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![\"Entwicklungsgeschichte](\"\/img\/ssme-entwicklungsgeschichte1.jpg\")
<\/p>\nSo weiter geht es in der Entwicklungsgeschichte der Space Shuttle Haupttriebwerke. Morgen zum ausruhen nur ein kleines Rätsel und eine Tabelle, über die ihr ja mal nachdenken und diskutieren könnt.
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Die ersten Triebwerke waren für 100% Leistung zertifiziert. (470.000 Pfund Schub im Vakuum). Sie waren die FMOF Triebwerke (First Manned Orbital Flight). Sie entsprachen den Sicherheitsanforderungen, aber die Lebensdauer war deutlich geringer als ursprünglich geplant. Die FMOF Triebwerke wurden nur in der Columbia eingesetzt und nach nur 6 Missionen ersetzt. Diese erste Generation hatte eine Lebensdauer von 14000 s bei vollem Schub. Abzüglich des Testprogramms reichte dies noch für 21 Flüge. Die NASA stufe aber die Einsatzdauer auf 10 Flüge ein. Die NASA beschloss ein Programm in drei Phasen, um Zuverlässigkeit, Robustheit und Leistung zu steigern und die Wartungsintervalle zu reduzieren:<\/p>\n
Während die Testflüge erfolgten lief die erste Phase der Weiterentwicklungen genannt Phase I oder „Full level Power“. Ziel war es das 109% Schublevel zu erreichen. Während der Entwicklung war die Nutzlast des Orbiters bedingt durch Gewichtssteigerungen aber auch andere Faktoren von 65.000 auf 20.000 Pfund gesunken. Damit er überhaupt die anstehenden Missionen durchführen konnte musste man sie schnellstmöglich anheben. Die Triebwerke sollten neben einem leichteren Tank (+4600 kg) und verbesserten Boostern (+1400 kg) die Nutzlast steigern. Jedes Prozent mehr Leistung steigerte die Nutzlast um etwa 500-700 kg. Die Challenger bekam die ersten Phase I Triebwerke. Es gab nicht weniger als 147 Änderungen an den Triebwerken. Betroffen waren vor allem die vier Turbopumpen, der Einspritzkopf und obere Teil der Brennkammer.<\/p>\n
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Die ersten Tests das 109% Schublevel zu erreichen fingen schon im Sommer 1979 an. Die 9% mehr Schub klingen nach nur wenig mehr. Sie würden die Gravitationsverluste senken, weil der Orbiter nun schneller einen Orbit erreicht. Absolut gesehen steigerten sie den Startschub kaum, da die beiden Booster etwa fünfmal mehr Schub als die SSME liefern. Die 9% mehr Schub bedeuteten aber eine viel höhere Belastung der Turbopumpen. Die Wasserstoffturbopumpe musste in der Leistung von 61.409 auf 74.928 PS gesteigert werden – das waren 20% mehr und nicht nur 9%. der Grund: Sie musste nicht nur mehr Treibstoff fördern sondern den auch noch gegen einen gestiegenen Brennkammerdruck – die Leistung stieg quadratisch zum Schub an. So war es nicht verwunderlich, dass sich zuerst Probleme bei den Turbopumpen zeigten. Bekannte alte Phänomene wie die Risse in den Turbinenblättern, subsynchone Wirbel und eine erhöhte Kugellagerreibung an der Sauerstoffhochdruckpumpe traten bei Erhöhung des Schubs auf 109% wieder auf.<\/p>\n
Da es Risse schon während des Erprobungsprogrammes gegeben hatte und man diese nicht löste, sondern einfach die Blätter nach 15 Einsätzen ausbaute, war dies problematisch. Es wurde beschlossen, diese Probleme bei der nächsten Generation anzugehen, und die Leistung auf 104% zu begrenzen, da die Triebwerke für den nächsten Orbiter, die Challenger, die schon 1983 ihren Jungfernflug hatte zur Verfügung stehen mussten. 104,5% Schub war das höchste Level, bei dem keine Probleme bei Tests auftreten. Diese Triebwerke wurden dann in alle folgenden Orbiter eingebaut. Die Columbia erhielt sie nach einer Generalüberholung bei Rockwelt. Die Phase I Triebwerke wurden von den Fähren von 1982 bis zum Verlust der Challenger eingesetzt. Sie hatten Tests über 62.000 Sekunden vor dem ersten Einsatz absolviert, Davon entfielen 52 Starts mit 20.710 s auf die Rezertifikation mit 104% Schub.<\/p>\n
![\"Abbrüche\"](\"\/img\/ssme-engine-statistik-fehler.jpg\")
Nach der Challenger Explosion wurde die Phase III gestrichen und von Phase II das 109% Schubziel. Die gesamten Triebwerke, vor allem aber die Sicherheitsanforderungen wurden wie jedes andere Shuttlesystem durchleuchtet und das neue Dokument mit den Anforderungen war zehnmal umfangreicher als bisher. Die Leistung stand nun nicht mehr im Vordergrund. 18 Änderungen musste man nach dem neuen Sicherheitskonzept umsetzen. Bei der Überprüfung der Sicherheitsspielräume identifizierte man 50 weitere Dinge die geändert werden mussten. Die Performancesteigerung die noch ein Hauptziel bei Phase I war, spielte nun keine Rolle mehr. In der Folge nahmen die Leistungsparameter sogar noch ab.<\/p>\n
Seitdem werden die Triebwerke bei 104% betrieben, maximal 107% sind in Notsituationen oder extrem schweren Nutzlasten zulässig. Die ersten Phase II Triebwerke wurden bei Wiederaufnahme der Flüge bei STS-26 eingesetzt. Die Phase II Triebwerke hatten Änderungen am Einspritzkopf und den Verbindungen. Die Turbinenblätter die bisher immer wieder Risse aufwiesen und im frühen Testprogramm auch brachen, wurden erheblich belastbarer. In der Elektronik gab es die entscheidendste Änderung: Das Triebwerk erhielt einen neuen Triebwerkscontroller. Er setzte den Motorola MC68000 Prozessor ein und hatte erheblich mehr Speicher.<\/p>\n
Die Tests für Phase II (auch Return To Flight) umfassten 234 Starts mit 90.241 s. Phase II Triebwerke absolvierten die meisten Flüge. Das Programm lief von 1983 bis 1995. 231 Triebwerkseinsätze gab es (entsprechend 77 Flügen). Neu war auch dass nun nach jedem Flug die Triebwerke demontiert und vor dem neuen Start wieder eingebaut wurden. Das hatte zwei Gründe zum einen gab es vorher Konflikte mit anderen Arbeiten im Heck des Orbiters, die nun wegfielen. Zum zweiten kam man nun an die einzelnen Komponenten leichter heran.<\/p>\n
![\"Upgrades\"](\"\/img\/ssme-entwicklungsgeschichte2.jpg\")
Was blieben, waren die Lagerprobleme der HPTOP und die Turbopumpen waren durch ihr leichtgewichtiges Gehäuse anfällig für eine totale Zerstörung wenn ein Fehler auftrat. Dies sollte in der nächsten Generation angegangen werden. Nun galt das Hauptaugenmerk nicht der Leistung, (man nahm sogar einen Verlust in Kauf), sondern der Sicherheit und Zuverlässigkeit und den Wartungskosten. Man konzentrierte sich auf die Komponenten, die vorher die meisten Probleme gemacht hatten: Turbopumpen, Einspritzverteiler, Brennkammer. In zwei Blöcken (genannt Block I und Block II) sollte Rocketdyne diese Verbesserungen umsetzen. Die Wahrscheinlichkeit eines triebwerksbedingten Totalverlusts sollte von 1\/404 (Ausgangslage) über 1\/608 (Block I) auf 1\/1283 (Block II) sinken. Bei allen Änderungen stand die Reduktion der Teile, vor allem Schweißverbindungen im Vordergrund. Das Gewicht der Triebwerke stieg dagegen an.<\/p>\n
Bei den \u201ePhase II Block I\u201c Triebwerken wurden eine neue LOX Turbopumpe eingeführt die zum einen viel weniger Schweißverbindungen hatte (7 anstatt 300) und zum anderen einen Einspritzkopf der den Spitzendruck und Stress reduzierte. Er hatte 52 Teile weniger und es wurden 74 Schweißnähte eliminiert. Er war um 40% preiswerter in der Fertigung. Die neue HPOTP war nun schwerer, aber weitgehend gegossen anstatt geschweißt. Sie wurde völlig neu entwickelt. Sie enthielt auch Siliziumcarbidlager die weniger Reibung und mehr Härte hatten.<\/p>\n
Die Berfestigung des Wärmeaustauschers ersetzte sieben Schweißverbindungen und erlaubte einfacheren Austausch und Wartung. Neue Lager bestanden nun aus Siliziumcarbid (30% härter und 40% leichter als die vorherigen Stahlkugellager). Neue Heißgassensoren wurden eingeführt. Sie waren vorher die Quelle zahlreicher Abbrüche. Es gab fünf nach Zündung der Triebwerke und einen im Flug die alle auf fehlerhafte Sensorwerte zurückzuführen waren. Diese fielen nun weg. Blenden im Injektor wurden entfernt. Sie dienten der Reduktion von Verbrennungsinstabilitäten. „bomb Tests“, bei denen man mit Sprengsätzen eine Instabilität erzeugte zeigten aber, dass man ohne sie auskam.<\/p>\n
Der erster Einsatz von Block I fand mit STS-70 (1995) statt.<\/p>\n
Block II umfasste eine neue Hochdruck Wasserstoffpumpe und eine neue Brennkammer. Da es bei Ersteren zu Entwicklungsverzögerungen kam, schob man als Zwischenlösung Block IIA ein. Block IIA Triebwerke haben schon die neue Brennkammer mit 500 weniger Schweißnähten als die alte. Die neue Brennkammer hatte einen um 12% vergrößerten Düsenhals. Er reduzierte den Thermischen Stress und den Druck und erhöhte die Lebensdauer zahlreicher Komponenten. Dafür sank das Expansionsverhältnis von 77,5 auf 69 und auch der spezifische Impuls um 10 m\/s. Alleine für Block II akkumulierte die Tests der Hochdruck LH2-Turbopumpe 150.843 Testsekunden. Die ersten Einsätze von Block IIA war 1998 mit STS-89, der letzte STS-109 im März 2002. 49 Triebwerkseinsätze gab es. Das Testprogramm umfasste mehr als 100.000 s.<\/p>\n
Bock II führte dann die neue Wasserstoffturbopumpe ein. Man übernahm die Dinge die man bei der Sauerstoffhochdruckpumpe schon erfolgreich umgesetzt hatte. Auch sie wies nun 387 weniger Schweißnähe auf. Das reduzierte den Aufwand für die Wartung um 57%. Ihr erster Einsatz war 2001 mit STS-104. Bei STS-110 waren zum ersten Mal alle drei Triebwerke vom Block II. Diese Triebwerke hatten ein Überholungsintervall von 10 Flügen. Das Testprogramm umfasste 150.843 s. Ein Teil der Block I Triebwerke wurde zu Block II\/IIA Triebwerken umgebaut. Das Gewicht der Triebwerk stieg dagegen von 3401 auf 3514 kg an.<\/p>\n
![\"Kosten\"](\"\/img\/shuttle-entwicklungsgeschichte3.jpg\")
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 A<\/b>dvanced H<\/b>ealth M<\/b>anagement S<\/b>ystem (AHMS). Man erhoffte sich dadurch eine beträchtliche Erhöhung der Sicherheit. Die Prozessoren sollten fähig sein, abnorme Werte von normalen Schwankungen zu erkennen und rechtzeitig die Triebwerke abzuschalten, bevor es zu einer Katastrophe kommt. Das Risiko für die Besatzung sollte so noch weiter sinken. Der Triebwerkscontroller war schon bei der ersten Generation ein wichtiger Bestandteil des Triebwerks. Bedingt durch den Betrieb mit hohem Brennkammerdruck und damit sehr hohen Anforderungen auch an die Turbopumpe, verbunden mit einem relativ niedrigen Gewicht gab es nur geringe strukturelle Reserven. Die Überwachung des Triebwerks und das Abschalten schon beim Verdacht auf abweichende Werte war daher ein wichtiger Bestandteil des Sicherheitskonzepts. Das einzige Abschalten eines Triebwerks beim Einsatz beruhte aber auf dem Ausfall der Sensoren, welche die Temperatur in den Turbopumpen messen sollten.<\/p>\n
Das AHMS war erheblich leistungsfähiger als die alten Triebwerkscontroller. STS-1 flog mit einem 16 Bit Minicomputer mit dem technischen Stand von 1969, 1988 wurde der Block II Shuttle Mainengine Controller eingeführt der auf einer Motorola MC68000 CPU basierte. Diese Rechner konnten Abweichungen von Vorgabegrenzen feststellen, sogenannte „Red Lines“. Was sie nicht konnten, weil ihre Rechenleistung und Speicher nicht ausreichte, war es Werte über längere Zeit zu beobachten. Die Auswertung zahlreicher Bodentests zeigten, dass viele Fehlfunktionen schon eine Sekunde oder noch früher erkennbar waren. Um sie zu erkennen mussten die Prozessoren aber nicht einfach den aktuellen Wert gegen eine Referenz vergleichen, sondern sie mussten fähig sein den zeitlichen Verlauf der letzten Sekunden zu analysieren und ein verdächtiges Muster erkennen. Das konnte das AHMS. Ein weiterer Pluspunkt war, das bedingt durch die hohen Belastungen Probleme nur bei dem höchsten Schub auftraten. Das zeugte sich schon bei den Phase 1 Triebwerken, die problemlos bei 104,5% liefen, aber bei denen sich Probleme häuften wenn man auf 109% Schub ging. Die Taktik des AHMS war es daher zuerst nicht das Triebwerk abzuschalten sondern im Schub auf 85% zu drosseln. Danach wäre man auf das 67% Level gegangen und erst dann hätte man abgeschaltet. Die Folge war eine viel höhere Sicherheit eine Zielbahn zu erreichen, da nun ein Fehler nicht zum Abschalten, sondern nur zu einem reduzierten Schub führt, der je nach Nutzlast durch eine längere Betriebszeit aufgefangen werden kann. Durch die Columbia Katastrophe wurde dieses Upgrade zeitlich verzögert. Das AHMS wurde erstmals 2006 eingesetzt. (STS-116, dort nur im Beobachtermodus).<\/p>\n
Als Anfang des Jahrtausends sie ISS aufgebaut wurde, und es klar war, dass man diese über ihre Betriebsdauer versorgen musste und Besatzungen auswechseln, beschloss die NASA die Shuttles bis 2020 zu betreiben. Dadurch waren umfangreiche Upgrades geplant. So sollten die SRB um ein Segment verlängert werden um die Nutzlast zu steigern. Auch die Triebwerke sollten weiter verbessert werden.<\/p>\n
Nach dem Verlust der Columbia erfolgte 2006 der Beschluss die Shuttles auszumustern (damals für 2009\/10 geplant). Es wurde als folge auch die Entwicklung eines verbesserten Shuttle Triebwerks (Block III) mit einem Ausfallrisiko von unter 1 zu 3.000 eingestellt. Auch Block III wäre vor allem zuverlässiger gewesen. Es gab eine neue Düse. Sie war das einzige System das bisher nicht verändert wurde. Die neue Düse sollte schneller zu produzieren sein (24 anstatt 36 Monate). Die alte Düse kostet alleine in der Fertigung 7 Millionen Dollar und wurde nach 12 bis 15 Missionen ausgewechselt. Die Kühlung würde überarbeitet werden und zwei Wege gehen anstatt einen, wodurch vor allem der thermische Stress sinkt. Der spezifische Impuls dagegen um 5 m\/s steigen. Eine neue Brennkammer sollte 50% sicherer sein und man überlegte erneut, den Düsendurchmesser zu erhöhen. Der geringere Brennkammerdruck hätte die Anforderungen für die Turbopumpen gesenkt, die als das anfälligste System galten. Das hätte das Expansionsverhältnis auf 57 gesenkt. Der spezifische Impuls würde erneut um 5 bis 15 m\/s sinken. Die Düse beruht auf einem russischen Entwurf für das RD-0120 und es war geplant um Entwicklungskosten zu sparen sie in Russland über Aerojet als Subkontraktor fertigen zu lassen. Die neue Düse sollte weniger als 4 Millionen Dollar kosten.<\/p>\n
Es gab auch Ideen, die SSME durch ein neues Triebwerk für die nächsten 20 Jahre zu ersetzen. Es sollte mehr Schub, aber einen geringeren spezifischen Impuls und damit geringere Anforderungen an alle Subsysteme aufweisen. Eine Vorentwicklung, das RS-83 mit 3370 kN Schub wurde von Rocketdyne untersucht.<\/p>\n
Die Weiterentwicklung des SSME hat zwar einige Betriebsparameter verschlechtert, so spezifischer Impuls oder das Gewicht, doch die Sicherheit beträchtlich erhöht und was ebenso wichtig ist: Die Zahl der Arbeitsstunden für die Überholung der Triebwerke wurde um 57% gesenkt. Die SSME blieben aber wie die Abbildung zeigt, der arbeitsintensivste Teil des Orbiters bei der Überholung. Trotzdem waren die neuen Triebwerke ein wichtiger Beitrag zur Reduktion der Fixkosten des Space Shuttleprogrammes.<\/p>\n
Die SSME sind die zuverlässigsten Triebwerke im Einsatz mit einer bewiesenen Flugzuverlässigkeit von 99,85%. Nimmt man noch die Bodentests dazu, so kommt man auf eine Zuverlässigkeit von 0,9996. Diese Zahl berücksichtigt aber nicht Abschaltungen bei Tests. Es sind insgesamt 3171 Zündungen erfolgt. Die kumulierte Betriebszeit beträgt 1.095.677 s, entsprechend 702 Missionen. Anders ausgedrückt: die Einsätze machten weniger als 20% der Gesamtbetriebszeit aus. Alleine das Testprogramm für die nächste Block III Generation umfasste weitere 60.000 s, entsprechend rund 39 Missionen. Die Tests wurden 2009 eingestellt und der Teststand für Tests des J-2X umgebaut.<\/p>\n
Die Zahl der Triebwerke ist schwer zu ermitteln. Nach einem Rocketdyne Chart sind es 46 Flugexemplare. Maximal 19 Einsätze gab es bei einem Triebwerk. Die letzten Exemplare waren für 20 Einsätze qualifiziert. Das 55-Missionen Entwurfsziel wurde also nicht erreicht. 16 Triebwerke waren zuletzt aktiv. Die durchschnittliche Flugzahl beträgt bei 46 Triebwerken 8,8 Einsätze pro Triebwerk, also nur ein Sechstel der spezifizierten Lebensdauer. Einzelne Subsysteme haben eine noch geringere Lebensdauer. Die Wasserstoffturbopumpe hatte 1993 eine Lebensdauer von 16 Einsätzen entsprechend 8400 s Betriebszeit. Sie wurde aber nach sieben Einsätzen ausgewechselt.Die letzten Triebwerke waren die zuverlässigsten. Die HPFTP hatte eine Lebensdauer von 26 Einsätzen, die HPOTP eine von 56 Einsätzen, die anderen Komponenten übertrafen alle das Designziel von 55 Einsätzen. Controller, Einspritzkopf, Ventile und Pneumatik sogar eine von über 100 Einsätzen.<\/p>\n
Dazu kommt noch eine unbekannte Zahl von Triebwerken für die Entwicklung und Zertifizierung.<\/p>\n
| Ort<\/th>\n | Tests<\/th>\n | Testdauer in Sekunden<\/th>\n<\/tr>\n | |||
|---|---|---|---|---|---|
| A1 Teststand in Santa Susa Coca<\/td>\n | 1007<\/td>\n | 344.458 s<\/td>\n<\/tr>\n | |||
| A2 Teststand in Santa Susa Coca<\/td>\n | 920<\/td>\n | 301.495 s<\/td>\n<\/tr>\n | |||
| B1 Teststand in Santa Susa Coca<\/td>\n | 363<\/td>\n | 165.279 s<\/td>\n<\/tr>\n | |||
| Main Propulsion Test Article<\/td>\n | 18 Tests mit je 3 Triebwerken = 54 Tests<\/td>\n | 10.804 s<\/td>\n<\/tr>\n | |||
| A23Teststand in Santa Susa Coca<\/td>\n | 320<\/td>\n | 57.742 s<\/td>\n<\/tr>\n | |||
| Technology Test Bed im MSFC<\/td>\n | 66<\/td>\n | 7.979 s<\/td>\n<\/tr>\n | |||
| Flight Redindess firings von Orbitern im KSC<\/td>\n | 7 Tests mit je 3 Triebwerken = 21 Tests<\/td>\n | 449 s<\/td>\n<\/tr>\n | |||
| On Pad Aborts im KSC<\/td>\n | 5 Abbrüche mit je 3 Triebwerken = 15 Tests<\/td>\n | 45 s<\/td>\n<\/tr>\n | |||
| Space Shuttle Starts<\/td>\n | 135 Starts mit je 3 Triebwerken = 405 Tests<\/td>\n | 207.466 s<\/td>\n<\/tr>\n | |||
Gesamt<\/strong><\/td>\n| 3.171 Zündungen<\/strong><\/td>\n | 1.095.677 s<\/strong><\/td>\n<\/tr>\n | Gesamt<\/td>\n | 61 Triebwerke Entwicklung + 46 Flugtriebwerke<\/td>\n | 10.240 s durchschnittliche Betriebszeit pro Triebwerk (rund 20 Missionen)<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n | Quellen:<\/h3>\nQuellen: NASA-TP-1932 19820003911: Space Shuttle Main Engine Controller<\/p>\n Space Shuttle Main Engine – The Relentless Pursuit of Improvement<\/p>\n Space Shuttle Main Engine – Thirty Years Of Innovation<\/p>\n NASA N91-28270: SPACE SHUTTLE MAIN ENGINE CERTIFICATION FOR MANNED SPACE FLIGHT<\/p>\n SHUTTLE PROPULSION OVERVIEW \u2013 THE DESIGN CHALLENGES<\/p>\n Space Shuttle Technical Conference Part 2<\/p>\n Space shuttle Main Engine: Certification for Manned Space Flight<\/p>\n R.A. Heppenheimer: The development of the Space Shuttle 1972 bis 1981<\/p>\n Boeing: Space Shuttle Main Engine Orientation<\/p>\n So weiter geht es in der Entwicklungsgeschichte der Space Shuttle Haupttriebwerke. Morgen zum ausruhen nur ein kleines Rätsel und eine Tabelle, über die ihr ja mal nachdenken und diskutieren könnt.<\/p>\n","protected":false},"author":169,"featured_media":0,"comment_status":"open","ping_status":"open","sticky":false,"template":"","format":"standard","meta":{"_jetpack_memberships_contains_paid_content":false,"footnotes":""},"categories":[3],"tags":[18,411],"class_list":["post-8636","post","type-post","status-publish","format-standard","hentry","category-raumfahrt","tag-space-shuttle","tag-ssme","entry"],"a3_pvc":{"activated":false,"total_views":260,"today_views":0},"jetpack_featured_media_url":"","jetpack-related-posts":[{"id":18369,"url":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2025\/08\/29\/nachlese-zehnter-teststart-starship-ift-10\/","url_meta":{"origin":8636,"position":0},"title":"Nachlese zehnter Teststart Starship IFT-10","author":"Bernd Leitenberger","date":"29. 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