Space Shuttle

Prvé slovo názvu, space, je skrátením dvojslovného termínu outer space, teda vesmír; druhá časť, shuttle, v pôvodnom význame slova znamená člnok tkáčskeho stavu alebo šijacieho stroja, teda súčiastku vykonávajúcu nepretržitý pohyb tam a späť; v americkej angličtine je v prenesenom význame používaný na označenie dopravného prostriedku kyvadlovej prepravy (napr. vlak, autobus, loď a pod.). V spojení space shuttle teda znamená dopravný prostriedok pre kozmickú kyvadlovú prepravu.

Kompletný raketoplán pri jeho štarte tvorili tri časti:

• dva pomocné štartovacie stupne SRB (Solid Rocket Boosters);
• odhadzovacia nádrž ET (External Tank);
• družicový stupeň (Orbiter), vybavený hlavnými motormi SSME (Space Shuttle Main Engines).

Celková dĺžka zostavy raketoplánu Space Shuttle pri vzlete bola 56,14 m. Vzletová hmotnosť sa pri jednotlivých exemplároch a ich misiách líšila a pohybovala sa približne okolo 2 050 ton. Pristávacia hmotnosť tiež kolísala a závisela najmä na množstve nákladu dopravovaného naspäť na Zem; zvyčajne sa pohybovala od 90 do 115 ton. Nosnosť družicového stupňa raketoplánu bola v začiatkoch programu okolo 29,5 ton nákladu pri štarte a 14,5 ton pri pristávaní. Neskoršou modernizáciou sa nosnosť ešte zvýšila.

Bližšie informácie v hlavnom článku: Space Shuttle Solid Rocket Booster

Štartovacie stupne a ich motory vyvinula a vyrábala firma Thiokol (teraz Morton Thiokol, súčasť koncernu Alliant Techsystems, Inc.), Brigham City, Utah (USA).

Väčšiu časť každého zo štartovacích stupňov SRB (Solid Rocket Booster) s dĺžkou 45,46 m, priemerom 3,8 m a vzletovou hmotnosťou 590 ton (prázdna hmotnosť 87 ton) tvorí raketový motor SRM (Solid Rocket Motor) spaľujúci tuhé pohonné látky, zmes tvorenú 12,04 % polybutadienakrylátu, 16,00 % práškového hliníka a 69,6 % chloristanu amónneho; ďalej 0,40 % oxidu železitého ako katalyzátora a 1,96 % epoxidového vytvrdzovača. SRB boli prvé raketové motory na svete, ktoré sa použili pri pilotovaných letoch, a v čase zavedenia do prevádzky boli tiež najväčšie raketové motory na tuhé pohonné hmoty na svete.

Stavebne sa motory skladajú zo štyroch segmentov, ktoré boli zostavované dohromady až na kozmodróme. Horný segment obsahuje iniciačnú a zážihovú zložku, k spodnému je pripojená vychyľovateľná ablatívne chladená expanzná dýza. Doba činnosti motorov SRB pevne daná množstvom pohonnej látky bola približne 120 sekúnd. Každý z motorov SRB v okamihu vzletu raketoplánu vyvíjal ťah 11,8 MN. Prierez stredového kanálu palivového zrna má tvar jedenásťcípej hviezdy; po ohorení cípov, zhruba v T +50 s po štarte, sa ťah motoru samovoľne znižoval.

Na povrchu spaľovacej komory SRM boli lineárne nálože, ktoré by sa v prípade havárie raketoplánu počas štartu odpálili, rozpolili spaľovaciu komoru a tým ukončili činnosť motora pre prípad, že by dopadol na obývané miesta.

Nad horným segmentom je pod kužeľovým aerodynamickým krytom umiestená časť riadiacej elektroniky a padákový systém, umožňujúci bezpečné pristátie spotrebovaných motorov na morskú hladinu. Ďalšia časť elektroniky je umiestnená v priestore okolo expanznej dýzy, kde je tiež umiestnené turbočerpadlo hydrauliky na vychyľovanie dýzy motora. V hornom a spodnom prístrojovom úseku sú tiež umiestnené vždy štvorice malých raketových motorov na rýchle oddelenie SRB od externej palivovej nádrže ET.

Stupne SRB boli z boku pripojené k externej nádrži ET prostredníctvom troch rúrkových konštrukcií, jednej v prednej a dvoch v zadnej časti SRB.

Po dokončení práce SRM vo výške 45 km sa výbušnými skrutkami oddelili spoje s nádržou ET a zapálili sa dve štvorice pomocných raketových motorov, ktoré SRB vzdialili do bezpečnej vzdialenosti od raketoplánu. SRB zotrvačnosťou vystúpili do výšky okolo 66 km. Potom sa voľným pádom vracali na zem. Vo výške 4,8 km sa odhodil predný aerodynamický kryt a vypustil sa výťahovací a napokon aj stabilizačný padák s priemerom 16,6 m. Vo výške 1,8 km sa odhodil stabilizačný padák a otvorili sa tri hlavné padáky, každý s priemerom 41,5 m. Tie zaistili pristátie SRB rýchlosťou 25 m/s, približne 260 km od miesta štartu. Vzduch vnútri spaľovacej komory zaistil, že po dopade na vodnú hladinu sa nepotopili. Potom boli odvlečené záchrannými loďami do Port Canaveral, kde boli odovzdané na demontáž a opätovné naplnenie tuhými pohonnými látkami. Predpokladalo sa ich desaťnásobné opakované použitie.

SRB sa prevážali železnične do firmy Thiokol do Utahu kvôli rozmerom demontované. Po naplnení a prevezení späť na Floridu boli znova zmontované. Práve zlyhanie tesnenia medzi jednotlivými segmentami SRB bolo príčinou havárie raketoplánu Challenger.

Bližšie informácie v hlavnom článku: Space Shuttle External Tank

 

Externú palivovú nádrž ET vyvinula firma Martin Marietta (teraz Lockheed Martin) a vyrábali sa v továrni Michoud Assembly Facility blízko New Orleans, LA (USA).

Nádrž ET bola jedinou časťou raketoplánu, ktorá sa nedala opakovane použiť. Je valcovitého tvaru so spodným sférickým dnom a zašpicateným vajcovitým vrcholom. Jej celková dĺžka je 47,0 m a priemer 8,4 m. V skutočnosti sa skladá z dvoch oddelených nádrží. Spodná s objemom 1 515 m³ nesie zásoby kvapalného vodíka (102 600 kg), predná s objemom 554 m³ zásoby kvapalného kyslíka (616 500 kg) pre motory SSME.

Bola vyrábaná v troch základných modifikáciách. Prvá z nich, použitá pri prvých siedmich štartoch raketoplánu, mala prázdnu hmotnosť približne 35 ton. Odľahčená verzia tejto nádrže je označovaná LWT (Light-Weight Tank) s hmotnosťou približne 31 ton. Medzitým od roku 1998 bola pre lety k Medzinárodnej kozmickej stanici (ISS) používaná ešte viac odľahčená ET, označovaná skratkou SLWT (Super Light-Weight Tank) s prázdnou hmotnosťou približne 30 ton.

Kyslíková nádrž bola počas letu tlakovaná na prevádzkový tlak 240 až 250 kPa. K turbočerpadlám motorov SSME v družicovom stupni bol kyslík dopravovaný rýchlosťou 1 264 kg/s (t. j. 1,1 m³/s) prívodným potrubím s vnútornou svetlosťou 380 mm. V potrubí sú umiestnené štyri senzory predčasného spotrebovania kyslíka pred dosiahnutím predpísanej rýchlosti. Vodíková nádrž bola počas letu tlakovaná na prevádzkový tlak 22 až 230 kPa. K turbočerpadlám motorov SSME bol vodík dopravovaný rýchlosťou 211 kg/s (t. j. 3,0 m³/s) prívodným potrubím so svetlosťou 430 mm. V spodnej časti vnútra nádrže boli umiestnené priečky, zabraňujúce pohybu kvapalného vodíka počas letu („špliechanie”), aby sa nenarušovala stabilita zostavy raketoplánu. Na týchto priečkach sú tiež umiestnené štyri senzory predčasného spotrebovania vodíka.

Kyslíková a vodíková nádrž boli spojené valcovou prechodovou časťou z hliníkových zliatin s oceľovými resp. titánovými výstuhami. Na hornom konci vodíkovej nádrže bola z vonkajšej strany pripojená rúrková konštrukcia, ktorou boli nádrže pripútané k spodku družicového stupňa. Ďalšie dve konštrukcie prepájajúce ET s družicovým stupňom sa nachádzali pri spodnom okraji vodíkovej nádrže. V tomto priestore bolo tiež ukončené prívodné potrubia kyslíka a vodíka napojené na palivové rozvody v motorovom priestore družicového stupňa.

Povrch nádrže ET bol pokrytý tepelnou izoláciou hrdzavo hnedej farby z penového polyuretánu plneného rozdrveným korkom, ktorá znižovala odparovanie pohonných látok pred štartom, čiastočne zabraňovala tvorbe námrazy na povrchu nádrže a chránila obsah nádrže pred aerodynamickým ohrevom počas vzletu atmosférou. Niektoré časti povrchu boli chránené proti aerodynamickému ohrevu ablačným materiálom. Pri prvých dvoch štartoch (STS-1 a STS-2) bol povrch izolácie chránený vrstvou bieleho náteru; nepoužitím náteru pri ďalších letoch raketoplánov bolo ušetrených zhruba 500 kg "mŕtvej" (neužitočnej) hmotnosti.

Odpadnutie väčšieho kusu tejto penovej izolácie a jeho náraz do nábehovej hrany krídla raketoplánu Columbia, ktorú poškodil, bol v závere misie STS-107 príčinou jeho havárie.

Približne 15 s po dosiahnutí suborbitálnej dráhy a vypnutí motorov SSME sa prívodné potrubie rozpojilo a výbušnými skrutkami sa oddelila prepojovacia konštrukcia medzi ET a družicovým stupňom. Družicový stupeň sa manévrom motormi RCS odpútal do bezpečnej vzdialenosti. Odhodená nádrž ET pokračovala v lete po balistickej suborbitálnej dráhe a zanikala v atmosfére.

Bližšie informácie v hlavnom článku: Družicový stupeň raketoplánu

 

Okrídlený družicový stupeň (orbiter) vyvinul hlavný dodávateľ celého raketoplánu. Bola to najzložitejšia a najdôležitejšia časť celého raketoplánu a zároveň jediná časť, ktorá sa dostala do vesmíru a potom pristála. Ide o jednoplošník s deltovitými krídlami dvojakej šípovitosti s celkovou dĺžkou 37,24 m, výškou 17,25 m a rozpätím 23,79 m. Jeho prázdná hmotnosť je rôzna pri jednotlivých exemplároch (Columbia bola najťažšia) a pohybuje sa okolo 90 ton. Družicový stupeň má tri hlavné konštrukčné časti:

• predná časť – dvojpodlažná kabína pre posádku; (dĺžka 8,74 metra)
• stredná časť – trup s nákladovým priestorom; (dĺžka 18,28 metra)
• zadná časť – motorový priestor s motormi SSME. (dĺžka 5,48 metra)

Priestor pre posádku (7 osôb, v núdzových prípadoch teoreticky až 10 osôb) má objem 71,5 m³ a v jeho priestoroch je atmosféra normálneho vzduchu s tlakom 1 014 hPa. V jeho hornej časti sa nachádza letová paluba alebo pilotná paluba vybavená 10 oknami, na ktorej sú sústredené prvky riadenia. Nachádza sa tu sedadlo veliteľa letu (vľavo) a pilota (vpravo). Za nimi sú odmontovateľné kreslá pre ďalších členov posádky. Priamo za sedadlom veliteľa je v podlahe priechod na strednú, alebo obytnú palubu. Obytná paluba obsahuje bočný prielez pre nástup a výstup posádky a prielez do nákladového priestoru. Okrem toho je vybavená sanitárnym zariadením, záchodom, kuchynkou a miestami pre odpočinok. Za priečkou v prednej časti obytnej paluby je umiestnená väčšina riadiacej elektroniky vrátane piatich palubných počítačov. Pod podlahou obytnej paluby sa nachádza spodná alebo technická paluba. Je tu klimatizačné zariadenie a systémy podpory života. Do tejto paluby nebol je bežne prístup, posádka sa tam mohla dostať iba po demontovaní podlahových panelov v obytnej palube.

 

Riadenie systémov raketoplánu zaisťovalo päť hlavných palubných počítačov typu IBM AP-101S (pôvodne AP-101) s výkonom viac ako 1 milión operácií za sekundu a s operačnou pamäťou 256Ki 32-bitových slov. Počas kritických fáz letu, ako je vzlet a pristátie, boli štyri počítače prepojené a navzájom sa kontrolovali. Piaty, vybavený jednoduchším programovým vybavením, slúžil ako záloha.

Navigačný systém využíval najmä tri inerciálne plošiny IMU (Inertial Measurement Units), ktoré zásobovali palubné počítače informáciami o aktuálnej orientácii družicového stupňa v priestore a o negravitačných zrýchleniach (napr. spôsobených prácou motorov). Na ich nastavovanie slúžili automatické aj manuálne zameriavače hviezd. Negravitačné zrýchlenie meria aj ďalšia súprava štyroch lineárnych akcelerometrov. V priebehu stretávacích manévrov na stanovenie vzdialenosti družicového stupňa od cieľa a relatívnej rýchlosti sa používal palubný rádiolokátor. Pre navigáciu v závere pristátia slúžil prijímač systému TACAN. Skúšobne sa používal aj navigačný systém GPS. Vlastnú pilotáž letu zaisťoval prostredníctvom hlavných počítačov autopilot, ktorý tiež mohol preberať príkazy pilotov z ručných ovládacích prvkov, umiestnených na letovej palube.

Komunikačný systém pracoval v pásmach K_u (15,25 až 17,25 GHz) a S (1,7 až 2,4 GHz). Väčšina spojení s riadiacim strediskom bola sprostredkovaná cez družice systému TDRSS (Tracking and Data Relay Satellite System), umiestnených na geostacionárnej dráhe. V prvých približne 4 minútach letu mohol systém pracujúci v pásme S komunikovať s pozemnou stanicou na kozmodróme priamo. Pre spojenie s Medzinárodnou kozmickou stanicou v jej blízkosti alebo s členmi posádky, pracujúcimi v skafandroch vo voľnom priestore, sa používal systém pracujúci v pásme UKV (243 až 300 MHz). Tento systém slúžil aj ako záložný pre spojenie s pozemnými stanicami.

V trupe s rozmermi 18,3 × 5,2 × 4,0 m je umiestnený nákladový priestor uzavierateľný dvojkrídlovými dverami, na ktorých vnútornej strane sú radiátory klimatizačného systému. Tieto radiátory prostredníctvom glykolovej slučky odvádzali z vnútra družicového stupňa odpadové teplo. Aby mohli správne fungovať, museli byť dvere do nákladového priestoru vo vesmíre otvorené. V trupe sa okrem iného nachádza diaľkový manipulátor RMS (Remote Manipulator System), nazývaný aj manipulačné rameno, tri palivové batérie s výkonom 3 × 7 kW (v maxime 3 × 12 kW), štyri nádrže s kyslíkom a štyri nádrže s vodíkom potrebnými pre ich prevádzku. Nachádzal sa tu tiež všetok užitočný náklad. Mohli to byť jedna alebo viac družíc, sondy, moduly pre vesmírnu stanicu (Mir, ISS), zásobovacie kontajnery, alebo vesmírne laboratórium. Starší typ vesmírneho laboratória je európsky Spacelab, od letu STS-57 až po let STS-107 sa používal novší Spacehab. Bývala tu tiež inštalovaná prechodová komora slúžiaca na prechod do otvoreného priestoru.

Zadná časť orbitera sa nazýva motorová sekcia. Táto časť nesie tiež smerové kormidlo nazývané aj vertikálny stabilizátor. V zadnej časti sú umiestnené tri turbočerpadlá APU (Auxiliary Power Units) hydraulického systému na ovládanie motorov SSME a aerodynamických riadiacich plôch.

 

V motorovom priestore sa nachádzajú tri kyslíko-vodíkové motory SSME (Space Shuttle Main Engines) s nominálnym ťahom 3 × 2,1 MN vo vákuu. Dodávku pohonných látok do spaľovacích komôr týchto motorov zaisťovali turbočerpadlá, pričom časť kvapalného vodíka bola najskôr vedená stenami expanznej trysky, ktoré sa tak regeneratívne ochladzovali. Všetky tri motory sú uložené výkyvne a ich vychyľovaním hydraulickými ovládačmi bol riadený smer letu raketoplánu počas jeho vzletu na obežnú dráhu. Tieto motory boli používané len pri štarte. Po oddelení hlavnej nádrže ET už neboli pripojené na nijaký prívod paliva a na obežnej dráhe nemali nijakú funkciu.

Pod motorovým priestorom je umiestnený trupový elevón. Nad motorovým priestorom po stranách kýlovej plochy s kormidlami a aerodynamickou brzdou sú pripevnené dva moduly manévrovacích motorov OMS (Orbital Maneuvring System), každý s jedným motorom OMS s ťahom 26,7 kN, 12 riadiacimi motormi RCS (Reaction Control System) s ťahom 3,87 kN a dvoma vernierovými motormi s ťahom 111 N. Ako pohonné látky pre OMS a RCS slúžia monometylhydrazín a oxid dusičitý. Ďalší modul RCS so 14 motormi s ťahom 3,87 kN a dvoma motormi s ťahom 111 N je zabudovaný vpredu, pred priestorom pre posádku.

Konštrukcia trupu raketoplánu je vyrobená najmä z ľahkých hliníkových zliatin. Pre najviac mechanicky namáhané časti je použitá oceľ a titánové zliatiny.

Povrch raketoplánu je pokrytý systémom tepelnej ochrany TPS (Thermal Protection System), chrániacim trup raketoplánu pred aerodynamickým ohrevom počas zostupu do atmosféry Zeme. Najviac namáhané časti, t. j. predok trupu a nábehová hrana krídla, sú chránené panelmi z uhlíkového laminátu, pokrytého glazúrou zo zmesi oxidu hlinitého, oxidu kremičitého a karbidu kremíka ako ochranou proti oxidácii. Spodok trupu a krídla sú pokryté dlaždicami z vysoko porézneho oxidu kremičitého, ktoré sú vyrobené z kremennej vaty s čiernou glazúrou, zaisťujúcou vysoké spätné vyžarovanie (emitivitu) tepelného žiarenia. Horná časť krídla, boky trupu a boky kýlovej plochy sú pokryté podobnými kremennými dlaždicami, ale s bielou glazúrou, zaisťujúcou vysokú odrazivosť (reflektivitu) tepelného žiarenia. Celkový počet dlaždíc je viac ako 30 tisíc. Ich hrúbka kolíše podľa predpokladaného tepelného zaťaženia jednotlivých miest trupu od 25 do 125 mm. Dlaždice nie sú lepené priamo na hliníkový trup, ale na pružnú podložku z Nomexovej plsti (vyrobenej z aramidu) a medzi jednotlivými dlaždicami je ponechaná dilatačná medzera, zaplnená pružnou upchávkou z keramickej tkaniny. Najmenej tepelne namáhaný vrch trupu (dvere nákladového priestoru) je pokrytý panelmi FRSI (Felt Reusable Surface Insulation) z Nomexovej plsti. Pred vyvezením raketoplánu na štartovaciu rampu bol celý povrch družicového stupňa impregnovaný vodoodpudivým postrekom.

Pre pristátie je raketoplán vybavený vysúvacím podvozkom. Pre skrátenie dojazdu po pristátí je v spodnej časti kýlovej plochy zabudovaný brzdiaci páskový padák.

 

1. stabilizačné motory – reaktívny kontrolný systém
2. podvozková šachta
3. predný podvozok
4. okienka
5. pilotná paluba
6. veliteľ letu
7. druhý pilot
8. hlavný vstupný prielez
9. priechod na obytnú palubu
10. dvere do nákladového priestoru
11. nákladový priestor
12. rameno na diaľkové ovládanie
13. radiátory
14. tri hlavné motory
15. orbitálne manévrovacie motory
16. stabilizačné a manévrovacie motory
17. nádrže s palivom a okysličovadlom
18. nádrže s héliom
19. vertikálny stabilizátor (smerovka, kormidlo)
20. vyklápacia časť smerovky
21. krídlo
22. elevóny
23. zadný podvozok
24. prípojka na pozemské zariadenie

Tepelná ochrana – špeciálne tvarované izolačné platničky priliehajúce na zakrivené plochy:

A. Zosilnená uhlíkovo-uhlíková izolácia RCC (teploty nad 1 260 °C)
B. Keramické platničky (648 – 1 260 °C)
C. Platničky z keramických vlákien (370 – 648 °C)
D. Plsť (do 370 °C)

Bližšie informácie v hlavnom článku: Program Space Shuttle

 

Program STS bol oficiálne začatý 5. januára 1972, keď prezident Richard M. Nixon oznámil, že NASA bola poverená vyvinúť mnohonásobne použiteľný dopravný prostriedok pre lety zo Zeme na obežnú dráhu a späť. Okrem raketoplánu bolo v pláne vyvinúť tiež nadväzujúci systém medziorbitálnych ťahačov a prípadne aj prostriedkov pre kyvadlovú dopravu k Mesiacu a späť. Tieto nadväzujúce projekty tvoriace komplex prostriedkov označovaných STS však nikdy neboli realizované.

Na základe požiadaviek ministerstva obrany USA boli v projekte urobené značné kompromisy oproti pôvodným návrhom NASA, ktoré predpokladali plne mnohonásobne použiteľný systém. Projekt sa v úvodnej fáze niekoľkokrát menil a konečná realizácia sa dostávala do sklzu najmä pre rozpočtové problémy.

 

Okrem niekoľkých funkčných overovacích modelov bol konečne postavený prvý exemplár schopný letu (výr. č. OV-101), ktorý však nebol vybavený ani tepelnou ochranou, ani kyslíko-vodíkovými hlavnými motormi SSME a bol určený iba na letové skúšky v zemskej atmosfére. Pôvodne mal byť pomenovaný Constitution (Ústava), ale na základe celonárodnej listovej kampane bol na nátlak fanúšikov televízneho seriálu Star Trek nakoniec pomenovaný Enterprise. Jeho slávnostné odovzdanie sa uskutočnila 17. septembra 1976 a v priebehu roku 1977 vykonal päť skúšobných kĺzavých letov v atmosfére.

Prvým exemplárom určeným na let do vesmíru bol raketoplán Columbia (OV-102). Ten bol odovzdaný NASA 8. marca 1979 a 23. marca toho istého roku bol letecky (na chrbte lietadla Boeing 747-SCA) prepravený na Kennedyho vesmírne stredisko. Prvý let do vesmíru (STS-1) absolvoval v dňoch 12. až 14. apríla 1981 s dvojčlennou posádkou. Posledný let do vesmíru (STS-107 absolvoval v dňoch 16. januára až 1. februára 2003 so sedemčlennou posádkou; let však skončil haváriou, pri ktorej zahynuli všetci členovia posádky.

Ďalší exemplár Challenger (OV-099) bol prerobený z raketoplánu pôvodne určeného na lámacie skúšky a bol odovzdaný NASA 30. júna 1982. Na svoj prvý let odštartoval 4. apríla 1983. Zničený bol pri havárii počas štartu 28. januára 1986, pri ktorej zahynula celá sedemčlenná posádka.

Tretím exemplárom bol Discovery odovzdaný NASA 16. októbra 1983. Rovnako ako štvrtý raketoplán Atlantis dokončený 6. apríla 1985 slúžil až do ukončenia letov v roku 2011.

Piaty raketoplán pomenovaný Endeavour bol postavený ako náhrada za zničený Challenger. Do služby bol odovzdaný 25. apríla 1991.

Po havárii raketoplánu Columbia sa už nepočítalo so stavbou náhradného exempláru. Boli odvolané všetky štarty raketoplánov s výnimkou letov k Medzinárodnej vesmírnej stanici (ISS). Neskôr bola táto výnimka rozšírená aj na posledný servisný let k Hubbleovmu vesmírnemu ďalekohľadu. Obnovenie letov raketoplánov nazvané Return to flight bolo podmienené splnením množstva technických a organizačných zmien. Počas prvého letu raketoplánu Discovery (STS-114) v dňoch 26. júla až 9. augusta 2005 však došlo k opätovnému odpadávaniu tepelnej izolácie nádrže ET, čo viedlo k opätovnému prerušeniu letov raketoplánov. Opätovné obnovenie letov sa uskutočnilo až 4. júla 2006.

Z rozhodnutia vlády USA boli raketoplány Space Shuttle vyradené z prevádzky po dobudovaní ISS v roku 2011.

 

Pôvodné predpoklady, že po ekonomickej stránke bude prevádzka raketoplánov výhodná, sa ukázala ako chybná. Už pred rokom 1985 sa náklady na vypustenie pohybovali od 71 po 74 miliónov dolárov. Bolo známe, že štarty boli dotované približne 16 miliónmi dolárov, aby raketoplány mohli konkurovať v tom čase novej nosnej rakete Ariane. Po katastrofe raketoplánu Challenger sa náklady skokom vyšplhali až na 110 mil. USD a aj neskôr sa neúmerne zvyšovali.

Náklady v porovnaní s ďalšími nosičmi (údaje z roku 1997):

 

Družicový stupeň je po návrate z predchádzajúcej misie presunutý do jednej z troch montážnych hál OPF (Orbiter Processing Facility) na vyloženie nákladu a odstrojenie, v priebehu ktorého sa demontujú hlavné motory SSME a nahradia sa inými, ktoré medzitým prešli údržbou. Revíziou prechádzajú tiež moduly manévrovacích motorov OMS a RCS, ktoré sa niekedy tiež ako stavebný celok vymenia. Kontrolou prejde aj systém tepelnej ochrany TPS a je prípadne opravený a ošetrený. V OPF je do kabíny posádky a nákladového priestoru podľa potreby umiestnená časť užitočného nákladu.

V montážnej budove VAB (Vehicle Assembly Building) sa medzitým na pohyblivom vypúšťacom zariadení MLP (Mobile Launcher Platform) z jednotlivých segmentov zostavia obidva štartovacie stupne SRB, potom sa k nim pripojí odhadzovacia nádrž ET. Po ukončení príprav družicového stupňa v OPF je tento prevezený do VAB, žeriavom zdvihnutý, otočený do vertikálnej polohy a pripojený k ET. Po dokončení základných previerok sa MLP so zostaveným kompletným raketoplánom prevezie pásovým transportérom na jednu z dvoch štartovacích rámp LC-39A alebo LC-39B (v súčasnosti už len na 39-A), kde sa MLP posadí a napojí na pozemné zariadenie (rozvody elektrickej energie, dátové komunikačné linky, rozvody dodávky stlačených plynov, prevádzkových kvapalín a pohonných látok). Na rampe prebehnú ďalšie skúšky zostavy zavŕšené skúšobným odpočítavaním štartu.

Na rampe sa tiež naloží zostávajúce užitočné zaťaženie.

Vlastné odpočítavanie štartu začína zvyčajne tri dni pred očakávaným štartom za stavu T −43 hodín a obsahuje množstvo plánovaných prerušení, z ktorých posledné dve sú za stavu T −20 minút a T −9 minút. Približne 6 hodín pred štartom je do nádrže ET natankované palivo, dve hodiny pred štartom začína do stroja nastupovať posádka. Vlastný štart začína postupným zážihom hlavných motorov SSME začínajúc v čase T −6,6 sekundy. V T −0 sa zapália motory SRB a ich ťah pretrháva nity, ktorými je do tej doby raketoplán pripútaný k MLP.

 

V momente štartu bol ťah motorov SSME nastavený na najvyššiu možnú hodnotu (107 % nominálneho ťahu) a tiež motory SRM vyvíjali maximálny ťah. V čase T +10 s minul raketoplán najvyššie poschodie obslužnej veže a otáčal sa pozdĺž pozdĺžnej osi tak, aby jeho vertikálna os (kolmá na rovinu krídla) ležala v rovine dráhy, do ktorej mal byť navedený. Postupne sa tiež menil sklon, takže pôvodne vertikálne stúpanie sa plynule menil na dopredný let. Tento manéver sa uskutočňoval preto, aby sa nádrž ET nachádzala nad orbiterom a tým priveľmi nezaťažovala svoje spoje s orbiterom. V čase T +50 s sa znížil ťah motorov SSME na 67 %, aby sa znížilo aerodynamické namáhanie počas zmeny režimu letu raketoplánu z podzvukového na nadzvukový. Maximálne aerodynamické namáhanie nastávalo pri T +54 s. Približne v T +65 s sa opäť ťah motorov SSME zvyšoval na 100 % až 104 % nominálneho ťahu.

V čase T +120 až 130 s sa vypojili motory SRM a štartovacie stupne SRB sa odhadzovali. Pokračovali v lete po balistickej dráhe a neskôr na padákoch približne v T +410 s dopadali do Atlantiku.

Družicový stupeň poháňaný motormi SSME pokračoval v lete. Približne v T +450 až +460 s, keď preťaženie dosiahne hodnotu 3 g, začali palubné počítače znižovať ťah motorov SSME tak, aby sa preťaženie ďalej nezvyšovalo. V určitom okamihu letu sa raketoplán otočil do polohy, v ktorej bola nádrž ET pod orbiterom. Tento manéver sa nazýva angl. roll to heads up a tým sa umožnila komunikácia raketoplánu s riadiacim strediskom prostredníctvom spojovacej družice TDRS. Pri prvých letoch sa tento manéver nevykonával. Pri letoch na Medzinárodnú vesmírnu stanicu sa niekedy zažihli aj motory OME, aby uľahčili stúpanie. Tesne pred dosiahnutím plánovanej rýchlosti sa skokom znížil ťah motorov SSME na 64 %. K vypnutiu motorov (angl. main engine cut off) dochádzalo medzi T +500 až 510 s. O 20 sekúnd neskôr bola odhodená nádrž ET, ktorá pokračovala po balistickej dráhe, zhorela v atmosfére a jej prípadné zvyšky približne v čase T +86,5 min po štarte dopadali do oceánu.

Ak by došlo k výpadku jedného alebo viacerých motorov SSME počas vzletu alebo inej závažnej poruche na systémoch raketoplánu, bolo by nutné vzlet raketoplánu núdzovo ukončiť. Časy uvedené v ďalších odstavcoch sú pre prípad výpadku jedného motora; v prípade výpadku viacerých motorov alebo iných porúch sa podstatným spôsobom líšili. Časové intervaly sa prekrývajú, niekedy je možné využiť viaceré alternatívne spôsoby.

Ak by sa tak stalo v čase od T +0 do približne T +245 s, raketoplán by pokračoval v doprednom lete do odhodenia štartovacích stupňov (ak k nemu už nedošlo) tak dlho, až kým sa nespotrebovala časť pohonných látok z nádrže ET. Potom by sa družicový stupeň otočil, aby motory SSME najskôr vynulovali doprednú rýchlosť a naopak raketoplán urýchlili naspäť smerom k miestu štartu. Po vyčerpaní pohonných látok by ET bola odhodená a raketoplán by pristál na KSC.

Tento manéver by sa použil v čase od približne T +150 s do T +275 s. V tomto prípade by sa raketoplán uviedol do viac či menej strmo stúpajúceho letu, aby vyčerpal prebytočné pohonné látky a po odhodení ET by družicový stupeň pristál na záložnom letisku v západnej Európe alebo západnej Afrike (podľa sklonu plánovanej dráhy).

 

Pri tomto manévri, ktorý mohol byť uskutočnený po T +260 s, by raketoplán bol navedený na bezpečnú obežnú dráhu okolo Zeme, ale podstatne nižšiu ako bola plánovaná – preto by nebolo možné splniť úlohy misie. Používal by sa v prípade, že by nehrozilo bezprostredné nebezpečenstvo a raketoplán by mohol zotrvať na obežnej dráhe dlhšiu dobu a prípadne plniť náhradné úlohy.

Tento manéver by sa použil tiež po T +260 s a to v prípade, že buď by nebolo možné dosiahnuť bezpečnú stabilnú obežnú dráhu alebo by hrozilo nebezpečenstvo (napr. dehermetizácia obytných priestorov). Družicový stupeň by bol navedený na takú dráhu, z ktorej by mohol uskutočniť pristátie na území USA po necelom jednom obehu okolo Zeme.

Ak by došlo k výpadku jedného motora SSME po T +305 s, výkon zostávajúcich motorov spolu so zásobami pohonných látok pre motory OMS by mal byť dostačujúci, aby družicový stupeň bol navedený na plánovanú obežnú dráhu a mohol tak splniť všetky alebo väčšinu stanovených úloh.

Pod odhodení ET pokračoval družicový stupeň v lete po suborbitálnej dráhe. Po dosiahnutí apogea tejto dráhy približne v čase T +40 minút sa zapojili obidva manévrovacie motory OMS, ktoré zvýšili rýchlosť raketoplánu tak, aby sa dostal na stabilnú východiskovú dráhu. Po prvotnej previerke systémov (cca 90 minút po štarte) boli otvorené dvere nákladového priestoru, aby mohli začať fungovať radiátory klimatizačného systému. Potom zvyčajne boli vypojené tri z piatich hlavných palubných počítačov, aby sa ušetrila elektrická energia. Demontovali sa aj kreslá v kabíne pre posádku s výnimkou kresiel veliteľa a pilota.

Nasledovali operácie na obežnej dráhe, špecifikované úlohy podľa jednotlivých misií.

Deň pred návratom z obežnej dráhy sa uskutočnila dôkladná kontrola všetkých systémov družicového stupňa vrátane skúšobného zážihu motorov OMS a RCS. V obytnej kabíne boli uložené resp. pripútané všetky predmety.

V deň návratu boli na obytnej palube nainštalované kreslá, posádka si obliekla ľahké skafandre a pripravila sa na zostup. Dvere do nákladového priestoru boli uzavreté a spustili sa čerpadlá hydrauliky APU.

 

Družicový stupeň sa otočil proti smeru letu a zapojil motory OMS, ktoré znížili jeho rýchlosť o 85 až 110 m/s. Zážih motorov OMS sa oficiálne považoval za začiatok pristávacieho manévra. Tým sa pôvodná dráha zmenila na eliptickú s perigeom pod hornou hranicou atmosféry. Po ukončení manévru sa raketoplán otočil do polohy pre vstup do atmosféry (predkom dopredu, pozdĺžnu os asi 30º nad horizont). V tejto polohe sa totiž opieral o zemskú atmosféru veľkou plochou, čo umožnilo aerodynamické brzdenie a orbiter zároveň tepelnému treniu vystavil svoju spodnú, tepelne najlepšie chránenú stranu. Potom sa z dôvodu bezpečnosti z predných motorov raketoplánu FRCS vypustili prebytočné pohonné hmoty. Do atmosféry družicový stupeň vstupoval v referenčnej výške 121 km rýchlosťou asi 7,6 km/s asi 30 až 35 minút pred dosadnutím na pristávaciu dráhu a vo vzdialenosti viac ako 8 000 km od miesta pristátia.

 

Počas zostupu atmosférou družicový stupeň vďaka aerodynamickému odporu strácal rýchlosť, pričom jeho kinetická energia sa menila na tepelnú a okolitý vzduch sa v nárazovej vlne ohrieval na vysokú teplotu a ionizoval sa. Tepelná energia z nárazovej vlny sa v prvých fázach zostupu prenášala na povrch raketoplánu najmä žiarivým prenosom (radiačne), pričom povrch sa zahrieva na najexponovanejších miestach až na 1 500 °C. V neskorších fázach zostupu, keď sa raketoplán pohyboval v hustejších vrstvách atmosféry a prúdenie okolo neho prechádza z laminárneho na turbulentné, sa pridával aj prenos tepla vedením a nábežné hrany mohli byť vystavené teplotám až 1 800 °C. Stabilitu lode v tejto fáze udržiavali korekčné raketové motory, nakoľko hustota atmosféry bola ešte príliš nízka na to, aby mohli byť použité aerodynamické prvky. So vzrastajúcim odporom vzduchu rástlo aj preťaženie na palube raketoplánu.

Pre urýchlenie brzdenia raketoplán počas prvých 20 minút po vstupe do atmosféry vykonal dve striedavo pravotočivé a ľavotočivé zatáčky. Po znížení rýchlosti na 760 m/s vo výške okolo 25 km a vzdialenosti približne 100 km od miesta pristátia, začal raketoplán kontrolované aerodynamické brzdenie TAEM (Terminal Area Energy Management), aby do oblasti letiska priletel vo výške 9,5 km rýchlosťou okolo 240 m/s. Potom prešiel do zatáčky HAC (Heading Alignment Circle) s polomerom 5 až 6 km, ktorá ho naviedla rýchlosťou 150±6 m/s na zostupnú dráhu v osi pristávacej dráhy vo výške 3 km, 12,8 km od prahu dráhy asi jednu minútu pred dosadnutím.

Kĺzavý zostup prebiehal veľmi strmo, pod uhlom 17º až 19º k horizonále (teda asi sedemkrát strmšie ako bežné dopravné lietadlo). Dvadsať sekúnd pred dosadnutím vo výške okolo 500 m bol uhol klesania znížený na 1,5º a posádka vysunula podvozok. Záverečné podrovnanie vo výške 25 m znížilo vertikálnu rýchlosť na menej ako 2,7 m/s. Družicový stupeň dosadol asi 65 m za prahom dráhy pristávacou rýchlosťou medzi 340 až 360 km/h (podľa hmotnosti nákladu) najskôr kolesami hlavného podvozku (pod krídlom), potom sa vypustil brzdiaci padák, ktorý pri prvých letoch nebol používaný. Väčšinou pristával na Floride na pristávacej dráhe SLF Shuttle Landing Facility). Ďalšou možnosťou bola Edwardsova letecká základňa v Kalifornii, v krajnom prípade aj základňa White Sands v Novom Mexiku, kde však raketoplán pristával len raz. Približne 20 až 30 s po prvom dotyku so zemou dosadli aj pneumatiky predného podvozku a zhruba o minútu neskôr sa raketoplán zastavil. Po pristátí prebehlo zabezpečenie raketoplánu. Pokiaľ stroj pristál v Kalifornii alebo v Novom Mexiku, na Floridu bol premiestnený prostredníctvom špeciálneho lietadla Shuttle Carrier Aircraft. Potom sa vrátil naspäť do hangáru OPF.

• Kritika programu Space Shuttle

•   Commons ponúka multimediálne súbory na tému Space Shuttle

• Oficiálna stránka Archivované 2023-05-20 na Wayback Machine (po anglicky)
• NSTS 1988 News Reference Manual Archivované 2021-05-07 na Wayback Machine (po anglicky)
• Orbiter Vehicles Archivované 2021-04-30 na Wayback Machine (po anglicky)
• Virtuálna prehliadka raketoplánov Archivované 2014-05-04 na Archive.today (po anglicky)
• Space Transportation System v Malej encyklopédii kozmonautiky (po česky)
• Projekt STS v encyklopédii SPACE-40 (po česky)

• L+K 2,3/2005, Space Shuttle — ekonomická katastrofa technického zázraku.
• Tomáš Přibyl: Den, kdy se nevrátila Columbia. (JUNIOR, 2003)
• Bedřich Růžička, Lubomír Popelínský: Rakety a Kosmodromy. (Naše vojsko, Praha, 1986)