CHRONOLOGIE
SPACE SHUTTLE

Le système propulsif de la navette américaine est formé de deux boosters à poudre, et de trois moteurs à hydrogène et oxygène liquide avec un réservoir largable associé. Les boosters étant le système accélérateur et les moteurs le système principal. Ainsi cinq propulseurs assurent au lanceur les performances et la mobilité dont il a besoin pour remplir sa mission. Chaque moteur assurant une partie du vol, deux autres étant chargés de la satellisation.

Le choix du couple H2O pour la propulsion principale est dicté par la masse de l' Orbiter, les ailes et la protection thermique handicapant le rapport de masse. Les moteurs à air tel que les turbo réacteurs, stato-réacteur ont des impulsions spécifiques très élevées mais techniquement difficile à maître en œuvre.

Par rapport au moteurs RL 10 (étage Centaur) et J 2 (étages Saturn 5), des progrès ont été réalisés notamment sur les pressions de combustion donc sur l' impulsion spécifique et les taux de détente. Les moteurs utilisent un générateur de gaz pour envoyer les ergols dans la chambre de combustion. Mais pour augmenter la pression de combustion, il faut augmenter le débit du générateur donc sa taille et l' on arrive à un seuil où le gain gagné en vitesse d' éjection est compensé par la perte du au gaz qui s' échappent du générateur.

La solution est le moteur à flux non dérivé, la turbine fonctionnant à grand débit avec un faible taux de détente permettant de renvoyer les gaz du générateur dans la chambre de combustion où ils sont brûlés avec les ergols. Cette solution est très délicate et en 1970 seul les Soviétiques l' ont en opérationnel avec le lance Proton. Pour le Shuttle, 1% de gain sur la vitesse d' éjection augmente la charge utile de 1100 kg.

1970, ce type de moteur équipe les deux étages entièrement pilotés et récupérable du STS : 12 moteurs créant 183,5 tonnes de poussée au sol équipent l' accélérateur et 2 autres à tuyère rétractable équipant l' Orbiter (220 tonnes).

20 mars 1970, six firmes répondent à l' appel d' offre de la NASA pour la phase B du système propulsif du Shuttle. Seules Aerojet Liquid rocket Co, Rocketdyne et Pratt & Witney se voient attribuer une somme de 6 600 000 $. Les études sont terminées en février 1971 et le 12 juillet, la NASA choisit Rocketdyne. Le contrat de 500 000 000 $ couvre une période allant jusqu' en 1979. La poussée n' a pas trop évolué, passant à 256 tonnes pour le booster et 286 pour l' Orbiter. Contesté par Pratt & Witney, le contrat est verrouillé par l' administration US en mars 1972 avec un moteur de 229 tonnes. Entre temps, le projet du STS a évolué et les concepts changent radicalement à cause de restrictions budgétaires. Le booster abandonne la propulsion cryogénique hautes performances. On parle de J2 modifié, de F1, de dérivé du Titan 3C, de propulseur à ergols liquides pressurisés ou solides. Le 15 mars 1972, cette dernière solution l' emportera.

Pour les boosters, le choix de moteurs à ergols solides appelés SRM, Solid Rocket Motors s' explique en premier lieu par le fait qu' aux USA la technologie des gros boosters à pressurisation est peu connue ; les calculs montrent que pour le premier étage de la navette le diamètre des chambres basses pression doit atteindre 2,4 m. Or sur le plus gros moteur connu, le F1 ce diamètre n' est que de 90 cm. Les spécialistes Américains craignent les instabilités de combustion basses fréquences difficilement maîtrisable. La poudre permet au contraire, compte tenu de l' expérience du Titan 3, d' assurer le minimum d' aléas à un programme dont le coût total est abaissé. En compensation, le prix de chaque mission sera un peu plus élevé, mais la perte éventuelle d' un moteur à poudre est moins onéreuse que celle d' un moteur à pressurisation. Pour le première fois, des accélérateurs à poudre seront employés pour des vols habités. Des impulsions spécifiques faible, des problèmes dues aux vibrations les en avaient écartés. Mais aujourd' hui il reviennent sur le devant de la scène avec d' énormes progrès, les impulsions spécifiques passant à 276 secondes. D' ailleurs, toutes les fusées de sauvetage des programme habités américain utilisaient des fusées solides comme propulseur.

Avec 44 m de long pour 3,58 m de diamètre, chaque booster a une masse à plein de 513 tonnes pour une masse à vide de 72,5 tonnes, soit un indice de structure de 14%, ce qui est faible pour un engin récupérable. La poussée unitaire au décollage atteint 1870 tonnes, valeur réduite à 1180 tonnes après 40 seconde au passage du mur du son par modulation de la grosseur des grains de poudre. Cette dernière est composée d' une résine synthétique contenant du perchlorate d' ammonium dopé à l' aluminium. La pression de combustion vaut 65,5 bars , le taux de détente 13. La tuyère est orientable pour faciliter le pilotage ou pour l' assurer complètement en cas de défaillance des moteurs principaux. La transmission de poussée s' effectue vers le réservoir de l' Orbiter par l' intermédiaire d' une structure situé à l' arrière des boosters. Un second point d' attache est placé à l' avant, à proximité de deux dispositifs d' arrêt de poussée dont l' ouverture commande la fin de combustion. La mise a feu de 6 petites fusées à l' avant et à l' arrière éloigne alors chaque booster du reste de la navette. Le dispositif de récupération, mortiers, petit parachute de 1,8 m de diamètre, parachute de 20 m de diamètre et trois parachute principaux est placé dans la pointe ; il représente près de 5 tonnes.

Les boosters entrent pour 47 % dans les 10,5 millions de $ de chaque lancement. Aerojet General, Thiokol, Lockheed Propulsion et UTC (United Technology Center) sont en compétition pour le développement de ces accélérateurs. UTC posséde une longueur d' avance car il réalise pour l' USAF les boosters du Titan 3. En novembre 1972, North American, maître d' œuvre du programme établit le plan de développement des boosters : démarrage du programme le 1 novembre 1973, réexamen du projet en juillet 1974, fabrication du premier moteur à partir de début 1976, début de la fabrication en série le 1 juin 1977 et arrivée du premier exemplaire au KSC le 1 novembre 1977.

1971, le dessin de l' Orbiter a maintenant trois moteurs hautes performances avec un réservoir largable.

1973, les caractéristiques du moteur SSME, Space Shuttle Main Engines paraissent figées. La poussée passe de 170 tonnes au sol à 213 dans le vide sous l' effet de la baisse de la pression atmosphérique car la tuyère est fixe. A chaque instant, la poussée est variable de 0,5 à 1, 09 fois la valeur nominale. Le taux de détente est de 120 dans le vide, la pression en sortie de chambre avoisinant les 420 bars et 210 bars pour la chambre elle même (69 pour le F1 et 55 pour le J2). L' oxygène et l' hydrogène sont mélangé dans un rapport de 6 à 1. Chaque moteur est orientable de +-11° pour assurer le contrôle en roulis, lacet et tangage. La durée de vie est garantie de 7 h 30, soit 100 missions.

Décembre 1972, le centre Marshall approuve le plan de développement du moteur, les essais devant commencer le 28 février 1974 pour les préchambres, le 31 mai pour la chambre principale. La turbopompe sera essayée dès le mois d' août et la première mise à feu interviendra le 1 mars 1975 au MTF sur les bancs modifiés des moteurs du S2 du Saturn 5. La livraison du premier moteur de qualification est attendue pour le 15 juin 1976 et le premier moteur opérationnel en octobre 1979.