Vývojový program raketoplánu byl schválen ještě v roce 1972.
Po řadě ekonomických studií, na nichž pracovaly přední aero-
kosmické společnosti Spojených států, byla přijata k rozpracování
verze dvoustupňového, částečně znovu použitelného prostředku,
která dovolovala splnit nejen technické požadavky, ale i termíny
vývojového programu při dodržení přidělených finančních dotací.
První stupeň tvoří dva paralelně uložené raketové motory s tuhou
pohonnou látkou a zaručenou desetinásobnou použitelností. Druhý
tzv. družicový stupeň pozůstává ze dvou částí - z vlastního rake-
toplánu s pohonným systémem a z vnější nádrže se zásobami kryo-
genních pohonných látek (kapalný kyslík a vodík) pro hlavní moto-
ry druhého stupně. Vnější nádrž se odděluje ještě před dosažením
oběžné rychlosti a při návratu zpět v atmosféře zaniká. Motory
prvého stupně SRB (Solid Rocket Booster) jsou dosud největšími
raketovými motory s tuhou pohonnou látkou prakticky použitými
v kosmické technice, při pilotovaných letech je tento typ raketo-
vého pohonu uplatněn poprvé. Motory mají průměr 3.7 m a
v kompletním stavu včetně krytu návratného systému a trysky délku
45.5 m. Každý z nich obsahuje v pěti segmentech 502 659 kg hete-
rogenní tuhé pohonné látky, která se plní litím s následující po-
lymerizací. Jednotlivé segmenty spalovací komory se odlévají
z ocelolitiny D6AC, po odlití se válcují a tepelně zpracovávají
pro získání požadovaných mechanických vlastností. Tryska má smí-
šenou konstrukci, na kovové části je nanesena vrstva fenoplasto-
vého laminátu, vyztuženého skelnými, uhlíkovými a křemennými
vlákny. Chlazení je ablativní (odtavováním vrstvy fenoplastu).
Pro požadované ovládání vektoru tahu k řízení za letu je tryska
pohyblivá všemi směry v úhlu ˝8°. Pohyb zabezpečují dva pneuma-
tické válce. Tvarem vnitřního kanálu zrna TPL se dosahuje požado-
vané regulace tahu. Po maximu na začátku funkce tah klesá tak,
aby v místě největšího aerodynamického odporu a při překonávání
zvukové bariéry za žádných okolností nevzrostlo působící přetíže-
ní nad hodnotu 3g. Motory končí funkci po 122 - 123 s chodu ve
výšce asi 43 km, v tom okamžiku má letící komplet rychlost
1460 m/s. Prázdné motory prvního stupně se uvolňují a osmi po-
mocnými raketovými motory o celkovém tahu 712 kN se vzdálí od
družicového stupně. Při letu stoupají vyhořelé SRB setrvačností
do výšky 63 km, pak se vracejí zpět a na třech padácích o průměru
40 m se snášejí na mořskou hladinu asi 250 km od místa startu.
Motory se po dopadu naplní vodou jen ze tří čtvrtin, takže plavou
na hladině a mohou být záchrannými loděmi vyloveny. Po přepravě
na břeh se čistí, případně opravují a rozebrané odesílají k nové-
mu plnění pohonnou látkou. Mohutná jednorázově použitelná vnější
nádrž o rozměrech + 8.38 x 47 m a hmotnosti 33.5 t uchovává ve
svých prostorech 705 800 kg kapalného kyslíku a vodíku. Po
ukončení funkce hlavních motorů raketoplánu zůstává v nádržích a
rozvodech asi 2500 kg nespotřebovaných KPL. K zajištění plynulé
dodávky paliva i okysličovadla se v nádržích udržuje přetlak
složkami KPL odpařenými v tepelných výměnících raketových motorů.
Vnější nádrž se odděluje těsně před dosažením oběžné rychlosti.
Orbitální (družicová) část - vlastní raketoplán - má podobu
supersonického letadla s delta křídly o rozpětí 23.34 m. Přes
37 m dlouhý trup je rozčleněn na několik částí. Ve špičce je
přední modul reaktivního subsystému orientace a stabilizace
s nádržemi hypergolických (samozážehových) kapalných pohonných
látek. V dalším hermetizovaném úseku je kombinovaný pracovní a
obytný prostor osádky (3 osoby) a letových specialistů (4 až ma-
ximálně 7 osob). Ve třech podlažích je k dispozici 71.5 m3
prostoru. Horní podlaží tvoří letovou palubu, v prostřední obytné
palubě je pak soustředěna většina elektronického vybavení rake-
toplánu a část nákladu včetně vstupního průlezu a průlezu do
nákladového prostoru se vzduchovou propustí. Ve spodním podlaží
jsou umístěny systémy zabezpečení životního prostředí. Energe-
tické zdroje - tři palivové články s životností 5000 hodin - jsou
jako značný zdroj tepla uloženy v nákladovém prostoru. Celková
zásoba 126 kg kapalného vodíku a 1062 kg kyslíku vystačí na tři-
cetidenní let.
Řízení a navigace se zabezpečuje čtyřmi synchronně pracují-
cími počítači IBM AP-101, pátý počítač je záložní a má se použí-
vat zejména pro vědecké experimenty. Programy jsou zpracovány pro
všechny letové situace, pouze závěrečná fáze spojení s jiným
kosmickým tělesem je řízena výhradně ručně. Osádka má ovšem
možnost kdykoliv přejít na ruční řízení přes počítač nebo se zce-
la vypojenou automatikou. Manévry se většinou uskutečňují
reaktivním subsystémem RCS, aerodynamické ovládací orgány jsou
účinné teprve při rychlostech menších než M=5.
V nehermetizovaném nákladovém prostoru o rozměrech
4.5 x 18 m je možno uložit až 29.5 t užitečného nákladu. K mani-
pulaci s ním slouží tříčlánkový dálkový manipulátor (mechanická
ruka) o délce 15.25 m. Při návratu je možno v raketoplánu přepra-
vovat jen asi 14.5 t nákladu, jinak by nepřípustně vzrostla
přistávací rychlost (normálně kolem 350 km/h).
V zadní části trupu má své místo pohonný systém. Nalezneme
tu dva další moduly subsystému orientace a stabilizace RCS, dva
manévrovací motory OMS se zásobou 21 700 kg samozážehových ka-
palných pohonných látek (oxid dusičitý + monometylhydrazin) a
posléze tři výkyvně uložené hlavní kyslíkovodíkové motory SSME
(Space Shuttle Main Engine). Každý z těchto motorů spotřebuje za
jedinou sekundu 467 kg kyslíku a vodíku a je schopen vyvinout tah
2.277 MN ve vakuu, respektive 1.819 MN na zemském povrchu. Tah
lze regulovat v rozmezí 65 - 110% nominální hodnoty. Díky
neobvykle velkému pracovnímu tlaku 20.3 MPa a velkému geo-
metrickému expanznímu poměru trysky 77.5 : 1 se dosahuje značně
velké hodnoty specifického impulsu (4465 Ns/kg ve vakuu). Při
jednom startu pracují motory nepřetržitě 520 s, celková záloha
životnosti je nejméně 28 600 s, to je 7 1/2 hodiny provozu do ge-
nerální prohlídky.
Vzhledem k finančním i některým technickým potížím se nepo-
dařilo dodržet vývojový harmonogram (ani rozpočet) a k prvnímu
startu došlo o 29 měsíců později, než předpokládal původní plán.
I tak byly první lety značně riskantní, protože raketoplán není
schopen letu v bezpilotním režimu a k letovým zkouškám se přistu-
povalo bez předchozího ověření. Velké obavy vzbuzoval zejména ce-
lý systém tepelné ochrany družicového stupně, při jehož instalaci
- lepení keramických destiček docházelo k četným závadám.
Hlavní technická data kosmického dopravního systému STS.
-----------------------------------------------------------------
Vývoj 1972-1981
Použití kvalifikační lety 1981-1982
operační lety 1982-
Max. celková hmotnost t 2041
Rozměry sestaveného délka m 56.144
prostředku
výška m 23.348
rozpětí m 23.793
Posádka-počet osob (max.) 3 až 7 (10)
Největší přepravovaný do kosmu t 29.5
náklad při návratu t 14.5
Maximální rozměry nákladu m průměr 4.5x18.3
Tah rak. motorů při startu MN 30.810
Vytrvalost na oběžné dráze dny 30
-----------------------------------------------------------------
Parametry systému životního prostředí a klimatizace.
-----------------------------------------------------------------
Kapacita normální 42
(osobodní) nouzová rezerva 16
-----------------------------------------------------------------
Posádka projektová 3 až 10
osob normální 3 až 7
záchranný provoz 6 až 10
-----------------------------------------------------------------
Tlak v kabině celkový 102
raketoplánu [kPa] parciální kyslíku 22+2
parciální dusíku 80+2
-----------------------------------------------------------------
Tlak v zásobních kyslíku 20.7
nádržích [MPa] dusíku 20.7
-----------------------------------------------------------------
Chladící výkon start-přistání 1.8
[kW] normální 6.3
špičkový 8.5
-----------------------------------------------------------------
Parametry energetického systému.
-----------------------------------------------------------------
Počet palivových článků 3
-----------------------------------------------------------------
Celkový příkon trvalý 14
[kW] špičkový 24
-----------------------------------------------------------------
Příkon pro palubní minimální 2
experimenty [kW] trvalý 7
špičkový 12
-----------------------------------------------------------------
Napětí v rozvodu [V] 27.5-32.5
-----------------------------------------------------------------
Základní kapacita využitelná 1530
[kWh] nouzová rezerva 264
-----------------------------------------------------------------
Zásoba prac. hmot pro kapalný vodík 42
pro 1.pal.článek [kg] kapalný kyslík 354
-----------------------------------------------------------------
Pozn. : Špičkový příkon max. 15 minut každé 3 hodiny.
Pohonný systém družicového stupně STS.
-----------------------------------------------------------------
Systém (subsystém) Hnací Manévrovací Orientace a stab.
(RCS)
-----------------------------------------------------------------
Typ raket. mot. SSME OMS R-40A R-1A
Výrobce Rockwell Aerojet Marquardt
Int. Roc- Liquid
ketdyne Rocket Co.
Počet r.mot. 3 2 38 6
Hmotnost [kg] 2900 118 9.5 3.7
Délka [mm] 4240 2000 472 279
Max. průměr [mm] 2390 1000 267 147
Nominální tah [kN] 2277 26.7 3.87 0.1
Pracovní tlak [MPa] 20.3 0.862 1.05 0.745
Expanzní poměr - 77.5 55 26 26
Spec.impuls [Ns/kg] 4465 3071 2835 2237
Druh KPL kryogenní hypergolické
O2 + H2 oxid dusičitý+monometylhydrazin
Spotřeba KPL [kg/s] 467 8.7 1.364 0.0416
Směšovací poměr O/P 5.5 1.65 1.60 1.60
-----------------------------------------------------------------
Pozn. : Hodnoty tahu a spec. impulsu ve vakuu.
Přehled kvalifikačních startů systému STS.
-----------------------------------------------------------------
Datum Druž. Posádka Parametry prac.dráhy Datum,
startu stup. Výška Per. Sklon místo př.
z ESMC [km] [min] [o]
-----------------------------------------------------------------
12. 4.81 Co. Young,Crippen 106-244 88.00 40.30 14. 4.81
Edwards AFB
12.11.81 Co. Engle, Truly 256-256 89.60 38.03 14.11.81
Edwards AFB
22. 3.82 Co. Lousma, 242-254 89.30 38.00 30. 3.82
Fullerton White Sands
27. 6.82 Co. Mattingly, 295-302 90.30 28.50 4. 7.82
Hartsfield Edwards AFB
-----------------------------------------------------------------
Pokud není uvedeno jinak, jsou použité fotografie z NASA (viz. Using NASA Imagery) a dalších volně přístupných zdrojů.