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In meiner kleinen Reihe über das amerikanische Space Shuttle habe ich versucht dieses komplexe Thema in einzelne Artikel zu verpacken:
Ende der sechziger Jahre hatten die USA das Wettrennen zum Mond gewonnen. Innerhalb von etwas mehr als einem Jahrzehnt wurde die Leistung der Raketen um das 10000 fache gesteigert - Von 10-20 kg bei der Jupiter-C zu 130 t bei der Saturn 5. Inzwischen hatten die USA auch zahlreiche Anwendungssatelliten wie Kommunikationssatelliten, Wettersatelliten und Erdbeobachtungssatelliten gestartet. Nun sollte die zweite Phase der Eroberung des Weltalls folgen: die kommerzielle Nutzung. Dazu mussten aber die Transportpreise für Nutzlasten in einen Orbit drastisch gesenkt werden. Um dies zu erreichen wurde ein wieder verwendbares Transportsystem geplant: der Space Shuttle.
In diesem Teil geht es um die Technik des Space Shuttles. In einem zweiten Teil dagegen um die Geschichte seiner Entwicklung und des Einsatzes. Die technische Dokumentation ist etwas schwierig, weil der Space Shuttle nun schon über 25 Jahre im Einsatz ist und es natürlich in dieser Zeit viele Änderungen gab. Dazu kommt, dass bei einem bemannten Raumfahrzeug die Berichterstattung der NASA sich vor allem auf die Besatzung und ihre Mission erstreckt und man wirklich suchen muss um die Veränderungen an der Technik über die Zeit zu finden. Ich habe mir daher folgenden Ansatz zu eigen gemacht: Ich beschreibe das Shuttle System wie es konzipiert wurde und gehe dann abschnittsweise auf wesentliche Änderungen im Laufe des Einsatzes ein.
Der Space Shuttle: Die Technische SeiteDer Space Shuttle besteht aus drei Komponenten: (Im englischen ist er auch benannt als STS: Shuttle Transport System, während man im deutschen oft nur den Orbiter als Shuttle ansieht). Es sind dies der Orbiter, der Tank und die beiden Feststoffbooster. Der Shuttle hat als Gesamtsystem eine Länge von 56.1 m, eine maximale Breite von 24 m, eine Höhe von 23.1 m und ein maximales Startgewicht von 2038 t bei einem Schub von 2960 t. Die Größe des Systems entspricht einem Airbus A-300. Der Name "Shuttle" stammt noch von Wernher von Braun.
Der heutige Space Shuttle entstand in einem 4 jährigen Auswahlverfahren. Waren bei den ersten Entwürfen 1968 noch voll wieder verwendbare zweistufige Konzepte vorherrschend, so erlaubte das NASA Budget nur eine teilweise wieder verwendbare Lösung die nach verschiedenen Modifikationen schließlich zum heutigen Space Shuttle führte.
Anders als bei den Saturn Trägerraketen vergab die NASA die gesamte Entwicklung des Space Shuttles an die Industrie. Ziel war ein System welches 65000 Pfund in eine Erdumlaufbahn bringen konnte (29484 kg) und 32000 Pfund aus einem Orbit wieder zur Erde zurückbringen konnte. (14515 kg). Die Startmasse liegt bei bis zu 2040 t.
Unter dem Orbiter versteht man den eigentlichen Space Shuttle. Er heißt technisch auch Orbiter Vehicle, abgekürzt OV. Die NASA stellte 5 OV für den Betrieb in den Dienst. Geplant waren einmal neben einem Testexemplar 5 operationelle Exemplare. Im Jahre 1979 strich man wegen der ausufernden Kosten ein Exemplar. Jeder Orbiter ist in etwa so große wie ein Passagierflugzeug vom Typ DC-9 oder Boeing 737: Er hat eine Höhe von 17.27 m, eine Spannweite von 23.79 m, eine Länge von 27.2 m. Die Breite des Rumpfes liegt zwischen 5.2 m beim Nutzlastraum und 6.7 m bei den Triebwerken. Leer (genauer gesagt das Trockengewicht) sollte er 68.04 t wiegen, doch alle Orbiter überschreiten diese Größe. Die Fläche der Tragflächen des Shuttles beträgt 250 m². Die Struktur des Orbiters ist für 100 Einsätze ausgelegt. Der Orbiter besteht größtenteils aus Aluminiumlegierungen. Gefertigt wurde er von Boeing. Die Entwicklungskosten des Orbiters sollten nominal 4000 Millionen USD betragen und ein Exemplar sollte 800 Millionen USD kosten. Als man als Ersatz für die Challenger die Endeavour baute kostete dies 2800 Millionen USD.
Das wichtigste ist der Nutzlastraum von 18.3 Meter Länge und 4.6 Meter
Breite. Sein Volumen von 365 m³ erlaubt es auch sperrige Satelliten und Bauteile zu
befördern, wie das Hubble Weltraumteleskop und Bauteile für die Raumstation. Der
Nutzlastraum ist durch 33 Unterstützungsringe versteift. Die Größe ist auf die zu
erwartende Nutzlast angepasst. Bei Raketen rechnet man pro 100 kg Nutzlastgewicht ein
Volumen von 1000 l.
Am Nutzlastraum ist eine Luftschleuse mit einem Tunnel angebracht. Diese kann je nach verfügbarem Raum innen oder im Nutzlastraum angebracht sein und durch einen drehbaren Tunnel kann die Ausgangsöffnung gedreht werden (in den Nutzlastraum hinein oder über das Cockpit). Nominell ist sie 211 cm lang und hat eine Schleusenöffnung von 160 cm Durchmesser
Schon während der Entwicklung zeigte sich, dass man den Orbiter nicht so leichtgewichtig bauen kann wie man dies wollte und man steigerte den Schub der Haupttriebwerke von 100 auf 109 Prozent um die Sollnutzlast zu erreichen. Die ersten beiden Orbiter Columbia und Challenger lagen jedoch darunter, weil die Orbiter selber zu schwer waren. Das maximale Landegewicht aller 3 Orbiter liegt bei 104.3 t für normale Landungen und 108.9 t für Notlandungen. Daher ist die Nutzlast bei Rückführungen aus dem Orbit geringer als beim Start in den Orbit. Soll waren bei Projektbeginn 65000 Pfund Nutzlast in einen Erdorbit und 32000 Pfund zurück zur Erde. im metrischen System entspricht dies 29.483 kg in den Orbit und 14.515 kg zurück.
Die bei der Indienststellung hohe Nutzlastkapazität wurde gewählt, weil man aus den früheren Erfahrungen mit einer Steigerung der Anforderungen rechnete und die Shuttles ursprünglich bis zum Jahre 1991 in Dienst bleiben sollten. Anders bei einer Trägerrakete kann man die Nutzlast des Space Shuttles nur begrenzt erhöhen.
Am Nutzlastraum ist ein von Kanada gefertigter und 15.3 Millionen USD teurer Roboterarm von 408 kg Gewicht angebracht. Er hat 4 Glieder und 3 Gelenke und kann vom Cockpit aus ferngesteuert werden. Er verfügt über 5 Freiheitsgrade und kann bis zu 18 m lange und 4 m breite Lasten mit 30 t Gewicht anheben. Die Geschwindigkeit beträgt 6-60 cm/s. Die gesamte Arbeit kann durch angebrachte TV Kameras beobachtet werden. Ein zweiter Arm von 15.24 m Länge kann wenn gewünscht an der anderen Seite angebracht werden. Er wiegt 413 kg, dazu kommen noch 118 kg für seine Installation. Dies reduziert die Nutzlast um 531 kg.
Der Nutzlastraum wird von dem Start mit trockener Luft durchlüftet, 1 Stunde vor dem Start wechselt man auf reinen Stickstoff. Während des Aufstiegs wird der Druck an das Weltall angeglichen, wobei man jedoch im Nutzlastraum immer einen Überdruck behält um eine Kontamination zu vermeiden. Bei der Landung wird bei einer Höhe von 23 km wieder Luft in den Nutzlastraum eingelassen. Die Temperatur beträgt im Nutzlastraum beim Start maximal 49 Grad Celsius, während des Aufstiegs in den Orbit maximal 66 Grad Celsius und bei der Landung maximal 93 Grad Celsius. Der Lärmpegel beträgt maximal 145 db, bei 250 Hz sind es 140 db.
An den Innenflächen des Nutzlastraumes befinden sich verspiegelte Radiatoren, welche überschüssige Wärme des Orbiters in den Weltraum abstrahlen. Gelingt das Öffnen der Nutzlastbucht nicht, so muss der Orbiter bald wieder landen, um eine Überhitzung zu vermeiden. Die Radiatoren werden von einem Wasser-Freon Kreislauf durchströmt. Die 113 m² können die gesamte überschüssige Wärme des Orbiters und bis zu 6.3 kW Wärme der Nutzlast abführen. Bei größerem Kühlungsbedarf kann diese Leistung auf 8.5 kW erweitert werden. Das Kühlmittel gelangt mit 54 Grad Celsius in den Kühler und verlässt ihn mit 7.2 Grad Celsius. Damit die Sonneneinstrahlung jedoch nicht zu einseitig wird muss der Orbiter nach einiger Zeit langsam (mit 5 Umdrehungen pro Stunde) rotieren um den normalerweise der Sonne ausgesetzten Hitzeschutzschild zu kühlen.
Ein Wasserverdampfungskühler mit 1.8 kW Kühlungsleistung arbeitet oberhalb 30 km Höhe bei geschlossenen Türen. Darunter wird eine Ammoniakverdampfungsanlage eingesetzt.
Der Orbiter hat eine Ausrichtungsgenauigkeit in den 3 Achsen von 0.5 Grad mit Driftgeschwindigkeiten von 0.01 Grad/Stunde. Dies reicht für die meisten Nutzlasten aus. Wird eine höhere Genauigkeit gewünscht, dann kann der Lageregelungssensor mit der Nutzlast verbunden werden und eine Genauigkeit von 0.1 Grad wird erreicht. Für Teleskope ist dies noch immer nicht ausreichend. Sie können mit einem beweglichen Tisch im Nutzlastraum montiert werden und mit eigenen Sensoren die Feinausrichtung auf 0.016 Grad erhöhen. Dazu wird ein Stickstoff-Kaltgassystem im Tisch verwendet, dass 0-6 kg Treibstoff pro Sekunde verbraucht.
Angetrieben wird der Orbiter von 3 Triebwerken die mit der energiereichen
Treibstoffkombination Wasserstoff und Sauerstoff
arbeiten. Das Mischungsverhältnis beträgt 6.03 zu 1 und lag höher als bei allen anderen
damals gebauten Triebwerken mit dieser Treibstoffkombination. Die Triebwerke arbeiten
nach einem deutschen Patent von MBB, dem Hauptstromverfahren: Bei jedem
Raketentriebwerk wird ein Teil des Treibstoffes benötigt um das Triebwerk zu kühlen und
den restlichen Treibstoff in die Brennkammer zu befördern. Dieser Treibstoff kann in
den meisten Triebwerken nicht zur Verbrennung genutzt werden. Bein Hauptstrom Verfahren
wird dieser Treibstoff jedoch wieder der Brennkammer zugeleitet und ebenso zur
Verbrennung genutzt. Gleichzeitig kann der Druck in der Brennkammer dadurch erheblich
erhöht werden und die Treibstoffe so besser verbrannt werden. Beide Faktoren zusammen
bewirkten dass die Haupttriebwerke des Space Shuttles, mit die am effizientesten jemals
gebauten Triebwerke sind.
Die Triebwerke des Space Shuttles sind für 55 Einsätze oder über 7.5 Stunden Gesamtbetriebszeit ausgelegt. Keines der Triebwerke wird jedoch diese Zeit erreichten, da sie bei allen Space Shuttles schon dreimal erneuert wurden. Bislang flogen 30 Triebwerke, so, dass ein Triebwerk im Durchschnitt lediglich 10 Einsätze absolviert. Ursprünglich sollten die Triebwerke 100 Einsätze durchhalten, doch schon früh in der Entwicklung beschloss man den Schub zu steigern, um einen Anstieg des Orbiterleergewichts abzufangen. Die Columbia hatte Triebwerke von 102% Schub beim Erstflug. Die anderen Orbiter 104%. Der höhere Schub führt zu einem höheren Verschließ und so zu einer geringeren Lebendsauer. Als es bei Tests am Boden mehrfach Probleme bei 109% Schubniveau auftraten, stellte man Versuche dieses zu erreichen Ende der achtziger Jahre ein. Die Triebwerke beschleunigen den Space Shuttle bis fast auf die Geschwindigkeit die er benötigt um einen Orbit zu erreichen. Heute fliegen die Space Shuttle nur mit maximal 104% Schub.
Jedes der drei Triebwerke hatte nominell einen Bodenschub von 1668 kN und einen Vakuumschub von 2090 kN (100%) und ist regelbar im Bereich von 65 bis 109%. Sie brennen bei einer nominalen Mission 520 Sekunden lang. Der spezifische Impuls beträgt 4480 m/s im Vakuum, am Boden nur 3630 m/s. Jedes der drei Triebwerke hat eine Höhe von 4.3 m und einen Durchmesser von 2.3 m und wiegt 3060 kg. Das Expansionsverhältnis der Düse beträgt 77.5. Durch den hohen Brennkammerdruck von 220 Bar wird es höchsten Belastungen ausgesetzt. Die Temperatur in der Brennkammer liegt bei 3315 ° Celsius. Die Treibstoffe aus dem Tank werden durch zwei Pumpen mit einer Drehzahl von 37000 U/min und Leistungen von bis zu 60 MW gefördert. Die Wasserstoffturbine erreicht einen Förderdruck von 423 Bar, die Sauerstoffpumpe sogar einen von 506 Bar. Jedes Triebwerk ist um 8.5 Grad waagerecht und 10.5 Grad senkrecht schwenkbar. Dies wird mit hydraulisch betriebenen Aktoren bewerkstelligt.
Auch beim Gasgenerator und in der Turbine wird mit hohen Temperaturen gearbeitet. Die Gase haben dort schon 760 Grad Celsius Temperatur. Pro Sekunde verbraucht jedes Triebwerk 500 kg Treibstoff. An den Triebwerken sind auch 10 Tanks von 7 x 0.4 m³ und 3 x 1.5 m³ Größe mit Helium unter 60 Bar Druck untergebracht mit denen der Tankdruck in Sauerstoff und Wasserstofftank aufrechterhalten wird.
Seit der ersten Generation sind die Triebwerke nicht nur erheblich leistungsfähiger geworden, sondern vor allem sicherer. Eine Fehlfunktion ist heute 3 mal unwahrscheinlicher als 1981. Bis zum Jahr 2005 war ein weiteres Upgrade vorgesehen : Mehr Sensoren und ein Computersystem sollten eine Explosion oder den Austritt von Triebstoff 1 Sekunde vor dem kritischen Zeitpunkt feststellen und so eine Notabschaltung ermöglichen. Gleichzeitig will man die Brennkammer vergrößern um die Druckbelastung zu verringern.
Die letzten Triebwerke die ab 2005 im Einsatz sind, unterscheiden sich in den Leistungsdaten nur leicht von ihren Vorgängern, sollen jedoch erheblich sicherer sein. Bei STS-114 wurden Startmassen von 3150 kg pro Triebwerk und ein Vakuumschub von 2190 kN nominal und 2298 kN maximal genannt. Senkbar ist der Schub auf bis zu 1415 kN. Sie sind bereits die 4.te Generation. Die ersten Triebwerke wurden nur in den Testflügen eingesetzt. Die operationellen Flügen erfolgten bereits mit weiterentwickelten Typen (Phase I). Sie wurden bis zur Explosion der Challenger eingesetzt. Phase II folgte 1988 mit dem Flug STS-26. Bei den Phase II Block I Triebwerken sind kleinere Modifikationen durchgeführt worden. Ihr erster Einsatz war mit STS-70. Bis zum Columbia Unglück flog die Flotte je nach Orbiter mit Phase II oder Phase II / Block I Triebwerken. Für 2005 war das nächste Upgrade vorgesehen.
Folgende Upgrades wurden durchgeführt:
Als man die ersten Erprobungsflüge 1982 hinter sich hatte, hatten die Triebwerke ein extrem langes Wartungsintervall. Man beschloss ein Programm in 3 Phasen um Zuverlässigkeit und Leistung zu steigern und die Wartungsintervalle zu reduzieren:
Nach der Challenger Explosion wurde die Phase III gestrichen und von Phase II das 109% Schubziel. Seitdem arbeiten die Triebwerke im 104% Routinebetrieb gefahren und maximal 107% in Notsituationen oder extrem schweren Nutzlasten. Die letzten Phase I Triebwerke flogen im Juli 1999.
Schon während dieses Programm lief arbeitete man einer weiteren Verbesserung der Triebwerke. Nun galt das Hauptaugenmerk nicht dem Schubnvieau (man nahm sogar einen Verlust in Kauf), sondern der Sicherheit und Zuverlässigkeit und der Kosten. 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 Totalverlustes sollten von 1/404 über 1/608 (Block I) auf 1/1283 (Block II) sinken.
Block I Triebwerke wurden vom Juli 1995 bis Dezember 1999 eingesetzt.(STS-70 bis STS-88, 27 Einsätze). Sie setzten einen neuen Wärmeaustauscher ein (25% größere Wandstärke), einen neuen Triebwerkskopf (erheblich weniger Einzelteile, 77 kg mehr Gewicht, aber 50% kürzere Wartungsintervalle) und eine neue Hochdruck-Sauerstoffpumpe (qualifiziert für 109% Schubniveau, Wartungsintervall 10 Flüge) ein.
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. Diese ist größer als die alte, dadurch sinken die Brennkammerdrücke und auch die Drücke welche die Hochdruckpumpen liefern müssen um 6%. Die Brennkammer ist 11% größer. Dadurch sinkt auch der Kühlaufwand um 7%. Der Preis ist ein etwas geringerer spezifischer Impuls (um 14 m/s kleiner). Um dies auszugleichen arbeiten die Block IIA Triebwerke mit 104.5% Schub und können in Notsituationen 109% Schub liefern. Das Wartungsintervall stieg auf 10 Einsätze.
Block IIA Triebwerke wurden 1998 bis 1999 eingesetzt (STS-89 bis STS-109). Die Wahrscheinlichkeit eines Totalverlustes durch Triebwerksprobleme sank auf 1/999.
Danach wurden die
Triebwerke mit der neuen Hochdruckwasserstoffpumpe ausgerüstet und damit zu Block II
Triebwerken. Die neue Wasserstoffpumpe war zwar 300 kg schwerer, aber doppelt so
zuverlässig. Vibrationen wurden um den Faktor 2-4 reduziert. Die Anzahl der
Schweißnähte um 387 reduziert. Als Folge hat ein Block II Triebwerk eine
Zuverlässigkeit von 1/1283. Der erste Flug war im Juli 2001 mit STS-104. Die Block
II Triebwerke werden immer noch mit 104.5% Maximalschub gefahren. Sie sind
jedoch zugelassen für den Dauereinsatz mit 106% und Abbruchszenarien von 109%. Tests am
Boden mit 111% verliefen ohne Probleme.
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. Durch die Columbia Katastrophe wurde dieses Upgrade zeitlich verzögert. Der erste Test des AHMS Kontrollsystems erfolgte bei STS-116, jedoch war es damals noch inaktiv, es ging nur darum das System unter Flugbedingungen zu testen. Beim nächsten Flug STS-117 war es bei einem der 3 Triebwerke aktiv. Die Anzahl der Triebwerke wurde von 5 auf 4 reduziert, nachdem die Ausmusterung der Space Shuttles für 2010 beschlossen wurde.
Es gab auch weitere Ideen für die Steigerung der Triebwerksleistung bis auf 111% und den Austausch der Düsen. Auch dazu wird es nicht mehr kommen. Es war geplant im Anschluss danach ein neues verbessertes Shuttle Triebwerk mit einem Ausfallsrisiko von unter 1/3000 zu entwickeln, welches den Shuttle bis 2020 hätte antreiben können. Entsprechende Vorschläge für ein Triebwerk unter der internen Bezeichnung RS-83 (die internen Herstellerbezeichnung des Space Shuttle Triebwerks beträgt RS-24)
Die Triebwerke sind ein gutes Beispiel für die Upgrades die der Shuttle erfahren hat. Technisch gesehen sind die Triebwerke noch heute sehr gut. Es gibt nur wenige Triebwerke die einen höheren spezifischen Impuls aufweisen und dies sind Triebwerke für den reinen Vakuumeinsatz (Beispiele wären das RL-10B2 und das Vinci). Würde man sie heute neue entwickeln, so wäre die Leistung wohl nicht steigerbar, aber man könnte sie preiswerter fertigen. Die Upgrades hatten daher auch das Ziel vor allem die Kosten für Wartung und Instandhaltung zu senken. Durch die gestiegenen Sicherheitsanforderungen ist allerdings das Gegenteil eingetreten: Ein Kontrakt den Pratt & Whitney für die Wartung der Triebwerke vom 1.4.2006-31.12.2010 bekam umfasst alleine 975 Millionen USD. Die Gesamtsumme für Wartungsarbeiten die Pratt & Whitney damit seit die NASA die Wartungsarbeiten am Shuttle auf die Zulieferer übertrug beträgt damit 2025 Millionen USD.
Die folgende Tabelle informiert über die gebauten Triebwerke, ihre Risikoanalyse und ihre Einsätze. Bei der Zahl der Triebwerke handelt es sich nicht immer um Neuentwicklungen sondern auch um veränderte Triebwerke. Bei den Flügen ist die Anzahl der Triebwerkseinsätze gemeint. Gefertigt wurden insgesamt 41 Exemplare. Bis STS-110 war das Triebwerk 2019 mit 19 Flügen der Rekordhalter bei den Einsätzen. Bis März 2002 hatten alle Triebwerke zusammen mit den Bodentests 972132 Betriebssekunden akkumuliert, das entspricht 675 Einsätzen bei 480 Sekunden Betriebszeit pro Triebwerk. 2929 mal wurden die Triebwerke gestartet.
| Originaltriebwerke | Zuverlässigkeit | Anzahl Triebwerke | Einsatz | Flüge |
|---|---|---|---|---|
| Original | 3 | STS 1 bis 5 | 5 | |
| Phase I | 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 - | |
| Block II / AHMS | 1/2123 | 4 | STS-117-STS-133 |
Der Tank wird kurz vor Erreichen des Orbits ausgeklinkt. Die
Haupttriebwerke brachten die Fähre auf eine Bahn mit fast Orbitalgeschwindigkeit, der
erdfernste Punkt liegt bei etwa 130 km Höhe, der erdnächste bei der Erdoberfläche. Bei
der Abtrennung hat der Orbiter 116 km Höhe.
Zwei Minuten später werden in 93 km Höhe die beiden OMS Triebwerke gezündet. Die OMS (Orbit Manovrement System) Triebwerke befinden sich im Heck. Jedes der OMS Triebwerke wiegt 118 kg und hat einen Schub von 26.7 kN. Sie verbrennen die lagerfähige Treibstoffmischung Stickstofftetroxyd (NTO) und Monomethylhydrazin (MNH) im Gewichtsverhältnis von 1.65 zu 1. Der spezifische Impuls beträgt bei einem Brennkammerdruck von 8.6 Bar 3021 m/s. Der Treibstoff wird druckgefördert. dazu dienen Heliumdruckflaschen mit einem Druck von anfangs 345 Bar. Der Druck in den Tanks beträgt 8.8 Bar. Jedes OMS Triebwerk ist um 7 Grad senkrecht und 8 Grad waagerecht schwenkbar. Die nominelle Betriebsdauer beträgt für ein Triebwerk 15 Stunden, davon als einzelne Brennzeit am Stück maximal 1250 Sekunden. 1000 mal sollen sie gestartet werden können.
Bei einer erdnahen Bahn beschleunigen die OMS zuerst das Shuttle 10.5 Minuten nach dem Start mit einer ersten Zündung von 50 Sekunden Dauer um 30 m/s. Das Shuttle erreicht so eine Bahnellipse von 93 - 280 km Höhe. Nach weiteren 31 Minuten ist der erdfernste Punkt erreicht Eine zweite Zündung mit 50 m/s Zuwachs zirkularisiert die Bahn, so dass sie eine Höhe von 280 km erreicht. 45 Minuten vor dem Wiedereintritt dreht das Space Shuttle und die Triebwerke zünden gegen die Flugrichtung und bremsen es um 75 m/s ab. Weitere 120 m/s stehen als Reserven sowie zum Ändern der räumlichen Lage zur Verfügung.
Bei einem voll beladenen Shuttle können die Triebwerke die Geschwindigkeit um 305 m/s ändern. (Diese krumme Zahl hat, wie viele andere im Shuttle Programm, nicht ihre Ursache in besonders genauer Berechnung des Bedarfs, sondern dem Umstand, dass alle Vorgaben in US Einheiten erfolgten und da sind es genau 1000 ft/s). Die Gesamtzuladung an Treibstoff betrug beim ursprünglichen Entwurf maximal 11.4 t.
Für
höhere Bahnen oder größere Änderungen war vorgesehen, dass anstatt der Nutzlast weitere
Treibstofftanks im Nutzlastraum mitgeführt werden. Jeder Zusatztank sollte weitere
152.5 m/s bringen, reduziert aber im gleichen Maße die Nutzlast. Für die Kopplung
an die MIR und später an die ISS musste man erheblich mehr Treibstoff mitführen als bei
den ursprünglichen Orbitern. Führten diese maximal 9.37 Treibstoff mit so sind es heute
13.17 t, davon 1.92 t für das RCS System. (Früher 3.15 t alleine für RCS). Allerdings
wird dies heute ohne zusätzliche bestanden Tanks erreicht, da die hier beschriebenen
OMS Zusatztanks zwar entwickelt aber nie eingesetzt wurden.
Zusätzliche Tanks im hinteren Bereich des Nutzlastraumes erhöhen die Treibstoffzuladung. Der Nutzlastraum wird dadurch bei jedem weiteren Tank um 2.9 m verkürzt. Es sind bis zu 3 Zusatztanks installierbar:
| Anzahl an Zusatztanks | Vollgewicht | Leergewicht | zusätzliches Geschwindigkeitsvermögen |
|---|---|---|---|
| 1 | 7156 kg | 1531 kg | 152.5 m/s |
| 2 | 13209 kg | 1974 kg | 305 m/s |
| 3 | 19416 kg | 2573 kg | 457.5 m/s. |
In der gleichen Weise sinkt natürlich die Nutzlast. Mit 3 Tanks beträgt sie dann nur noch 10 t. Die Grafik die damals über die Planung publiziert wurde informiert über die Nutzlastabnahme bei verschieden hohen Kreisbahnen. Ablesebeispiel: Mit drei Zusatztanks kann etwa 11 t in eine 45 Grad geneigte 1000 km Hohe Bahn befördert werden.
Für feine Änderung der Lage gibt es noch kleinere Steuerdüsen in zwei Größen. Dies ist das Reaction Control System (RCS) Diese sind um den Orbiter herum verteilt und haben einen Schub von jeweils 2870 N und 112 N. Von diesen gibt es insgesamt 38 Stück der großen und sechs der kleinen Triebwerke. Sie benutzen einen eigenen Treibstoffvorrat von 3.157 kg NTO und MNH. Der spezifische Impuls der großen Triebwerke beträgt 2835 m/s, der spezifische Impuls der kleineren nur 2236 m/s. Diese Triebwerke dienen kleineren Kurskorrekturen, z.B. in der Endphase eines Kopplungsmanövers vor allem der Änderung der räumlichen Lage.
Der gesamte Orbiter ist von Hitzeschutzkacheln und anderen Isolationen umgeben. In der Gesamtheit wird es Thermal Protection System TPS genannt. am kritischen sind die unten und an den Flügelvorderkanten angebrachten Kacheln. Die Zahl ist vom Orbiter abhängig. Bei der Columbia waren es vor dem Erstflug noch 34000 Stück, bei Challenger 30873 und bei Discovery und Atlantis hat man die Zahl auf 21000 reduziert. Sie wurden wie andere besonders belastete Teile des Öfteren durch moderne Konstruktionen ersetzt. Die letzte Generalüberholung im Jahre 1998 sparte so eine halbe Tonne an Gewicht ein. Die Hitzeschutzkacheln werden in 4 Typen eingeteilt:
FRSI: (fibrous refractory composite insulation) Für
Temperaturen unter 370 ° Celsius. Dies sind 0.9 × 1.2 m große Platten aus dem
Kunststoff Nomex (ähnlich Nylon) in Filzstruktur. Sie befinden sich vor allem an der
Seite des Orbiters, der Flügeloberseite und der Nutzlastbucht. Diese machen 304.2 m²,
das entspricht 29% der Fläche aus. Sie sind die leichtesten Kacheln und wiegen nur
357 kg.Die LRSI und HRSI Kacheln machten bei der Entwicklung Probleme, weil sie nicht richtig haften wollten. Zudem hatte man die Zeitdauer weit unterschätzt. Im Schnitt schaffte ein Arbeiter nur die Anbringung einer Kachel pro Woche. Ursprünglich sollten 200 Personen die Kacheln anbringen. Schließlich arbeiteten 1000 Personen in 3 Schichten um die Kacheln anzubringen. Probleme mit den Kacheln verzögerten den Erstflug um 1 Jahr.
Die Kacheln bestehen aus Silikatfasern in einer dreidimensionalen Matrix. Ihre Dichte ist 20 mal kleiner als die von Wasser, da sie große Hohlräume einschließen. Dadurch ist die Wärmeleitfähigkeit extrem schlecht. Die Kacheln sind wenige Sekunden nach dem Herausnehmen aus dem Sinterofen bei 1200 C mit bloßen Händen anfassbar, da eine dünne Schicht an der Oberfläche auskühlt (und zwar besonders schnell durch die vielen dünnen Fasern - hohe Abstrahlungsfläche) während die Wärme im inneren nicht nach außen geleitet wird und die Kacheln innen noch rotglühend leuchten. Die HRSI unterscheiden sich durch zugemischte Pigmente von den LRSI, da eine dunkle Oberfläche mehr Energie abstrahlt als eine helle. Zusätzlich sind diese oxidationshemmend beschichtet und mit einer dünnen Glasschicht überzogen um die Aufnahme von Wasser durch Regen zu verhindern.
Geplant war die Kacheln später durch metallische Werkstoffe zu ersetzen. Das Problem der Kacheln liegt zum einen in der Anbringung : Sie müssen auf der Aluminiumschale des Orbiters haften, die einen wesentlich höheren thermischen Ausdehnungskoeffizienten besitzt. Dazu wurde eine spezielle elastische Zwischenschicht eingebracht, auf der man aber die Kacheln zuerst nicht so festkleben konnte, dass sie auch die Belastungen beim Start aushielten. Die Kacheln sind neben der Temperatur beim Start einem Druck von 0.38 Bar und Schallpegeln von 165 db ausgesetzt.
Bei einem Transfer der Columbia mit einer umgebauten Boeing 747 fielen mehrere Tausend Kacheln ab. Die Zwischenschicht erfordert Lücken von 0.43 mm zwischen den Kacheln, damit diese sich durch die Aufheizung ausdehnen können. Andererseits dürfen die Lücken nicht breiter als 0.76 mm sein, da sonst zu viel Wärme auf die Aluminiumschicht des Orbiters übertragen wird. Diese darf sich auf maximal 177 Grad Celsius aufheizen.
Nach dem Erstflug mussten 1827 Kacheln ersetzt werden. Nach dem Flug STS-3 weitere 1100 Stück. Dies entsprach den Vorhersagen, wonach man anfangs etwa 1.5% der Kacheln austauschen muss und sich diese Zahl mit zunehmender Flugerfahrung senkt. Die Lebensdauer aller Kacheln beträgt mit Ausnahme der RCC 100 Flüge. RCC sind nur auf 67 Flüge spezifiziert.
Danach gab es weniger Probleme mit den Kacheln, bis sie nach der Beschädigung eines RCC Panels man schmerzhaft daran erinnert wurde, wie empfindlich die Kacheln gegen Stöße sind. Nach 29 Monaten in den man die Tanks verbesserte, zeigte sich beim Flug STS-114 jedoch, dass man das Problem der Schaumisolierung des Tanks und der dadurch möglichen Beschädigung der Kacheln noch nicht im Griff hat.
Das Space Shuttle fliegt gleitend zurück zur Erde. Aufgrund des schlechten Verhältnisses von Flügelfläche und Orbitergewicht sind die Gleitflugeigenschaften sehr schlecht, das Space Shuttle landet daher mit einer relativ hohen Geschwindigkeit von etwa 340 km/h, abhängig vom Gewicht bei der Landung. Eine Passagiermaschine landet mit etwa 200-220 km/h. Weiterhin verfügt der Space Shuttle nur über zwei Reifen pro Fahrwerk anstatt 4 wie bei einer Passagiermaschine. Verglichen mit einer Boeing 747, dem zivilen Flugzeug mit den höchsten Beanspruchungen bei der Landung, ist die Belastung pro Reifen etwa 2-3 mal höher. Es treten Spitzenkräfte von 600 kN pro Reifen aus, verglichen mit 200 kN bei einer Boeing 747. Die Reifen überstehen so nur sechs Landungen, während ein Reifen bei der 747 für 250 Landungen gut ist. Aus Sicherheitsgründen werden die Reifen, die pro Stück etwa 4000 Dollar kosten bei jeder Landung ausgewechselt. Nach dem Verlust der Challenger bekamen die Orbiter einen zusätzlichen Bremsfallschirm, der die Auslaufstrecke verkürzt. Das Fahrwerk wird durch ein hydraulisch betriebenes System ausgefahren. Den dazu benötigten Druck erzeugt die APU durch das katalytische Spalten von Hydrazin, welches heißen Dampf aus einer Mischung von Ammoniak, Stickstoff und Wasserstoff erzeugt.
Die Landebahnen für das Space Shuttle sind über 4 km lang, mit Auslaufzonen sogar über 5 km. Sie übertreffen damit jegliche Landebahn für Zivilflugzeuge die etwa 3 km lang sind. Dabei müssen diese absolut eben sein, wegen der hohen Landegeschwindigkeit und hohen Belastung bei der Landung. Beim Kennedy Space Zentrum weicht die höhe der Landebahn über 300 m nur um maximal 0.5 cm ab. Damit dies im sumpfigen Gelände Floridas möglich war, hat man das Erdreich darunter mit weiterem Erdreich aus parallel ausgehobenen Gräben und Beton komprimiert und darauf eine 40 cm dicke Betonschicht aufgebracht. Bei zivilen Landebahnen reichen 15-25 cm.
Die ersten Testflüge fanden in Edwards Air Force Base statt, wo die Space Shuttle auf einem ausgetrockneten Salzsee landeten. Da es dort einen unbegrenzt langen Auslauf gab war dies die erste Wahl, solange man keine praktischen Erfahrungen über die wirklich benötigte Strecke hatte. Edwards war auch lange Zeit noch der primäre Landeplatz, obwohl man dann die Space Shuttles erst zurück zum Kennedy Space Center befördern musste, was jeweils einige Wochen dauerte. Erst 1993 löste das Kennedy Space Center Edwards als primären Landeort ab, auch heute dient es noch als Sekundärlandeplatz, wenn in Florida das Wetter zu schlecht ist erfolgt eine Landung in Edwards
Der erste Belag auf der Piste war extrem rau um eine Landung auch noch bei einer 7 cm dicken Regenschicht zu ermöglichen, die jede zivile Landebahn außer Gefecht gesetzt hätte. Der Grund dafür war, dass ein Space Shuttle nur zwei primäre Landeplätze hatte und nicht unbegrenzt lange im Orbit bleiben kann. Man wollte daher sicher gehen, dass er auch nach starken Regenfällen landen kann. Verschiebungen machen daher auch nur hohe Windgeschwindigkeiten nötig, aber nicht Regen. Der raue Belag bewirkte dass die Reifen sich abnutzten wie Radiergummi und teilweise die darunterliegende Aluminiumstruktur zu sehen war. Das führte zu Sicherheitsbedenken und der Belag wurde gegen einen neuen ausgetauscht der weniger rau ist. Die verringerte Reibung wird durch den Bremsfallschirm mehr als ausgleichen.
Im vorderen Teil des Orbiters befinden sich das Cockpit und
die Mannschaftsquartiere, die mit 73 Kubikmeter den Wohnraum während der Mission
stellen. Erstmals wird bei einem amerikanischen Raumfahrzeug normale Luft, d.h. ein
Gemisch von 21% Sauerstoff und 79% Stickstoff bei 1 Bar Druck für die Atmosphäre
eingesetzt. Der Stickstoff stammt aus Druckgasflaschen. Der Sauerstoff wird von
dem Treibstoff für die Brennstoffzellen abgezweigt. Bei einem Ausfall dieser gibt es
Reservedruckflaschen an Bord. Eine Kohlendioxidabsorbtionsanlage hält den Kohlendioxid
bei unter 6.7 mb. Der Feuchtigkeitsgehalt der Luft wird bei 25-70% gehalten.
Obgleich 73 m³ nicht viel Raum sind ist dies doch wesentlich geräumiger als bei den Apollo Kapseln (7 m³) und in etwa so viel Raum wie die Saljut Stationen zur Verfügung stellten. Die Erweiterung für längere Aufenthaltszeiten von bis zu 30 Tagen im Orbit verschlingt ebenfalls Platz und beschränkt den verfügbaren Raum auf 68 m³.
Die Mannschaftskabine ist in 2 Decks unterteilt. Im oberen Deck befindet sich das Cockpit, aber auch die Elektronik zur Steuerung des Laderaums und des Kranes. Es gibt hier Fenster nach hinten und vorne. Hier befindet sich die Besatzung während des Starts und der Landung. Die Innentemperatur kann über eine Klimaanlage von 16 bis 32 Grad geregelt werden.
Eine normale Besatzung besteht aus 4 Personen (Pilot, Copilot und zwei Nutzlastspezialisten). Maximal 7 Personen können bei einer regulären Mission mitfliegen. Für diese Personenzahl gibt es Schlafkabinen im Unterdeck, sanitäre Räume und Sitze im Cockpit. Bei Notfällen können es bis zu 10 Personen sein. 4 Personen (Pilot, Copilot, Missionsspezialist, Nutzlastspezialist) sitzen im oberen Flugdeck. 3 weitere im unteren Flugdeck. Dort gibt es auch Sitze für 3 weitere Personen bei Notfällen.
Für die Besatzung gibt es eine Küche, Zwei Toiletten (für Damen und Herren), Hygieneeinrichtungen und Schlafkabinen. Dort befindet sich auch die Ausrüstung der Besatzung und Nahrungsmittel in dehydridrierter Form. Jeder Container kann maximal 320 kg an Ausrüstung pro Kubikmeter aufnehmen.
Ursprünglich für Aufenthalte von 7 Tagen ausgelegt, kann der Orbiter soweit umgerüstet werden, das Missionen bis zu 30 Tagen möglich sind. Die zeitliche Begrenzung kommt vor allem dadurch, das Strom und Wasser aus Brennstoffzellen gewonnen werden. Normalerweise verfügt der Orbiter über drei Brennstoffzellen in denen Wasserstoff mit Sauerstoff zu Wasser umgesetzt wird und die dabei gewonnene Energie als Strom zur Verfügung gestellt wird. Jede Zelle hat eine Leistung von 7 kW nominal und 12 kW maximal (Für 15 Minuten alle 3 Stunden). Die Leistung kann zwischen 2 und 12 kW variiert werden. Die Lebensdauer beträgt 5000 Betriebsstunden. Der benötigte Wasserstoff und Sauerstoff werden verflüssigt in vakuumisolierten Thermalgefäßen gelagert und unter Druck gehalten. Dieser beträgt beim Sauerstoff 63 Bar und beim Wasserstoff 17.5 Bar. Geplant waren 3 Tanks mit je 42 kg Wasserstoff und 3 Tanks mit je 354 kg Sauerstoff. Von den 1188 kg werden 51 kg für das Lebenserhaltungssystem benötigt. Die restlichen 1137 kg liefern insgesamt 1794 kWh an Energie. 1530 kWh waren für eine normale Mission vorgesehen und 24 kWh sind Notreserve. Der Energiebedarf beträgt bei Start und Landung bis zu 100 kWh, während des Betriebs 14 kWh. Da dies über dem Verbrauch von 8 kWh liegt, den man bei dem Entwurf des Orbiters zugrunde legte, für den man das System ausgelegt hat war der Einbau eines weiteren Tanksystems notwendig das aus jeweils 940 kg schweren Paketen besteht. Jedes Packet hat eine Leermasse von 380 kg und führt 560 kg Treibstoffe mit. (Das dritte nur 286 kg). Natürlich gehen solche Zusatzpakete von der Nutzlast ab. Derartige Gewichtssteigerungen reduzierten die Nutzlast der Orbiter. Bis zu 7 solcher Packs kann man intern im Orbiter unterbringen. Weitere dann in der Nutzlastbucht.
Dazu kommen drei Hydrazin angetriebene Turbinen mit je 5 kW Dauerleistung für den Notfall und drei wieder aufladbare Nickelcadmiumbatterien (je 10 Ah à 28 V) für Stromspitzen. Die mit Hydrazin angetriebenen APU's (Auxilary Power Units) dienen auch der Stromversorgung bei Start und Landung sowie zum Betätigen der hydraulischen Anlagen. Sie liefern dann bis zu 100 kW Leistung für kurze Betriebszeiten. Das Hydrazin wird katalytisch zersetzt und liefert heißen Dampf. Dieser treibt zum einen hydraulische Systeme an wie für das Ausfahren des Fahrgestells oder die Betätigung der Hoch- und Querruder. Zum anderen ist es auch ein zweites unabhängiges System zur Notstromversorgung.
Zwei Brennstoffzellen werden für eine normale Mission benötigt. Die dritte dient als Reserve für einen Ausfall. Weitere Brennstoffzellen erlauben eine Ausweitung der Mission bis zu 30 Tagen. Dann wiegen alleine die Brennstoffzellen beim Start 15.6 t und bei der Landung noch 6.5 t. Die Nutzlast (in diesem Falle ein Raumlabor) ist dann auf 8 t beschränkt (maximale Landenutzlast 14.5 t). Längere Missionen als 30 Tage sind wegen anderer limitierter Ressourcen (Nahrungsmittel, Treibstoffvorräte für die Lageregelung) nicht möglich. Als Nebenprodukt liefern die Brennstoffzellen Wasser, etwa 0.6 l pro kWh. Wasser gibt es dadurch im Orbiter mehr als genug. Es wird durch eine Düse ins All entlassen. Dieses System machte mehr als einmal Probleme indem sich am Auslass große Eiskristalle bildeten von denen man befürchtete, sie könnten den Orbiter beim Abbrechen beschädigen.
Erstaunlicherweise hat man während der Einsatzdauer des Space Shuttles niemals die Brennstoffzellen durch effizientere Lösungen ersetzt. Die DFVLR entwickelte für längere Spacelab Missionen einen ausfahrbaren Solarzellenflügel namens DORA, der bei 200 kg Gewicht 12.5 kWh Leistung während der beschienen Phase liefert. Eine 25 kWh Zusatzlösung mit Batterien (für die Nachtphase des Orbits) hätte etwa 900-1000 kg gewogen und wäre schon bei Kurzzeitmissionen leichter als das Zusatzpaket an Treibstoff für die Brennstoffzellen gewesen. Da es nie zu einer Langzeitmission des Spacelabs kam, wurde DORA nie eingesetzt und die NASA verfolgte keine Pläne einen ausfahrbaren Solarzellenflügel mitzuführen.
Gesteuert wird der Orbiter von 5 Computern die eine hohe Zuverlässigkeit durch
Überzähligkeit erreichen. Dank der Computer konnte auch auf eine aktive Landung (mit
einem Düsen Triebwerk) verzichtet werden, was der Nutzlast zugute kommt. Vier der
Computer stammen von IBM, der fünfte von Honeywell. Sie synchronisieren sich und
tauschen Rechenergebnisse aus. Gibt es eine Abweichung so wird dies der Besatzung
mitgeteilt die dann den fehlerhaften Computer abschalten kann. Ursprünglich waren 5
bauidentische Rechner entworfen worden um ein "Zwei aus Fünf" System aufzubauen. Das
bedeutet, das maximal zwei der fünf Rechner ausfallen dürften. In Zeiten in denen die
Hardware größere Ausfallwahrscheinlichkeiten als heute aufweist waren solche
Mehrfachredudanzen ein Möglichkeiten Hardwaredefektem zu begegnen. Als man jedoch an
die Entwicklung der Shuttle Software ging und feststellte dass sie im Vergleich zu
bisheriger Software enorm komplex werden würde betrachtete man auch Softwarefehler
genauer. Softwarefehler würden alle Rechner tangieren und zwar könnte die Besatzung
dann diese deaktivieren, jedoch ohne Computer nicht mehr den Orbiter steuern. Man
entschied sich daher dafür einen der fünf Computer durch ein anderes Fabrikat
auszutauschen auf dem nur die Software läuft die man braucht um in einen Orbit zu
kommen oder von einem Orbit zu landen. Dadurch war die "Zwei aus Fünf" Redundanz jedoch
nicht mehr gegeben und die vier anderen Rechner sind nicht sicherer als drei
identische.
Die Computer basieren auf dem kommerziellen System IBM 360. Der 32 Bit Prozessor AP-101 wurde auch in der B-52 und B-1B eingesetzt. Jeder Prozessor verfügt über einen I/O Prozessor der für die ein/Ausgabe zuständig ist.
Die Geschwindigkeit der ersten Generation erreichte 480.000 Instruktionen/sec, wobei der Computer als erster Rechner in der Raumfahrt auch Flieskommazahlen in Hardware berechnen konnte. Instruktionen konnten in einem 2048 Bit großen Microcode Speicher definiert werden. Die Space Shuttle Computer verwendeten 154 Instruktionen von denen aber 6 nicht oder ineffizient definiert waren, so dass man diese nachbessern musste.
Der AP101 konnte linear 64 KWorte Speicher adressieren. Durch Ergänzen der Adresse mit 4 Bits vom Programmzähler konnte man den Speicher ohne Softwareänderungen und Architekturveränderungen jedoch auf 256 KWorte erweitern. Adressiert wurde dann immer ein 64 K Block innerhalb dieses Gesamtspeichers. Ursprünglich meinte man mit den 64 KWorten Halbworten auszukommen (40 K Halbworte für die CPU und 24 K Halbworte für den I/O Prozessor) entsprechend 128 KByte Speicher). Doch die Zunahme der Codelänge der Software führte zur Einführung von Wortmodulen anstatt Halbwort Modulen für die CPU (208 KByte Speicher). Doch auch dieses reichte nicht und so ersetzte man die Module durch "Double density" Modulen mit doppelt so viel Speicher. Die ersten Rechner hatten jeweils 80 KWorte à 32 Bit Speicher +24 KWorte à 32 Bit für den I/O Prozessor. Zusammen also 416 KByte Speicher. Der Speicher bestand noch aus Ringkernspeichern mit einer Zugriffszeit von 400 ns. Jedes Modul organisierte den Speicher in 16 Bit Halbworten mit 2 Bits um Speicherfehler zu erkennen und zu beseitigen.
In Speichergröße und Geschwindigkeit war der AP-101 mit einem Minicomputer dieser Zeit vergleichbar, also durchaus ein leistungsfähiger Rechner.
Ab Anfang der neunziger Jahre wurden die ersten Rechner durch die zweite Generation ersetzt. Der AP-101F wurde durch den AP-101S ersetzt. Der AP101S verwendet nun Halbleiterspeicher und nutzt den vollen Adressraum von 256 KWorten aus. Auch die Geschwindigkeit konnte verdoppelt werden auf 1.2 Millionen Instruktionen/sec. Anstatt zwei Boxen pro Computer kam man nun mit einer aus, wodurch sowohl die Abmessungen wie auch das Gewicht auf die Hälfte sanken (49.5 x 19.4 x 23.4 cm). Die MTBF (mittlere Zeit bis zum Auftreten eines Fehlers lag mit 6000 h ebenfalls höher als die 5200 h der ersten Generation. Der erste Einsatz der neuen Computer war der Flug STS-49 im Mai 1992.
Ursprünglich war gedacht wie bei den Apollo Rechnern die gesamte Software in den Speichern zu halten. Doch bald wurde sie zu komplex und zu groß. Man addierte dann zwei Bandlaufwerke mit 134 MBit Kapazität zum System. Jedes konnte 8 Millionen 16 Bit Worte speichern. Sie wurden in 512 Wort Blöcken gelesen und geschrieben. Die gesamte Space Shuttle Software war anfangs 700 KWorte groß.
Ein und Ausgabeeinheiten für die Besatzung waren
kleine Röhrenmonitore die 5 x 7 Zoll groß waren (Bildschirmdiagonale 8.6 Zoll) und 26
Zeilen à 51 Zeichen darstellten. 4 dieser Monitore gab es: 3 vorne im Cockpit, einen
hinten beim Missionsspezialisten. Es gab 3 Tastaturen zur Eingabe beim Piloten,
Copiloten und Missionsspezialisten. Gesteuert wurden sie von einem 16 Bit Display
Controller mit 8 KWorten RAM.
Im Jahre 1998 wurden auch die 4 schweren Kathodenstrahlröhren der Displays durch 9 moderne multifunktionale LCD Displays, wie sie in Verkehrsflugzeugen üblich sind ersetzt. Diese sind intelligent und benötigen keinen Bordcomputer zur Datenaufbereitung und wiegen obwohl es mehr sind deutlich weniger als die bisherigen Kathodenstrahlröhren. Jedes Display kann die Information jedes Bordcomputers darstellen.
Neu war auch die Einführung eines Bussystems. Heute selbstverständlich war dies als man den Shuttle entwarf noch eine Neuerung. Vorherige Rechner hatten direkte Punkt zu Punkt Verbindungen. Für jedes Signal brauchte man eine Leitung. Alle Hauptcomputer und Sensoren hängen an einem Bussystem. Alleine dadurch soll eine Tonne an Kabelverbindungen eingespart worden sein.
Eingesetzt wird ein Echtzeitbetriebsystem mit Prioritätssteuerung. Es gab zwei Zyklusdauern 40 ms für Steuerungsprozessoren und 960 ms für nicht kritische Prozesse wie z.B. die Navigation. Man entschied sich für die Prioritätssteuerung die es erlaubt dass wichtige Prozesse weniger wichtige unterbrechen, weil man dadurch bei Überlastung zwar eine Abnahme der Leistung hat, aber keinen Systemausfall wie er bei einem einfachen Echtzeitbetriebsystem mit festen Zeitscheiben vorkommt.
An den Triebwerken sitzen eigene Triebwerkscontroller, deren einzige Aufgabe es ist die Triebwerke zu steuern und die Messwerte laufend auf Abweichungen zu untersuchen. Sie schalten bei einem sich nähernden Ausfall das Triebwerk automatisch ab. Dies kam einmal bei der Mission STS-51F vor. Auch sie wurden 1985 durch Motorola MC 68000 Prozessoren ersetzt. Ein weiteres Upgrade war vor dem Verlust der Columbia geplant. Die hohe Leistung der Triebwerke war nur durch die Triebwerkskontroller möglich. Sie fuhren die Triebwerke nahe an die Zerstörungsgrenze und reduzierten so Sicherheitsmargen. Sie sitzen direkt an den Triebwerken und sind anders als die Hauptcomputer hohen Belastungen (Schall, Vibrationen, Temperaturen) ausgesetzt.
Die Landung kann vom Computer vollständig autonom erfolgen. Die Besatzung kann aber in der letzten Phase auch den Shuttle wie ein Flugzeug (allerdings mit miserablen Flugeigenschaften) steuern. Im Normalfall fliegt der Pilot nur während der letzten Minute des Abstiegs. Ohne Computer ist das Space Shuttle weder beim Start noch bei der Landung steuerbar. Der Space Shuttle ist ein inhärent instabiles Flugzeug. Lediglich in der letzten Minute der Landung ist die Atmosphäre dicht genug, damit die aerodynamischen Kräfte einen stabilen Gleitflug erlauben. Doch auch dann verhindern die Computer, dass die Piloten die Fähren in einen instabilen Zustand bringen. Es gibt keine direkte Steuerung der Hydraulik und dem Steuerknüppel (Fly by Wire).
Die Software wurde in HAL geschrieben, einer Sprache ähnlich FORTRAN aber speziell auf die Bedürfnisse von Avioniksystemen zugeschnitten. sie war nur etwa 10% langsamer als Assembler. Allerdings dauerte die Entwicklung weitaus länger als man dachte, die Software wurde komplexer und größer als gedacht und es gab mehr als 200 Änderungen. Schließlich kostete die gesamte Softwareentwicklung 200 Millionen USD, das zehnfache des geplanten Betrages. Die Flugsoftware des Shuttles umfasst insgesamt 500.000 Zeilen. Auch nach den Testflügen wurde an ihr weiter gearbeitet: Von 1982 bis 1989 sank die Fehlerzahl von 11 Fehlern pro 1000 Zeilen auf 1 Fehler pro 1000 Zeilen sank. Die Kosten dafür waren enorm: Die gesamte Software kostete bis 1989 enorme 500 Millionen USD, also 1000 Dollar pro Codezeile. Entwickelt wurde sie von IBM.
Die Funkverbindung zur Erde geschieht über eine Sprachverbindung mit 64 KBit/sec und einer Datenverbindung (vornehmlich für Nutzlastdaten) mit 192 KBit/sec. Telemetrie wird mit 128 KBit gesendet. Diese Bodenfunkverbindungen waren für die ersten Flugtests oder ohne Verbindung zum TDRS System vorgesehen. Ist keine direkte Funkverbindung möglich so werden die Daten zwischengespeichert und beim nächsten Kontakt mit 1 MBit/s übertragen.
Nicht nur für das Space Shuttle, aber wesentlich für dieses war ein Netz aus Übertragungssatelliten (TDRS). Schon der erste operationelle Flug hatte das Ziel den ersten dieser Satelliten zu starten, als der zweite bei der Explosion der Challenger verloren ging, wurde der nächste mit dem ersten Start nach Wiederaufnahme der Flüge gestartet. Daran erkennt man die Bedeutung dieser Satelliten für das Space Shuttle Programm. 2 Satelliten erlauben eine Funkverbindung über 85% der Zeit, 3 Satelliten über 95% der Zeit. Die Datenrate beträgt 52.5 MBit/s also 50 mal mehr als direkt zum Boden.
1988 erhielten alle Shuttles einen ausfahrbaren Faltschirm, der die Landestrecke verkürzen sollte und so mehr Ausweichlandeplätze bei Notsituationen verfügbar macht. Die Belastung bei der Landung ist auch der Grund, das der Orbiter mit max. 14.5 t erheblich weniger Nutzlast zurückführen kann als er in den Orbit transportieren kann.
Alle Zahlen sind projektierte Angaben vom Sollzustand (1972)
| System | Startgewicht | Landegewicht |
|---|---|---|
| Tragflügelstruktur | 7129 | |
| Heck Struktur | 1320 | |
| Rumpfstruktur | 19476 | |
| Thermalschutz | 8998 | |
| Lande- und Hilfssysteme | 3587 | |
| Haupttriebwerke | 12802 | |
| Manövertriebwerke | 2549 | |
| Hauptenergieversorgung | 1349 | |
| Elektrische Wandler und Verteiler | 3223 | |
| Hydraulische Wandler und Verteiler | 898 | |
| Kontrollsystem | 1255 | |
| Avionik | 2698 | |
| Thermalkontrolle | 2380 | |
| Personaleinrichtungen | 496 | |
| Nutzlasteinrichtungen | 275 | |
| Sicherheitsspielraum | 297 | |
| Trockengewicht | 68040 | 68040 |
| Personal | 1199 | 1199 |
| Nutzlast | 29484 | 14544 |
| Reste, nicht verbrauchbare Flüssigkeiten | 604 | 604 |
| Reserveflüssigkeiten | 1063 | 1063 |
| Verluste im Flug | 1247 | 0 |
| Treibstoffe für Aufstieg | 2361 | 0 |
| Manövertreibstoffe | 7395 | 0 |
| Lageregelung | 2766 | 0 |
| Start/Landegewicht | 114837 | 86084 |
Tatsächliche Trockengewichte:
| Orbiter | Nummer | Trockengewicht bei Indienststellung | Ursprüngliches Startgewicht mit Flüssigkeiten | Ursprüngliches Startgewicht mit Flüssigkeiten (2002) |
|---|---|---|---|---|
| Columbia | OV-102 | 70.470 kg | 80739 kg | 82,288 kg |
| Challenger | OV-099 | 67.876 kg | 79429 kg | - |
| Discovery | OV-103 | 67.100 kg | 77564 kg | 78,448 kg |
| Atlantis | OV-104 | 77564 kg | 78,687 kg | |
| Endeavour | OV-105 | 78018 kg | 79,135 kg. |
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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