So, nun als Abschluss des 110 Kbyte großen Aufsatzes über die SSME die Pläne die SSME woanders zu verwenden und natürlich die technsichen Daten. Morgen geehts dann weiter mit einem anderen Thema und vergesszt mir nicht das Musikrätsel.
Die SSME waren die leistungsfähigsten je gebauten US-Triebwerke. Sie waren wegen der hohen Anforderungen sowohl an Sicherheit, wie auch an Leistung sehr teuer. 1988 kostete ein Triebwerk so viel wie eine Delta Rakete, rund 33 Millionen Dollar. 1993 wurde ein Preis von 40 Millionen Dollar angegeben, die letzten Einsatzexemplare kosteten nach der NASA 50 Millionen Dollar. Das ist recht viel, auch wenn die Kosten inflationskorrigiert leicht gesunken sind (die 50 Millionen Dollar bei der Ausmusterung entsprechen 29 Millionen im Jahr 1988). Ein neues Triebwerk, das nicht so sehr auf Leistung optimiert ist und nicht eine so lange Lebensdauer hat wie das RS-68 ist daher trotz 50% mehr Schub deutlich billiger und wurde daher von der NASA bei der Ares V vorgezogen. Aufgrund der Kosten war ihr Einsatz in anderen Projekten nur bedingt sinnvoll.
Der erste projektierte Einsatz war im Shuttle-C, dem Carrier Shuttle. In den ausgehenden Achtziger Jahren, als das US-Militär auf Weisung von Präsident Reagan an dem Raketenabwehrsystem SDI arbeitete (populärer als „Star-Wars“ bekannt) studierte die NASA einen unbemannten Shuttle. Er sollte als Schwerlasttransporter die vielen Weltraumwaffen wie Partikel- und Laserkanonen transportieren. Es gab verschiedene Konzepte. Die einfachsten hätten praktisch ein Shuttle verwendet, bei dem man alle Systeme für die Mannschaft ausgebaut hätte. Es wäre auch wie ein Shuttle gelandet. Diese hatten eine Nutzlast von 38 bis 45 t. Konzepte die auf die Flügel verzichteten und teilweise auch den Nutzlastraum durch eine einfache Nutzlasthülle ersetzten hätten eine erheblich höhere Nutzlast aufgewiesen. Dieser Shuttle wäre nicht wiederverwendbar gewesen. Auch dachte man an weniger (zwei) oder mehr (vier) Triebwerke. Mit der Einstellung von SDI, Anfang der Neunziger verschwanden alle diese Konzepte in der Schublade.
Im Constellation Programm waren die SSME zuerst als Antrieb der zweiten Stufe der Ares I wie auch der der Zentralstufe der Ares V vorgesehen. Für den ersten Zweck war nachteilig, dass sie nicht für eine Zündung im Flug qualifiziert waren. Die NASA befand, das die Anpassung des J-2S, das Ende der sechziger Jahre getestet wurde, einfacher war als die des SSME und ersetzte es in der Ares I. Bei der Ares V war der Preis, der zu hoch war. Fünf RS-68B sollten erheblich weniger kosten (pro Stück 20 anstatt 50-60 Millionen Dollar). Allerdings musste die Stufe nun erheblich größer werden, weil dieses Triebwerk den Treibstoff weitaus weniger gut ausnutzt.
Für die SLS sind derzeit wieder die SSME als Antrieb geplant. Vier werden als Antrieb benötigt. Die 16 noch vorhandenen Triebwerke reichen für vier Flüge, dann müssen neue gebaut werden. Die ausgestellten Space Shuttles haben nur Attrappen. Die Originaltriebwerke wurden in eine Langzeitlagerung überführt. Warum nun die NASA wieder eine Kehrtwende macht, nachdem sie für die Ares V schon die RS-68B selektiert hatte (die allerdings auch erst aus dem RS-68 entwickelt werden sollten) kann man spekulieren. Vielleicht weil die SLS weniger Triebwerke einsetzen soll als die Ares V (vier SSME bei der SLS, fünf ursprünglich bei der Ares V, schließlich reichte auch deren Schub nicht aus, weshalb man auf die RS-68 umschwenkte). Die persönliche Meinung des Autors ist es aber, das bei dem derzeitigen per Gesetz eingefrorenem NASA Budget (=real sinkend weil es Inflation gibt) und der Tatsache das das Constellation Programm ehe es richtig begonnen hatte eingestellt wurde, die NASA erst mal eine Lösung sucht die einige Flüge erlaubt ohne viel zu kosten. 4 Starts kann man mit den vorhandenen Treibwerken machen, da nur einer alle zwei Jahre stattfinden soll, reicht das mindestens bis 2023. Bis dahin ist entweder die SLS eingestellt oder eine ordentliche Finanzierung vorhanden.
Technische Daten
Neben den Haupttriebwerken sind im Heck noch Unterstützungssysteme untergebracht die den Treibstoff in die Triebwerke befördern, Ventile betätigen oder Druck aufbauen
| System | Masse |
|---|---|
| LH2 Subsystem: Leitungen, Dump | 1.293 kg |
| LOX System: Leitungen, Dump, | 1.111 kg |
| GH2 System: Vor dem Start Druckbeaufschlagung, Ventile | 46 kg |
| GOX System: Vor dem Start Druckbeaufschlagung, Ventile | 45 kg |
| GH2 System: Vor dem Start, beim Start und Shutdown spülen der Preburner, pneumatische Betätigung von Ventilen, Betätigung von Aktoren. Beim Wiedereintritt Spülen und Druckbeaufschlagung aller Leitungen zu den Triebwerken sowie anderer Orbitersysteme | 884 kg |
| GN2 System: Vor dem Start Spülen der LOX Leitungen | 7 kg |
| Verschiedenes: Sensoren die Entleerung des ET signalisieren, Druckbeaufschlagungsregler und Steuerung der Ventile, Hitzeschutzschild für die SSME etc. | 306 kg |
| Gesamt: Unterstützungssysteme | 3.684 kg |
Die Zuverlässigkeit der Triebwerke wurde im Laufe der Zeit enorm gesteigert. Bei der Einstufung des Risikos waren sie anfangs zu 48,4% an einem katastrophalen Ereignis beteiligt. Bei der letzten Generation war nicht nur das Gesamtrisiko des Space Shuttles eines Ausfalls auf rechnerisch 1/568 gesunken, die Triebwerke machten auch nur noch 26,3% dieses Risikos aus.
| Originaltriebwerke | Zuverlässigkeit | Anzahl Triebwerke | Einsatz | Flüge |
|---|---|---|---|---|
| Original | 3 | STS 1 bis 5 | 15 | |
| Phase I | 1/100 bis 1/200 | 10 | STS 6 bis 25 | 60 |
| Phase II | 1/404 | 19 | STS-26 bis STS-93 | 171 |
| Block I | 1/608 | 7 | STS-70 bis STS-88 | 27 |
| Block IIA | 1/999 | 12 | STS-89 bis STS-109 | 49 |
| Block II | 1/1283 | 20 | STS-104 bis STS 135 | 72 |
| Block II / AHMS | 1/2123 | 4 | STS-117 bis STS-133 | 18 |
Es gibt nicht das SSME. Bedingt durch die Änderungen an den Triebwerken wird man je nach Zeitpunkt unterschiedliche Daten finden. Ich habe hier soweit möglich die Daten der ersten Fluggeneration (STS-1) mit denen der letzten Exemplare gegenübergestellt.
| SSME | letztes Exemplar | 1981 |
|---|---|---|
| Höhe: | 4,30 m | |
| Maximaler Durchmesser: | 2,30 m | |
| Gewicht: | 3.514 kg | Zielwert: 2.857 kg, tatsächlich 3.175 kg |
| Schub 100% Level | 1.770 kN / 2188,2 kN (Vakuum) | 1822 / 2090 kN (Vakuum) |
| Schub 104% Level / 109% Level | 2182,5 / 2325,1 kN | / 2279 kN |
| Regelbereich: | 67 – 109% (1.415 – 2.298 kN) | 65 – 100% |
| Brennkammer: | Brennkammerdruck: 206,4 bar Injektordurchmesser: 45,1 cm Anzahl der Röhren: 600 + 42 Kühlröhren Flussrate LOX: 380 kg (104,5% Level) Flussrate Heißgas: 122 kg (104,5% Level) Flussrate Kühlmittel: 12,6 kg(104,5% Level) Kühlröhren: 430 Fläche Düsenhals: 600 cm² |
Brennkammerdruck: 220 bar |
| Düse: | Länge 307 cm Außdendurchmesser: 236 cm Flächenverhältnis Start: 4,5 zu 1 Flächenverhältnis Düsenende: 69 Röhren: 1082 |
Flächenverhältnis: 77,5 |
| spezifischer Impuls (Vakuum) | 4433 m/s | 4447 m/s (4480 m/s geplant) |
| Verbrennungstemperatur: | 3.315 °C Brennkammer, 760°C Vorbrenner |
|
| Mischungsverhältnis: | 6,03 (LOX/LH2) | |
| Vorbrenner: | 26,5 x 11,1 cm. Anzahl der Injektoren: je 132 für LOX und LH2 Arbeitsdruck: 384 bar Verbrennungstemperatur: 1048 °C Mischungsverhältnis 0,99 (LOX/LH2) Flussrate: 39,1 kg/s |
|
| LOX Turbopumpe: | Förderleistung: 440 kg/s 2 Turbopumpen LPOTP / HPOTP |
|
| LPOTP: | Eingangsdruck 7 bar Ausgangsdruck: 29,7 bar Drehzahl: 5.155 U/min |
Eingangsdruck 6,9 bar Ausgangsdruck 27,6 bar Drehzahl 5.000 U/min Flussrate: 40,5 kg |
| HPOTP: | Eingangsdruck: 302 bar Ausgangsdruck: 521 bar Drehzahl 28.120 U/min Leistung: 25.000 PS |
Eingangsdruck: 287,7 bar Ausgangsdruck: 502 bar Drehzahl 28.350 U/min Leistung: 23.950 PS Flussrate: 405 kg Gewicht: 260 kg |
| LH2 Turbopumpe 2 Turbopumpen (LPFTP und HPFTP) |
Förderleistung: 74 kg/s | Förderleistung 81,6 kg/s |
| LPFTP | Eingangsdruck 2,1 bar Ausgangsdruck 19,4 bar Drehzahl: 16,865 U/min |
Eingangsdruck 2,06 bar Ausgangsdruck 17,2 bar Drehzahl: 15.000 U/min |
| HPFTP | Eingangsdruck 19,4 bar Ausgangsdruck 458 bar Drehzahl: 35,360 U/min Leistung: 69.000 PS |
Ausgangsdruck 414 bar Drehzahl: 34.300 U/min Leistung 61.400 PS(100%) Flussrate 63,6 kg (Turbopumpe) und 72,1 kg (Turbine) Temperatur: 979 °C (100%) Gewicht: 351 kg |
Quellen:
Quellen: NASA-TP-1932 19820003911: Space Shuttle Main Engine Controller
Space Shuttle Main Engine – The Relentless Pursuit of Improvement
Space Shuttle Main Engine – Thirty Years Of Innovation
NASA N91-28270: SPACE SHUTTLE MAIN ENGINE CERTIFICATION FOR MANNED SPACE FLIGHT
SHUTTLE PROPULSION OVERVIEW – THE DESIGN CHALLENGES
Space Shuttle Technical Conference Part 2
Space shuttle Main Engine: Certification for Manned Space Flight
R.A. Heppenheimer: The development of the Space shuttle 1972 bis 1981
Boeing: Space Shuttle Main Engine Orientation
