Fragen / Technisches zum Space Shuttle

Diskutiere Fragen / Technisches zum Space Shuttle im Raumfahrt Forum im Bereich Luftfahrzeuge; Wie bereits schon angeregt wurde, mache ich hier mal einen eigenen Thread für das Space Shuttle auf. Mit den ITEMS 1-4 wählt man aus, welches...

manuma

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Wie bereits schon angeregt wurde, mache ich hier mal einen eigenen Thread für das Space Shuttle auf.

Mit den ITEMS 1-4 wählt man aus, welches Triebwerk für den OMS-Burn benutzt werden soll. Ergänzend muss erwähnt werden, dass jeder dieser ITEMS den anderen auschließt. Wenn ich bspw. das rechte OMS-Triebwerk auswähle und danach das linke OMS-Triebwerk auswähle, wird nur das linke OMS-Triebwerk ausgewählt sein.

ITEM 5 ist Roll Attitude (Querneigung ist vielleicht verständlicher) für OMS-Burns. 0 Grad entsprechen der Heads Up Position und 180 Grad der Heads Down Position. In der Heads Down Position wird bspw. der Deorbit Burn gemacht.

ITEM 10 (TIG): Das ist die Zeit, wann der OMS-Burn ausgeführt werden soll. Diese Zeit angabe ist Mission Elapsed Time (MET). Die Uhr beginnt mit dem Liftoff hochzuzählen. Die MET wird so dargestellt:
Tage/Stunden:Minuten:Sekunden

Unter TGT PEG 4 werden verschidene Parameter eingegeben. Dies sind Parameter, um den Orbiter auf einen bestimmten Kurs zu bringen. Über Steuerung mit diesen PEG 4 Parametern wird der OMS 1 Burn, der OMS 2 Burn und der Deorbit Burn gemacht. Allerdings können OMS-Burns über diese PEG 4 Parameter nur gemacht werden, wenn sich der Computer im Mode OPS 1 oder OPS 3 Mode befindet.

Wenn man nun diese Parameter eingegeben hat, muss man den ITEM 22 auswählen. Der Computer berechnet dann, wie der OMS-Burn sein muss um den Orbiter auf den entsprechenden Kurs zu bringen. Mit dem ITEM 23 wird dann ein Timer gestartet, der dann errechnet wieviel Zeitunterschied zwischen der aktuellen MET und der TIG besteht. Anschließend wird die Zeit runtergezählt. 15 Sekunden bevor die aktuelle MET mit der TIG synchron ist, blinkt auf dem Bildschirm "EXEC". Wenn nun der EXEC Button auf dem Keypad gedrückt wird, wird der OMS Burn ausgeführt, sobald MET und TIG synchron sind.

Mal ein Beispiel: Als TIG wurden 40 Minuten eingestellt. Der ITEM 23 Timer wurde bei 25 Minuten ausgeführt. Nun wird ein Zeitunterschied von 15 Minuten errechnet. Nun blinkt bei 15 Sekunden auf dem Bildschirm ein "EXEC", die MET befindet sich bei 39:45 Minuten. Nun wird am Keypad der EXEC-Button gedrückt und wenn auch die MET dann bei 40 Minuten ist, wird der OMS-Burn ausgeführt.

Wenn etwas unklar ist, fragt auch bitte nach.

Gruß ;)

Quelle: NASA
 
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manuma

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Dann erkläre ich mal den SSRB, interessantes Thema, wie ich finde ;)

Fangen wir mal mit den Haltebolzen an.

Ein jeder SSRB ist über 4 Haltebolzen mit der MLP verbunden. An jedem Ende dieser Bolzen befindet sich eine Nut. Aber lediglich an der Verbindung zwischen Haltebolzen und SSRB befindet sich eine Frangible Nut.

Eine Frangbible Nut (frangible=zerbrechlich) ist eine zerbrechliche (zersplitterbare) Vorrichtung, um mechanische Verbindungen zu trennen.

Diese Frangible Nut enthält nun zwei NASA Standard Detonators (NSDs). Diese NSDs zünden nun, wenn auch die Solid Rocket Motors zünden.

Die Zündung funktioniert so, dass von den Pyrotechnic initiator controllers (PIC), welche sich auf der MLP befinden, ein Signal an die NSDs ausgesandt wird, welche daraufhin zünden. Die Frangible Nut zersplittert in mehrere Teile und das Shuttle kann starten.

Der Bolzen selber wird nach unten gedrückt. In einem Deceleration Stand, welcher Sand enthält, bleibt der schießlich liegen.

Angenommen, dass keiner der NSDs oder ein Teil der NSDs nicht zünden (aus welchen Gründen auch immer), würde der Schub des SSRB ausreichen, um die Bolzen selber brechen zu lassen und das Shuttle könnte somit trotzdem starten.

So ein Bolzen ist ca. 71 Zentimeter lang und hat einen Durchmesser von 9 Zentimetern.

Dieses Konzept werden sie wohl auch so ins Ares-Programm übernehmen, schätze ich mal.

Gruß ;)
 
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manuma

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Sind ja super, Deine Erklärungen, aber ich verstehe nur Bf... ;)
Dann nochmal etwas verständlicher. Ein jeder SSRB ist über Haltebolzen mit der MLP (Mobile Launcher Platform) verbunden. Der Haltebolzen hat an der einen Seite eine Verbindung zur MLP und an der anderen Seite zum SSRB.

An der Stelle, an der der Bolzen mit dem SSRB verbunden ist, ist eine Absprengvorrichtung montiert. Sobald nun das Signal zum Zünden der SSRB´s kommt, wird diese Absprengvorrichtung gezündet und die Verbindung zwischen SSRB und MLP wird gelöst, das Shuttle kann starten.

Für den Fall, dass diese Absprengvorrichtung nicht ausgelöst werden kann, würde der Schub des SSRB ausreichen, um die Verbindung zwischen SSRB und MLP brechen zu lassen (der Haltebolzen würde brechen) und das Shuttle hätte somit keine Verbindung mehr zur MLP und könnte starten.

Gruß ;)
 

Amenophis

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SSRB = Space Shuttle Solid Rocket Booster
Kurzum die Booster links und rechts vom externen Tank die der Shuttle während der Aufstiegsphase nutzt.
 

manuma

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Eh, ja, danke!

Aber was zum Beispiel ein SSR-dingsbums ist, weiß ich immer noch nicht... :(
Das sind die Festoffbooster oder gebräulicherer Begriff "Startraketen". Der Shuttle-Komplex aus

- Orbiter
- External Tank (der orangene Außentank)
- die SSRB (Startraketen)

steht am Startturm auf diesen Startraketen. Dies beudetet, dass wenn die Verbindung zwischen SSRB und Mobile Launcher Platform gelöst wurde, dass Shuttle keinen Kontakt mehr zum Startturm (Pad) hat und starten kann.

Um es auch ganz verständlich zu machen: Erstmal werden die Startraketen im Vehicle Assembly Building mit dem Außentank verbunden. Die Startraketen werden dann über die angesprochenen Bolzen mit der Mobile Launcher Platform verbunden. Wenn dann das Shuttle ins Vehicle Assembly Building kommt, wird dieses dann mit dem Außentank verbunden. Anschließend fährt der Shuttle-Komplex, der auf der Mobile Launcher Platform montiert ist zur Startrampe. Der Shuttle-Komplex bleibt dann bis zum Liftoff über die Startraketen mit der Mobile Launcher Platform verbunden. Was beim Liftoff passiert, habe ich ja schon oben erklärt.

Gruß ;)
 
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manuma

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Nun kommen wir mal zu einem System der SSRB´s, welches schon ein bisschen Komplex ist, nämlich zur Hydraulik des Space Shuttle Solid Rocket Boosters (SSRB) - sprich die Startraketen.

Wie wir bereits wissen, besitzt der SSRB (Space Shuttle Solid Rocket Booster) eine Schubvektorsteuerung (Thrust Vector Control, dazu später mehr). Diese Schubvektorsteuerung funktioniert hydraulisch. Folglich muss auch irgendein Gerät an Bord des SSRB sein, welches diesen Hydraulikdruck erzeugt. Und das ist die Hydraulic Power Unit (HPU).

In jedem SSRB sind zwei voneinander unabhängige HPU´s eingebaut. Eine HPU besteht aus

- einer APU,
- einem Fuel Supply Module,
- einer Hydraulic Pump
- einem Hydraulic Reservoir und
- einer Hydraulic Fluid Manifold Assembly

Zwischen der SSRB Nozzle und dem Aft Skirt (siehe Diagramm des Boosters unten) befinden sich die HPU´s und das Hydrauliksystem. Diese zwei HPU´s beginnen bei T-28 Seconds zu laufen und arbeiten dann bis zur SSRB Seperation. Das Fuel Supply Module ist ein Tank, welcher 22 Pounds Hydrazin fasst.

Wie kommt denn nun der Treibstoff vom Tank zur APU? Ganz einfach. Das Fuel Supply Module wird mit gasförmigem Stickstoff unter Druck gesetzt (der Druck beträgt 400 PSI). Dadurch ist gewährleistet, dass das Hydrazin mit einer konstanten Fließrate (Flow Rate) zur APU fließt.

Sobald die APU der HPU startet, öffnet sich ein Treibstoff-Isolierventil (Fuel Isolation Valve), sodass das Hydrazin nun vom Tank zur APU-Treibstoffpumpe (APU Fuel Pump) fließen kann und von dort aus zum Gasgenerator.

Und nun kommt etwas wichtiges:
- In den ersten Sekunden nach dem HPU-Start könnte über die APU Fuel Pump noch nicht genügend Treibstoff zum Gasgenerator geleitet werden, da die APU und Ihre Komponenten wie ein jedes anderes Triebwerk Zeit braucht um hochzufahren
- Dafür gibt es die Bypass Line. In den ersten Sekunden nach dem Start fließt das Hydrazin vom Tank über das Treibstoff-Isolierventil durch die Treibstoffleitungen. Nun gibt es zwei Möglichkeiten, wie das Hydrazin zum Gasgenerator gelangen kann. Entweder durch die APU Fuel Pump oder durch die Bypass Line. Und in den ersten Sekunden nach dem Start fließt der Treibstoff über die Bypass Line.
- Nun sind nach ein paar Sekunden die APU und Ihre Komponenten hochgefahren (einschließlich der APU Fuel Pump). Nun kann über die APU Fuel Pump mehr Hydrazin zum Gasgenerator gefördert werden, als über die Bypass Line. Nun schaltet sich das um und der Treibstoff wird über die APU Fuel Pump zum Gasgenerator geleitet.

Das ist ungemein wichtig, diesen Vorgang zu verstehen.

Der Gasgenerator, ich gehe nun mal davon aus, dass im Gasgenerator ein Shell 405-Katalysator drin ist wie der Shuttle APU, zersetzt nun katalytisch das Hydrazin in die gasförmigen Bestanteile Stickstoff, Ammoniak und in ein bisschen Wasserstoff. Nun wird das sehr heiße Gasgemisch zu einer zweistufigen APU-Gas Turbine weitergeleitet.

Die APU Gas-Turbine stellt mechanische Kraft für das APU-Getriebe bereit. Über dieses Getriebe wird die APU Fuel Pump, die Hydraulische Pumpe (Hydraulic Pump) und die Schmieröl-Pumpe (Lube Oil Pump) angetrieben. Die Schmierölpumpe (Lube Oil Pump) sorgt für eine ausreichende Schmierung des APU-Getriebes.
Die Gase aus der APU-Gasturbine werden nun nochmals benutzt, um den Gasgenerator zu kühlen und schließlich werden diese über eine Abgasöffnung ausgestoßen.

Das allerwichtigste für den Vorgang ist, dass die APU - Gasturbine mechanische Kraft für das APU - Getriebe bereitstellt und über dieses APU - Getriebe die Hydraulic Pump angetrieben wird. Weil zur Hydraulik kommen wir jetzt.

In einem SSRB (Space Shuttle Solid Rocket Booster) sind zwei Hydraulic Power Units (HPU´s) vorhanden. Die Schubvektorsteuerung funktioniert über Servo-Aktuatoren (servoactuators). Normalerweise erfolgt die Bereitstellung des Hydraulikdrucks über eine HPU (Primary) und die andere HPU ist zu Redundanzgründen vorhanaden (Secondary). Nun kann aber während des Aufstieges eine HPU ausfallen oder aus irgendwelchen Gründen nicht genügend Hydraulikdruck bereitstellen (zur vollen Steuerung aller Servo-Aktuatoren werden 2050 PSI benötigt).

Der Trick dabei ist, dass für den Fall, dass die HPU nicht mehr genügend Hydraulikdruck bereitstellen kann, beide HPU´s zusammen betrieben werden können. Ein SSRB, soviel sei schon mal verraten, hat 2 Servoactuators für die Thrust Vector Control. Man kann nämlich über ein Switching Ventil steuern, ob der Servoactuator seine hydraulische Power von Primary HPU bekommen soll oder von der Secondary HPU. So könnte man für den Fall, dass der Druck unter 2050 PSI fällt, einen Servoactuator mit der hydraulischen Power der Primary HPU antreiben und den anderen Servoactuator mit der Hydraulischen Power der Secondary HPU.

Es ist auch wieder ungemein wichtig, dass man dies versteht.

Die Hydraulikpumpe (Hydraulic Pump) arbeitet mit einer Geschwindigkeit von 3600 Umdrehungen pro Minute und sorgt für einen Hydraulikdruck von 3050 PSI +/- 50 PSI.

Die APU´s / HPU´s sind für ca. 20 Missionen wiederverwendbar.

Was wirklich sehr wichtig ist, ist dass Verständnis, dass zwei HPU´s vorhanden sind. Eine HPU umfasst eine APU, Getriebe, Schmierölpumpe, etc. Eine HPU umfasst auch eine Hydraulikpumpe. Da zwei HPU´s vorhanden sind, sind auch zwei Hydraulikpumpen vorhanden. Erst am Servoactuator laufen die Hydraulikkreisläufe der beiden HPU´s dann zusammen. Vorher ist alles für jede HPU separat.

Und bitte nachfragen, wenn etwas nicht verstanden wird.

Gruß ;)
 

motion

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Excellent! Auch als nicht-Flieger, aber technisch sehr Interessierter, finde ich die technischnen Beschreibungen äüßerst interessant. Deshalb habe ich mir auch schon etliche Unfallberichte (auch über die beiden Shuttle Abstürze) "reingezogen".
Ist einfach eine geniale Ingenieursleistung so ein Fluggerät!
Gerne mehr davon.
 

motion

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Eine Frage an die Shuttle Spezies bezüglich der SRBs:
Kurz vorm Eintauchen in den Ozean wird noch ein Ring abgesprengt. Was ist der Hintergrund dieser Aktion?
Im Youtube Video http://www.youtube.com/watch?v=aa59oCWqqgE z.B. zu sehen bei 19:00 und 35:04
 

manuma

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Ich bin mir zwar nicht ganz sicher, aber ich würde tippen, dass Sie die RSRM (Reusable Solid Rocket Motor) Nozzle Extension, auch Düse genannt, abgesprengt haben. Das macht man nämlich vor dem Eintauchen in den Ozean so.

Gruß ;)
 
mcnoch

mcnoch

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Das macht man nämlich vor dem Eintauchen in den Ozean so.
Genau und warum macht man dies so? Damit beim und nach dem Eintauchen der Schwerpunkt der leeren Booster auch bei etwas rauerer See so stabil bleibt, dass die Booster nicht zu arg ins Schaukel kommen, da dann die Gefahr bestände, dass sie so weit seitlich kippen, dass sie Wasser aufnehmen und sinken. Da die abgesprengten Teile eh nicht wiederverwendet werden können, ist es kein wirklicher Verlust, sie abzusprengen. Wie schwer diese sind (und wie stark sie sich somit auf den Schwerpunkt auswirken könnten), sieht man bei diesem Video sehr gut. Nach dem Absprengen kommt der Booster sofort aus seiner leichten Schräglage heraus und taucht nun sauber senkrecht ein. Mit den schweren Teilen dran, würde er mit einem Winkel von etwa 8° Seitenlage eintauchen. Das mag nicht viel erscheinen, aber bei den Größen, die hier im Spiel sind, macht das schon einen deutlichen Unterschied.
 
GerhardJ65

GerhardJ65

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Hi Leute
Weis jemand die Adresse des Erzeugers der Hitzekacheln?
Übers googeln komm ich nicht hin.

Danke
Gerhard
 

manuma

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Das ist nicht ein Vertragspartner und auch nicht nur eine Sorte Hitzeschutzkacheln. Zu den Arten der Hitzeschutzkacheln beim Space Shuttle kann ich gerne mal eingehen. Dieses sind die einstigen Vertragspartner für das Thermal Protection System des Space Shuttle.

- Vought Corporation, Dallas, Texas (RCC);
- Lockheed Missiles and Space Co. Inc., Sunnyvale, Calif. (HRSI and LRSI tiles and HRSI FRCI-12 tiles)
- Albany International Research Co., Dedham, Mass. (Nomex felt);
- General Electric, Waterford, N.Y. (room-temperature vulcanizing adhesive);
- 3M Company, St. Paul, Minn. (AB312 fibers);
- Santa Fe Textiles, Santa Ana, Calif. (Inconel 750 wire spring and fabric sleeving);
- ICI United States Inc., Wilmington, Del. (alumina mat);
- J.P. Stevens Co., Los Angeles, Calif. (quartz thread);
- Corning Glass Works, Corning, N.Y. (Macor machinable glass ceramic)
- Velcro Corp., New York, N.Y. (Velcro hooks and loops);
- Prodesco, Perkasie, Pa. (fibrous pile-S glass);
- Johns Manville, Waterville, Ohio (high-purity silica glass);
- Rockwell International, Downey, Calif. (AFRSI quilted fabric).


Gruß ;)
 

Andi Wuestner

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Um Deine umfangreichen Informationen mal auf die für Barnie wahrscheinlich wesentliche zu reduzieren:
- Lockheed Missiles and Space Co. Inc., Sunnyvale, Calif. (HRSI and LRSI tiles and HRSI FRCI-12 tiles)
Andi
 

manuma

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Nicht ganz, aber ich kann es gerne erläutern:

- RCC steht für Reinforced-Carbon-Carbon und wird sowohl an den Orbiternase (Nose Cap), als auch an den Flügelvorderkanten (Wing Leading Edges) verwendet. Desweiteren kommt es an den Stellen, an den der Orbiter mit dem ET verbunden wird, auch zum Einsatz. Bei STS-107 (Columbia) beschädigte ein Schaumstoffstück so eine RCC-Panel, welches zum Eindringen heißer Plasma-Gase führte, schließlich zur strukturellen Deformierung der Tragfläche, was zu einer Fluglage führte, welche so abnormal war, dass das Shuttle zu großen aerodynamischen Belastungen ausgesetzt war und schließlich auseinnanderbrach.

- HRSI steht für high-temperature reusable surface insulation. Diese Kacheln (Tiles) werden am oberen vorderen Rumpf eingesetzt, auf der Unterseite des Orbiters, an einigen Stellen der OMS/RCS Pods, an der Vorder- und Hinterkante des Seitenleitwerkes, an den Hinterkanten der Elevons

- LRSI steht für Low-temperature reusable surface insulation. Diese Kacheln werden benutzt für den vorderen, mittleren und hinteren Rumpf des Shuttles, für die Oberseite der Tragflächen, für das Seitenleitwerk und für das Seitenruder, für Bereiche der OMS/RCS Pods, sowie die Vorderkanten der Elevons.

- FRSI fibrous refractory composite insulation haben einige HRSI-Kacheln ersetzt. Diese schützen die Oberseite der Payload Bay Doors, sowie Teile des Rumpfes und Teile der Oberseite von den Tragflächen.

Gruß ;)
 
KnightFlight

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Auf einem Video in youtube von NASA TV ist der extrne Tank zu sehen, wie er Richtung Erde gleitete, gefilmt vom Shuttle aus.
Man sieht, dass eine Düse seitlich im Tank immer wieder mal feuert. Ist da auch ein Computer mit Steuerung etc. drin? Ich dachte immer, da ist kaum Technik drin, was Steuerung oder so betrifft.
Bringt diese Düse den Tank dann zum Absturz? Wahrscheinlich schon, da ja berechnet werden muss, wo er dann runterkommt, oder?
 
Airtoair

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Eine Düse? Wirklich? Das kann nicht sein, am ET sind keine Steuerdüsen oder sonstige Triebwerke.
Hast Du vielleicht noch den Link zu dem Video? Ich würde mir das gerne mal ansehen.
 
mcgyvr81

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Na ja, Steuerdüsen im eigentlichen Sinne gibts da keine. Man benutzt einfach Resttreibstoff aus den Tanks, um ihm hin und wieder einen "Schubs" zu geben, und entlässt hierfür selbigen durch dafür vorgesehene Düsen in der Außenhaut.

Einerseits bekommt die Orbiter-Crew so die Möglichkeit, den Tank nach der Separation aus nahezu allen möglichen Lagen abzulichten bzw. zu filmen, und andererseits reduziert man die Wahrscheinlichkeit, dass größere Tanksektionen unverglüht in den Pazifik stürzen. Wenn der nicht "tumbeln" würde beim Wiedereintritt, dann würde es ihm ergehen wie einer Wurst, die man über einer Höllenglut grillt, aber nie wendet... eine Seite pechschwarz verkokelt, aber die andere noch so roh wie aus der Packung - nur dass die "rohe" Seite in unserem Fall jemand schwer "Kopfschmerzen" bereiten könnte. :FFTeufel:


EDIT: ein Video von der Tank Separation gefunden, ab ca. 2:50min sieht mans:

http://www.space-multimedia.nl.eu.org/index.php?option=com_content&view=article&id=5149
 
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Airtoair

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Na ja, Steuerdüsen im eigentlichen Sinne gibts da keine. Man benutzt einfach Resttreibstoff aus den Tanks, um ihm hin und wieder einen "Schubs" zu geben, und entlässt hierfür selbigen durch dafür vorgesehene Düsen in der Außenhaut.

Einerseits bekommt die Orbiter-Crew so die Möglichkeit, den Tank nach der Separation aus nahezu allen möglichen Lagen abzulichten bzw. zu filmen, und andererseits reduziert man die Wahrscheinlichkeit, dass größere Tanksektionen unverglüht in den Pazifik stürzen. Wenn der nicht "tumbeln" würde beim Wiedereintritt, dann würde es ihm ergehen wie einer Wurst, die man über einer Höllenglut grillt, aber nie wendet... eine Seite pechschwarz verkokelt, aber die andere noch so roh wie aus der Packung - nur dass die "rohe" Seite in unserem Fall jemand schwer "Kopfschmerzen" bereiten könnte. :FFTeufel:


EDIT: ein Video von der Tank Separation gefunden, ab ca. 2:50min sieht mans:

http://www.space-multimedia.nl.eu.org/index.php?option=com_content&view=article&id=5149
Erstmal danke für den Link!

Du meinst sicher das sog. "Tumble System", bei dem der unter Druck stehende restliche Sauerstoff aus dem LO2-Tank gezielt durch ein Ventil abgelassen wird, um den ET eben ins Taumeln zu bringen um einen sicheren Wiedereintritt und ein möglichst vollständiges Verglühen zu erreichen. Dieses Ventil befindet sich an der Spitze des ET, wo es auch am meisten Sinn macht, weil es dort am weitesten vom Schwerpunkt des ET enfernt ist, womit durch die Hebelwirkung auch das grösste Moment erzeugt werden kann.

Ich denke aber nicht, dass es das ist, was man hier in dem Video sieht.
Im Video sieht man nämlich deutlich, dass die Gase jeweils von der Intertank Section ausströmen, also dem Teil, der zwischen dem LO2- und dem LH2-Tank liegt. Tatsächlich scheinen die Gase direkt von der Region auszuströmen, wo sich die sog. GUCP (Ground Umbilical Carrier Plate) befindet, die ja bei den ersten beiden Startversuchen im Juni Probleme bereitet hatte. Auf dieser GUCP befinden sich u.a. auch je ein Entlüftungsventil für GO2 und GH2, und ich vermute, dass man im Video sieht, wie hier jeweils GH2 entweicht.

O2 und H2 sind ja vor und während dem Start in flüssiger Form in ihren Tanks und stehen unter Druck. Während des Aufstiegs leeren sich die beiden Tanks relativ schnell und ein kleiner Teil des LO2 und LH2 geht in den gasförmigen Zustand über, um den jeweils entstehenden Leerraum aufzufüllen und den Druck im jeweiligen Tank aufrecht zu erhalten. Auch nach der Trennung des ET vom Shuttle sind noch geringe Restmengen LO2 und LH2 vorhanden, die relativ schnell vom flüssigen in den gasförmigen Zustand übergehen und so den Druck weiter aufbauen. Der so entstehende Ueberdruck des GO2 wird dann eben gezielt für das Tumble System genutzt, während LH2 wohl durch die Vents in der GUCP entweicht.
Für meine Vermutung spricht auch, dass man in dem Video die Gase in unregelmässigen Abständen ausströmen sieht und ich denke, dass dies eben daher kommt, weil sie jeweils erst ausströmen können, wenn der Druck gross genug ist um das Entlüftungsventil auszulösen. (Den genauen Wert kenne ich nicht.) Wie schnell der Druck im Tank aufgebaut wird, hängt natürlich davon ab, wie schnell sich der Inhalt erwärmt und verdampft, was wiederum auch vom Winkel der Sonneneinstrahlung abhängt. Es ist bestimmt kein Zufall, dass in dem Video die Gase vor allem dann zu entweichen scheinen, wenn die Sonne die Breitseite des ET bescheint, aber nicht, wenn sie nur die Spitze oder das Ende bescheint.

Ausserdem wird das Tumble System direkt nach der Abtrennung des ET aktiviert und das GO2 in einem langen gezielten Stoss abgelassen um eben diese Taumelbewegung auszulösen. Dabei will man eine minimale Rate von 10 Grad/Sek. erreichen.
Die Gase, die man im Video entweichen sieht, scheinen aber nicht gezielt ausgestossen zu werden. Teilweise strömen sie ja sogar entgegen der Drehrichtung des ET, was ja tendenziell eine Drehbewegung eher bremsen statt beschleunigen würde.


Wie lang bleibt der Tank im Orbit und gibts Bilder oder einen Film vom Wiedereintritt?
Der Aussentank gelangt nicht in einen Orbit, sondern wird vor erreichen der Orbitalgeschwindigkeit vom Shuttle getrennt. Deswegen muss das Shuttle jeweils auch noch mindestens einen sog. OMS-Burn mit den Orbitaltriebwerken ausführen, um die Orbitalgeschwindigkeit zu erreichen.

Der Wiedereintrittspunkt des ET hängt von verschiedenen Faktoren wie Aufstiegsprofil, Bahnverlauf und Inklination ab. Die heutigen Missionen fliegen alle ein sogenanntes "Direct Insertion" Aufstiegsprofil.
Bei ISS-Missionen, die alle eine Inklination von 51.6 Grad haben, kommt der ET jeweils im Südpazifik runter. Bei STS-125 die ja zum Hubble Teleskop flog und daher auf einer Bahn mit einer Inklination von rund 28.5 Grad, kam der ET ebenfalls im Pazifik, aber nördlich des Aequators runter. Der ET fliegt also rund drei Viertel um die Erde.

In den Anfangsjahren des Shuttle-Programms, als noch das sog. "Standard Insertion" Aufstiegsprofil geflogen wurde, kamen die Tanks, je nach Inklination, im Indischen Ozean zwischen Madagskar und Australien oder südlich von Australien runter.

Bilder oder auch ein Video von einem ET Wiedereintritt sind mir nicht bekannt.
 
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