeing IMS. Aceasta era o distilare a tuturor conceptelor si invatamintelor de pana atunci, si va avea un articol dedicat data viitoare.

De observat ca, in acele vremuri timpurii ale zborului spatial, firmele interesate erau multe la numar (Boeing, Lockheed, Douglas, Martin-Marietta, Aeronutronic, General Dynamics, etc) iar NASA nu avea favoriti. Estimarea mea e ca reducerea numarului de firme din anii 80-90 (prin achizitii si fuziuni) au fost un fapt care a afectat puternic programul spatial american.

Dar despre asta… alta data.

Cele trei concepte EMPIRE alaturate. Imagine realizata de artistul Mark Wade

Marian Dumitriu (Checkmate)

Surse:
1. https://spaceflighthistory.blogspot.com/2015/06/empire-building-ford-aeronutronics-1963.html
2. http://www.projectrho.com/public_html/rocket/realdesigns.php#id–EMPIRE_(Aeronutronic)
3. https://history.nasa.gov/monograph21.pdf
4. https://archive.org/details/nasa_techdoc_19640000998
5. http://www.astronautix.com/e/empireaeronutronic.html