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Die Space Shuttle Haupttriebwerke (Space Shuttle Main Engines (SSME) waren die leistungsfähigsten, die in den USA jemals entwickelt wurden und sind nach dem Einstellen des Energija Programmes auch die weltweit leistungsfähigsten. Ihre Entwicklung war außerordentlich schwierig und sie wurden während der Einsatzdauer des Space Shuttles laufend weiter verbessert. Sie wurden bis in jüngste Zeit für weitere Projekte vorgeschlagen und sollen die SLS antreiben.
Da es sich einerseits um die komplexesten Triebwerke handelt. Andererseits die Entwicklungsgeschichte sehr gut dokumentiert ist und die Triebwerke dann auch noch über dreißig Jahre weiterentwickelt wurden habe ich vier einzelne Aufsätze verfasst:
Sehr bald kamen beim Testprogramm Rückschläge vor. Der erste war am 12.3.1976. Ein Triebwerk sollte 65 s laufen, dabei 1 Sekunde lang 65% Schub erreichen. Dieses Level wurde auch erreicht, aber
das Triebwerk wurde durch den Controller 20 s zu früh abgeschaltet. Er hatte einen Anstieg der Temperaturen in der Wasserstoffturbopumpe beobachtet und als sie 200° Fahrenheit über der Spezifikation
waren, überschritten sie die rote Linie und er schaltete das Triebwerk ab. Positiv war, dass die Regelung durch den Controller auch in solchen Situationen funktionierte, doch er zeigte auch, das die
Turbopumpe überarbeitet werden musste.
Es zeigte sich ein Phänomen, das als untersynchroner Wirbel bekannt ist. Es führte dazu, das der Rotor mit den Turbinenblättern sich nicht nur in der Drehachse drehte, sondern diese auch langsam rotierte. Die Turbinenblätter schrammten an das Gehäuse und wurden abgerieben. Heißes Gas konnte nun an ihnen vorbeiströmen. Gleichzeitig übte er Kräfte auf die Lager aus und schädigte diese auch. Das Phänomen ist in der Fluidmechanik nicht unbekannt und so untersuchte man andere Triebwerktests, in denen es auftrat und was man dagegen machte. Vier Fälle konnte man identifizieren: beim J-2, zwei Projekten der Atomenergiebehörde und einem experimentellen Triebwerk mit 350.000 Pfund Schub. Man verstärkte die Lager und versteifte den Schaft, während man die Drehzahlen bei Tests von 18.000 auf 37.000 U/min verdoppelte, doch das Phänomen verschwand nicht. Nach wie vor neigte die Turbopumpe zum Überhitzen. Eine verstärkte Instrumentierung zeigte, woran es lag. Die Turbine erhielt ihr Gas vom Vorbrenner. das war sehr heiß und hätte die Turbine überhitzt. Daher wurde ein Strom flüssiger Wasserstoff durch das innere des Schafts geleitet, um ihn zu kühlen. Doch genau diese Kühlung war zu gering. Es bildete sich durch das Erwärmen des Wasserstoffs durch das umgebende heiße Gas ein Wirbel, der den Fluss verringerte. Die Lösung war einfach: eine Blende von nur wenigen Millimetern Breite bildete ein Hindernis, das eine turbulente Strömung an dieser Stelle erzeugte und somit das Ausbilden eines stabilen Wirbels verhinderte. Das Phänomen des "subsynchronen Wirbels" war das größte, das bei der Entwicklung auftrat.
Das Testprogramm verzögerte sich, weil Triebwerke schon nach kurzer Zeit abgeschaltet wurden. Die NASA reagierte darauf, indem sie im September 1976 einen zweiten Triebwerksstand im ISTB in Betrieb nahm. Trotzdem musste das Programm für diese erste Phase reduziert werden. 8000 s Komponententests der Turbopumpen waren geplant, man reduzierte dann die Anforderungen auf 2500 s. Doch erreichte man nur 2140 s. Im September 1976 war man erst bei 1100 s angekommen. Dabei war für diese Phase nur ein Betrieb bei 50% Schub vorgesehen. Es hatte auch Folgen. Durch die Explosion der Turbopumpe war dieser Teststand beschädigt. Es gab zwei, einer war für die Tests der Wasserstoffturbopumpe vorgesehen, der andere für die LOX-Turbopumpe. Nun gab es nur noch einen. Obwohl die NASA eine Reparatur wünschte, kam es nicht dazu, weil man dann während diese lief den zweiten Stand außer Betrieb nehmen müsste. Die NASA reagierte darauf, dass sie die Turbopumpe gleich am Triebwerk testeten. Das wär sicher auch eine Ursache für die zahlreichen Probleme, die es in der Folge gab. In Coca wurden die Turbopumpen mit Druckgas angetrieben, die Bedingungen waren so "milder". So brauchte die Turbopumpe bei Druckgas 8-9 s um auf volle Rotationsgeschwindigkeit zu kommen, am Triebwerk waren es 4,5 Sekunden. Fehler traten so schneller auf, aber sie waren dann auch gleich katastrophaler.
Bei den Triebwerktests wurden zusätzlich zu den 128 Messungen die der Triebwerkscontroller machte noch 250 weitere Messungen gemacht und aufgezeichnet. Pro Test gab es 3 bis 10 Objektive die erreicht werden mussten. Die Dauer variierte zwischen 1,5 s beim Triebwerksstart bis zu 800 s bei Ausdauertests.
Doch auch die Sauerstoffturbopumpe machte Probleme. Schon im Februar 1976 gab es Verzögerungen als ein Teststand in Coca ausfiel. Ein Durchflussmessgerät des Stands versagte, Teile gerieten in den Sauerstoffstrom, schlugen auf ein Ventil und lösten ein Feuer aus, Sauerstoff strömte aus, der Druck in der Turbine fiel und sie drehte durch, die Blätter lösten sich ab und zerstörten das Gehäuse. Im Nu stand der ganze Teststand in Flammen. Ein Jahr später versagte erneut eine Turbine, als sie durch das heiße Gas vom Preburner überhitzte. Sie schickte eine Flamme zur nur 60 cm entfernten Turbopumpe die flüssigen Sauerstoff transportierte - der Effekt war wie wenn man mit einem Schweißbrenner eine Gasleitung anschneidet - eine erneute Explosion war die Folge. Explosionen, bei denen Sauerstoff-Turbopumpen beschädigt werden, gelten als problematisch, weil danach wenig übrig ist das man untersuchen kann. In flüssigem Sauerstoff verbrennen auch Metalle, oder wie man in der Fachsprache sagte "aus einem "Fuel Rich" Gemisch wird ein "component-rich" Gemisch....
Eine Kommission des US-Senats durchleuchtete im Dezember 1977 das damals schon arg in Verzug gekommene Programm. Bis dahin gab es folgende Tests:
| Geräte getestet | Anzahl der Tests | Gesamt Testsekunden | |
|---|---|---|---|
| Coca 1A Sauerstoff Turbopumpe | 3 | 24 | 161 |
| Coca 1B Wasserstoff Turbopumpe | 6 | 27 | 111 |
Das Komitee befand, dass diese Zahlen bei jeder bisherigen Entwicklung mindestens um den Faktor 10 höher waren und empfahl viel mehr Tests auf Komponentenbasis. Die NASA verteidigte ihr Konzept der Tests am Triebwerk, aber man gab den Empfehlungen nach. Coca 1B wurde aufgerüstet, Coca 1A repariert, ein weiterer Teststand bei Santa Susanna in Betrieb genommen und bei der NASA wo ganze Triebwerke getestet wurden, wurde ein neuer Teststand hinzugenommen.
Die Konstruktion der Sauerstoff-Turbopumpe musste überarbeitet werden. Nicht nur dürfte die Turbine nicht versagen. Wenn es ein Versagen gab, dürfte es nicht die Turbopumpe betreffen. Bei herkömmlichen Antriebsaggregaten sitzen sie auf einem gemeinsamen Schaft in einem gemeinsamen Gehäuse. Vom gemeinsamen Gehäuse war man schon abgekommen, weil die Temperaturen bei der Turbine zu hoch waren. Was man nicht gemacht hatte, war die Trennung der Antriebswellen. Das wäre möglich gewesen, hätte aber die Konstruktion erheblich kompliziert und Verluste durch Reibung bedeutet. Rocketdyne fand aber eine andere Lösung. Der Zwischenraum zwischen den Gehäusen wurde mit Helium unter Hochdruck gefüllt. Gab es ein Leck, so verhinderte dieser Hochdruck das Eindringen des Sauerstoffs.w
Die nächste Phase sollte 100% Schub erreichen, wenn auch nur über 60 Sekunden. Im März 1977 erreichte man dieses Level bei einem Lauf über 80 s Dauer. Das war ein großer Schritt hin zur einsatzbereiten Version, auch wenn diese später über 500 s lang laufen sollte. Doch bald gab es den ersten Rückschlag. Im selben Monat gab es das erste Feuer bei einem Triebwerkstest. Ein Triebwerk sollte über die volle Betriebsdauer von 535 s laufen, allerdings beiw maximal 75% Schub. Nach 74,07 s schaltete der Triebwerkskontroller das Triebwerk ab, als er einen Abfall der Drehzahl der Sauerstoffturbopumpe feststellte. Zu diesem Zeitpunkt war diese aber schon in einem Nebel aus Rauch gehüllt und beim Abschalten fing das ganze Triebwerk Feuer. Durch die Instrumentierung konnte man die Ursache nahe einer Dichtung ausmachen. Die Dichtung bestand aus zwei Teilen, einem festen und einem beweglichen am Schaft. Es musste hier Reibung gegeben haben und Sauerstoff musste die Dichtung passiert haben. Die Lösung bestand in geringeren Fertigungstoleranzen bei den Dichtungen, sodass sie weniger aneinander rieben. Der Controller bekam engere "red lines" die nicht überschritten werden dürfen. Rocketdyne entwickelte dann eine "Interim" Lösung. Eine Dichtung mit einem Labyrinth auf der Rückseite, durch die sich Sauerstoff erst herausarbeiten musste. Diese Dichtung erweis sich als so gut, dass es beibehalten wurde.
Im August 1977 erreichte Triebwerk Nummer 2 100% über 301 Sekunden. Triebwerk Nummer 4 arbeitete 425 s lang bei 70% Schub. Doch im September schon gab es den nächsten Rückschlag. Triebwerk Nummer 4 sollte 320 s lang laufen, 133 Sekunden mit 100% Schub, dann den Rest mit 90% Schub. Zu diesem Zeitpunkt gab es in den Daten der Beschleunigungsmesser starken Vibrationen an der Sauerstoff Turbopumpe. Nach 185 s verlagerten sie sich an das andere Ende. Dort befanden sich die Dichtungen. Es gab mehr Reibung und 103 s nach dem Start stiegen die Temperaturen in der Turbine an. Nach 200 s wich die Flussrate vom Tank von der in der Turbine ab - es musste ein Leck geben. Gleichzeitig stieg die Energieaufnahme der Turbine an. Nach 275 beschleunigten sich die Ereignisse: die Leistung nahm ab, Gas leckte, ein Feuer brach aus und beschädigte die Drähte zum Computer - erst dies löste das Abschalten aus. Dieser Vorfall löste das erste Verschieben des Jungfernflugs aus.
Man vermutete die Ursache in den Lagern. Sie wurden verstärkt und ihr Kühlfluss verbessert. Das half sofort, die Vibrationen sanken. Später entwickelte man ein mathematisches Modell der Rotordynamik und man konnte damit die Probleme besser nachvollziehen.
Doch es gab auch andere Probleme. Im August 1977 schaltete ein Beobachter ein Triebwerk ab, als er ein Feuer beobachtete, Diesmal war der Wasserstoff-Vorbrenner durchgebrannt. Hier wurde die Ursache recht bald gefunden. Der Vorbrenner, eine Brennkammer im Kleinen, hatte um die Vibrationen zu begrenzen Blenden, "akustische Käfige". Sie erwiesen sich nach den bisherigen Testergebnissen als überflüssig, konnten aber zu einer lokalen Ansammlung an heißem Gas führen, das den Vorbrenner durchbrennen lies. Sie wurden entfernt und der Brenner geschweißt und weiter ging das Testprogramm. Spätere Vorbrenner bekamen zu den 132 Röhren in denen sich der Treibstoff vermischte, an der Außenseite noch 36 Röhren in denen nur Treibstoff zur Kühlung eingeleitet wurde.
Ende 1977 kam dann ein neues Problem auf. Die Rotorblätter der Wasserstofftreibstoffpumpe hatten die Tendenz Risse auszubilden und in der Folge zu reißen. Die Blätter mussten enormen Belastungen standhalten. Es gab 122 Blätter auf zwei Rädern. Jedes etwa 1,3 cm breit und 2,5 cm lang. Dieses kleine Blatt übertrug 600 PS auf den Schaft, wurde über 800 Grad Celsius heiß und nicht gekühlt. Die Kraft die auf es einwirkte, entsprach einem Druck von 3500 bar.
Die Turbinenblätter waren aus einer Nickel-Superlegierung die von Martin Metals entwickelt wurde. Ein konventionelles Blatt wurde aufgeschmolzen und an einem Ende gekühlt. Hier schieden die Kristalle in einer regelmäßigen Struktur aus, die stärker als die unregelmäßige normale war. Gleichzeitig wanderten Carbide in das Metall, was die Steifigkeit weiter erhöhte. Mitte November 1977 gab es das erste Versagen von Turbinenblättern. Ein Blatt brach und bedingt durch die hohen Drehzahlen durchschlug es beide Rotoren und verursachte eine Menge Bruchstücke. Die Turbopumpe vibrierte, der Triebwerkskontroller erkannte es, und schaltete das Triebwerk ab. Das war eine positive Nachricht. Bevor die Turbopumpe soweit beschädigt war, das sie explodierte, hatte der Computer den Fehler erkannt und das Triebwerk abgeschaltet. Das Triebwerk hatte bei 70% der normalen Leistung gearbeitet, weit unterhalb der spezifizierten Leistung. Man machte eine Temperaturerhöhung von 760 auf 1150°C als Ursache aus, sah aber keinen Konstruktionsfehler und setzte die Tests fort. Zwei Wochen später wiederholte sich bei 80% Schub das Ereignis, diesmal verstopften die Bruchstücke den Wasserstofffluss, der dadurch weitgehend zum Erliegen kann. Das Triebwerk arbeitet weiter, nun mit einer sauerstoffreichen Gemisch, das zum Durchschmelzen Teile des Heißgassystems führten, bevor das Triebwerk abgeschaltet wurde. Glücklicherweise blieb der Schaden auf das Triebwerk beschränkt. Es drang nichts nach außen.
Das löste eine langandauernde Untersuchung aus, die höchste Priorität hatte. Man setzte einen elektrischen Antrieb ein, der die Turbinen auf 38.000 Umdrehungen pro Minute brachte, um das Phänomen unabhängig von den Triebwerken zu untersuchen. Es zeigte sich, das es ein Problem mit der Befestigung gab, Die Blätter mussten einerseits fest sein, andererseits waren sie starken Vibrationen ausgesetzt und durften diese nicht an den Schaft weitergeben. Die Befestigung musste also bis zu einem bestimmten Grad flexibel sein. Verlor die Anbringung sie diese Flexibilität, so brachten die Vibrationen das Blatt zum Abbrechen nahe des Schafts. Risse waren erste Anzeichen, dass dies auftreten kann. Man installierte an jedes Blatt eine Dämpfung welche die Vibrationen abdämpfte. Der Weg des heißen Gases wurde angepasst sodass der thermische Stress geringer war und die Dichtungen welche die Turbine innen auskleideten, bekamen geringere Fertigungstoleranzen. Vor allem inspizierte man die Triebwerke regelmäßig. Doch man brauchte Zeit die Maßnahmen umzusetzen: Erst im Sommer 1978 hatte man das erste Triebwerk soweit umgerüstet: das Verschob den Jungfernflug um ein weiteres halbes Jahr.
Feine Risse blieben in der Folge ein Problem. Bei regelmäßigen Inspektionen entdeckte man immer wieder Risse auf den Rotorblättern. Auch wenn sie nicht so stark waren, dass eine Gefahr für die Turbine bestand, mussten sie doch beobachtet werden. Man beschloss, die Blätter alle 15 Zündungen gründlich zu inspizieren und gegebenenfalls auszuwechseln.
Ursprünglich sollte der Jungfernflug am 1.3.1978 stattfinden. Der hatte sich zwar schon zu Beginn des Programms aus Budgetgründen verschoben. Doch als der 1.3.1978 kam, war die Bilanz ernüchternd. Weniger als ein Zehntel der geforderten 65.000 s Testzeit waren akkumuliert. Seit August 1977 stand der Rekord bei 301 s Brennzeit. Das wurde seitdem nicht mehr erreicht - weit weg von der vollen Dauer über 520 und von dem Betrieb über 100%. Mehr noch: die Pannen rissen nicht ab. Am 2.2.1978 sollte Triebwerk Nummer 2 über 100 s bei 60% Leistung laufen. Das klappte noch. Am 10.2. waren 310 s bei 90% vorgesehen - der Controller schaltete es nach 33 s ab, weil ein Turbopumpensensor falsche Werte liefert. Am 12.2. sollte das Triebwerk 320 s laufen - es wurde nach 4,04 s abgeschaltet als die Vibrationen der Sauerstoffturbopumpe zu stark waren. Am 14.2. sollte es 300 s über 100% Leistung laufen - erneut stoppte der Computer es nach 4,2 s wegen Vibrationen. Ursache war in beiden Fällen Kavitation an den Turbinenblättern. Am 15.2 wurde das Triebwerk nach 11,3 Sekunden abgeschaltet am 17.2. nach 3,57 s und am 21.2 nach 6,08 s. Diesmal allerdings mit Folgen. Ein neues Sauerstoffventil erlaubte einen zu hohen Sauerstofffluss. Der Temperatursprung im durch das sauerstoffreiche Gemisch Sauerstoffvorbrenner beschädigte die Turbine, die an Effizienz verlor. Der Controller öffnete nun wegen der Leistung das Sauerstoffventil weiter, dadurch stieg die Temperatur im Vorbrenner an und der Controller schaltete das Triebwerk ab. Doch es war zu spät: die sauerstoffreiche Mischung hatte schon Teile beider Turbinen zum Schmelzen gebracht., Das Triebwerk musste für einen Monat repariert werden.
Kaum war Triebwerk Nummer 2 mit neuen Turbopumpen im März wieder beim Teststand. Da gab es neue Probleme, diesmal mit dem Einspritzkopf. Einige der Sauerstoffleitungen wiesen Risse auf und erzeugten lokale Feuer. Triebwerk Nummer 2 kam zurück zu Rocketdyne zur Überholung. Man machte sich keine Sorgen, denn Triebwerk Nummer 2 war das am längste im Einsatz stehende. Seit 1976 hatte es 122 Zündungen überstanden. Mehr als die geforderten 55. So waren Risse zu erwarten. Triebwerk Nummer 5 nahm seine Rolle bei den Tests ein, und dieses neue Triebwerk erreichte schnell als erstes Triebwerk die volle Missionsdauer von 520 s. Doch bald gab es bei Triebwerk Nummer 5 die gleichen Probleme wie mit Triebwerk Nummer 2, und das obwohl es neu war. Es war nur 1000 s gelaufen, doch anders als Triebwerk Nummer 2 bei vollem Schub, wodurch die Rissen viel schneller auftraten, Die Leistungen mussten verstärkt werden. Sie wurden nun mit Stahlverstärkungen umgeben und das Problem verschwand.
Im Juli 1978 wurde ein Triebwerk mit zahlreichen Instrumenten ausgestattet, die mehr Daten über die Sauerstoffturbopumpe liefern sollte. Von 14 Tests verliefen aber nur drei über die geplante Testdauer. Am 18.7.1978 explodierte die Sauerstoffturbopumpe nach 41,81 s. Es brach ein Feuer aus, doch das wichtigste war: durch die Instrumentierung konnte man den Fehler einkreisen. Ein Sensor der die Lager überwachen sollte, versagte strukturell, rieb gegen den Rotor und entzündete ihn. Die Instrumentierung hatte diesmal für das Versagen gesorgt.
Schon einen Monat später sah es besser aus. Triebwerk Nummer 5 mit neuen Injektoren in Vorbrennern und Brennkammer stellte neue Rekorde auf. Ende des Monats hatte es 5000 s Brennzeit erreicht, davon 4500 s bei vollem Schub, 100 Sekunden lang sogar bei 102%. Erstmals hatte ein Triebwerk demonstriert, das mehrere Missionen bei vollem Schub überlebte ohne das Komponenten ausgetauscht wurden.
Im Oktober 1978 gab es erneute Rückschläge. Zwei Ereignisse traten unabhängig voneinander auf. Das Drehmoment in der Wasserstoffturbopumpe war zu hoch und das Sauerstoffventil zu weit geöffnet. Als Folge verlor die Turbopumpe an Leistung, während gleichzeitig der Druck in der Brennkammer anstieg. Die Brennkammer erzeugte Gegendruck und die Turbopumpe lief zu langsam hoch und erzeugte so ein Gemisch in den Vorbrennern, das zu sauerstoffreich war. Das erzeugte ein zu heißes Verbrennungsgas das zum Durchbrennen der Turbinen führte. Das zeigt sehr deutlich stark, wie die Systeme beim staged Combustion Verfahren verzahnt sind. Eine kleine Abweichung von den Sollwerten führt zu einer Kette von Ereignissen, die schließlich zu einer Beschädigung führt.
Im November kam Triebwerk Nummer 5 nach der Reparatur zurück an den Teststand, erreichte am Ende des Monats 12.000 s Betriebszeit. Alles sah gut aus, bis am 5.12. nach nur 3,5 s eine Explosion den Teststand erschütterte. Ursache war diesmal zu Abwechslung ein neues System: Ein Wärmeaustauscher. Das Triebwerk hatte zwei. Sie produzierten einen Strom von gasförmigen Sauerstoff und Wasserstoff der jeweils in die Tanks geleitet wurde. Dieser Strom hielt den Tankdruck aufrecht, der nötig war um eine den Treibstoff in die Vorbrenner zu pressen. Die Wärmeaustauscher waren in einer Position in der Inspektionen schwer war. Es dauerte sehr lange bis man die Ursache gefunden hatte. Ein Arbeiter hatte mit einem Lichtbogenschweißgerät einige Befestigungen des Wärmeaustauschers repariert, während dieser noch am Triebwerk war. Das hatte dessen Wand beschädigt und ermöglichte so ein Leck. Doch das fand man erst nach Monaten heraus. Rocketdyne reagierte mit verstärkten Tests, vor allem mit Überdruck, behielt aber das Design bei.
Als gäbe es nicht Ärger genug, brach am 27.12. also nur drei Wochen später, ein Feuer aus, das erst von einem Operateur bemerkt wurde. Es war diesmal das Sauerstoffventil. Die Ursache war recht einfach: eine Schraube hatte sich gelöst bedingt durch die Turbulenzen des Stroms. Die Schraube rieb an den Verbindungen und in reinem flüssigem Sauerstoff reichte das aus, das Metall zu entzünden. Das Feuer erhöhte den Sauerstofffluss rapide und innerhalb einer Zehntelsekunde überhitzte die Turbine, die Turbopumpe versagte und explodierte. Es zeigte sich das das Problem schon im Entwurf war. So gravierend die Folgen waren, so einfach war die Abhilfe: Neue Schrauben die besser hielten.
Ende 1978 hatte Triebwerk Nummer 5 12.000 Testsekunden erreicht. Allerdings wurden 11-mal die Komponenten ausgetauscht. Im Mai 1979 fing ein Triebwerk beim Teststand in Santa Susa Feuer als es heruntergefahren wurde. Beim Hoch- und Runterfahren ist die Düse hohen Druckschwankungen ausgesetzt. in einer Düse brachen die Röhren und Wasserstoff trat aus. Als Folge brannte praktisch jede Komponente im nun sauerstoffreichen Gemisch durch: Düse, Brennkammer, Turbinen, Vorbrenner. Man veränderte die Düse um den Stress zu reduzieren.
Am MTPA dem Main Propulsion Test Article der NASA fanden die Tests auf Systemebene Statt. Dafür wurden drei Triebwerke mit der Schubrahmen und einem Teil des Hecks eines Orbiters in einem Teststand mit einem externen Tank verbunden der den Treibstoff lieferte. Das bedeutet das Antriebssystem wurde so wie es im Shuttle vorlag 1:1 nachgestellt. Es fehlte der Teil des Orbiters, der nur Masse darstellte.
Diese Tests sollten die Zusammenarbeit der Triebwerke prüfen: Triebwerke wurden geschwenkt, mussten simultan im Schub gedrosselt oder gesteigert werden. Daneben stellte man auch operative Schwierigkeiten nach. Im Falle eines Abort to Orbit musste ein Triebwerk 665 Sekunden lang brennen. Dies kam vor, wenn ein Triebwerk ausfiel. Bei einem Rückflug zum Startort konnten es sogar 823 Sekunden sein. Auch dies wurde getestet.
Die Tests am MTPA fingen als letztes an, und hier kam es auch zu den letzten Problemen. Der erste Test war im April 1978 - nur über eine Dauer von 1,2 s, schon im Juli 1978 erreichte man 100 s Brennzeit und das 90% Schublevel. Im Juli 1979 gab es nach einigen vorzeitigen Abschaltungen ohne Beschädigung das erste gravierende Vorkommnis. Nach 18 s eines 520 s Tests zerbrach das Gehäuse der Wasserstoffleitungen. Das Leck führte dazu, dass die Vorbrenner sauerstoffreich arbeiten und die Temperaturen anstiegen. Der Triebwerkscontroller erkannte es rechtzeitig und schaltete alle drei Triebwerke ab, bevor eines explodieren konnte oder ein Feuer ausbrach. Das Ventil hatte schon 55 Zündungen hinter sich, aber es lag auch an der Form. Mit abgerundeten Ecken wäre die Gefahr geringer und entsprechend wurde die Kanten gerundet.
In November 1979 kam ein weiterer enttäuschender Rückschlag. Nach 9,7 meldete ein Sensor einen zu hohen Druck nahe einer Turbopumpendichtung. Der Controller schaltete alle drei Triebwerke ab. Nun passierte etwas unerwartetes: In einem anderen Triebwerk brach eine Wasserstoffleitung in der Düse. Die Mischung wurde sauerstoffreich und trotz herunterfahren brach ein Feuer aus, das das Triebwerk und die Instrumentierung beschädigte. Da es schon im Mai eine gebrochene Düse gab, man deren Design geändert hatte, stand man nun vor einem Rätsel. Zudem war das Triebwerk nur wenig getestet worden, nur achtmal. Alterungsstress konnte also nicht die Ursache sein.
Das frustrierende war, das ein Fehler der in einem Triebwerk erkannt wurde, beim Herunterfahren das Beschädigen eines anderen Triebwerks verursachte. Der Fehler war verursacht durch einen falschen Lötdraht. Die Röhren sollten durch die Hochtemperaturlegierung Inconel 718 verbunden werden. Chemische Untersuchungen ergaben, dass es aber die Legierung Inconel 62 mit nur 50% der Belastbarkeit von Inconel 718 war. Man überprüfte zuerst die Materialien und fand zwei Lieferungen eines Herstellers aus Inconell 62. Danach überprüfte man chemisch und mit Röntgenstrukturanalyse alle Schweißnähte und konnte in etlichen Tausend an verschiedenen Triebwerken die weiche Legierung nachweisen. Alle wurden verstärkt, indem man Nickel elektrochemisch auftrug,
Es gab dann fast ein Jahr kein Problem. Alle Tests liefen problemlos, im Februar 1980 wurde ein Test nach 4,6 s abgebrochen, aber ohne Beschädigung und es sah gut aus, als zwei Ereignisse auftraten. Am 12.7.1980 brannte der Sauerstoffvorbrenner durch. Ursache war wie 1977, ein Fluss der sich entzündete. Im November 1980, vier Monate vor dem Jungfernflug wurden die Triebwerke nach 21,74 s abgeschaltet, weil es ein Loch in der Düse gab. Beim Vorbrenner war die Ursache bald gefunden. Die Injektorplatte hatte sich verformt und gebogen. Das verringerte den Wasserstofffluss. Der lokal zu hohe Sauerstofffluss hatte dann das Metall verbannt. Da dieser Injektor schon 14.210 s hinter sich hatte, schien dies ein Alterungseffekt sein. Da jedoch bei Triebwerk 2004 der Hauptinjektor für die Brennkammer ähnliche Probleme aufwies, untersuchte man das Problem genauer. Es gab Fußpfade die zum Durchbrennen führen konnten. Man blockierte sie. Weiterhin erhöhte man den Druck des Wasserstoffs, wodurch man die sauerstoffreiche lokale Mixtur verhindern konnte.
Verglichen mit den Einzeltests gab es wenige Tests am MTPA. Die Triebwerke akkumulierten hier vor dem Erstflug rund 11.000 s in 18 Tests.
| Jahr | Tests | durchschnittliche Testdauer in Sekunden |
|---|---|---|
| 1975 | 27 | 2 |
| 1976 | 108 | 22 |
| 1977 | 115 | 97 |
| 1978 | 144 | 148 |
| 1979 | 136 | 176 |
| 1980 | 152 | 284 |
Nach den Entwicklungstests kam die Zertifikation. In dieser Phase sollten die die Triebwerke nicht mehr verändert werden. Probleme sollten gelöst sein. Vielmehr ging es nun darum ihnen zu trauen. Die Zertifikationstests bedeutet nichts anderes, als das die Triebwerke demonstrierten, dass sie wirklich die Solllebensdauer (von den 55 Missionen war man aufgrund der Entwicklungsprobleme nun abgekommen und hatte das Ziel nun auf 10 Missionen reduziert) durchhielten. Obwohl die Testzahl gleich blieb (bei etwa 140 pro Jahr) stieg nun die Summe der akkumulierten Testsekunden rapide an. Die Triebwerke wurden nun länger betrieben und wie im Flug zum größten Teil mit dem Normschub von 100%.
Für die Zertifikation wurden eigene Triebwerke eingesetzt. Es gab zwei Triebwerke, die jeweils zwei Testzyklen durchliefen. Jeder Zyklus umfasste 10 Zündungen und 5000 s Betrieb, darunter die Demonstration des Betriebs über 425 s bei 109% Schub. Dazu kam ein Aborttest mit verlängerter Testdauer. Insgesamt akkumulierten beide Triebwerke so 51 Zündungen und 19.858 s.
Die Flugtriebwerke hatten ein viel kleineres Programm zu absolvieren: eine 1,5 s lang dauernde Testzündung. Ein Betrieb über 100 s zur Kalibration (Ermittlung des Treibstoffverbrauchs und Schubs) und die Simulation eines Fluges über 520 s.
Im März 1980 waren die 65.000 s erreicht die als Soll gefordert worden. Vor dem Erstflug, also nur ein Jahr später, hatten Einzeltriebwerke 99.379 s in 665 Tests erreicht. Zusammen mit den Triplettests am MPTA waren es 110.153 s in 726 Tests. Das bedeutet im letzten Jahr erreichte das Programm 45.000 Testsekunden, während man vorher in fünf Jahren 65.000 s erreicht hatte.
Triebwerke für die Flugqualifikation wurden vom Stennis Testcenter geprüft, Triebwerke für die Zertifikation verblieben dagegen bei dem Teststand von Rocketdyne. Die Zertifizierung schloss sich auch nach jeder Änderung der Hardware an, das bedeutet die Phase I, Phase II, Block I und Block II Triebwerke durchliefen nicht nur ein Entwicklungsprogramm, sondern anschließend auch eine erneute Zertifizierung.
Es gab dann auch noch jede Menge Tests mit den schon geflogenen Triebwerken. Dafür gab es folgende Gründe:
Insgesamt gab es bis zum Jungfernflug 27 Probleme, davon wurden waren 14 schwerwiegend. Das war nicht wenig, vor allem wenn man bedenkt, dass man nicht mehr in den fünfziger Jahren war, wo Triebwerksentwicklung wirklich noch mit Explosionen verbunden war. Verglichen mit der SSME Entwicklung war die Entwicklung der F-1 und J-2 Triebwerke reibungslos verlaufen.
Auch die Zahl der vorzeitig abgeschalteten Triebwerke war hoch. 1978 erreichte sie einen Höchststand mit 46%. 1981 waren es immer noch 7,8%. Von 1978 bis 1983 blieb der Prozentsatz der vorzeitig beendeten Tests unter 10%.So gesehen hatten die Fähren im Einsatz Glück. Bei 24 Einsätzen bis zur Challengerkatastrophe gab es nur drei vorzeitige Abschaltung bei STS 41D und STS-51F (zweimal). Davon war nur eine im Flug die beiden anderen beim Startvorgang.
Man untersuchte die Abschaltungen genauer. 17 wurden genauer untersucht, davon gab es bei 16 mehrere Indizien für ein Fehlverhalten vor dem Abschalten. Bei Elf dieser Fälle traten diese mehr als 1 Sekunde vor dem Abschalten vor. Man nutzte die Analyse, um die Software der Triebwerkscontroller zu verbessern und so zum einen ein Abschalten schneller auszulösen und zum anderen die Sicherheitsgrenzen genauer zu setzen. Das führte später zur Entwicklung des AHMS.
Insgesamt wurden bis 1981 mindestens 20 Triebwerke für die Qualifikation und Entwicklung eingesetzt. Am Ende der Entwicklung, schon im neuen Jahrtausend waren es 61 Stück. damit übertrifft die Zahl der Testexemplare die der Flugexemplare bei weitem,
Die ersten Triebwerke waren für 100% Leistung zertifiziert. (470.000 Pfund Schub im Vakuum). Sie waren die FMOF Triebwerke (First Manned Orbital Flight). Sie entsprachen den
Sicherheitsanforderungen, aber die Lebensdauer war deutlich geringer als ursprünglich geplant. Die FMOF Triebwerke wurden nur in der Columbia eingesetzt und nach nur 6 Missionen ersetzt. Diese
erste Generation hatte eine Lebensdauer von 14000 s bei vollem Schub. Abzüglich des Testprogramms reichte dies noch für 21 Flüge. Die NASA stufe aber die Einsatzdauer auf 10 Flüge ein. Die NASA
beschloss ein Programm in drei Phasen, um Zuverlässigkeit, Robustheit und Leistung zu steigern und die Wartungsintervalle zu reduzieren:
Phase I: Reduzierung des Wartungsaufwandes
Phase II: Erreichung des 109%-Schublevels und höhere Zuverlässigkeit
Phase III: Verbesserung der Sicherheit der Triebwerke
Während die Testflüge erfolgten lief die erste Phase der Weiterentwicklungen genannt Phase I oder "Full level Power". Ziel war es das 109% Schublevel zu erreichen. Während der Entwicklung war die Nutzlast des Orbiters bedingt durch Gewichtssteigerungen aber auch andere Faktoren von 65.000 auf 20.000 Pfund gesunken. Damit er überhaupt die anstehenden Missionen durchführen konnte musste man sie schnellstmöglich anheben. Die Triebwerke sollten neben einem leichteren Tank (+4600 kg) und verbesserten Boostern (+1400 kg) die Nutzlast steigern. Jedes Prozent mehr Leistung steigerte die Nutzlast um etwa 500-700 kg. Die Challenger bekam die ersten Phase I Triebwerke. Es gab nicht weniger als 147 Änderungen an den Triebwerken. Betroffen waren vor allem die vier Turbopumpen, der Einspritzkopf und obere Teil der Brennkammer.
Die ersten Tests das 109% Schublevel zu erreichen fingen schon im Sommer 1979 an. Die 9% mehr Schub klingen nach nur wenig mehr. Sie würden die Gravitationsverluste senken, weil der Orbiter nun schneller einen Orbit erreicht. Absolut gesehen steigerten sie den Startschub kaum, da die beiden Booster etwa fünfmal mehr Schub als die SSME liefern. Die 9% mehr Schub bedeuteten aber eine viel höhere Belastung der Turbopumpen. Die Wasserstoffturbopumpe musste in der Leistung von 61.409 auf 74.928 PS gesteigert werden - das waren 20% mehr und nicht nur 9%. der Grund: Sie musste nicht nur mehr Treibstoff fördern sondern den auch noch gegen einen gestiegenen Brennkammerdruck - die Leistung stieg quadratisch zum Schub an. So war es nicht verwunderlich, dass sich zuerst Probleme bei den Turbopumpen zeigten. Bekannte alte Phänomene wie die Risse in den Turbinenblättern, subsynchone Wirbel und eine erhöhte Kugellagerreibung an der Sauerstoffhochdruckpumpe traten bei Erhöhung des Schubs auf 109% wieder auf.
Da es Risse schon während des Erprobungsprogrammes gegeben hatte und man diese nicht löste, sondern einfach die Blätter nach 15 Einsätzen ausbaute, war dies problematisch. Es wurde beschlossen, diese Probleme bei der nächsten Generation anzugehen, und die Leistung auf 104% zu begrenzen, da die Triebwerke für den nächsten Orbiter, die Challenger, die schon 1983 ihren Jungfernflug hatte zur Verfügung stehen mussten. 104,5% Schub war das höchste Level, bei dem keine Probleme bei Tests auftreten. Diese Triebwerke wurden dann in alle folgenden Orbiter eingebaut. Die Columbia erhielt sie nach einer Generalüberholung bei Rockwelt. Die Phase I Triebwerke wurden von den Fähren von 1982 bis zum Verlust der Challenger eingesetzt. Sie hatten Tests über 62.000 Sekunden vor dem ersten Einsatz absolviert, Davon entfielen 52 Starts mit 20.710 s auf die Rezertifikation mit 104% Schub.
Nach der Challenger Explosion wurde die Phase III gestrichen und von Phase II das 109% Schubziel. Die gesamten Triebwerke, vor allem aber die
Sicherheitsanforderungen wurden wie jedes andere Shuttlesystem durchleuchtet und das neue Dokument mit den Anforderungen war zehnmal umfangreicher als bisher. Die Leistung stand nun nicht mehr im
Vordergrund. 18 Änderungen musste man nach dem neuen Sicherheitskonzept umsetzen. Bei der Überprüfung der Sicherheitsspielräume identifizierte man 50 weitere Dinge die geändert werden mussten.
Die Performancesteigerung die noch ein Hauptziel bei Phase I war, spielte nun keine Rolle mehr. In der Folge nahmen die Leistungsparameter sogar noch ab.
Seitdem werden die Triebwerke bei 104% betrieben, maximal 107% sind in Notsituationen oder extrem schweren Nutzlasten zulässig. Die ersten Phase II Triebwerke wurden bei Wiederaufnahme der Flüge bei STS-26 eingesetzt. Die Phase II Triebwerke hatten Änderungen am Einspritzkopf und den Verbindungen. Die Turbinenblätter die bisher immer wieder Risse aufwiesen und im frühen Testprogramm auch brachen, wurden erheblich belastbarer. In der Elektronik gab es die entscheidendste Änderung: Das Triebwerk erhielt einen neuen Triebwerkscontroller. Er setzte den Motorola MC68000 Prozessor ein und hatte erheblich mehr Speicher.
Die Tests für Phase II (auch Return To Flight) umfassten 234 Starts mit 90.241 s. Phase II Triebwerke absolvierten die meisten Flüge. Das Programm lief von 1983 bis 1995. 231 Triebwerkseinsätze gab es (entsprechend 77 Flügen). Neu war auch dass nun nach jedem Flug die Triebwerke demontiert und vor dem neuen Start wieder eingebaut wurden. Das hatte zwei Gründe zum einen gab es vorher Konflikte mit anderen Arbeiten im Heck des Orbiters, die nun wegfielen. Zum zweiten kam man nun an die einzelnen Komponenten leichter heran.
Was blieben, waren die Lagerprobleme der HPTOP und die Turbopumpen waren durch ihr leichtgewichtiges Gehäuse anfällig für eine totale Zerstörung wenn
ein Fehler auftrat. Dies sollte in der nächsten Generation angegangen werden. Nun galt das Hauptaugenmerk nicht der Leistung, (man nahm sogar einen Verlust in Kauf), sondern der Sicherheit und
Zuverlässigkeit und den Wartungskosten. Man konzentrierte sich auf die Komponenten, die vorher die meisten Probleme gemacht hatten: Turbopumpen, Einspritzverteiler, Brennkammer. In zwei Blöcken
(genannt Block I und Block II) sollte Rocketdyne diese Verbesserungen umsetzen. Die Wahrscheinlichkeit eines triebwerksbedingten Totalverlusts sollte von 1/404 (Ausgangslage) über 1/608 (Block I)
auf 1/1283 (Block II) sinken. Bei allen Änderungen stand die Reduktion der Teile, vor allem Schweißverbindungen im Vordergrund. Das Gewicht der Triebwerke stieg dagegen an.
Bei den „Phase II Block I“ Triebwerken wurden eine neue LOX Turbopumpe eingeführt die zum einen viel weniger Schweißverbindungen hatte (7 anstatt 300) und zum anderen einen Einspritzkopf der den Spitzendruck und Stress reduzierte. Er hatte 52 Teile weniger und es wurden 74 Schweißnähte eliminiert. Er war um 40% preiswerter in der Fertigung. Die neue HPOTP war nun schwerer, aber weitgehend gegossen anstatt geschweißt. Sie wurde völlig neu entwickelt. Sie enthielt auch Siliziumcarbidlager die weniger Reibung und mehr Härte hatten.
Die Berfestigung des Wärmeaustauschers ersetzte sieben Schweißverbindungen und erlaubte einfacheren Austausch und Wartung. Neue Lager bestanden nun aus Siliziumcarbid (30% härter und 40% leichter als die vorherigen Stahlkugellager). Neue Heißgassensoren wurden eingeführt. Sie waren vorher die Quelle zahlreicher Abbrüche. Es gab fünf nach Zündung der Triebwerke und einen im Flug die alle auf fehlerhafte Sensorwerte zurückzuführen waren. Diese fielen nun weg. Blenden im Injektor wurden entfernt. Sie dienten der Reduktion von Verbrennungsinstabilitäten. "bomb Tests", bei denen man mit Sprengsätzen eine Instabilität erzeugte zeigten aber, dass man ohne sie auskam.
Der erster Einsatz von Block I fand mit STS-70 (1995) statt.
Block II umfasste eine neue Hochdruck Wasserstoffpumpe und eine neue Brennkammer. Da es bei Ersteren zu Entwicklungsverzögerungen kam, schob man als Zwischenlösung Block IIA ein. Block IIA Triebwerke haben schon die neue Brennkammer mit 500 weniger Schweißnähten als die alte. Die neue Brennkammer hatte einen um 12% vergrößerten Düsenhals. Er reduzierte den Thermischen Stress und den Druck und erhöhte die Lebensdauer zahlreicher Komponenten. Dafür sank das Expansionsverhältnis von 77,5 auf 69 und auch der spezifische Impuls um 10 m/s. Alleine für Block II akkumulierte die Tests der Hochdruck LH2-Turbopumpe 150.843 Testsekunden. Die ersten Einsätze von Block IIA war 1998 mit STS-89, der letzte STS-109 im März 2002. 49 Triebwerkseinsätze gab es. Das Testprogramm umfasste mehr als 100.000 s.
Bock II führte dann die neue Wasserstoffturbopumpe ein. Man übernahm die Dinge die man bei der Sauerstoffhochdruckpumpe schon erfolgreich umgesetzt hatte. Auch sie wies nun 387 weniger Schweißnähe auf. Das reduzierte den Aufwand für die Wartung um 57%. Ihr erster Einsatz war 2001 mit STS-104. Bei STS-110 waren zum ersten Mal alle drei Triebwerke vom Block II. Diese Triebwerke hatten ein Überholungsintervall von 10 Flügen. Das Testprogramm umfasste 150.843 s. Ein Teil der Block I Triebwerke wurde zu Block II/IIA Triebwerken umgebaut. Das Gewicht der Triebwerk stieg dagegen von 3401 auf 3514 kg an.
Eine weitere Verbesserung zum Zeitpunkt des Verlusts der Columbia war ein Upgrade der Triebwerkskontroller. Leistungsfähige Signalverarbeitungsprozessoren sollten die bisherigen Mikroprozessoren
ersetzen. Dies lief unter der Bezeichnung Advanced Health Management System (AHMS). Man erhoffte sich dadurch eine beträchtliche Erhöhung der Sicherheit. Die Prozessoren
sollten fähig sein, abnorme Werte von normalen Schwankungen zu erkennen und rechtzeitig die Triebwerke abzuschalten, bevor es zu einer Katastrophe kommt. Das Risiko für die Besatzung sollte so noch
weiter sinken. Der Triebwerkscontroller war schon bei der ersten Generation ein wichtiger Bestandteil des Triebwerks. Bedingt durch den Betrieb mit hohem Brennkammerdruck und damit sehr hohen
Anforderungen auch an die Turbopumpe, verbunden mit einem relativ niedrigen Gewicht gab es nur geringe strukturelle Reserven. Die Überwachung des Triebwerks und das Abschalten schon beim Verdacht
auf abweichende Werte war daher ein wichtiger Bestandteil des Sicherheitskonzepts. Das einzige Abschalten eines Triebwerks beim Einsatz beruhte aber auf dem Ausfall der Sensoren, welche die
Temperatur in den Turbopumpen messen sollten.
Das AHMS war erheblich leistungsfähiger als die alten Triebwerkscontroller. STS-1 flog mit einem 16 Bit Minicomputer mit dem technischen Stand von 1969, 1988 wurde der Block II Shuttle Mainengine Controller eingeführt der auf einer Motorola MC68000 CPU basierte. Diese Rechner konnten Abweichungen von Vorgabegrenzen feststellen, sogenannte "Red Lines". Was sie nicht konnten, weil ihre Rechenleistung und Speicher nicht ausreichte, war es Werte über längere Zeit zu beobachten. Die Auswertung zahlreicher Bodentests zeigten, dass viele Fehlfunktionen schon eine Sekunde oder noch früher erkennbar waren. Um sie zu erkennen mussten die Prozessoren aber nicht einfach den aktuellen Wert gegen eine Referenz vergleichen, sondern sie mussten fähig sein den zeitlichen Verlauf der letzten Sekunden zu analysieren und ein verdächtiges Muster erkennen. Das konnte das AHMS. Ein weiterer Pluspunkt war, das bedingt durch die hohen Belastungen Probleme nur bei dem höchsten Schub auftraten. Das zeugte sich schon bei den Phase 1 Triebwerken, die problemlos bei 104,5% liefen, aber bei denen sich Probleme häuften wenn man auf 109% Schub ging. Die Taktik des AHMS war es daher zuerst nicht das Triebwerk abzuschalten sondern im Schub auf 85% zu drosseln. Danach wäre man auf das 67% Level gegangen und erst dann hätte man abgeschaltet. Die Folge war eine viel höhere Sicherheit eine Zielbahn zu erreichen, da nun ein Fehler nicht zum Abschalten, sondern nur zu einem reduzierten Schub führt, der je nach Nutzlast durch eine längere Betriebszeit aufgefangen werden kann. Durch die Columbia Katastrophe wurde dieses Upgrade zeitlich verzögert. Das AHMS wurde erstmals 2006 eingesetzt. (STS-116, dort nur im Beobachtermodus).
Als Anfang des Jahrtausends sie ISS aufgebaut wurde, und es klar war, dass man diese über ihre Betriebsdauer versorgen musste und Besatzungen auswechseln, beschloss die NASA die Shuttles bis 2020 zu betreiben. Dadurch waren umfangreiche Upgrades geplant. So sollten die SRB um ein Segment verlängert werden um die Nutzlast zu steigern. Auch die Triebwerke sollten weiter verbessert werden.
Nach dem Verlust der Columbia erfolgte 2006 der Beschluss die Shuttles auszumustern (damals für 2009/10 geplant). Es wurde als folge auch die Entwicklung eines verbesserten Shuttle Triebwerks (Block III) mit einem Ausfallrisiko von unter 1 zu 3.000 eingestellt. Auch Block III wäre vor allem zuverlässiger gewesen. Es gab eine neue Düse. Sie war das einzige System das bisher nicht verändert wurde. Die neue Düse sollte schneller zu produzieren sein (24 anstatt 36 Monate). Die alte Düse kostet alleine in der Fertigung 7 Millionen Dollar und wurde nach 12 bis 15 Missionen ausgewechselt. Die Kühlung würde überarbeitet werden und zwei Wege gehen anstatt einen, wodurch vor allem der thermische Stress sinkt. Der spezifische Impuls dagegen um 5 m/s steigen. Eine neue Brennkammer sollte 50% sicherer sein und man überlegte erneut, den Düsendurchmesser zu erhöhen. Der geringere Brennkammerdruck hätte die Anforderungen für die Turbopumpen gesenkt, die als das anfälligste System galten. Das hätte das Expansionsverhältnis auf 57 gesenkt. Der spezifische Impuls würde erneut um 5 bis 15 m/s sinken. Die Düse beruht auf einem russischen Entwurf für das RD-0120 und es war geplant um Entwicklungskosten zu sparen sie in Russland über Aerojet als Subkontraktor fertigen zu lassen. Die neue Düse sollte weniger als 4 Millionen Dollar kosten.
Es gab auch Ideen, die SSME durch ein neues Triebwerk für die nächsten 20 Jahre zu ersetzen. Es sollte mehr Schub, aber einen geringeren spezifischen Impuls und damit geringere Anforderungen an alle Subsysteme aufweisen. Eine Vorentwicklung, das RS-83 mit 3370 kN Schub wurde von Rocketdyne untersucht.
Die Weiterentwicklung des SSME hat zwar einige Betriebsparameter verschlechtert, so spezifischer Impuls oder das Gewicht, doch die Sicherheit beträchtlich erhöht und was ebenso wichtig ist: Die Zahl der Arbeitsstunden für die Überholung der Triebwerke wurde um 57% gesenkt. Die SSME blieben aber wie die Abbildung zeigt, der arbeitsintensivste Teil des Orbiters bei der Überholung. Trotzdem waren die neuen Triebwerke ein wichtiger Beitrag zur Reduktion der Fixkosten des Space Shuttleprogrammes.
Die SSME sind die zuverlässigsten Triebwerke im Einsatz mit einer bewiesenen Flugzuverlässigkeit von 99,85%. Nimmt man noch die Bodentests dazu, so kommt man auf eine Zuverlässigkeit von 0,9996. Diese Zahl berücksichtigt aber nicht Abschaltungen bei Tests. Es sind insgesamt 3171 Zündungen erfolgt. Die kumulierte Betriebszeit beträgt 1.095.677 s, entsprechend 702 Missionen. Anders ausgedrückt: die Einsätze machten weniger als 20% der Gesamtbetriebszeit aus. Alleine das Testprogramm für die nächste Block III Generation umfasste weitere 60.000 s, entsprechend rund 39 Missionen. Die Tests wurden 2009 eingestellt und der Teststand für Tests des J-2X umgebaut.
Die Zahl der Triebwerke ist schwer zu ermitteln. Nach einem Rocketdyne Chart sind es 46 Flugexemplare. Maximal 19 Einsätze gab es bei einem Triebwerk. Die letzten Exemplare waren für 20 Einsätze qualifiziert. Das 55-Missionen Entwurfsziel wurde also nicht erreicht. 16 Triebwerke waren zuletzt aktiv. Die durchschnittliche Flugzahl beträgt bei 46 Triebwerken 8,8 Einsätze pro Triebwerk, also nur ein Sechstel der spezifizierten Lebensdauer. Einzelne Subsysteme haben eine noch geringere Lebensdauer. Es sollen mindestens 61 Triebwerke für Tests gefertigt worden sein. Das weiß man allerdings nicht so genau, so wird die Zahl auch mit "61+" angegeben. Bei der Erstqualfikation waren es schon 16+ Triebwerke und 4 für die Zertifizierung. Bezieht man diese mit ein, die weitaus mehr Testsekunden auf dem Buckel haben, so steigt die durchschnittliche Betriebszeit schon auf 20 Missionen. Nimmt man nur die Weiterentwicklung, da die Triebwerke für die Erstqualifikation nicht lange liefen und es auch Explosionen gab., so sind es 41 Triebwerke die getestet wurden und rund 778.000 Testsekunden akkumulierten. Dies sind fast 19.000 s pro Triebwerk oder rund 36 Missionen im Durchschnitt.
Die Wasserstoffturbopumpe hatte 1993 eine Lebensdauer von 16 Einsätzen entsprechend 8400 s Betriebszeit. Sie wurde aber nach sieben Einsätzen ausgewechselt. Die letzten Triebwerke waren die zuverlässigsten. Die HPFTP hatte eine Lebensdauer von 26 Einsätzen, die HPOTP eine von 56 Einsätzen, die anderen Komponenten übertrafen alle das Designziel von 55 Einsätzen. Controller, Einspritzkopf, Ventile und Pneumatik sogar die Grenze von über 100 Einsätzen.
| Ort | Tests | Testdauer in Sekunden |
|---|---|---|
| A1 Teststand in Santa Susa Coca | 1007 | 344.458 s |
| A2 Teststand in Santa Susa Coca | 920 | 301.495 s |
| B1 Teststand in Santa Susa Coca | 363 | 165.279 s |
| Main Propulsion Test Article | 18 Tests mit je 3 Triebwerken = 54 Tests | 10.804 s |
| A23Teststand in Santa Susa Coca | 320 | 57.742 s |
| Technology Test Bed im MSFC | 66 | 7.979 s |
| Flight Redindess firings von Orbitern im KSC | 7 Tests mit je 3 Triebwerken = 21 Tests | 449 s |
| On Pad Aborts im KSC | 5 Abbrüche mit je 3 Triebwerken = 15 Tests | 45 s |
| Space Shuttle Starts | 135 Starts mit je 3 Triebwerken = 405 Tests | 207.466 s |
| Gesamt | 3.171 Zündungen | 1.095.677 s |
| Gesamt | 61 Triebwerke Entwicklung + 46 Flugtriebwerke | 10.240 s durchschnittliche Betriebszeit pro Triebwerk (rund 20 Missionen) |
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
Artikel erstellt am 4.10.2013
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.
Das erste bemannte Raumfahrtprogramm der USA, das Mercuryprogramm begann schon vor Gründung der NASA und jährt sich 2018 zum 60-sten Mal. Das war für mich der Anlass, ein umfangreiches (368 Seiten) langes Buch zu schreiben, das alle Aspekte dieses Programms abdeckt. Der Bogen ist daher breit gestreut. Es beginnt mit der Geschichte der bemannten Raumfahrt in den USA nach dem Zweiten Weltkrieg. Es kommt dann eine ausführliche technische Beschreibung des Raumschiffs (vor 1962: Kapsel). Dem schließt sich ein analoges Kapitel über die Technik der eingesetzten Träger Redstone, Little Joe und Atlas an. Ein Blick auf Wostok und ein Vergleich Mercury bildet das dritte Kapitel. Der menschliche Faktor - die Astronautenauswahl, das Training aber auch das Schicksal nach den Mercurymissionen bildet das fünfte Kapitel. Das sechs befasst sich mit der Infrastruktur wie Mercurykontrollzentrum, Tracking-Netzwerk und Trainern. Das umfangreichste Kapitel, das fast ein Drittel des Buchs ausmacht sind natürlich die Missionsbeschreibungen. Abgeschlossen wird das Buch durch eine Nachbetrachtung und einen Vergleich mit dem laufenden CCDev Programm. Dazu kommt wie in jedem meiner Bücher ein Abkürzungsverzeichnis, Literaturverzeichnis und empfehlenswerte Literatur. Mit 368 Seiten, rund 50 Tabellen und 120 Abbildungen ist es das bisher umfangreichste Buch von mir über bemannte Raumfahrt.
Mein erstes Buch,
Das Gemini Programm: Technik und Geschichte
Mein zweites Buch,
Das ATV und die Versorgung der ISS: Die Versorgungssysteme der Raumstation
Das Buch
Die ISS: Geschichte und Technik der Internationalen Raumstation
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.
Die zweite Auflage ist rund 80 Seiten dicker als die erste und enthält eine kurze Geschichte der Raumstationen, die wesentlichen Ereignisse von 2010 bis 2015, eine eingehendere Diskussion über die Forschung und Sinn und Zweck der Raumstation sowie ein ausführliches Kapitel über die Versorgungsraumschiffe zusätzlich.
Das bisher letzte Buch
Skylab: Amerikas einzige Raumstation
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. Die Bücher kann man auch direkt beim Verlag bestellen. Der Versand ist kostenlos und wenn sie dies tun erhält der Autor auch noch eine etwas höhere Marge. Sie erhalten dort auch die jeweils aktuelle Version, Bei Amazon und Co tummeln sich auch die Vorauflagen.
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