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Space Shuttle Booster und der Tank

In meiner kleinen Reihe über das amerikanische Space Shuttle habe ich versucht dieses komplexe Thema in einzelne Artikel zu verpacken:

Der externe Tank

External TankDer externe Tank (ET) enthält den Treibstoff für die Haupttriebwerke des Orbiters. Er ist der auffälligste Teil des Systems. Der Tank hat eine Höhe von 46.87 m und einen maximalen Durchmesser von 8.7 m mit Verstrebungen. Der Tank selbst hat einen Durchmesser von 8.38 m. Der Tank besteht aus Aluminiumschalen die miteinander verbunden sind. Diese sind von einer im Mittel 25 mm dicken Polyurethan Isolierschicht umgeben. (Extremwerte: 13 und 51 mm).

Darauf gibt es einen roten Lack, der verhindern soll, dass Luftfeuchtigkeit die durch die -182 und -252 Grad kalten Treibstoffe auskondensiert, eindringt und beim Gefrieren Stücke der Isolierung absprengt. Der erste Tank wurde noch zusätzlich weiß angestrichen, später sparte man die Farbe (und ihr Gewicht) ein und man sieht die orangene Farbe der Isolierung.

Von Anfang an fielen jedoch Stücke der Isolierung ab und eines zerstörte beim Flug STS-107 ein RCC Panel wodurch die Columbia beim Wiedereintritt verglühte. Auch bei den Centaur Oberstufen ist die Isolation außen angebracht. Bei den Saturn 5 Raketen hat man dagegen die Isolierung innen aufgebracht. Hätte man sich zu dieser Maßnahme entschlossen so würde heute noch die Columbia fliegen können. Da der Tank jedoch ein Verlustgerät ist und ursprünglich nur wenige Hunderttausend DM kosten sollte, entschloss man sich für eine außen angebrachte Isolierung.

Oben befindet sich der Sauerstofftank mit 604 t Sauerstoff. Er hat ein Volumen von 552 m³ und ist zum Vermeidung von Treibstoffschwingungen mit Querverstrebungen ausgekleidet. Er hat eine Länge von 15.03 m und wiegt 5400 kg. Dann kommt eine isolierte Zwischentankstruktur die verhindern soll, dass der Sauerstoff der 80 K "heißer" als der Wasserstoff ist diesen zum Verdampfen bringt. An dieser Struktur aus Stahl und Aluminium sind auch die oberen Befestigungen der SRB angebracht. Sie ist 6.86 m lang und wiegt 5445 kg. Der Druck im Tank beträgt mindestens 1.4 bis 1.5 Bar über dem Außendruck, d.h. beim Start 2.4-2.5 Bar. Um Schwappen durch den POGO Effekt zu begegnen ist der Tank mit einer kreuzförmigen Blechstruktur ausgekleidet.

Zwischen beiden Tanks befindet sich eine evakuierte Sektion die beim Flug durch ihr Vakuum isoliert und verhindert, dass zu viel Wasserstoff verdampft. Vor dem Start wird diese Sektion mit Stickstoff gespült um dort eine Knallgasansammlung durch verdampfenden Wasserstoff und Sauerstoff zu verhindern.

Unten befindet sich der Wasserstofftank mit 101 t Wasserstoff und 1523 m³ Volumen. Er nimmt mit einer Länge von 29.46 m das größte Volumen ein. Er wiegt beim SLWT noch 13050 kg. Beim LWT wog er noch 17500 kg. Der Druck im Tank liegt beim Start bei 2.3 bis 2.5 Bar. Der Tank ist an drei Stellen mit dem Orbiter verbunden. In der Mitte mit einem Kreuzbein und hinten mit zwei Halterungen, an denen auch die 43 cm dicken Treibstoffleitungen zu den Triebwerken verlaufen. Insgesamt gibt es 5 Leitungen von und zum Orbiter. Die Förderleistung beim Wasserstoff liegt bei 2985 l/Sekunde und beim Sauerstoff bei 1110 l/Sekunde.

Die Druckbeaufschlagung beider Tanks geschieht mit Helium. Die Flaschen dazu befinden sich im Orbiter. Der maximale Druck des Wasserstofftanks beträgt 4.9 Bar. Beim Start sind beide Tanks bis auf einen Rest von 3% mit Treibstoffen gefüllt. Während des Fluges wird ein Teil des Wasserstoffs und Sauerstoffs an Wärmeaustauschern bei den Triebwerken erhitzt und damit der Innendruck aufrecht erhalten. Er beträgt beim Flug während der größten Teil der Zeit 1.6 Bar beim Sauerstofftank (zulässiger Bereich 1.25-1.7 Bar) und 2.3 Bar beim Wasserstofftank (zulässiger Bereich 2.25-2.8 Bar). Auch hier wird der Druck nahe an den Festigkeitsgrenzen (obere beim Sauerstofftank und untere beim Wasserstofftank) gehalten.

Zusammen sind es über 700 Tonnen Wasserstoff und Sauerstoff in dem über 2000 Kubikmeter großen Tank. Er erreicht fast einen Orbit. Es fehlen von 7800 m/s Orbitgeschwindigkeit jedoch zirka 100 m/s und so verglüht er nach einer halben Erdumrundung. Somit gibt beim Space Shuttle nicht das Problem, dass er viel Weltraummüll erzeugt. Diese Vorgehensweise wurde auch bei der Ariane 5 verwendet, deren Hauptstufe fast die Orbitgeschwindigkeit erreicht und nach 30000 km Freiflug ebenfalls wieder eintritt. Der ET wird nach 510 Sekunden abgetrennt. Dann sind im Tank noch etwa 3699 kg nicht nutzbarer Treibstoffreste (wenn die Haupttriebwerke den gesamten verfügbaren Treibstoff verbraucht haben). Die Reduktion der Treibstoffreste wurde beim ET erreicht indem man etwas mehr Wasserstoff mitführt als eigentlich notwendig, dadurch geht der 8 mal schwerere Sauerstoff als erstes zu Neige. Dadurch konnte man die Treibstoffreste (die praktisch zur Leermasse hinzugezählt werden müssen) gegenüber einer konventionellen Rakete - wo man mit 1% Resten rechnet - auf 0.5% reduzieren.

Die Reduktion der Leermasse

Da der Tank fast einen Orbit erreicht, ist jedes Kilo das er leichter wird ein Kilo dass der Nutzlast zugute kommt. Schon von Anfang an gab es daher Bestrebungen die Masse der Tanks zu senken. Die ersten beiden Tanks wogen noch 35.425 kg und waren weiß lackiert. Ab dem dritten Flug ließ man diese weiße Lackschicht weg und senkte die Masse so auf 34900 kg. Die ersten Tanks waren noch schwerer als die spätere Normausführung. Diese Flüge waren ursprünglich als Qualifikationsflüge vorgesehen. Trotzdem gelang es bei den Qualifikationsflügen einige Optimierungen, welche die Leermasse senkten. Dies kam auch den beiden folgenden Konstruktionen dem Light-Weight Tank und Super Light Weight Tank zugute. Der normale Tank (später Standard Weight Tank - SWT genannt) wurde nur 6 mal eingesetzt bei den Flügen 1-5 und 7.

Maßnahme Gewichtsreduktion eingeführt bei Tank Nummer
Weglassen der weißen Lackschicht 272 kg 3
Weglassen der zweiten Entgasungsleitung für den LOX Tank 272 - 317 kg 3
Verändertes Druckbeaufschlagungssystem mit mehreren Druckventilen erlaubt dünnere LH2-Wandstärke 3.900 kg  
Material 7079 AL -> 7050 AL, 5-2.5 Titan -> 6-4 Titan 6
Reduzierte Vorgaben für Maximalbelastungen, z.B. Strukturale Belastungsgrenze teilweise von 1,4 auf 1,25 abgesenkt  

Ab Flug 6 wurde ein Tank eingeführt, der um 4500-4700 kg leichter war als der erste Tank und nur noch 29,.9-30.3 t wog. Sehr positiv war, dass Martin-Marietta den Tank nicht nur vor der gesetzten Frist und zu günstigeren Kosten (geschätzte Entwicklungskosten: 45 Millionen Dollar, reale Kosten: nur 43 Millionen Dollar) fertigstellen konnte, sondern auch die Vorgaben der NASA dsie eine Gewichtsreduktion von 2.700 kg forderte weit überschreiten konnte.

Dies erhöhte die Nutzlast um die gleiche Masse. Dies war der Light-Weight Tank (LWT). Er wurde über 16 Jahre eingesetzt. Die Gewichtsverringerung wurde erreicht, indem man Teile strukturelle Verstrebungen, die in der Längsrichtung angebracht sind entfernt wurden. Außerdem wurden weniger Versteifungsringe verwendet und das Gerüst des Wasserstofftanks verändert. Die Haut des Tanks wurde an nicht stark beanspruchten Stellen dünner gewalzt, und das Gewicht der hinteren Aufhängung für die Feststoffraketen wurde durch Verwendung einer Titanlegierung verringert.

System Gewichtseinsparung
Intertanksektion 635 kg
Tank für den flüssigen Wasserstoff 1500 kg
Thermalschutz 600 kg
Antriebssystem (Leitungen und Ventile) 150 kg
Instrumentierung 907 kg
Andere Systeme 907 kg
Gesamtgewichtreduktion 4700 kg

Die Gewichtseinsparung war abhängig von der Mission und lag im Schnitt bei 4500 kg.

Im Jahre 1998 wurde ein Tank eingeführt, der nochmals um 3.400 kg leichter war und so die Nutzlast wieder auf die ursprüngliche Sollnutzlast anhob. Dies Geschah durch Ersetzen der Legierung des Wasserstofftanks durch eine Aluminium-Lithium Legierung die 5% leichter und 30% belastbarer war. Vorher war die Aluminiumlegierung 2219 verwendet worden (93%Al, 6.8% Cu, 0.3% Mn , nun 2195, die aus 94.2% Aluminium, 1% Lithium, 4% Silber, 0.4 Kupfer und 0.4% Magnesium besteht. Die Legierung 2195, die zwar zweieinhalbmal teurer als die Standardlegierung 2219 ist (die z.B. noch in der Ariane 5 eingesetzt wird) ist brachte die größte Reduktion mit einer Gewichtseinsparung von 2.217 kg. Der nächste größere Posten war es das "Isogrid", die Waffelartige Innenverstärkung so anzupassen, dass es nur dort angebracht wurde, wo es auch nötig war.

Nach drei Jahren und intensiven Tests war der Tank 1991 flugbereit.

Diagramm ETDie Dicke des Tanks konnte so verringert werden und die Leermasse sank. Die NASA bezeichnet diesen Tank als "Super Light-Weight Tank SLWT". Er wiegt nur noch 26460 kg. Von allen Komponenten des Shuttle Systems wurde das Leergewicht des Tanks am meisten gesenkt. Er federte praktisch die Gewichtssteigerungen des Orbiters ab. Vorschläge für diesen Tank gab es schon früh und er sollte (wie auch Verbesserungen an den Haupttriebwerken) erstmals bei Flug STS-26 eingesetzt werden. Die Challenger Katastrophe führte dazu, dass man aus Sicherheitsgründen die Einführung des neuen Tanks verschob. Als man Flüge zum Aufbau der Raumstation ISS begann war die Einführung des SWLT jedoch unumgänglich, da sonst der Shuttle eine zu geringe Nutzlast aufgewiesen hätte.

Der erste Einsatz des SWLT war STS-91 im Juni 1998. Die NASA zögerte mit dem Einsatz lange. Ohne ihn wäre die ISS aber nicht ausbaubar gewesen. Die NASA hoffe lange verbesserte Feststofftriebwerke (ASRB) würden die dazu nötige Leistung aufbringen, doch diese wurden nach einigen Jahren Entwicklungszeit gestrichen.

Es gab vor Beginn des Space Shuttle Programms Pläne, einen Teil der Tanks für den Aufbau einer Raumstation zu nutzen. Man hätte dazu den Shuttle ohne Nutzlast gestartet, dafür aber den Tank mit einer angebrachten Luftschleuse in eine Umlaufbahn befördert. Spätere Missionen hätten dann die Inneneinrichtung transportiert. Mehrere Tanks hätten auch kombiniert werden können. Eine Raumstation hätte so sehr preiswert konstruiert werden können und hätte zudem enorme Möglichkeiten für die Mannschaft geboten: Ein einziger Tanks bietet mit über 2000 Kubikmeter Volumen mehr Platz, als die ganze Raumstation ISS! Schleppt der Orbiter den Tank mit in den Orbit so senkt dies die Nutzlast nur um 2.5 t.

Der Tank ist der einzige nicht wieder verwendbares Teil des Space Shuttles. Es wurde auch überlegt den Tank zu bergen. Der Tank wäre dazu in einen Orbit geschleppt worden und hätte einen Belag bekommen, der den Wiedereintritt übersteht. Die Zusatzausrüstung dafür hätte die Nutzlast des Orbiters um 11 t gesenkt. Diese Reduktion, so befand man würde dies unwirtschaftlich machen.

Im Juni 2002 verlängerte die NASA den Kontrakt über die Produktion von 35 Tanks bis 2008 mit Lockheed. Der neue Kontrakt hat einen Umfang von 1150 Millionen USD. Er ersetzt den alten der auch 35 Tanks vorsah aber eine Produktionsrate von mindestens 8 pro Jahr. Der neue Kontrakt ist um 341 Millionen USD höher, reduziert aber die Abnahmegarantie auf 6 pro Jahr. Hier sieht man sehr deutlich wie die Reduktion der Startrate auf die Kosten durchschlagen. In diesem Falle erhöhten Sie die Kosten pro Tank von 23.1 auf 32.9 Millionen USD. Der Tank ist damit genauso teuer wie eine mittelgroße Trägerrakete.

STS-1 STS-3 LWT SWLT
Vollmasse 754400 kg 753600 kg 750975 kg 753980 kg
Leermasse 35500 kg 34400 kg 29595 kg 26460 kg
Wasserstoff 102600 102600 kg 101000 kg 103950 kg
Sauerstoff 616600 616600 kg 604000 kg 623500 kg

Die Folgende Tabelle gibt die Design Vorgaben für die Flüssigkeiten in dem Tank wieder. Die Flugexemplare können davon abweichen.

Wasserstofftank Sauerstofftank Gesamt
Dichte 70.8 kg/m³ 1138.4 kg/m³ -
Volumen Tank 1481 m³ 549 m³ 2030 m³
Flüssigkeit 1438 m³ 533 m³ 1971 m³
Druckgas 43 m³ 16 m³ 59 m³
Treibstoffzuladung gesamt 101555 kg 608752 kg 710707 kg
im Tank gesamt 101812 kg 606616 kg 708425 kg
im Tank nach Zündung 101789 kg 606556 kg 708345 kg
dem Orbiter zugeführt 23 kg 60 kg 83 kg
Im Orbiter 143 kg 2136 kg 2279 kg
Verbrauch vor Abheben 294 kg 2507 kg 2801 kg
Treibstoffe beim Abheben 101601 kg 606245 kg 707906 kg
Im Tank beim Abheben 101496 kg 604048 kg 705544 kg
im Orbiter beim Abheben 165 kg 2197 kg 2362 kg
davon nicht verbrauchbar gesamt 165 kg 2197 kg 2362 kg
davon Druckgas 428 kg / -91 °C 1238 kg / -11 °C 1676 kg
davon Tankreste 192 kg 45 kg 237 kg
davon in Leitungen und Orbiter 166 kg 1355 kg 1521 kg
Reserven gesamt 835 kg 2023 kg 2858 kg
Tank / Flugleistungsreserve 336 kg 1182 kg 1518 kg
Tanküberladung 499 kg 0 499 kg
Orbiter 0 841 kg 841 kg
Insgesamt während des Fluges nutzbar 100601 kg 603606 kg 704207 kg
Unbrauchbare Reste 1060 kg 2630 kg 3699 kg

Die folgende Tabelle enthält die Aufschlüsselung der Gesamtmasse des Light Weight Tanks wie er 1988 eingesetzt wurde. Höhere Leermassen schließen oft noch die Restflüssigkeiten im Tank mit ein.

System Masse LWT Masse SWLT
Verbindungen zum Orbiter 4.128 kg  
Thermalschutz 2.188 kg  
Wasserstofftank 13.155 kg 10.966 kg
Verbindung zwischen LH2 und LOX Tank 5.489 kg 5.423 kg
Sauerstofftank 5.443 kg 4.906 kg
Alle anderen Teile   4.725 kg
Gesamtmasse (trocken) 29.938 kg 26.057 kg

Die Feststofftriebwerke

Shuttle SRBAngeflanscht an den Tank sind zwei Feststofftriebwerke (Solid Rocket Booster SRB), welche den größten Teil des Startschubes erbringen. Es sind die schwersten Feststoffbooster die jemals gebaut wurden. Jeder der Booster hat eine Länge von 45.4 m und einen Durchmesser von 3.74 m. Geplant war eine Startmasse von 583900 kg und eine Leermasse von 81.900 kg. Dies konnte nicht erreicht werden. Die Startmasse betrug beim ersten Start 589.675 kg und die Leermasse 87.550 kg. Danach ging man daran die Masse zu senken, um die Nutzlast zu steigern. Nach den Erprobungsflügen sorgte eine leichtere Düse für 320 kg Gewichtsersparnis. Das Soll von 81900 kg wurde jedoch nicht erreicht. Die Explosion der Challenger machte umfangreiche Änderungen der Dichtungen notwendig, wodurch das Leergewicht wieder anstieg.

Nach der Challengerkatastrophe lag das Leergewicht bei 87.100 kg, das Fluggewicht stieg auf 590.100 kg. Die Änderungen nach der Columbia Katastrophe addierten weitere 230 kg beim Leergewicht. Das reine Leergewicht der Booster beträgt 65.772 kg, der Rest entfällt auf die Vorrichtungen zur Abtrennung und zur Bergung. Die Treibstoffzuladung beträgt in der Regel 502.100 kg.

Gegen die Verwendung von Feststofftriebwerken gab es bei Projektbeginn massive Widerstände innerhalb der NASA. Missionsleiter in Houston und die führenden Entwickler der Saturn 5 sprachen sich gegen diese Lösung aus, weil ein Flugabbruch während des Betriebs der Feststoffraketen nicht möglich ist. Es gab eine Reihe von guten Gründen gegen die Verwendung von Feststofftriebwerken. Zum einen waren diese relativ neue Technologien. zwar setzte man Raketen mit Schießpulverfüllung seit Jahrhunderten ein, doch die modernen Treibstoffe erst seit Anfang der sechziger Jahre. Große Triebwerke mit mehreren Segmenten erst seit 1966 und schwenkbare Düsen waren eine völlige Neuentwicklung. Das zweite ist dass man bei einem Triebwerk mit flüssigen Antrieb sehr viele Parameter messen kann und Abweichungen die einen Ausfall wahrscheinlich machen frühzeitig erkennen kann. Bei Apollo gab es zu jedem Zeitpunkt beim Start 8-20 Sekunden um über einen Abbruch zu entscheiden bevor es kritisch für die Besatzung wurde. Bei Feststofftriebwerken gibt es zwar auch Sensoren, doch sie können nur wenige Basisparameter anzeigen die sich erst drastisch verändern wenn ein sehr großes Loch in der Außenwand ist, und dann ist es zu spät. Vor allem aber gab es wegen des großen Schubs der Triebwerke praktisch nicht die Möglichkeit diese bei einer Fehlfunktion während des Fluges abzutrennen ohne das dabei der Tank zerstört wird. Solange die beiden SRB brennen kann man nichts für die Besatzung tun. Dieses Risiko erschien den Missionsplanern von Apollo, bei denen Sicherheit über alles andere ging als viel zu groß.

Doch die Feststofftriebwerke waren erheblich preiswerter in der Produktion und der Entwicklung als eine Rakete mit flüssigen Treibstoffen. Da die NASA nur das preiswerteste Konzept verwirklichen konnte blieb zu ihnen keine Alternative. Die von Thiokol gebauten Feststoffbooster sollten auf dem Design der Titan 3 Booster aufbauen, doch ihre Größe machten neue Methoden bei der Fertigung und Verbindung der Segmente notwendig.

Sie erzeugen einen Startschub von 11830 kN pro Booster und brennen 123 Sekunden lang. Der Schub ist variabel und ist durch die Geometrie und Dichte des Treibsatzes bestimmt. Er beträgt maxímal 14680 kN und im Mittel 11600 kN. Der projektierte spezifische Impuls von 2700 m/s konnte nicht erreicht werden. Er weist einen von 2638 m/s auf.

Die Ladung aus 16% Aluminiumpulver, 69.6% Ammoniumperchlorat und 12.04% HTPB (Hydroxiterminiertes Polybutadien, plus 1.96% Binder und 0.4% Eisenoxid als Katalysator) brennt mit einer Geschwindigkeit von 0.935 mm/sec von Innen nach Außen. Die Mischung wurde im Laufe der Zeit verbessert und bestand beim Erstflug aus 70% Ammoniumperchlorat, 17% Aluminium und 11% Polybutadien-Acrylsäure-Acrylnitril mit 2.5% Binder und 0.17% Eisenoxid.(PBAA als Binder anstatt HTPB).

Der Schubvektor ist erstmals bei Feststoffantrieben durch schwenkbare Düsen lenkbar. Die Düsen können um 7 Grad (neuere Booster sogar 8 Grad) geschwenkt werden. Dazu gibt es Hydraulikantriebe an Bord, die 11 kg Hydrazin/sec aus einem Drucktank katalytisch zersetzen und damit eine Turbine mit 72000 Umdrehungen antreiben. Die Düsen haben einen minimalen Durchmesser von 137 cm und müssen Temperaturen von bis zu 3200 Grad Celsius aushalten. Das Entspannungsverhältnis beträgt 7:79. Die Düse verengt sich bis auf 137 cm. Der spezifische Impuls im Vakuum liegt bei 2629 m/s.

Nach 2 Minuten sind sie ausgebrannt und werden abgetrennt. Dies machen 4 kleine Feststoffraketen mit jeweils 22.3 kN Schub und 79 cm Länge bei 33 cm Durchmesser. Das Abtrennungskommando ist erst scharf geschaltet wenn der Schub jedes SRB auf mindestens 45.4 kN gefallen ist. Während der folgenden 4 Sekunden hält der Orbiter seine räumliche Lage in der Gierachse und der Schub fällt auf etwa 30 kN pro Booster. Die Abtrennungsraketen brennen 1.02 Sekunden um die Booster von dem Tank wegzubringen, die eigentliche Abtrennung erfolgt innerhalb von 0.03 Sekunden. Der Orbiter hält während dieser Zeit einen Winkel von 30 Grad zur Erdoberfläche konstant ein.

Dies findet bei einer typischen Shuttle Mission 122 Sekunden nach dem Abheben in 42.67-45 km Höhe ein. Durch ihre Geschwindigkeit bei der Abtrennung steigen die SRB noch auf 61-67 km Höhe und wassern dann. Sie werden (abhängig vom der konkreten Mission) 235-280 Kilometer vor der Küste nach einer weichen Fallschirmlandung aus dem Wasser gefischt. Die nominelle Landezone liegt bei 260 km Entfernung vom Startort. Die Abtrennung erfolgt bei einer Geschwindigkeit von 1390 m/s. In 4880 m Höhe wird der Nasenkegel abgetrennt. In 4700 m Höhe öffnen sich Pilotfallschirme von 3.41 m Durchmesser und in 2700 m Höhe öffnen sich drei Stabilisierungsfallschirme, gefolgt von den drei Hauptfallschirmen in 2000 m Höhe, die in 1000 m Höhe voll entfaltet sind. Jeder Hauptfallschirm hat 41.4 m Durchmesser. Die Booster treffen mit 94 km/h auf dem Wasser auf. Die Stabilisierungsfallschirme haben 16.5 m Durchmesser und wiegen 515 kg.. Die Hauptfallschirme wurden während des Einsatzes von 35 m auf 41.4 m Durchmesser vergrößert. Das Gewicht stieg dabei von 772 kg auf 961 kg. Neue leichtgewichtige Materialien sollen es bei zukünftigen Fallschirmen auf 345 kg reduzieren. Dafür erfolgt die Entfaltung heute in 4880 m Höhe anstatt anfangs in 5800 m Höhe. Die Landeellipse, d.h. das Gebiet in dem die SRB mit 99% Wahrscheinlichkeit landen, hat Abmessungen von 14.44 km × 9.63 km.

SRB BergungVor der Landung müssen die Düsenendstücke und die Verkleidungen aus aerodynamischen Gründen abgesprengt werden. Sie gehen bei jeder Mission verloren. Das Bergungsschiff führt nach der Wasserung einen Pfropfen in die Restdüse ein und pumpt das eingelaufene Wasser aus. Danach werden die Booster zum Startplatz zurückgeschleppt. Der geborgene Teil der Booster ist noch 38.5 von 45.6 m lang.

Die Verwendung der Feststofftriebwerken war ein entscheidender Faktor, der für eine preiswerte Entwicklung des Systems sorgte. Jede Hülse inklusive ihrer Subsysteme kann maximal 20 mal wieder verwendet werden. Das gleiche gilt für die Elektronik. Verloren bei jeder Mission sind die Fallschirme, Düsenendstück, der Nasenkonus und die Batterie.

Es war eine Reduktion der Leermasse geplant indem das schwere Material Stahl zumindest teilweise durch Kohlefaserverbundwerkstoffe ersetzt werden sollte (Filament Wound Cases - FWC). Ursprünglich für den Starts der Raumfähren von Vandenberg aus geplant wurde nach der Explosion der Challenger die Entwicklung eingestellt. Die anders konstruierten Verbindungen zwischen den Boostern mit doppelten Dichtungen wurde aber für die Verbindung der SRB übernommen.

Die Feststofftriebwerke waren sehr konservativ ausgelegt, gleichzeitig ein preiswertes System. Es gab daher zahlreiche Bestrebungen die Leistung zu steigern. Anfang der neunziger Jahre entwickelte die NASA die ASRB. 1989 bekam Aerojet noch einen Entwicklungsauftrag über 1,2 Milliarden Dollar und den Bau von 12 Testmustern. Nach dem Verlust der Challenger wollte die NASA den Lieferanten wechseln. Dem sollte sich ein Produktionsauftrag über 1 Milliarde Dollar für 88 Exemplare anschließen. Die ASRB wurden noch im Prototypstadium eingestellt. Die genauen technischen Daten sind daher bis heute nicht bekannt. Sie sollen jedoch schubstärker sein und eine um 13.500 Pfund höhere Nutzlast (6.100 kg) ermöglichen.

Vor dem Verlust der Columbia arbeitete die NASA an einem kleineren Upgrade auf 5-Segment Boostern, von denen auch schon einer getestet wurde. Die Verlängerung um ein Segment hätte die Nutzlast zur ISS um 9.100 kg erhöht, also rund 50%. Ebenso wurden Booster untersucht die mit Flügeln zum Startplatz zurückkehren sollten. Die 5-Segment SRB waren dann für die Ares I vorgesehen (ursprünglich auch für die Ares V, wurden dort aber durch 5,5-Segment SRB ersetzt).

Auch Thiokol arbeitet an Upgrades, wenn auch in geringerem Maße. So sollte eine modernere Bindermischung aus HTPB den Energiegehalt des Treibstoffs erhöhen und damit auch die Nutzlast.

Die Ursache des Challenger Verlustes

Als man die Feststoffbooster entwickelte übernahm man im wesentlichen das Design der Titan 3C Booster, allerdings mit Anpassungen, da die Shuttle Booster zweieinhalb mal schwerer sind.

Jedes Feststofftriebwerk besteht aus 5 Segmenten, die untereinander verbunden sind. Jedes Segment besteht aus Walzstahlmänteln von 18 mm Wandstärke. Der Rand des oberen Segmentes passt in eine Tasche des unteren Segmentes und wird mit 177 Stahl-Nieten, einem Metallband und Kork-Isolierung fixiert. Innerhalb der Nahtstelle liegen zwei O-Ringe in den gefrästen Rillen. Sie bestehen aus dem elastischen Werkstoff Viton und haben einen Durchmesser von 63 mm. Sie dichten die Verbindungsstelle gegen die heißen Gase im inneren ab. Eine Isolationsschicht aus Asbest-Zink-Chromat schützt die Nahtstelle zusätzlich vor den heißen Gasen. Die Gummiringe (ein primärer und dahinter zur Sicherheit ein zweiter) haben auch noch eine zweite Funktion: Sie halten die Segmente auf Abstand. So reibt sich nicht Metall direkt auf Metall. Wird der Booster gezündet so drücken die Gase die beiden Segmentgrenzen aufeinander. Die Gummis werden verformt und in der Länge gedehnt und die Lücke zwischen beiden Segmenten verschwindet. Bei der Challenger waren die Ringe durch die kalten Außentemperaturen nicht mehr elastisch genug um schnell genug nachzugeben, so dass schon beim Start heiße Gase einen der Ringe zerstörten und den Folgenden dann während des Fluges.

GummiringfehlerDas Problem war bekannt. Es gab schon vorher Probleme mit den Ringen. Wie die Abbildung links verdeutlicht gab es eine Häufung bei tiefen Temperaturen. Der bisher am problematischste Flug war der von STS-51C bei dem beide Ringe - primärer und sekundärer beschädigt waren und gerade bei diesem lag auch die tiefste Temperatur von 11 °C (50°F) vor.

Der Untersuchungsbericht sprach von einem Designfehler bei den Verbindungen der über Jahre nicht erkannt wurde. Das dies so war lag vornehmlich daran, dass die bisherigen Umgebungsbedingungen günstig waren. Die Verbindungen der Booster mussten völlig neu gestaltet werden. Wenige Monate nach dem Verlust der Columbia explodierte auch eine Titan 3C kurz nach dem Start aufgrund eines Lecks an den Verbindungstellen. Die SRB Verbindungsstellen basieren im wesentlichen auf dem Design der Titan 3C Booster.

Es gab Überlegungen die jeweils 580 Tonnen schweren Feststoff Raketen durch andere Raketen zu ersetzen um die Nutzlast zu steigern. Diese wurden jedoch alle als zu teuer aufgegeben. Man hätte dazu Triebwerke von der Leistung eines F-1 gebraucht.

Beim zweiten Shuttle Flug gingen die Booster verloren, als sich die Fallschirme nicht öffneten. Die NASA gab den Wert damals mit 36 Millionen USD pro Paar. Ein im Jahre 2002 geschlossener Wartungsvertrag mit Thiokol über 6.5 Jahre umfasste 70 Booster Befüllung für 35 Starts und hatte einen Kontraktwert von 2.4 Milliarden USD, also 68.6 Millionen USD pro Start. Damit kosten die SRB Booster erheblich mehr als vergleichbare Systeme. Untersuchungen ergaben dass man mit einem Mehrgewicht von 13400 kg für Flügel und ein Landegestell die SRB in einem Gleitflug auch zurück zum Startplatz führen und dort landen könnte. Es kam jedoch zu keiner Umsetzung dieses Projektes. Genauso scheiterte das Bestreben die Metallhüllen durch ein Gehäuse aus aufgewickelten Glasfasergewebe zu ersetzen. Das hätte eine drastische Gewichtsreduktion ermöglicht und die Nutzlast um 2.6 t erhöht. Die folgende Tabelle enthält die Daten der SRB bei dem Erststart, wie auch nach den durch den Verlust von Challenger und Columbia nötigen Änderungen

SRB

Projektiert Erststart STS-26 STS-114
Startmasse 583600 kg 589675 kg 589670 kg 589680 kg
Leermasse 81900 87550 kg 86163 kg 87091 kg
Startschub 11800 kN 11790 kN 11900 kN 11900 kN
Länge 45.46 m 45.60 m 45.60 m 45.60 cm
Durchmesser 3.71 3.71 m 3.71 m 3.71 m
Spez. Impuls 2700 m/s 2638 m/s 2638 m/s 2638 m/s

Oberstufen

Da der Space Shuttle also am besten nur eine sehr niedrige Erdumlaufbahn erreichen sollte um möglichst viel Nutzlast zu befördern gab es schon frühzeitig Ideen wie man Nutzlasten preiswert in höhere Umlaufbahnen bringt.

Die erste Lösung die angestrebt wurde, war ein Schlepper, der so genannte Space Tug. Dieser hätte von einer niedrigen Umlaufbahn in eine höhere gependelt wäre und auch Satelliten zur Reparatur in eine niedrige Umlaufbahn befördert hätte. Der Space Shuttle hätte ihn in der niedrigen Erdumlaufbahn aufgetankt. Das auch als TRS (Teleoperator Retrieval System) wurde zuerst entwickelt um Skylab zu retten indem es an dieses andockt und die Bahn anhebt. Danach wäre es auch für andere Nutzlasten zur Verfügung gestanden. Das System war modular aufgebaut und bestand aus einem zentralen Triebwerksblock und bis zu 4 Treibstoffbehältern mit Hydrazin. Man hätte nur diese gegen neue, gefüllte auswechseln müssen. Auch das Militär sah den Nutzen des TRS: Er hätte es ermöglicht einen Aufklärungssatelliten zu bergen und gleichzeitig einen neuen in die Bahn zu befördern. Damals arbeiteten die Aufklärungssatelliten noch mit Filmkapseln die sobald erschöpft den Aufklärungssatelliten wertlos machten.

Doch Skylab stürzte früher ab als geplant und die Erfindung des CCD machte Filmkapseln an Bord von Aufklärungssatelliten überflüssig, Das TRS wurde daher schon 1978 eingestellt.

Doch wie bekam man dann Satelliten in eine höhere Umlaufbahn. Es gab dazu mehrere Ideen. Zum einen die Anpassung bestehender Stufen wie der Agena, Transtage und Centaur. Die Air Force entschied sich jedoch gegen diese und für eine neue Lösung. Zuerst sollte eine Oberstufe mit festen Treibstoff als Zwischenlösung Satelliten in die geostationäre Umlaufbahn befördern. Dies ist die Oberstufe IUS Internal Upper Stage. Zuerst hieß sie noch "Interim Upper Stage" weil sie als Zwischenlösung gedacht war bis eine Lösung wie der Space Tug zur Verfügung stand. Die IUS war als Feststoffstufe zwar sicherer als angepassten alten Stufen, doch war auch ihre Nutzlast beschränkt. Zudem war sie recht teuer weil sie versuchte die guten Eigenschaften einer flüssig angetriebenen Stufe (sehr hohe Genauigkeit beim Einschuss, Dreiachsenstabilisierung) mit einer Feststoffrakete zu verwirklichen.

Die NASA hatte zuerst kein Geld für neue Stufen und nutzte daher die IUS auch. Später sollte diese durch die mehr als doppelt so leistungsfähige Centaur abgelöst werden. Diese Oberstufe wurde seit 1961 schon auf den Saturn 1, Atlas und Titan Trägerraketen eingesetzt. Für den Einsatz im Space Shuttle wurde eine spezielle Version der Centaur mit verkürzter Länge und verbreiteten Tanks entwickelt. Sie wurde von 1982 bis 1985 entwickelt, als die NASA wieder mehr Geld zur Verfügung hatte. Gegenüber der IUS konnte sie mehr als die doppelte Nutzlast transportieren. Vor dem ersten Einsatz kam es aber zur Challenger Katastrophe und man verbot den Einsatz aufgrund der Explosionsgefahr des Treibstoffes.

Für den Fall das ein Satellit nur einen Teil der Nutzlastmasse des Orbiters ausmacht, wurden spezielle Oberstufen für Nutzlasten der Delta 3920 oder Atlas-Centaur Rakete entwickelt. Diese als PAM-D und PAM-A bezeichneten Oberstufen kamen jedoch nur in der Delta Version zum Einsatz. Die PAM-D war eine Feststoffoberstufe die in ihrer Größe so ausgelegt war, dass sie eine Nutzlast einer Delta von einem niedrigen Orbit in den geostationären Orbit befördern konnte.

Später dachte man noch daran, anstatt der Centaur eine Oberstufe mit lagerfähigen flüssigen Treibstoffen einzusetzen, aber auch dazu fehlt das Geld. Heute transportiert der Space Shuttle keine Satelliten in höhere Umlaufbahnen mehr.

PAM-D IUS Centaur G TRS
Zweck Transport
in GTO Orbit
Transport
in GEO Orbit
Transport von
Satelliten und Planetensonden
Transport und Bergung von Satelliten
in niederen Umlaufbahnen
Startmasse 2141 kg 14760 kg 23655 kg 3850 kg
Leermasse 232 kg 2302 kg 2970 kg 1000 kg
Schub 67.1 kN 185.1 + 78.1 kN 146.4 kN 3.8 kN
Brennzeit 88 s 152+103 s 617 s 1620 s
max. pro Flug 4 1 1 1
Treibstoff fest fest LOX/LH2 Hydrazin
Nutzlast 1200 kg 2270 kg 6350 kg 10000 kg
in 200 x 36000 km Orbit 36000 km Orbit 36000 km Orbit von 200 in 750 km Orbit

Geplantes und Gestrichenes

Ein grundsätzliches Problem am Space Shuttle als System ist dass man ohne größere Investitionen nicht die Nutzlast steigern kann. Als der Shuttle geplant wurde und die Trockenmasse immer weiter anstieg überlegt man wie man die Nutzlast steigern könnte um wieder auf die Sollnutzlast oder sogar darüber hinaus zu kommen.

Ein Vorschlag war die Treibstoffe in den Tanks zu unterkühlen, um mehr Treibstoffe mitzuführen, obwohl einfach zu verwirklichen kam es nie dazu.

Als die US Air Force noch mit den Space Shuttles in einem Flug einen Spionagesatelliten aussetzen und einen anderen bergen wollte brauchte man eine Nutzlast von 33.57 t. Für diese Nutzlast wollte man die Feststoffraketen durch zwei kleinere von 15 m Länge und 3 m Durchmesser und 90 t Gewicht pro Stück ergänzen. Diese hätten jeweils einen Schub von 4460 kN gehabt und wären nicht wieder verwendbar gewesen. Doch es fehlten die 500 Millionen USD für die Entwicklung. Diese Lösung hätte 4.870 kg zusätzliche Nutzlast eingebracht.

Das gleiche galt für einen entsprechenden Vorschlag der flüssige Treibstoffe nutzt. Dazu hätte man die Triebwerke der Titan 3 Erststufe (LR87-AJ11, 1930 kN Bodenschub) mit 4 Tanks mit 159 t Treibstoff unter dem Treibstofftank angebracht. Das Packet wäre nach 5 Sekunden gezündet worden (um den Startturm nicht zu beschädigen) und hätte 200 Sekunden lang gebrannt. Die Startmasse hätte sich um 180 t erhöht, die Nutzlast um 5.500 kg. Auch für dieses LBM (Liquid Booster Module) fehlten die Entwicklungskosten von 400 Millionen USD. Ein Start hätte 15 Millionen USD mehr gekostet, bei Wiederverwendung der Triebwerke 6 Millionen USD.

Es gab ebenfalls den Plan die Metallhülsen der Feststoffbooster durch Hülsen aus glasfaserverstärkten Kunststoffen mit einer Ablationsschutzschicht zu ersetzen. Dies hätte die Leermasse der Booster um 29.5 t erniedrigt und dadurch die Nutzlast um 2700 kg erhöht. Auch dazu kam es nie. Die meisten Forderungen nach Schubverstärkungen gab es seitens der Air Force von der alle obigen Vorschläge stammten, als ab 1978 klar wurde, dass bei Starts von Vandenberg aus die Orbiter Discovery und Atlantis maximal 10.88 t in eine Polarbahn befördern können. Die Air Force bestand aber auf einer Nutzlastkapazität von 14500 kg die sie für ihre KH-12 Satelliten brauchte. Später orderte die Air Force für den Start dieser die Titan 34 und 4 Raketen.

Die verschiedenen Oberstufen die mit dem Space Shuttle fliegen sollten und es nie taten wurden schon im oberen Kapitel angesprochen. In der Summe fliegt der Space Shuttle heute noch so wie er vor 25 Jahren seinen Erstflug antrat. Zwar ist das Space Shuttle seitdem modernisiert worden und die Sicherheit gesteigert. Doch es blieben auch mögliche Weiterentwicklungen auf der Strecke.

Bücher vom Autor

Es gibt von mir vier Bücher zum Thema bemannte Raumfahrt. Alle Bücher beschäftigen vor allem mit der Technik, die Missionen kommen nicht zu kurz, stehen aber nicht wie bei anderen Büchern über bemannte Raumfahrt im Vordergrund.

Mein erstes Buch, Das Gemini Programm: Technik und Geschichte gibt es mittlerweile in der dritten, erweiterten Auflage. "erweitert" bezieht sich auf die erste Auflage die nur 68 Seiten stark war. Trotzdem ist mit 128 Seiten die dritte Auflage immer noch kompakt. Sie enthält trotzdem das wichtigste über das Programm, eine Kurzbeschreibung aller Missionen und einen Ausblick auf die Pläne mit Gemini Raumschiffen den Mond zu umrunden und für eine militärische Nutzung im Rahmen des "Blue Gemini" und MOL Programms. Es ist für alle zu empfehlen die sich kurz und kompakt über dieses heute weitgehend verdrängte Programm informieren wollen.

Mein zweites Buch, Das ATV und die Versorgung der ISS: Die Versorgungssysteme der Raumstation, das ebenfalls in einer aktualisierten und erweiterten Auflage erschienen ist, beschäftigt sich mit einem sehr speziellen Thema: Der Versorgung des Raumstation, besonders mit dem europäischen Beitrag dem ATV. Dieser Transporter ist nicht nur das größte jemals in Europa gebaute Raumschiff (und der leistungsfähigste Versorger der ISS), es ist auch ein technisch anspruchsvolles und das vielseitigste Transportfahrzeug. Darüber hinaus werden die anderen Versorgungsschiffe (Space Shuttle/MPLM, Sojus, Progress, HTV, Cygnus und Dragon besprochen. Die erfolgreiche Mission des ersten ATV wird nochmals lebendig und ein Ausblick auf die folgenden wird gegeben. Den Abschluss bildet ein Kapitel über Ausbaupläne und Möglichkeiten des Raumfrachters bis hin zu einem eigenständigen Zugang zum Weltraum.

Das Buch Die ISS: Geschichte und Technik der Internationalen Raumstation ist eine kompakte Einführung in die ISS. Es wird sowohl die Geschichte der Raumstation wie auch die einzelnen Module besprochen. Wie der Titel verrät liegt das Hauptaugenmerk auf der Technik. Die Funktion jedes Moduls wird erläutert. Zahlreiche Tabellen nehmen die technischen Daten auf. Besonderes Augenmerk liegt auf den Problemen bei den Aufbau der ISS. Den ausufernden Kosten, den Folgen der Columbia Katastrophe und der Einstellungsbeschluss unter der Präsidentschaft von George W. Bush. Angerissen werden die vorhandenen und geplanten Transportsysteme und die Forschung an Bord der Station.

Durch die Beschränkung auf den Technischen und geschichtlichen Aspekt ist ein Buch entstanden, das kompakt und trotzdem kompetent über die ISS informiert und einen preiswerten Einstieg in die Materie. Zusammen mit dem Buch über das ATV gewinnt der Leser einen guten Überblick über die heutige Situation der ISS vor allem im Hinblick auf die noch offene Versorgungsproblematik.

Das bisher letzte Buch Skylab: Amerikas einzige Raumstation ist mein bisher umfangreichstes im Themenbereich bemannte Raumfahrt. Die Raumstation wurde als einziges vieler ambitioniertes Apollonachfolgeprojekte umgesetzt. Beschrieben wird im Detail ihre Projektgeschichte, den Aufbau der Module und die durchgeführten Experimente. Die Missionen und die Dramatik der Rettung werden nochmals lebendig, genauso wie die Bemühungen die Raumstation Ende der siebziger Jahre vor dem Verglühen zu bewahren und die Bestrebungen sie nicht über Land niedergehen zu lasen. Abgerundet wird das Buch mit den Plänen für das zweite Flugexemplar Skylab B und ein Vergleich mit der Architektur der ISS.

Mehr über diese und andere Bücher von mir zum Thema Raumfahrt finden sie auf der Website Raumfahrtbücher.de. Dort werden sie auch über Neuerscheinungen informiert


© des Textes: Bernd Leitenberger. Jede Veröffentlichung dieses Textes im Ganzen oder in Auszügen darf nur mit Zustimmung des Urhebers erfolgen.
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