CHRONOLOGIE
SPACE SHUTTLE

La version 040 C devient donc la référence pour les contractants de la phase B. La navette a maintenant 37 m de long et 24 m d' envergure. Sa masse est de 70 tonnes. La charge utile de 29 tonnes répond aux exigences de l' USAF, de même que pour le déport latéral. Elle est équipée de trois moteurs fusées à hydrogène et oxygène liquide et de moteurs de manœuvres orbitales.
Le nouvel administrateur de la NASA James Fletcher prévoit la construction de 5 navettes pour un coût global de 5,15 milliards de $. Le premier vol doit intervenir en 1979, l' exploitation se faisant sur douze ans avec l' USAF, la NASA et une clientèle commerciale. Chaque année, 50 millions sont prévus, le temps de remise en état des véhicules entre deux vols étant estimé à 2 semaines.

Le 5 janvier le Président Nixon annonce depuis sa résidence de San Clémente l' adoption du programme Shuttle. Contrairement au autres programme de l' agence, la navette spatiale n' a pas de nom propre. James Fletcher et Georges Low auraient préféré l' appeler Pégasus, Hermes ou StarClipper. Star Clipper avait été sélectionné par la maison blanche mais le Pt Nixon ne la jamais prononcé préférant "Space Shuttle" tout simplement. Le coût est estimé à 5500 millions de $.

Le Pt Richard Nixon et l' administrateur de la NASA James Fletcher 

Le 13 janvier, des contrats d' étude sont passés avec des sociétés spécialistes des grands propulseurs à poudre, Aerojet, Lockheed, Thiokol et UTC ainsi qu' avec Chrysler et à nouveau Thiokol pour la version à pressurisation.

15 mars, James Fletcher lève la dernière option technique fondamentale : les boosters de la navette utiliseront des propergols solides. Placés de part et d' autre du réservoir largable que chevauche l' orbiter, ils seront allumés en même temps que les moteurs de ce dernier et si possible récupérés après un retour balistique dans l' océan. Le choix des booster à poudre de 3, 96 m de diamètre permet de gagner en coût sur le programme (5,15 contre 5,8 milliards) et techniquement par des aléas de développement moindres. Le coût par mission augmente un peu et atteint 10,5 millions de $, ce qui met le prix du kg en orbite entre 360 et 800 $ suivant les missions. 

17 mars, sur la base du modèle 040 C, la NASA lance un appel d' offre final pour le développement et la réalisation du Space Shuttle, contrat C/ D. Pour la maîtrise d' œuvre industrielle globale, Orbiter et booster, quatre groupes s' affrontent 
Mc Donnel Douglas, North American Rockwell, Grumman et Lockheed.

Le modèle de mission établit en début d' année prévoit 580 vols sur une période allant de 1979 à 1990, soit 50 vols par an. Un tiers pour les missions du laboratoire Européen Spacelab, un tiers pour le DoD et le reste pour un usage commercial. Le coût par mission étant estimé à 10,5 millions $. La mise en place et la préparation pour un vol se faisant en 24 heures, deux heures seulement étant nécessaire au remplissage des réservoirs et à l' installation de l' équipage à bord. 

Au printemps, la NASA décide d' enlever les moteurs turbojets pour l' atterrissage ceci afin de récupérer 8000 kg de charges utiles. 

31 mars, Rocketdyne est confirmé officiellement dans le développement des moteurs principaux SSME suite au contestation de la firme Aerojet en 1971.

12 avril, après l' examen de 50 sites pour le lancement de la navette spatiale, l' administrateur de la NASA Georges Low annonce que deux sites sont retenus, le centre spatial Kennedy KSC, en Floride et la base de Vandenberg en Californie. Ces bases sont proche de l' océan et dégagées pour faciliter la retombée des éléments du Shuttle. 
Au KSC, les plateformes 39 des Saturn 5 sont choisies pour le lancement des navettes, une piste de 4000 m sera construite au nord du complexe dès 1974 pour l' atterrissage à l' horizontale des Orbiter. La NASA adaptera les installations de Merrit Island au Shuttle, le bâtiment d' assemblage VAB, les crawler et les pad 39 A & B. Les travaux commenceront en 1976.
A Vandenberg, le DoD réalisera un base de lancement pour les missions en orbite polaire, le SLC 6 qui reprendra les installations du programme MOL annulé en 1969.

Mai, Grumman, Mc Donnel Douglas, Lockheed et North Américan Rockwell déposent leurs devoirs.

Juin, les propositions des différentes firmes sont communiquées à la NASA pour évaluation.

26 juillet, James Fletcher annonce le choix par un groupe de 416 experts de l' US Air Force et de la NASA, du groupe North American Rockwell pour mener à bien les travaux de la phase C/ D. Ce choix est motivé par un une offre financière très faible : 2,6 milliards de $ contre près de 3 milliards pour la plupart des autres propositions. 30% de la somme sera distribué à des contractants extérieurs au groupe North American Rockwell, en particulier aux perdants de la compétition. Le reste sera ventilé à l' intérieur du groupe qui comprend IBM (traitement des données), Honeywell (système de pilotage), General Electric (protection thermique), et American Airlines (maintenance au sol). 

Le maître d' œuvre a la responsabilité de l' intégration complète du Space Shuttle comprenant la navette, le réservoir externe et les accélérateurs. Il est responsable du développement et de l' assemblage final de l' orbiter. 
Ce premier contrat d' un montant de 2,6 milliards de $ comprend le développement et la construction de deux articles statiques, MPTA 098 et STA 099, destinés aux essais de qualification au sol et de deux navettes opérationnelles, OV 101 et OV 102. Chaque Orbiter pourra réaliser 100 missions soit 60 vols par an. Partant du KSC, ils emporteront 26 000 kg de charge utile dans une soute de 18 m sur 4,5. Lors du retour sur terre, l' Orbiter devra avoir une marge de manœuvre de 2280 km de part et d' autre de sa route de vol. Rockwell est aussi le maître d' œuvre de l' ensemble du programme. A cela s' ajoute la modernisation de la flotte et la construction de deux autres exemplaires OV 103 et 104 pour un montant global de 5 815 778 189 $ (prix 1996). 

9 août, la société Rockwel Internationnal reçoit le contrat pour la réalisation de l' Orbiter.
14 août, le contrat est signé avec Rocketdyne pour le développement des moteurs principaux SSME. 

6 septembre, le centre Marshall annonce une série de 20 tests sur les problèmes posés par la récupération de boosters avec des parachutes. Ces essais seront réalisés avec un booster à l' échelle 1/ 70. D' autres essais seront réalisés en 1973 avec un booster au 1/ 12 équipés de 3 parachutes sur les impacts dans l' eau de mer dans la " Tennesse River ". En 1975 des tests sont réalisés sur la récupération et les conditions de restauration des boosters. 

Décembre, le centre Marshall, responsable de la propulsion de la navette approuve le plan de développement du moteur principal SSME. Les essais commenceront en février 1974 pour les préchambres et en mai pour la chambre principale. Selon ce calendrier, la turbo pompe seule sera essayé en août 1974 et la première mise à feu du moteur complet sera réalisée le 1 mars 1975 au Mississipi Test Facility sur les stands statique transformés du second étage S2 du Saturn 5. Le premier moteur de qualification sera livré le 15 juin 1976 et le premier opérationnel le 15 octobre 1977. 

Les deux années qui suivent la remise officielle des contrats de production permettent de peaufiner les caractéristiques de chaque élément. Le MSC 040 C subit pas mal de changement avant la revue d' aptitude du programme en octobre. Ces changements sont connus sous le nom de véhicule 1 et 2 respectivement. Les prochains 18 mois verront les véhicules 2A, 3, 4, 5 et finalement le véhicule 6 qui sera la configuration finale.

Le véhicule 1 est un avion à aile delta avec une flèche de 50° lui permettant un retour au sol à la vitesse de 309 km h avec dans la soute une charge de 16 000 kg. La soute de 18 m sur 4,5 m abrite un bras télémanipulateur fixé sur le dessus au centre des portes. Trois moteurs principaux sont installés à l' arrière et deux moteurs de manœuvre en orbite OMS en pods sont attachés sur les cotés dans la partie inférieure du fuselage. Pour les vols de convoyage et l' aide à l' atterrissage, deux moteurs turbojets sont installés dans la soute, avec les tuyères sortant directement sous les trois moteurs principaux. Le cockpit est situé à 5,17 m derrière le nez et permet une vue de 20° vers le haut et 24° vers le bas. Des logements sont prévus pour fixer les moteurs turbojet entre les OMS et le dessus de la voilure. 
Dans ce concept, l' Orbiter se trouve 24,4 m en arrière du nez du réservoir externe avec une inclinaison de 1,2° vers le bas pour respecter les centres de ligne. Pour la retombée du réservoir dans l' atmosphère, un système de rétrofusée est installé dans son nez conique (petit cylindre hémisphérique de 50 cm de diamètre sur 3 m de long). Le réservoir d' un diamètre de 8 m mesure 55 m de longueur.
Les SRB sont à 5, 3 m du nez du réservoir et monté 94 cm au dessus de la ligne de centre , celle ci étant parallèle entre elles. Le diamètre des SRB est de 3,96 m et leur longueur 56,2 m. Les tuyères fixes sont inclinées de 11° afin de faire coincider les axes de poussée au milieu de l' ensemble du véhicule.

Le véhicule 2 voit ses pods OMS déplacer des cotés sur le dessus du fuselage de chaque coté de la dérive verticale et se prolonge sur les portes de la soute. La verrière du cockpit recule de 1,3 m et se réduit en champ de vision (7° en haut et 18 ° en bas). Le fuselage est redessiné pour faciliter l' installation des sous-systèmes. L' incidence quand l' Orbiter est assemblé sur le réservoir est changée avec cette fois un angle positif de 0,5° pour faciliter les manœuvres de séparation. Les moteurs turbojets sont supprimés. Le nez du réservoir change de forme (il devient une ogive) et de diamètre (7,7 m) et tous les éléments, SRB, réservoir et Orbiter sont repositionnés pour réduire la traînée atmosphérique pendant l' ascension. Les SRB sont raccourcit à 53,2 m et déplacés légèrement en arrière du réservoir pour réduire les effets parasites de leur plume. 

Le véhicule 2A est mis au point en décembre. Il est connu aussi sous le nom de "150K Orbiter" (Orbiter de 60 000 kg) et ne change pas beaucoup du véhicule 2. La masse à vide ainsi que la charge utile au retour est réduite de façon significative. L' aile delta avec une flèche de 45 et 79° est adoptée comme base et toute les parties aérodynamiques redessinées et testées en soufflerie. Les moteurs turbojets sont de retour. Le système appelé Air Breathing Propulsion System ABPS avec 5 moteurs turbofan TF33 P7A est logé dans trois pods mobiles sous le fuselage. Le carburant nécessaire à leur alimentation est logé dans des réservoirs installés dans la soute. Ce système n' est utilisé que pour les vols de convoyage. 
Les SRB sont encore raccourcis à 44,1 m et encore reculés en arrière du réservoir. L' angle d' inclinaison de leur tuyères revient à zéro degrés ainsi que leur propre inclinaison. Le réservoir est aussi réduit en taille (8,22 m de diamètre) du fait de la réduction des autres éléments. Enfin la position relative de l' Orbiter change également. 

Scan Dennis Jenkins