CHRONOLOGIE
SPACE SHUTTLE

Au 1er août 2005, le centre Stennis (Mississippi) a réalisé 2200 mises à feu de moteur SSME en 30 années. C'est en effet le 19 mai 1975 que le premier moteur était mis à feu sur l'un des deux banc du centre A1 et A2. Dans les deux mois qui suivirent 9 autres essais étaient réalisé se focalisant sur les pré-chambre LH2-LO2 et l'allumage de la chambre de combustion principale. En 1978, trois moteurs équipèrent le Main Propulsion Test Article pour des essais grandeur réelle en configuration de vol. Au début de 1980, les moteurs donnent du soucis au ingénieurs de Rockwell juste avant le premier vol, mais ils seront rapidement réglés. D'avril 1981 à juillet 2005, pas moins de 342 moteurs partiront dans l'espace. Chaque éléments du moteur ainsi que les turbopompes sont fabriqués par les équipes de Rocketdyne (maintenant Prat & Witney) à Canoga Park en Californie, le centre Marshall se chargeant de gérer l'ensemble. Les moteurs sont ensuite assemblés au KSC et envoyés au centre Stennis pour subir une mise à feu de 520 secondes sur l'un des deux bancs d'essai. Les tests concluants, le moteur est renvoyé au KSC pour être monté sur un Orbiter. A l'issue de chaque mission, les moteurs sont démontés, vérifiés et renvoyés à Stennis pour un autre essai au banc. 

Les moteurs SSME, Space Shuttle Main Engines sont en effet très particulier, le rapport de masse a été fortement abaissé. Ce rapport, définissant la masse du lanceur sur la masse de la charge utile était de 20 pour le Saturn 5, il est de 15 pour le Shuttle (2013/ 133, Orbiter + charges utiles).

Les moteurs SSME sont allumés dès le décollage et cessent de fonctionner à la mise en orbite, réduisant encore la masse inutile. Les SSME consomment de l' hydrogène et de l' oxygène liquide très énergétique, 30 000 calorie par molécules. La vitesse d' éjection dépend de l' altitude et de la pression de combustion dans la chambre, elle est de 250 bars pour ce moteur avec 3600 m/ s. Une telle pression demande à l' entrée des turbopompe 500 bars. Le débit en LOX atteint 402 kg/ s et pour LH2 67 kg (vitesse de rotation des turbines 31060 et 37250 t/ mn). La poussée atteint 213 tonnes par moteur dans le vide et 170 au sol. De par le concept à flux intégré, les gaz issue du générateur sont réinjectés dans la chambre de combustion et participent à la poussée. Les puissances de ces turbopompes valent 27640 Cv pour LOX et 75840 CV pour LH2. L' injecteur est disposés au sommet du moteur en vue directe de la chambre. L' hydrogène liquide à moins 253°C circule dans une collection de tubes soudés dont est formé le divergent de la tuyère pour le refroidissement.

Vue de loin, les moteurs SSME ont l' air petit et il le sont par rapport au monstrueux F1 du Saturn 5. 4,3 m de lo,g et 2,3 m de diamètre à la tuyère, il pèse 7900 kg à eux trois.

FONCTIONNEMENT

Le moteur SSME utilise un cycle de combustion dit en étages, hydrogène LH2 et oxygène LOX étant d' abord mis en contact à température relativement basse, dans des chambres de pré combustion puis à hautes températures dans la chambre principale. Une valve permet l' arrivée du combustible LH2 qui est dirigé vers le circuit de refroidissement des tuyères, grâce à des tubes soudés sur le divergent. Il passe aussi dans les conduits d' arrivée pour aboutir à la chambre de combustion principale. Une partie de LH2 servant au circuit de refroidissement est acheminée par l' intermédiaire d' une valve de contrôle, vers les parois du dispositif de préchauffage pour servir à la combustion et au refroidissement. L' autre partie, chauffée à température quasi ambiante est injectée dans la chambre principale et redirigé vers la turbine de la pompe basse pression. La valve principale du circuit LOX s' ouvre et le liquide s' écoule au travers de deux turbopompes vers l' injecteur principal et par l' intermédiaire des valves de préchauffage vers le dispositif de préchauffage. L' oxygène refoulé par la turbopompe haute pression va alimenter la pompe basse pression.

La combustion est déclenchée par un dispositif d' allumage situé au sommet des systèmes de préchauffage et dans la chambre principale. Le système de préchauffage fonctionnant sur des mélanges d' une unité H2 pour une unité O2, produit une vapeur très riche en hydrogène qui entraîne les turbines haute pression avant de pénétrer dans le collecteur de gaz chaud. Cette vapeur est alors acheminée des turbines vers l' injecteur principal et mélangé pour la combustion à de l' oxygène supplémentaire provenant de la pompe haute pression.

Compartiment moteur	lignes d' alimentation
Portes des ombilicaux	Prises ombilicales 17 inches (48 cm)

Selon le cahier des charges de 1972, la durée de vie prévue pour ces moteurs était de 7 h 30 soit 50 missions avant révision et 55 heures en tout. Bien évidemment la réalité sera toute autre. Prévu pour fonctionner entre 65 et 109%, la poussée des moteurs sera brider à 100 % suite à l' accident de Challenger (en fonctionnant à 109%, la durée de vie baisse à 14000 secondes, soit 20 missions environ).

En juin 1983 démarre le programme d' amélioration phase 2 avec une focalisation sur la fiabilité et la durabilité au lieu d' augmenter les performances. Les principaux changements sont de nouvelles turbopompes, une chambre de combustion, des vérins hydrauliques et des senseurs de température pour les turbopompes. Pour certifier ces différentes améliorations 151 tests ont lieu entre décembre 1986 et décembre 1987 totalisant 52363 secondes (100 vols) au NTSL et chez Rocketdyne.

Pour la reprise des vols en 1988 les moteurs ne subissent pas de modifications importantes. De juin 1986 à mi 1988 ils subissent un vaste programme d' essais après avoir subi une trentaine de modification suite aux recommandations de la commission Rogers. Au cours de 166 allumage, effectués entre 1986 et 87, les SSME subissent l' équivalent de 113 décollages. Un moteur a été mis a feu 55 fois et un autre a fonctionné 17 mn, soit deux fois plus longtemps que prévu pour un vol normal. Il est même prévu des essais de limite, la NASA pensant faire fonctionner un moteur jusqu' à la limite. Mais tout n' est pas rose, car les incidents sont nombreux, notamment des fissures dans les aubes de turbine, ce qui limitera à 10 le nombre de vols par moteur.

En 1989 un contrat est passé à Rockwell pour développer un nouveau connecteur 14 inches (35 cm) pour les Orbiters à la place des actuels 17 inches (43 cm). Mais en 1993, le programme est abandonné.

Chaque moteur réalise un essais de mise à feu au centre Stennis avant d' être envoyé au KSC.

L' entretien et la réparation des moteurs se fait dans un bâtiment spécial près des OPF, le SSME Processing Facility 

Au début des années 1990, la NASA passe un contrat avec Pratt & Witney pour le développement de nouveaux composants pour les moteurs. Elles incluent des nouvelles turbopompes haute pression pour le combustible et le comburant LH et LOX, un générateur de gaz deux conduits, un unique échangeur et une large chambre à combustion. La première série de modification comprendra la nouvelle turbopompe LOX, le générateur de gaz et l' unique échangeur en configuration Block 1. La seconde ajoutera la nouvelle turbopompe LH et la chambre de combustion élargie, configuration Block 2.

High-Pressure/ Liquid Oxygen Turbopump HPOT Chaque moteur possède deux turbopompe haute pression qui engloutissent 390 kg de LOX et 65 kg de LH par seconde dans la chambre de combustion (elle viderait une piscine familiale en 25 secondes). Dans cette chambre, les deux liquides sont mélangés et brûlé à une température de 3300° C pour produire la poussée. La turbopompe actuelle demande de l' entretien entre les vols vu sa vétusté de plus de 20 ans. La nouvelle turbopompe une nouvelle machinerie dernier cri. Elle a moins de pièces et 50% en moins de parties tournantes ce qui augmentera le nombre de vol réalisé sans grandes révisions. Le dessin global exige moins de soudure donc moins à inspecter. Enfin un nouveau matériau avec une tolérance thermique et une sensibilité à l' hydrogène moindre remplace les différentes couches constituant la pompe d' origine. Autre amélioration, un nouvel arbre réalisé à base de silicium 30% plus dur et réduisant de40 % les frottements entre les parties tournantes et fixes.

La firme Pratt & Witney reçoit 1 milliard $ pour le développement de cette pompe et la construction de 22 de chaque. La certification vol se termine le 15 mars 1995 avec l' équivalent de 40 vols simulés. 7 turbopompe sont fabriquées en configuration Block 1 (moteur 2036 à 2042) et le moteur 2036 vole en position 1 avec ses turbopompe lors du vol STS 70 en juillet 1995.

La mise au point de la nouvelle turbopompe LH2 est arrêté en 1991 pour des raisons budgétaires. Son développement sera poursuivit dans le cadre du développement du moteur configuration Block 2. Toutefois un accident se produit pendant un essais le 25 janvier 1996 ou une pompe casse après 754 seconde détruisant le moteur test n° 0523. A ce moment P& W totalise 3 593,9 secondes de fonctionnement sur les 60 000 prévues pour la certification. La similitude entre les pompe LOX et LH2 oblige la NASA à repousser les mises en service des moteurs Block 1 en février. Les trois moteurs sur STS 77 étaient en prévision des Block 1 mais la NASA décide de passer directement à des mises en service des moteurs Block 2 début 1997 avec STS 81 et le moteur 2034. Les moteurs qui suivront seront des blocs 2 et tous les block 1 seront mis au niveau 2. Au total la NASA possédera 22 moteurs Block 2.

Two-Duct Powerhead. Le nouveau générateur de gaz utilise un injecteur principal et deux préchambre de combustion ou petites chambre. La préchambre génère le gaz qui alimentent les turbopompes elle mêmes alimentant le moteur en LOX LH. Le nouveau générateur à deux conduits permet de réduire la pression et les turbulences ainsi que la maintenance en augmentant la puissance du moteur.

Single Coil Heat Exchanger. Une autre amélioration dans les moteurs SSME l' échangeur de chaleur. Il sert à produire la pression nécessaire pour alimenter les moteurs en LOX et LH grâce à un tuyau de 12 m de long. Le LOX du réservoir traverse la tuyauterie en passant d' abord par le générateur de gaz chaud. A sa sortie l' oxygène n' est plus liquide et repart vers le réservoir pour poussé à son tour le LOX vers les moteurs. Le nouveau tube est réalisé en une seule pièce sans soudure avec une épaisseur plus importante. Il a volé pour la première fois pour STS 70 en juillet 1995.

Large Throat Main Combustion Chamber. La chambre de combustion où sont mélangés et brûlés le LOX et le LH a été agrandit de 10% au niveau de la gorge permettant aux pompe de travailler à plus basse température et dans de meilleures conditions. Sa réalisation est faite à partir d' une seule pièce sans soudure plus facile à entretenir.

Ces améliorations, configuration Block 2 A ont volé sur STS 89 en janvier 1998 sur les moteurs 2043 2044 et 2045.

En 2001, un moteur Block 2 avec les nouvelles turbompopes LH2 volé sur STS 104 et 108 en juillet et décembre. Les nouvelles turbopompes sont montées sans soudure et l'arbre principal tourne sur des roulements à billes renforcés. Cela devrait les rendre plus sûrs et plus fiables, en augmentant potentiellement le nombre de vols entre deux révisions.

En 2002, pour le vol STS 110 Atlantis est équipé des moteurs 2048, 2051 et 2045 doté des nouvelles turbopompes LH2.. Aussi large qu' une voiture particulière, elle sont néanmoins 360 fois plus puissante. Ces moteurs ont fonctionné sans problème à 104 % de la poussée nominale afin de compenser leur poids. mais ils sont certifier pour voler à 109 % en cas de vol avorté. 

Le 21 janvier 2004, le centre Stennis célébre son premier million de secondes de fonctionnement au banc.

Photos NASA et Dennis Jenkins