Space Shuttle

Space Shuttle je americký pilotovaný kosmický raketoplán provozovaný pro lety do vesmíru vládní organizací NASA. Měl se stát jednou ze součástí projektovaného komplexního kosmického dopravního systému STS (Space Transportation System), který však nebyl realizován.

Raketoplán vyprojektovala a postavila pět plně provozuschopných exemplářů firma Rockwell International, Space Systems Group (nyní Boeing North American), Palmdale, CA (USA). Lety jsou řízeny z řídicího střediska MCC (Mission Control Center) v Johnsonově kosmickém středisku (NASA Lyndon B. Johnson Space Center) v Houstonu, TX (USA) pro NASA Office of Space Flight, Washington, DC (USA).

Popis raketoplánu

Kompletní raketoplán při jeho vzletu tvoří tři části:

dva pomocné startovací stupně SRB (Solid Rocket Boosters);
odhazovací nádrž ET (External Tank);
družicový stupeň (Orbiter), vybavený hlavními motory SSME (Space Shuttle Main Engines).

Celková délka sestavy raketoplánu Space Shuttle při vzletu je 56,14 m.. Vzletová hmotnost se u jednotlivých exemplářů i jejich misí liší a pohybuje se přibližně kolem 2050 tun. Přistávací hmotností také kolísá a závisí zejména na množství nákladu, dopravovaného zpět na Zemi; obvykle se pohybuje od 90 do 115 tun.

Startovací stupně SRB

Startovací stupně a jejich motory vyvinula a vyrábí firma Thiokol (nyní Morton Thiokol, součást koncernu Alliant Techsystems, Inc.), Brigham City, UT (USA).

Větší část každého ze startovacích stupňů SRB o délce 45,46 m, průměru 3,8 m a vzletové hmotnosti 590 tun (prázdná hmotnost 87 tun) tvoří raketový motor SRM (Solid Rocket Motor) spalující tuhé pohonné látky (směs tvořenou 12,04 % polybutadienakrylátu, 16,00 % práškového hliníku a 69,6 % chloristanu amonného; dále pak 0,40 % oxidu železitého jako katalyzátoru a 1,96 % epoxidového vytvrzovače). Stavebně jsou motory tvořeny čtyřmi segmenty, které jsou sestavovány dohromady až na kosmodromu. Horní segment obsahuje iniciační a zážehovou slož, ke spodnímu je připojena vychylovatelná ablativně chlazená expanzní tryska (expanzní poměr 1:11,3, vychylovatelnost 8°). Doba činnosti motorů SRB, daná pevně množstvím pohonné látky, je přibližně 120 sekund. Každý z motorů SRB v okamžiku vzletu raketoplánu vyvíjí tah 11,8 MN. Průřez středového kanálu palivového zrna má tvar jedenácticípé hvězdy; po ohoření cípů, zhruba v T+50 s po startu, se tah motoru samovolně snižuje.

Na povrchu spalovací komory SRM jsou lineární nálože, které jsou v případě havárie raketoplánu během startu odpáleny, spalovací komoru rozpůlí a tím ukončí funkci motoru, aby nedopadl do obydlených míst.

Nad horním segmentem je pod kuželovým aerodynamickým krytem umístěna část řídicí elektroniky a padákový systém, umožňující bezpečné snesení vypotřebovaných motorů na mořskou hladinu. Další část elektroniky je umístěna v prostoru kolem expanzní trysky, kde je také umístěno turbočerpadlo hydrauliky pro vychylování trysky motoru. V horním i spodním přístrojovém úseku jsou také umístěny vždy čtveřice malých raketových motorů pro rychlé oddělení SRB od odhazovací nádrže ET.

Stupně SRB jsou z boku připojeny k odhazovací nádrži ET prostřednictvím tří trubkových konstrukcí, jedné v přední a dvou v zadní části SRB.

Po dokončení práce SRM ve výši 45 km se výbušnými šrouby oddělí spoje s nádrží ET a zažehnou se dvě čtveřice pomocných raketových motorů které SRB vzdálí do bezpečné vzdálenosti od raketoplánu. SRB setrvačností vystoupají do výše kolem 66 km. Poté se volným pádem vracejí k zemi, Přibližně 225 s po oddělení od ET ve výši 4,8 km na povel barorelé se ochodí přední aerodynamický kryt a vypustí se výtažný a poté i stabilizační padák o průměru 16,6 m. Ve výši 1,8 km se odhodí stabilizační padák a otevřou se tři hlavní padáky, každý o průměru 41,5 m. Ty zajistí přistání SRB rychlostí 25 m/s, přibližně 260 km od místa startu.Vzduch uvnitř spalovací komory zajistí, že se nepotopí. Poté jsou odvlečeny záchrannými loděmi do Port Canaveral a předány k demontáži a opětovnému naplnění tuhými pohonnými látkami. Předpokládá se jejich desetinásobné opakované použití.

Odhazovací nádrž ET

Odhazovací nádrž ET vyvinula firma Martin Marietta (nyní Lockheed Martin) a je vyráběna v továrně Michoud Assembly Facility poblíže New Orleans, LA (USA).

Nádrž ET je jedinou částí raketoplánu, která není opakovaně použitelná. Je válcovitého tvaru se spodním sférickým dnem a zašpičatělou vejčitou přídí. Její celková délka činí 47,0 m a průměr 8,4đnbsp;m. Ve skutečnosti se skládá ze dvou oddělených nádrží. Spodní o objemu 1515 m³ nese zásoby kapalného vodíku (102 600 kg), přední o objemu 554 m³ pak zásoby kapalného kyslíku (616 500 kg) pro motory SSME.

Byla vyráběna ve třech základních modifikacích. První z nich, použitá při prvních sedmi startech raketoplánu, měla prázdnou hmotnost přibližně 35 tun. Náhradou některých dílů původně zhotovených z oceli za titanové a zeslabením některých částí stěn byla vyvinuta vylehčená verze, označovaná LWT (Lightweight Tank) byla snížena hmotnost na přibližně 31 tun. Poslední z těchto nadrží byla použita během letu STS-107. Mezitím od roku 1998 byl pro lety k Mezinárodní vesmírné stanici (ISS) požívána ještě více vylehčená ET, označovaná zkratkou SLWT (Super Lightweight Tank) o prázdné hmotnosti přibližně 30 tun. Snížení hmotnosti bylo dosaženo především použitím slitiny hliník-lithium místo běžných hliníkových slitin na stěny nádrží.

Kyslíková nádrž je během letu tlakována na provozní tlak 240 až 250 kPa. K turbočerpadlům motorů SSME v družicovém stupni je kyslík dopravován rychlostí 1264 kg/s (tj. 1,1 m³/s) přívodním potrubím o vnitřní světlosti 380 mm. V potrubí jsou umístěna čtyři čidla předčasného spotřebování kyslíku před dosažením předepsané rychlosti; při detekci přerušení dodávky kyslíku nejméně dvěma čidly jsou motory SSME palubními počítači automaticky vypojeny.

Vodíková nádrž je během letu tlakována na provozní tlak 22 až 230 kPa. K turbočerpadlům motorů SSME je dopravován rychlostí 211 kg/s (tj. 3,0 m³/s) přívodním potrubím o vnitřní světlosti 430 mm. Ve spodní části nitra nádrže jsou umístěny příčky, zabraňující pohybu kapalného vodíky během letu ("šplouchání"), aby se nenarušovala stabilita sestavy raketoplánu. Na těchto příčkách jsou také umístěna čtyři čidla předčasného spotřebování vodíku; při poklesu zásob vodíku pod tuto úroveň nejméně dvěma čidly jsou motory SSME palubními počítači automaticky vypojeny.

Kyslíková a vodíková nádrž jsou spojeny válcovou přechodovou částí z hliníkových slitin s ocelovými resp. titanovými výztuhami. Na horním konci vodíkové nádrže je z vnějšku připojena trojnohá trubková konstrukce, kterou je nádrže poutána ke spodku družicového stupně. Další dvě dvounohé konstrukce propojující ET s družicovým stupněm jsou umístěny při spodním konci vodíkové nádrže. V tomto prostoru jsou také ukončena přívodní potrubí kyslíku a vodíku a napojena na palivové rozvody v motorovém prostoru družicového stupně.

Povrch nádrže ET je pokryt tepelnou izolací zrzavě hnědé barvy z pěnového polyuretanu plněného drceným korkem, která snižuje odpařování pohonných látek před startem, částečně zabraňuje tvorbě námrazy na povrchu nádrže a chrání obsah nádrže před aerodynamickým ohřevem během vzletu atmosférou. Některé části povrchu jsou chráněny proti aerodynamickému ohřevu ablačním materiálem z fenolových pryskyřic. Hmotnost této izolace činí 2,2 tuny. Při prvních dvou startech (STS-1 a STS-2) byl povrch izolace chráněn vrstvou bílého nátěru; nepoužitím nátěru při dalších letech raketoplánů bylo ušetřeno zhruba 500 km mrtvé hmotnosti.

Odpadnutí většího kusu této pěnové izolace a jeho náraz do náběžné hrany křídla raketoplánu Columbia, kterou poškodil, byl v závěru mise STS-107 příčinou jeho havárie.

Ve špičce ET jsou umístěny přetlakové ventily, zabraňující nadměrném vzrůstu tlaku při odpařování kryogenních kapalných pohonných látek v nádržích před startem.

Přibližně 15 s po dosažení suborbitální dráhy a vypojení motorů SSME se přívodní potrubí rozpojí a výbušnými šrouby se oddělí propojovací konstrukce mezi ET a družicovým stupněm. Družicový stupeň manévrem motory RCS se odpoutá do bezpečné vzdálenosti. Odhozená nádrž ET pokračuje v letu po balistické suborbitální dráze a zaniká v atmosféře.

Družicový stupeň

Okřídlený družicový stupeň vyvinul hlavní dodavatel celého raketoplánu. Jedná se o jednoplošník s deltovitým křídlem s dvojí šípovitostí o celkové délce 37,24 m, výšce 17,25 m a rozpětí 23,79 m. Jeho prázdná hmotnost je různá u jednotlivých exemplářů (Columbia byla nejtěžší) a pohybuje se kolem 90 tun.Družicový stupeň tři hlavní konstrukční části:

dvoupodlažní kabina pro posádku;
trup s nákladovým prostorem;
motorový prostor s motory SSME.

Prostor pro posádku (7 osob, v nouzových případech až 10 osob) má objem 71,5 m³ a v jeho prostorách je atmosféra normálního vzduchu o tlaku 1014 hPa. V jeho horní části se nachází letová paluba, vybavená 10 okny, na níž jsou soustředěny prvky řízení, v dolní části je obytná paluba s bočním průlezem pro nástup a výstup osádky a s průlezem do nákladového prostoru, sanitárním zařízením, kuchyňkou a místy pro odpočinek. Za přepážkou v přední části obytné paluby je umístěna většina řídicí elektroniky včetně pěti palubních počítačů. Pod podlahou obytné paluby se nachází klimatizační zařízení.

Řízení systémů raketoplánu zajišťuje pět hlavních palubních počítačů typu IBM AP-101S (původně AP-101) s výkonem přes 1 milion operací za sekundu a s operační pamětí 256K 32bitových slov. Během kritických fází letu jako je vzlet a přistání, čtyři počítače jsou propojeny a vzájemně se kontrolují. Pátý, vybavený jednodušším programovým vybavením, slouží jako záloha.

Navigační systém využívá především tří inerciálních plošin IMU (Inertial Measurement Units), které zásobují palubní počítače informacemi o aktuální orientaci družicového stupně v prostoru a o negravitačních zrychleních (např. působených chodem motorů). Pro jejich nastavování slouží automatické i manuální zaměřovače hvězd. Negravitační zrychlení měří i další souprava čtyř lineárních akcelerometrů.V průběhu setkávacích manévrů slouží ke stanovení vzdálenosti družicového stupně od cíle a relativní rychlosti palubní radiolokátor. Pro navigaci v závěru přistání slouží přijímač systému TACAN. V poslední době se zkušebně užívá navigační systém GPS. Vlastní pilotáž letu zajišťuje prostřednictvím hlavních počítačů autopilot, který může také přebírat příkazy pilotů z ručních ovládacích prvků, umístěných na letové palubě.

Komunikační systém pracuje v pásmech K_u (15,25 až 17,25 GHz) a S (1,7 až 2,4 GHz). Většina spojení s řídicím střediskem je zprostředkována před družice systému TDRSS (Tracking and Data Relay Satellite Systém), umístěných na geostacionární dráze. V prvních přibližně 4 minutách letu může systém pracující v pásmu S komunikovat s pozemní stanicí na kosmodromu přímo. Pro spojení s Mezinárodní vesmírnou stanicí v její blízkosti, nebo s členy osádky, pracujícími ve skafandrech ve volném prostoru se používá systém pracující v pásmu UKV (243 až 300 MHz). Teto systém slouží také jako záložní pro spojení s pozemními stanicemi.

V trupu o rozměrech 18.3×5.2×4.0 m je umístěn nákladový prostor, uzavíratelný dvoukřídlými dveřmi, na jejichž vnitřní straně jsou radiátory klimatizačního systému, které prostřednictví glykolové smyčky odvádějí z nitra družicového stupně odpadní teplo. V trupu se nachází mj. dálkový manipulátor RMS (Remote Manipulator System), tři palivové baterie s výkonem 3×7 kW (v maximu 3×12 kW) a čtyři nádrže s kyslíkem a čtyři nádrže vodíkem nutným pro jejich provoz. V zadní části jsou umístěna tři turbočerpadla APU (Auxiliary Power Units) hydraulického systému pro ovládání motorů SSME a aerodynamických řídicích ploch.

V motorovém prostoru se nacházejí tři kyslíkovodíkové motory SSME (Space Shuttle Main Engines) o nominálním tahu 3×2.1 MN ve vakuu. Vyvinula je a vyrobila firma Dodávku pohonných látek do spalovacích komor těchto motorů zajišťují turbočerpadla, přičemž část kapalného vodíku je nejprve vedena stěnami expanzní trysky, které jsou tak regenerativně chlazeny. Všechny tři motory jsou výkyvně uloženy a jejich vychylování hydraulickými ovladači je řízen směr letu raketoplánu během jeho vzletu na oběžnou dráhu.

Pod motorovým prostorem je umístěn trupový elevon. Nad motorovým prostorem po stranách kýlové plochy s kormidly a aerodynamickou brzdou jsou připevněny dva moduly manévrovacích motorů OMS (Orbital Maneuvring System), každý s jedním motorem OMS o tahu 26,7 kN, 12 řídicími motory RCS (Reaction Control System) o tahu 3,87 kN a dvěma vernierovými motory o tahu 111 N. Jako pohonné látky pro OMS a RCS slouží monometylhydrazin a oxid dusičitý. Další modul RCS se 14 motory o tahu 3,87 kN a se dvěma motory o tahu 111 N je zabudován v přídi raketoplánu před prostorem pro posádku.

Konstrukce trupu raketoplánu je vyrobena především z lehkých hliníkových slitin. Pro nejvíce mechanicky namáhané části je použito oceli a titanových slitin.

Povrch raketoplánu je pokryt systémem tepelné ochrany TPS (Thermal Protection System), chránícím trup raketoplánu před aerodynamickým ohřevem během sestupu do atmosféry Země. Nejvíce namáhané části, tj. příď trupu a náběžná hrana křídla, jsou chráněny panely z uhlík-uhlíkového laminátu, krytého glazurou ze směsi oxidu hlinitého, oxidu křemičitého a karbidu křemíku jako ochranou proti oxidaci. Spodek trupu a křídla jsou kryty dlaždicemi z vysoce porézního oxidu křemičitého, vyrobené slinutém křemenné vaty, a opatřené černou glazurou, zajišťující vysokou emitivitu (zpětné vyzařování) tepelného záření. Horní část křídla, boky trupu a boky kýlové plochy jsou kryty podobnými křemennými dlaždicemi, avšak s bílou glazurou, zajišťující vysokou reflektivitu (odrazivost) tepelného záření. Celkový počet dlaždic je přes 30 tisíc. Jejich tloušťka kolísá podle přepokládaného tepelného zatížení jednotlivých míst trupu od 25 do 125 mm. Dlaždice jsou nejsou lepeny přímo na hliníkový trup, ale na pružnou podložku z Nomexové plsti (vyrobené z aramidu) a mezi jednotlivými dlaždicemi je ponechána dilatační mezera, zaplněná pružnou ucpávkou z keramické tkaniny. Nejméně tepelně namáhaný vršek trupu (dveře nákladového prostoru) je pokryt panely FRSI (Felt Reusable Surface Insulation) z Nomexové plsti. Před vyvezením raketoplánu na startovní rampu je celý povrch družicového stupně impregnován vodoodpudivým postřikem.

Pro přistání je raketoplán vybaven vysouvacím podvozkem. Pro zkrácení dojezdu po přistání je ve spodní části kýlové plochy zabudován brzdicí páskový padák.

Historie projektu

Program STS byl oficiálně zahájen 5. ledna 1972, kdy prezident Richard M. Nixon oznámil, že NASA byla pověřena vyvinout mnohonásobně použitelný dopravní prostředek pro lety ze Země na oběžnou dráhu a zpět. Kromě raketoplánu bylo v plánu vyvinout též navazující systém meziorbitálních tahačů a případně i prostředků pro kyvadlovou dopravu k Měsíci a zpět. Tyto navazující projekty, tvořící komplex prostředků označovaných STS však nikdy nebyly realizovány.

Značné kompromisy proti původním návrhům NASA, které předpokládaly plně mnohonásobně použitelný systém, byly učiněny na základě požadavků ministerstva obrany USA. Projekt se v úvodní fázi několikrát měnil a konečná realizace se dostávala do skluzu zejména pro rozpočtové problémy.

Kromě několika funkčních ověřovacích modelů byl konečně postaven první letuschopný exemplář (výr. č. OV-101), který však nebyl vybaven ani tepelnou ochranou, ani kyslíkovodíkovými hlavními motory SSME a byl určen výhradně k letovým zkouškám v zemské atmosféře. Měl být původně pojmenován Constitution (Ústava), ale na základě celonárodní dopisové kampaně byl na nátlak fanoušků televizního seriálu Star Trek nakonec pojmenován Enterprise. Jeho slavnostní předání se uskutečnilo 17. září 1976 a v průběhu roku 1977 uskutečnil pět zkušebních klouzavých letů v atmosféře.

Prvním exemplářem, určeným pro letu do vesmíru byl raketoplán Columbia (OV-102). Ten byl předán NASA 8. března 1979 a 23. března téhož roku byl letecky na hřbetě letounu Boeing 747-SCA přepraven na kosmodrom Kennedyho vesmírné středisko. První let do vesmíru (STS-1) absolvoval ve dnech 12. až 14. dubna 1981 s dvoučlennou posádkou. Poslední let do vesmíru (STS-107 absolvoval ve dnech 16. ledna až 1. února 2003 se sedmičlennou posádkou; let však skončila havárií, při všichni členové posádky zahynuli.

Další exemplář Challenger (OV-099) byl předělán z exempláře původně určeného k lámacím zkouškám a byl předán NASA 30. června 1982. K prvnímu letu odstartoval 4. dubna 1983. Zničen byl při havárii během startu 28. ledna 1986, při niž zahynula celá sedmičlenná posádka.

Třetím exemplářem byl Discovery předaný NASA 16. října 1983. Stejně jako čtvrtý raketoplán Atlantis, dokončený 6T. dubna 1985, je dosud ve službě.

Pátý raketoplán pojmenovaný Endeavour byl postaven jako náhrada za zničený Challenger. Do služby byl předán 25. dubna 1991.

Po havárii raketoplánu Columbia se již nepočítá se stavbou náhradního exempláře. Byly odvolány všechny starty raketoplánů s výjimkou letů k Mezinárodní vesmírné stanici (ISS). Obnovení letů raketoplánů bylo podmíněno splněním řady technických i organizačních změn. Během prvního letu raketoplánu Discovery ve dnech 26. července až 9. srpna 2005 však došlo k opětovnému odpadávání tepelné izolace nádrže ET, což vedlo k opětovnému přerušení letů raketoplánů. Jejich obnovení se očekává ne dříve než 3. května 2006.

Z rozhodnutí vlády USA mají být raketoplány Space Shuttle vyřazeny z provozu po dobudování ISS v roce 2010.

Přehled vyrobených exemplářů

Výr. č.	Název	Poznámka
žádné	Pathfinder	rozměrová maketa pouze pro zkoušky pozemních systémů
MPTA-ET		nádrž ET pro zkoušky motorů SSME (Main Propulsion Test Article)
MPTA-098		pouze motorový prostor pro zkoušky motorů SSME
STA-099		určen pro lámací zkoušky (Structural Test Article), později přestavěn na OV-099
OV-101	Enterprise	určen pouze pro klouzavé zkušební lety v atmosféře
OV-099	Challenger	přestavěn ze STA-099, zničen při havárii 28. ledna 1986
OV-102	Columbia	zničen při havárii 1. února 2003
OV-103	Discovery	provozuschopný
OV-104	Atlantis	provozuschopný
OV-105	Endeavour	provozuschopný

Průběh typické expedice

Pozemní přípravy

Družicový stupeň po návratu z předchozí mise je dopraven do jedné ze tří montážních hal OPF (Orbiter Processing Facility) k vyložení nákladu a odstrojení, v jehož průběhu jsou demontovány hlavní motory SSME a nahrazeny jinými, které mezitím prošly údržbou. Revizí procházejí také moduly manévrovacích motorů OMS a RCS, které jsou někdy též vyměňovány jako stavební celek. Kontrolou projde i systém tepelné ochrany TPS a je případně opraven a ošetřen. V OPF je do kabiny posádky a nákladového prostoru případně umístěna část užitečného nákladu.

V montážní budově VAB (Vehicle Assembly Building) jsou mezitím na pohyblivém vypouštěcím zařízení MLP (Mobile Launch Platform) sestaveny z jednotlivých segmentů oba startovací stupně SRB a poté je k nim připojena odhazovací nádrž ET. Po ukončení příprav družicového stupně v OPF je tento převezen do VAB, zdvižen jeřábem, otočen do vertikální polohy a připojen k ET. Po dokončení základních prověrek je MLP se sestaveným kompletním raketoplánem převezen pásovým transportérem na jednu ze dvou startovních ramp LC-39A nebo LC-39B, kde je MLP usazen a napojen na pozemní zařízení (rozvody elektrické energie, datové komunikační linky, rozvody dodávky stlačených plynů, provozních kapalin a pohonných látek). Na rampě proběhnou další zkoušky sestavy, završení zkušebním odpočítáváním ke startu.

Na rampě je také naloženo zbývající užitečné zatížení.

Vlastní odpočítávání ke startu začíná obvykle tři dny před očekávaným startem za stavu T -43 hodin a obsahuje řadu plánovaných přerušení, z nichž poslední dvě jsou za stavu T -20 min a T -9 min. Vlastní start začíná postupným zážehem hlavních motorů SSME počínaje v T -6,6 sekundy. V T -0 se zažehují motory SRB a jejich tah přetrhává nýty, kterými je do té doby raketoplán poután k MLP.

Vzlet

V okamžiku startu je tah motorů SSME nastaven na nejvyšší možnou hodnotu (107 % nominálního tahu) a také motory SRM dávají maximální tah. V T +10 s mine raketoplán nejvyšší patro obslužné věže a stáčí se podél podélné osy tak, aby jeho vertikální osa (kolmá na rovinu křídla) ležela v rovině dráhy, do níž má být naveden. Postupně se také mění klopení, takže původně vertikální stoupání se plynule mění na dopředný let. V T +50đnbsp;s se snižuje tah motorů SSME na 67 %, aby se snížilo aerodynamické namáhání během změny režimu letu raketoplánu z podzvukového na nadzvukový. Maximální aerodynamické namáhání nastává při T +54 s. Přibližně v T +65 s se opět tah motorů SSME zvyšuje na 100 až 104 % nominálního tahu.

V T +120 až 130 s dohoří motory SRM a startovní stupně SRB se odhazují. Pokračují v letu po balistické dráze a posléze na padácích přibližně v T +41O s dopadají do Atlantiku.

Družicový stupen poháněn motory SSME pokračuje v letu. Přibližně v T +450 až 460 s, když přetížení dosáhne hodnoty 3G, začnou palubní počítače snižovat tah motorů SSME tak, aby přetížení dále nevzrůstalo. Těsně před dosažením plánované rychlosti se skokem sníží tah motorů SSME na 64 %. K vypojení motorů dochází mezi T +500 až 510 s. O 20 s později je odhozena nádrž ET, která pokračuje po balistické dráze, shoří v atmosféře a její zbytky přibližně v T +86,5 min po startu dopadají do oceánu.

Nouzové přerušení startu

Dojde-li k výpadku jednoho nebo více motorů SSME během vzletu nebo jiné závažné závadě na systémech raketoplánu, je nutno vzlet raketoplánu nouzově ukončit. Časy, uvedené v dalších odstavcích jsou uvedeny pro případ výpadku jednoho motoru; v případě výpadku více motorů nebo jiných závad, se podstatným způsobem liší. Časové intervaly se překrývají, někdy lze využít více alternativních způsobů.

Manévr RTLS (Return to Launch Site)

Pokud se tak stane v době od T +0 do přibližně T +245 s, raketoplán pokračuje v dopředném letu do odhození startovacích stupňů (pokud již k němu nedošlo) tak dlouho, až je spotřebována část pohonných látek z nádrže ET. Pak se družicový stupeň otočí, aby motory SSME nejprve vynulovaly dopřednou rychlost a naopak raketoplán urychlily zpět směrem k místu startu, Po vyčerpání pohonných látek je ET odhozena a raketoplán přistává na KSC.

Manévr TAL (Trans-Atlantic Landing)

Tento manévr se používá v době od přibližně T +150 s do T +275 s. V tomto případě se raketoplán uvede do více či méně strmě stoupajícího letu, aby vyčerpal přebytečné pohonné látky a po odhození ET družicový stupeň přistává na záložním letišti v západní Evropě nebo západní Africe (podle sklonu plánované dráhy).

Manévr ATO (Abort to Orbit)

Při tomto manévru, který může být uskutečněn po T +260 s, je raketoplán naveden na bezpečnou oběžnou dráhu kolem Země, avšak podstatně nižší než byla plánovaná a proto není možno splnit úkoly dané mise. Používá se v případě, že nehrozí bezprostřední nebezpečí a raketoplán může setrvat na oběžné dráze delší dobu a případně plnit náhradní úkoly.

Manévr AOA (Abort Once Around)

Tento manévr se používá též po T +260 s a to v případě, že buď není možno dosáhnout bezpečné stabilní oběžné dráhy, nebo hrozí nebezpečí z prodlení (např. dehermetizace obytných prostor). Družicový stupeň je naveden na takovou dráhu, ze které může uskutečnit přistání na území USA po necelém jednom oběhu kolem Země.

Nouzové navedení na oběžnou dráhu

Dojde-li k výpadku jednoho motoru SSME po T +305 s, výkon zbývajících motorů spolu se zásobami pohonných látek pro motory OMS je obvykle dostačující, aby družicový stupeň byl naveden na plánovanou oběžnou dráhu a mohl tak splnit všechny nebo většinu stanovených úkolů.

Operace na oběžné dráze

Pod odhození ET pokračuje družicový stupeň v letu po suborbitální dráze. Po dosažení apogea této dráhy přibližně v T +40 min se zapojí oba manévrovací motory OMS, které zvýší rychlost raketoplánu tak, aby se dostala na stabilní výchozí dráhu. Po prvotní prověrce systémů jsou otevřeny dveře nákladového prostoru, aby mohly začít fungovat radiátory klimatizačního systému. Poté jsou obvykle vypojeny tři z pěti hlavních palubních počítačů pro úsporu elektrické energie.

Následují operace na oběžné dráze, specifikované úkoly té které mise.

Den před návratem z oběžné dráhy se uskutečňuje důkladná kontrola všech systémů družicového stupně včetně zkušebního zážehu motorů OMS a RCS. V obytné kabině jsou uloženy resp. upoutány všechny předměty.

V den návratu jsou na obytné palubě instalována křesla, osádka si oblékne lehké skafandry a připraví se na sestup.

Návrat na Zemi

Družicový stupeň se otočí zádí proti směru letu a jsou zapojeny motory OMS, které sníží jeho rychlost o 85 až 110 m/s. Tím se původní dráha změní na eliptickou s perigeem pod horní hranicí atmosféry. Po ukončení manévru se raketoplán otočí do polohy pro vstup do atmosféry (přídí vpřed, podélnou osou asi 30º nad horizont). Do atmosféry vstupuje družicový stupeň v referenční výši 121 km rychlostí asi 7,6 km/s asi 3é až 35 min před dosednutím na přistávací dráhu a ve vzdálenosti přes 8000 km od místa přistání.

Během sestupu atmosférou ztrácí družicový stupeň rychlost díky aerodynamickému odporu, přičemž jeho kinetická energie se mění na tepelnou a okolní vzduch se v rázové vlně ohřívá na vysokou teplotu a ionizuje se. Tepelná energie z rázové vlny se v prvních fázích sestupu přenáší na povrch raketoplánu především zářivým přenosem (radiačně), přičemž povrch se zahřívá na nejexponovanějších místech až na 1500 ºC. V pozdějších fázích sestupu, kdy se raketoplán pohybuje v hustších vrstvách atmosféry a proudění kolem něj přechází z laminárního na turbulentní, se přidává i přenos tepla vedením a náběžné hrany mohou být vystaveny teplotám až 1800 ºC.

Pro urychlení brždění raketoplán během prvních 20 min po vstupu do atmosféry vykoná dvě střídavě pravotočivé a levotočivé zatáčky. Po snížení rychlosti na 760 m/s ve výšce kolem 25 km a vzdálenosti přibližně 100 km k místu přistání zahájí raketoplán kontrolované aerodynamické brždění TAEM (Terminal Area Energy Management), aby do oblasti letiště přiletěl ve výši 9,5 km rychlostí kolem 240 m/s. Poté přejde do zatáčky HAC (Heading Alignment Circle) s poloměrem 5 až 6 km která jej navede rychlostí 150±6 m/s na sestupnou dráhu v ose přistávací dráhy ve výši 3 km, 12,8 km od prahu dráhy asi jednu minutu před dosednutím.

Klouzavý sestup probíhá velmi strmě, pod úhlem 17º až 19º k horizonále (tedy asi sedmkrát strměji, než běžné dopravní letadlo). Dvacet sekund před dosednutím ve výši kolem 500 m je úhel klesání snížen na 1,5º a posádka vypouští podvozek. Závěrečné podrovnání ve výši 25 m sníží vertikální rychlost na méně než 2,7 m/s. Družicový stupeň dosedá asi 65 m za prahem dráhy přistávací rychlostí mezi 340 až 360 km/h (podle hmotnosti nákladu) nejprve koly hlavního podvozku (pod křídlem), pak se vypouští brzdicí padák. Přibližně 20 až 30 s po první dotyku se zemí dosednou i pneumatiky příďového podvozku a zhruba o minutu později se raketoplán zastavuje.

Statistika letů (k 25. srpnu 2005)

Stroj	Dní	Oběhů	Vzdálenost (km)	Vzletů	Nejdelší let (dní)	Osob	Výstupy do vesmíru	Spojení se stanicemi Mir / ISS	Počet vypuštěných družic a sond
Columbia	300,74	4 808	201 497 772	28	17,66	160	7	0 / 0	8
Challenger	62,41	995	41 527 416	10	8,23	60	6	0 / 0	10
Discovery]]	255,84	4 027	168 157 672	31	13,89	192	28	1 / 5	26
Atlantis	220,40	3 468	144 694 078	26	12,89	161	21	7 / 6	14
Endeavour	206,60	3 259	136 910 237	19	13,86	130	29	1 / 6	3
Celkem	1 045,99	16 557	692 787 174	114	17 66	703	91	9 / 17	61

Původ názvu

První slovo názvu, space, je zkrácením dvouslovného termínu outer space, tedy vesmír; druhá část shuttle v původním slova významu znamená člunek tkalcovského stavu nebo šicího stroje, tedy součástku, vykonávající nepřetržitý pohyb tam a zpět; v americké angličtině je v přeneseném významu používán pro označení dopravního prostředku kyvadlové přepravy (např. vlak, autobus, přívozní loď apod.). Ve spojení space shuttle tedy znamená dopravní prostředek pro kosmickou kyvadlovou přepravu.

Externí odkazy

Referenční příručka (anglicky)
Aktuální stav misí raketoplánu (anglicky)
Přehled letů v encyklopedii SPACE-40 (česky)

Galerie Space Shuttle na Wikimedia Commons Šablona:Link FA [[pl:Wahad%B3owiec kosmiczny]]