Space Shuttle

Aus einer Vielzahl von Entwürfen für einen Raumtransporter wählte die NASA am 15. März 1972 jene Konstruktion aus, die in den folgenden Jahren die Entwicklungsarbeiten bestimmte: einen mehrmals verwendbaren Orbiter, zwei teilweise wieder verwendbare Feststoffbooster (RSRM) und einen nicht wieder verwendbaren Treibstoff-Außenbehälter (External Tank), der drei Haupttriebwerke (SSME) speist, die im Shuttle integriert sind und zusammen mit den beiden RSMU als Startstufe fungieren. Die Booster werden nach Brennschluß in etwa 50 km Höhe von der Kombination abgetrennt und an Fallschirmen zum Boden zurückgeholt. Der leere External Tank wird kurz vor Erreichen der Umlaufbahn abgeworfen und fällt ungebremst zurück. Zum Erreichen der Umlaufbahn wird ein zweites Triebwerkssystem (OMS) des Orbiters gezündet, das von Treibstofftanks im Orbiter gespeist wird. Es ist wiederzündbar und dann für weitere Bahn- und Bremsmanöver zuständig. Der bemannte Orbiter besteht aus einem Kabinenteil, einer Antriebssektion und einer zu öffnenden Ladebucht (bay), die Nutzlasten bis max. 29,5 t für einen Low Earth Orbit aufnehmen kann. Der flugfähige Orbiter ist für die Rückkehr zur Erde an der Unterseite mit hitzebeständigem Material beschichtet (aufgeklebte feuerfeste Kacheln).
Als Hauptauftragnehmer fungiert die Firma Rockwell International, die auch den Orbiter entwickelte. Der External Tank stammt von Martin Marietta und die Feststoff-Booster liefert Thiokol Chemical.
 

Orbiter
Die Zelle des Orbiters besteht im wesentlichen aus einer Aluminium-Legierung, die durch eine besondere Beschichtung wärmeisoliert ist. Das Rumpfvorderteil enthält wie bei einem Flugzeug die Besatzungsräume mit der Kommando- und Steuerzentrale im Oberdeck sowie Aufenthaltsräume im Unterdeck. Im Normalfall besteht die Besatzung aus drei Astronauten und  vier Nutzlastspezialisten. Eine Schleuse ermöglicht den Zugang zum nicht druckdichten Frachtraum im Rumpfmittelstück. Diese Sektion von 18,29 m Länge und 4,57 m Durchmesser ist über die ganze Länge von zwei aufschwenkbaren schalenförmigen Deckeln verschlossen. Sie werden in der Umlaufbahn geöffnet. Die Nutzlasten sind für die Dauer des Fluges fest installiert oder werden mit einem Manipulatorarm (RMS) bzw. einer Antriebseinheit ausgesetzt. Der RMS hat eine Länge von 15,24 m. Das Rumpfhinterteil enthält die Triebwerksanlage. Sie besteht aus einem Haupttriebwerk (SSME) und zwei Manövertriebwerken (OMS-1 und OMS-2) mit dazugehörigen Treibstoffbehältern. Insgesamt 44 Steuertriebwerke (RCS) sind sowohl im Heck als auch im Rumpfvorderteil installiert. Im Heck sind das Seitenleitwerk und das Pendelruder angebracht. Die deltaförmigen Tragflächen am Rumpf besitzen ein kombiniertes Höhen- und Querruder, das gleichfalls als Landeklappe wirkt. Die Wärmeisolierung besteht aus mehr als 30.000 Siliziumkacheln von je 20x20 cm Größe und 2,5 cm Dicke. Diese Schicht bedeckt 1.000 m2  Orbiterfläche, im wesentlichen an der Unterseite. Der Orbiter hat eine Gesamtlänge von 37,25 m, eine Spannweite von 23,79 m und über das Fahrwerk eine Höhe von 17,27 m. Der Rumpfdurchmesser beträgt 5,20 m.

Das Orbital Manoeuvring Subsystem (OMS) besteht aus zwei separaten Triebwerken LRC (Aerojet), die aus je zwei Tanks mit 4,087 t Monomethyl Hydrazin bzw. 6,743 t Nitrogen Tetroxide gespeist werden. Die Treibstoffmasse kann je nach Mission max. insgesamt 21,66 t (OMS-1 + OMS-2) betragen. Der Schub eines Triebwerks erreicht 26,7 kN. Der Treibstoff wird mit Helium-Druckgas transportiert. Die Brenndauer  je Triebwerk beträgt minimal 485 sec, d.h. die Betankung für beide OMS ist dann mit insgesamt 8,88 t wesentlich niedriger als möglich (41%). Die RCS werden aus separaten mit der gleichen Treistoffkombination (insgesamt max. 3,35 t ) in separaten kugelförmigen Tanks  in der gleichen Weise betrieben.

Das Gesamtgewicht eines Orbiters (STS 14; Discovery) setzt sich etwa wie folgt zusammen:

                                    inert mass (+engines)         77,565 t
                                    personnel/accessories         3,733 t
                                    propellant RCS                      3,318 t
                                    propellant OMS                  14,272 t
                                    payload                                20,556 t
                                                                                                      
                                    summary                            119,444 t

Bisher wurden 5 Orbiter mit voneinander differierenden "empty masses" gebaut. Mit Umbauten und noch nicht eingebauten Triebwerken ergeben sich folgende Massen:

External Tank (ET)
Der External Tank besteht aus einem oberen Liquid Oxygen Tank mit einem Volumen von 596,28 m3 und einem unteren Liquid Hydrogen Tank mit einem Volumen von 1.631,23 m3, zusammengefügt durch einen Adapter (intertank). Die Länge der Tanks beträgt 15,04 bzw. 29,46 m, insgesamt 46,88 m bei einem Durchmesser von 8,41 m. Mit Zubehör werden folgende Leermassen (inert masses) erreicht:

Die Gewichtseinsparungen erfolgten durch Einsatz von leichteren Materialien. Der super lightweight external tank (SLWET) besteht aus einer neuen leichteren Aluminium-Legierung mit 1% Lithium-Anteil.

• Die Füllung eines ET-2 setzt sich nominal aus 1.449.905 Liter LH2 und 541.482 Liter LOX zusammen. Das sind umgerechnet 103,117 t LH2 und 621,134 t LOX --  insgesamt  724,25 t Treibstoff.
• Die Füllung eines LWET setzt sich nominal aus 1.458.228 Liter LH2 und 542.583 Liter LOX zusammen. Das sind umgerechnet 103,710 t LH2 und 622,400 t LOX -- insgesamt  726,11 t Treibstoff.

Space Shuttle Main Engine (SSME)
The LH2/LOX-fueled SSME is a reusable high-performance rocket engine capable of operating at various thrust levels. Ignited on the ground before launch, three SSME's operate in parallel with the SRB's during the initial ascent. After the boosters separate, the main engines become the sole propulsion element for the remainder of the ascent to orbit. The SSME's develop thrust by using high-energy propellants in a staged combustion cycle. The propellants are combusted partially In dual pre-burners to produce high-pressure hot gas to drive the turbopumps. Combustion is completed in the main combustion chamber. The cycle ensures maximum performance by reducing parasitic losses. The SSME can be throttled over a thrust range of 67-104%, which provides for a high thrust level during liftoff and the initial ascent phase but allows thrust to be reduced to limit dynamic pressure in the Mach 1 region and acceleration to 3 g during the final ascent phase. The engines are gimbaled to provide pitch, yaw, and roll control during the orbiter boost phase. The SSME's have been undergoing a multistep upgrade program. The new Block IIA SSME design was first used on all three engines during the STS-89 flight in 1998, after single upgraded engines had been tested on previous flights. The Block IIA SSME's have a number of design modifications that result in larger margins for improved safety and simplified manufacturing and maintenance. The Block-IIA nozzle throat is 11% larger, resulting in a 18.6 bar (270 psia) decrease in chamber pressure, which also reduces temperatures and turbopump shaft speeds. This modification improves the engine reliability and lifetime, but resulted in a slight reduction in specific impulse. To make up for this, the Block IIA operates at a 104.5% power level, a slight increase from the 104% level used previously. The Block IIA engine also includes modified low-pressure turbopumps, improved main injectors, and upgrades for systems like sensors, controllers, and valves. Use of precision castings in manufacturing and various design modifications reduces the number of parts and welds required to assemble the engine. The Block-II engines are similar to the Block-IIA with the addition of a Pratt & Whitney high pressure fuel turbopump (HPFT) that enables the SSME to reliably operate at 109% power level.

Solid Rocket Motor (SRM)
Die beiden Booster machen 71,4% der Schubleistung des Systems beim Start aus. Ein Booster ist aus 4 Segmenten "solid propellant PBAN" mit Stahlmantel zusammengesetzt. Er ist 38,40 m lang (mit Nasenaufsatz 45,46 m) und hat einen Durchmesser von 3,71 m. Die Treibstoffmasse beträgt etwa 503 t. Der Brennstoff PBAN ist ein Mix von

            ammonium perchlorate        69,83   %       (oxidizer)
            aluminium                             16,00    %       (fuel)
            iron oxide                               0,17    %        (catalyst)
            polymer                                12,04    %        (binder)
            epoxy                                      1,96    %

Die SRM's waren einige Male durch Gewichtsreduktion und Schuberhöhung optimiert worden. Beim RSRM (Redesigned Solid Rocket Motor) erfolgten auch strukturelle Veränderungen.
Der Schub beträgt beim Start 14 946 kN (vac max). Der Abbrand eines Boosters ist so geregelt, daß der Schub etwa 50 sec nach dem Start zwischenzeitlich auf 65% zurückgeführt ist. Die Brenndauer beträgt insgesamt etwa 126 sec. Ab 110 sec Brenndauer geht der Schub deutlich zurück. Die Ausströmdüse (nozzle) ist um 8 Grad schwenkbar und wird elektronisch gesteuert. Beide Booster werden nach Brennschluß in etwa 45,7 km Höhe vom ET getrennt: