CHRONOLOGIE
SPACE SHUTTLE

L' Orbiter Vehicle, OV ou tout simplement l' Orbiter est l' élément principal du système de transport spatial défini en 1972 par la NASA. c' est un engin qui doit dés le départ se comporter comme une fusée, avec des moteurs et une structure très résistante. Il est ensuite en orbite un vaisseau spatial avec un équipage à bord. Enfin pour le retour sur terre, c' est un planeur sans moteur qui atterrit sur une piste comme un avion conventionnel. L' Orbiter a la taille d' un avion de ligne de type Douglas DC 9, avec 37,05 m de long, 23,81 m d' envergure et 17,2 m de hauteur. Sa masse à vide est d' environ 68000 kg.

Les coordonnées de référence des différents points de l' Orbiter sont données en " inches " et nombre décimal. L' axe Xo désigne l' axe longitudinal d' avant en arrière, Yo l' axe latéral bâbord à tribord et Zo l' axe vertical de haut en bas. Le suffixe " o " désigne l' Orbiter, comme " T " désigne le réservoir externe, " B " les SRB et " S " le système en entier. Dans chaque système de coordonnée, l' axe X zéro passe par l' avant au bout du nez. A cet endroit, le nez est à 236 inches à l' arrière du point zéro (Xo 236), le nez du réservoir est à XT 322,5, celui des SRB est à XB 200. Sur l' Orbiter, le plan horizontal Xo et Yo est à ZT 400, qui est au dessus du plan horizontal du réservoir XT, YT à XT 400. Le plan horizontal des SRB XB et YB est à ZB zéro et coincide avec le plan horizontal du réservoir à ZT 400. Le plan vertical des SRB XB et ZT esy à +YS 250,5 et - YS 250,5. Aussi, les plan de l' Orbiter, du réservoir et le centre du STS X et Z coincident. Du point X = 0, les point en arrière sont positifs et ceux à l' avant sont négatifs pour toutes les coordonnées du système. En regardant de l' avant, les points situés à droite de l' axe Y sont positifs et à gauche négatifs. L' axe Z de chaque point avec tous les éléments du Shuttle excepté les SRB positifs, avec Z = 0 situé sous cet élément. Sur les SRB, chaque coordonnée Z sous les plans XB et YB sont négatifs et chaque point au dessus positifs. Les coordonnées du système STS et les éléments du Shuttle sont décrits comme suit : Le point XT 0réservoir externe coincide avec XS 0, le point XT 0 des SRB est situé à 543 inches en arrière, et leS PLANS Y o, Z o à 741 inches de XS 0.

Neuf parties principales composent l' Orbiter: le fuselage avant les parties supérieures et inférieures enfermant la cabine de l' équipage pressurisée, les ailes, le fuselage central avec la soute à charge utile, les portes de la soute, le fuselage arrière, le système de propulsion avant, la dérive verticale, les pods du système de manœuvre orbitale et le body flap. La majeure partie de ces éléments sont réalisés en aluminium et protégé par des surfaces isolantes réutilisable.

LE FUSELAGE

Le fuselage avant est composé de 2024 panneaux d' aluminium. Techniquement c' est l' association de deux coques l' une dans l' autre. Le module de l' équipage constitué de cadres, longerons et revêtements en aluminium s' emboîtent dans la partie inférieure du fuselage comprenant la caisse du train d' atterrissage avant et la porte d' accès au module d' équipage. Il est soutenu par le fuselage avant et 4 points d' attache. Ce compartiment à trois niveau possède une écoutille latérale (éjectable) pour le passage normale et une dans le sas de sortie pour les activités EVA. La cabine possède 7 hublots donnant vers l'extérieur six devant et un sur l' écoutille d'accès. Ils sont réalisés d' une seule pièce en verre de très bone qualité optique en alumino- silicate assurant une bonne solidité mécanique à la pression. L' épaisseur est de 1,5 cm, ils sont recouvert sur leur face extérieure d' un réflecteur contre les rayons IR. Les deux hublots centraux sont plus épais (3,2 cm) et réalisé en verre silica. Les deux hublots sur le dessus de la cabine sont moins épais 1,1 m et ceux donnant sur la soute 0,7 cm. (car protégé par les portes de la soute. Le hublot de l' écoutille est réalisé avec trois couches de verre comme sur les principaux . Le constructeur des hublots est la firme Corning Glass Cie à NY.

Le fuselage central mesure 18,24 m de long. C' est en fait la structure principale de l' Orbiter autour de laquelle vient se greffer la partie avant, l' arrière et les ailes. La partie centrale, c' est la soute proprement dite. Avec ses 18,3 m de long et ses 5,2 m de large, elle est composée de cadres renforcés, de longerons et contrefiches de raidissement. Les longerons supérieurs servent de support aux charnières (13 au total) des portes de la soute et le bras télémanipulateur RMS. Ces portes pesant 1480 kg sont en composite graphite époxy. De grands radiateurs fixés à l' intérieur permettent en orbite l' évacuation du trop plein de chaleur des équipements de bord. Cette partie centrale pèse 6124 kg.

 La partie arrière regroupe les systèmes moteurs. c' est une structure qui supporte les trois moteurs principaux SSME, la dérive verticale et les pods du système OMS/ RCS. Réalisée entièrement en structure métallique, la partie arrière mesure 5,5 m de long, pour 6,7 m de large et 6,1 m de hauteur. Elle est raidie à l' intérieur par une armature en tubes servant de support aux turbo pompes des moteurs SSME. A sa partie inférieure, est fixé le "Body Flap", l' élevons de profondeur, une structure en alliage léger, composée de nervure et de longerons recouverts de panneau en nid d' abeille et de tuiles thermiques, destinées à protéger les tuyères des moteurs SSME lors de la rentrée dans l' atmosphère. Elle est fermée à l' arrière par un bouclier thermique recouvert d' isolant réutilisable.

La voilure de l' Orbiter est du type Delta. Elle est constituée de cinq parties, l' apex, la section intermédiaire où se trouve le logement du train d' atterrissage principal, le caisson de torsion, la zone de protection des élevons et les élevons proprement dits. La structure de la voilure est conventionnelle. Elle est construite en alliage léger suivant la technique de caisson multi-longerons et d' un nombre important de nervures. Le revêtement extérieur est en tôle raidie par oméga ou en sandwich nid d' abeille. Le dessous est recouvert de tuiles thermiques ainsi qu' une partie du dessus. Chaque aile mesure 18,3 m de long à la corde de l' emplanture pour une épaisseur de 1,5 m. Les élevons en bout d' aile permettent un débattement de +36,5° et -21,5°. Ils sont en en nid d' abeille aluminium et divisé en deux parties pour minimiser l' effort sur les charnières et les interactions avec les ailes.

L' empennage vertical est construit autour d' un caisson de torsion. Il supporte les éléments mobiles combinés de direction et les aérofreins. Ces derniers sont articulés sur quatre paliers et commandés par un moteur attaquant directement les éléments mobiles. Le caisson de l' empennage en alliage léger comprend deux longerons usinés dans la masse, des nervures et des panneaux de revêtements également usinés dans la masse. Le caisson est fixé à la partie arrière du fuselage par 10 boulons. les éléments mobiles de direction et les aérofreins sont en structure d' aluminium avec revêtement en panneaux de nid d' abeille. L' ensemble aérofrein et gouverne de direction est divisé en deux sections une basse et une haute, elle même divisé longitudinalement et actionner séparément comme gouverne ou aérofrein.

Les parties principales de la structure sont assemblées et tenues par des rivets et des boulons.

Le train d' atterrissage est un conventionnel tricycle avec une jambe avant orientable. Chaque jambe est une structure en acier à très haute résistance avec amortisseur pneu-hydraulique à base de nitrogène et de fluides hydrauliques incorporés et équipée de deux roues à pneumatiques. Une protection cadnium-titane et peinture à l' uréthane protègent le train durant le vol orbital. Les trappes qui obturent les trois logements des jambes sont recouverts de tuiles thermiques comme le dessous de l' Orbiter. Le train se déploie en 10 seconde à une altitude de 76 m et à 623 km/h.

Les moteurs principaux, Space Shuttle Main Engine sont situés à l' arrière de l' orbiter. Les trois moteurs fonctionnent à l' hydrogène et l' oxygène liquide, pompés par des turbo pompes de 75840 et 27640 CV à un débit de 67 kg/s et 402 kg/s respectivement dans l' énorme réservoir extérieur attaché sur le ventre de l' Orbiter. Ces trois SSME développent une poussée au décollage de 170 tonnes chacun et 213 tonnes en altitude. Pesant prés de 8 tonnes chacun, ils mesurent 4,3 m de haut pour 2,4 m de diamètre en sortie de tuyère.

Pour assurer la satellisation une fois le réservoir extérieur éjecté, ainsi que les changements d' orbite et le décrochage d' orbite pour la rentrée dans l' atmosphère, l' Orbiter possède deux moteurs de manœuvre appelés OMS, Orbital Manoeuvring System, situé à l' arrière dans deux pods de chaque coté de la dérive verticale. Le système OMS est un carénage en alliage léger renfermant les réservoirs d' UDMH et de N2O4 nécessaire à l' alimentation d' un moteur de 2722 kg de poussée. Les réservoirs contiennent 11400 kg de combustible, 7100 kg de N2O4 et 4300 kg d' UDMH. Le carénage avec le moteur mesure 6,7 m de long pour 3,7 m de large et 1,9 m d' épaisseur. D' une masse de 8617 kg, le système OMS est capable de créer une vitesse de 305 m/s.

Le système RCS, Reaction Control System est principalement destiné aux petites manœuvres en orbite, à contrôler l' attitude de l' Orbiter. Il est constitué du RCS avant et du RCS arrière ARCS. Le FRCS alimente 14 moteurs à UDMH et N2O4 de 395 kg de poussée et 4 "vernier" de 11 kg de poussée Le ARCS alimente lui 12 moteurs sur les OMS et 2 moteurs "vernier".

Lors du retour dans l' atmosphère, l' Orbiter comme tous les autres vaisseaux spatiaux doit se protéger de l' échauffement du au frottement de ces couches de l' atmosphère. La température varie de 170 à 1510°C. Une protection ablative du type Apollo était à proscrire, car trop lourde et pas réutilisable. Les ingénieurs ont trouvé une solution originale avec des tuiles de silice, réparties sur le dessous et une partie du dessus de l' Orbiter. D' une dimension proche de 15 cm par 15, et de 0,5 à 9 cm d' épaisseur, les quelques 31000 tuiles qui recouvrent l' engin ont donné bien du soucis aux techniciens chargés de les coller sur la carlingue. Ces tuiles sont collées sur un revêtement spécial en feutre, destiné à éviter leur craquèlement, lui même collé sur la carlingue. Sur les bords d' attaque des ailes et sur le nez, c' est du carbone renforcé qui a été utilisé.

L'OV 104 Atlantis a bénéficié des leçons apprises lors de la construction de l'OV101 Enterprise, l'OV 102 Columbia et l'OV 099 Challenger. Lors de la sortie d'usine, Atlantis pesait 3163 kg de moins que Columbia. L'expérience acquise pendant les processus d'assemblage ont permit de terminer le travail avec 49,5% de réduction en main d'oeuvre. Le remplacement des tuiles thermiques par des couvertures isolantes y a contribué. Lors de la construction de Discovery et Atlantis, la NASA a choisit de varier les contractants pour fournir des pièces de rechange pour les Orbiters en cas d'accident. La NAsa a ainsi commandé pour 389 millions $ un fuselage arrière et milieu et un demi fuselage avant, un empennage arrière avec l'élevon,, des ailes avec élevons et un Body Flap. Ces éléments serviront par la suite pour assembler l'OV 105 Endeavour. Atlantis a été expédié en Californie pour subir de nombreuses modifications, parachute de freinage, nouvelle plomberie pour des missions longue durée, 800 nouvelles tuiles thermiques, nouvelles couvertures isolantes, nouvelle isolant pour les portes de trappes du train d'atterrissage et des modifications de la c"llule. Au total 165 modifications ont été réalisés en 20 mois

MASSE DES ORBITERS

OV-99 Challenger, masse à vide et sortie d'usine 70 488 kg, masse avec SSME 79 429 kg. 1310 kg de moins que Columbia

OV-101 Enterprise, masse à vide 67 845 kg et 68 436 kg équipé pour les vols CIFT ALT

OV-102-Columbia, masse à vide et sortie d'usine 71 798 kg, masse avec SSME 80 739 kg

OV-103 Discovery, masse à vide 68 682 kg (-3116 kg par rapport à Columbia), masse avec SSME 77 623 kg.

OV-104 Atlantis, masse à vide 68 635 kg, masse avec SSME 77 564 kg

OV-105-Endeavour, masse à vide 68 585 kg, masse avec SSME 78 017 kg.